一种上层大气层吸气式电推进系统的进气道，基于上层大气层区域自由分子流或近自由分子流的流动特征，同时在进气道几何外形和表面材料两个方面进行设计，进气道由入口段、压缩段、电离加速段和出口段组成；所述入口段为圆柱型管道，压缩段为收缩管道，轮廓为内凹圆弧，左端与入口段相切；电离加速段包括一段收缩管道和一段圆柱型管道，收缩管道的轮廓为外凹圆弧，所述外凹圆弧两端与所述压缩段的右端、电离加速段的圆柱相切；出口段为圆锥型扩张管道。完成进气道的几何外形设计之后，对进气道的内表面进行光滑处理，以降低气体与该内表面相互作用的动量/能量适应系数，最终获得了上层大气层吸气式电推进系统的进气道。层大气层吸气式电推进系统的进气道。层大气层吸气式电推进系统的进气道。
【技术实现步骤摘要】
一种上层大气层吸气式电推进系统的进气道
[0001]本专利技术涉及一种上层大气层吸气式电推进系统的进气道设计方案，属于高空超高速飞行器气动设计领域。
技术介绍
[0002]距离地球表面120～300km之间的上层大气层，介于临近空间和太空之间，目前是一个几乎未被开发利用的空域。近年来，由于科学研究的需要，运行于该空域的航天器逐渐展现出广阔的应用前景，包括高精度地球重力梯度测量、全球海洋气候精确观测和上层大气准确建模等。此外，常规的军用侦察卫星由于运行高度较高，无法获得地面高分辨率的图像，运行于上层大气层超低轨道的侦察卫星则可以获得0.1～0.3m的分辨率，大大提高军事目标位置的精确度。
[0003]但是，运行于该区域的航天器会受到稀薄大气阻力的影响，需要携带推进系统对大气阻力进行补偿，这样才能保证这类航天器长时间在轨运行。电推进技术经过了数十年的发展，是目前最为常用的大气阻力补偿推进技术。然而，电推进系统需要携带大量的推进剂，随着有限的推进剂被耗尽，航天器寿命也将终结。而且，携带大量的推进剂不但会增加发射成本，也极大地降低了航天器的有效载荷。
[0004]吸气式电推进技术，依靠太阳能为能源，收集轨道环境中稀薄气体作为工质，将收集到的气体经电离加速后高速排出束流形成推力。吸气式电推进技术既继承了电推进技术高比冲的优点，又克服了其需要携带大量推进器的缺点，具有工作寿命长、发射成本低和有效载荷高等优点，是上层大气层航天器大气阻力等非重力补偿的理想推进技术。
[0005]进气道是吸气式电推进系统中特殊的气动装置，其目的是收集上层大气层内的稀薄气体，压缩后运送至推进系统的电离段。实现上层大气的高效率电离要求进入电离段的气体具有足够高的压力和足够多的气体推进剂。因此，进气道的气体压缩性能和气体收集性能直接决定了吸气式电推进系统的总体性能，开展吸气式电推进系统的进气道设计是吸气式电推进系统研究的“先行官”。
技术实现思路
[0006]本专利技术的技术解决问题是：克服进气道压缩性能差和收集效率地等缺点，提出一种上层大气层吸气式电推进系统的进气道。
[0007]本专利技术的技术方案是：一种上层大气层吸气式电推进系统的进气道，其特征在于入口段、压缩段、电离加速段和出口段组成；所述入口段为圆柱型管道，压缩段为收缩管道，轮廓为内凹圆弧，左端与入口段相切；电离加速段包括一段收缩管道和一段圆柱型管道，收缩管道的轮廓为外凹圆弧，所述外凹圆弧两端与所述压缩段的右端、电离加速段的圆柱相切；出口段为圆锥型扩张管道；对进气道的内表面进行光滑处理，以降低气体与该内表面相互作用的动量/能量适应系数。
[0008]优选的，所述上层大气层的范围为120km～300km，来流分子平均自由程范围为
3.3m～2595m。
[0009]优选的，所述入口段圆柱型管道的长度L
i
和半径r
i
根据飞行器的尺寸调整取值，入口段长度不能大于飞行器的长度，优选取值范围为飞行器长度的0.05～0.15倍；入口段半径取值范围为飞行器半径的0.7～0.9倍。
[0010]优选的，对于特征长度为2m、特征半径为0.75m的飞行器，所述入口段圆柱型管道长度和半径的典型取值分别为0.2m和0.55m。
[0011]优选的，所述压缩段的的长度L
c
小于飞行器长度的一半，优选取值范围为飞行器长度的0.4～0.5倍，压缩段圆弧半径r
c
需要保证其对应的圆心角范围为30
°
～60
°
，r
c
取值范围为飞行器长度的0.4～1倍。
[0012]优选的，对于特征长度为2m、特征半径为0.75m的飞行器，所述收缩管道轮廓圆弧半径的典型取值为1.02m。
[0013]优选的，所述电离加速段的圆柱半径r
t
根据进气道的压缩要求取值，压缩比越大，圆柱半径越小，反之则越大，取值范围为飞行器半径的0.05～0.4倍。
[0014]优选的，对于特征长度为2m、特征半径为0.75m的飞行器，所述收缩管道轮廓圆弧半径和圆柱型管道半径的典型取值分别为0.189775m和0.04m。
[0015]优选的，所述圆锥型扩张管道的长度L
o
和出口半径r
o
根据需要调整取值；出口长度L
o
为飞行器长度的0.04～0.08倍，出口半径大于电离加速段圆柱半径，取值范围为电离加速段圆柱半径的1.5～2.5倍。
[0016]优选的，对于特征长度为2m、特征半径为0.75m的飞行器，所述圆锥型扩张管道的长度和出口半径分别为0.1m和0.08m。
[0017]优选的，对进气道内表面进行光滑处理，确保动量/能量适应系数不高于0.5，最终获得了上层大气层吸气式电推进系统的进气道。
[0018]本专利技术与现有技术相比的优点：
[0019](1)当前推进系统进气道设计主要涉及航空飞行区域(0km～20km)和临近空间(20km～100km)，而上层大气层作为一个几乎未开发利用的空域，尚无该空域的推进系统进气道设计技术。
[0020](2)本专利技术在进气道几何外形和表面材料两个方面进行设计，提出了一种上层大气层吸气式电推进系统的进气道设计方案，几何外形方面采用入口段、压缩段、电离加速段和出口段等四段式方案，表面材料方面采用表面光滑处理技术。该设计方案能为吸气式电推进系统提供高压缩比和高收集效率的进气道，能有效提升吸气式电推进系统的总体性能，是上层大气层航天器吸气式电推进系统进气道设计的理想方法。
附图说明：
[0021]图1：本专利技术设计方案示意图；
[0022]图2：简单圆锥收缩构型进气道示意图；
[0023]图3：航空领域传统外凹构型进气道示意图；
[0024]图4：简单圆锥收缩型、传统外凹收缩型和本专利技术进气道压缩比的对比；
[0025]图5：简单圆锥收缩型、传统外凹收缩型和本专利技术进气道质量通量的对比。
具体实施方式
[0026]本专利技术基于上层大气层区域自由分子流或近自由分子流的流动特征，同时在进气道几何外形和表面材料两个方面进行设计，提出了一种上层大气层吸气式电推进系统的进气道设计方案。本专利技术设计原理：基于上层大气层区域自由分子流或近自由分子流的流动特征，考虑到此类流动中粘性效应强和无激波结构，采用内凹的收缩管道有利于实现气体的压缩。此外，考虑到此类流动中气体之间的碰撞可以忽略，而气体与进气道表面之间的碰撞占据主导地位，通过进气道表面的光滑处理降低气固相互作用过程中的动量/能量适应系数，使其更接近镜面反射，从而有利于收集到的气体进入电离段，以提高进气道的气体收集效率。这样，在不影响基本气动阻力性能的前提下，在进气道几何外形和表面材料两个方面进行设计，实现进气道的高气体压缩比和高气体收集效率。
[0027]具体实施方式：
[0028]进气道由入口段、压缩段、电离加速段和出本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种上层大气层吸气式电推进系统的进气道，其特征在于由入口段、压缩段、电离加速段和出口段组成；所述入口段为圆柱型管道，压缩段为收缩管道，轮廓为内凹圆弧，左端与入口段相切；电离加速段包括一段收缩管道和一段圆柱型管道，收缩管道的轮廓为外凹圆弧，所述外凹圆弧两端与所述压缩段的右端、电离加速段的圆柱相切；出口段为圆锥型扩张管道；对进气道的内表面进行光滑处理，以降低气体与该内表面相互作用的动量/能量适应系数。2.根据权利要求1所述的一种上层大气层吸气式电推进系统的进气道，其特征在于：所述上层大气层的范围为120km～300km，来流分子平均自由程范围为3.3m～2595m。3.根据权利要求1所述的一种上层大气层吸气式电推进系统的进气道，其特征在于：所述入口段圆柱型管道的长度L
i
和半径r
i
根据飞行器的尺寸调整取值，入口段长度不能大于飞行器的长度，优选取值范围为飞行器长度的0.05～0.15倍；入口段半径取值范围为飞行器半径的0.7～0.9倍。4.根据权利要求3所述的一种上层大气层吸气式电推进系统的进气道，其特征在于：对于特征长度为2m、特征半径为0.75m的飞行器，所述入口段圆柱型管道长度和半径的典型取值分别为0.2m和0.55m。5.根据权利要求1所述的一种上层大气层吸气式电推进系统的进气道，其特征在于：所述压缩段的的长度L
c
小于飞行器长度的一半，优选取值范围为飞行器长度的0.4～0.5倍，压缩段圆弧半径r
c
需要保证其对应的圆心角范围为30
°
～60
°
，r
【专利技术属性】
技术研发人员：靳旭红，姚雨竹，周靖云，苗文博，程晓丽，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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