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KARVE：用于太空推进器的纳米粒子加速器
摘要 我们提出了一种使用基于射频 (RF) 的纳米粒子 (NPs) 加速作为未来太空任务推力产生手段的概念：动能加速与资源矢量引擎 (KARVE) 推进器。通过直流加速器加速 NPs 已被证明在尘埃加速器实验室中是可行的，例如海德堡尘埃加速器 [1] 和科罗拉多月球尘埃和大气研究中心的 3-MV 超高速尘埃加速器 [2]。相比之下，KARVE 使用 RF 驱动的 NPs 加速作为推进器设计的基础，其性能介于化学和离子发动机之间：在比冲方面比化学发动机更高效；推力比离子发动机更大。多间隙 RF 加速器的特性还允许在比冲和推力之间进行即时权衡。在本文中，我们重点介绍 KARVE 推进器作为加速器的特性。
使用单个，两个频率...
I.引言m绘制的喷嘴推进器是正在开发的几种技术之一，旨在满足对低功率，高特定冲动的空间推进的需求。这些推进器通过通过扩展的直流磁场加热和加速等离子体来运行[1]。主要存储在血浆电子中的热能随着血浆通过磁场扩展而转换为离子动能。通常，这些设备使用射频或微波功率来加热等离子体，从而实现无电极操作。此推进器体系结构具有多种属性，使其非常适合小型卫星推进。例如，缺乏电极可以进行反应性推进剂和潜在的低侵蚀操作。同样，该设计仅需要一个电源。与以前的设计相比，使用电子回旋共振（ECR）作为磁性喷嘴推进器中的加热源的最新发展已产生有希望的结果。推力支架测量结果显示，在30瓦的1000秒内，特定的冲动在10％以上的推力官方官方[2]。这是低功率直升机的发布数据和电感耦合等离子体设计的几倍[3]。话虽如此，尽管ECR推进器的性能是有希望的，但对于任务申请，水平仍然没有竞争力。为了充分证明这项技术的潜力，迫切需要确定技术途径以更快地提高其成熟度。此启用等离子属性，即高电子温度。为此，以前的参数实验表明，对于推进器几何形状的小变化可能对整体性能具有很大的影响，这表明可能进行进一步的性能优化[4]。改善ECR性能的另一种方法是操纵微波输入到推进器的功率调节。例如，将具有不同频率的多个波在注入推进器之前混合在一起，或以脉冲方式调节振幅。波浪混合方法的基础假设是改变功率条件可能会改变ECR共振区的位置和大小。另一方面，使用脉冲功率使推进器可以摆脱源于0D功率平衡的正常限制。两种类型的功率调节已经成功地在用于重离子生产的ECR离子来源上实施[5]。但是，尚未对推进器进行探索。采用这种优化方法的主要挑战之一是问题的维度。没有完整的基础物理模型，优化需要无梯度的方法。只有两个免费参数，探索设计空间可能需要数十个或数百个样本点。因此，对于可以更有效地测试每个设计点的工具来说，需求显而易见。这项工作的目标是探索通过传统的单频率操作，两频加热和脉冲操作来优化低功率ECR推进器的策略。本文以以下方式组织。sec。sec。我们使用基于替代物的优化算法来指导每种情况下参数空间的探索。我们首先激励我们的研究。ii通过引入推进器的全局模型，我们用来确定密钥优化参数。iii我们描述了实验设置，包括推进器，真空设施和所使用的诊断。第四节详细详细介绍了优化过程和
螺旋桨和机翼螺旋桨推力矢量 - eCommons
摘要 本研究调查了位于螺旋桨尾流中的基于叶片的推力矢量系统的效率，该系统可在净推力损失最小的情况下支持前向力。矢量系统本身既可放置在独立螺旋桨配置中，也可放置在机翼螺旋桨配置中。在代顿大学低速风洞 (UD-LSWT) 使用现成的 R/C 螺旋桨进行静态和基于风力的实验。敏感性分析确定了叶片偏转角对推力矢量的影响以及螺旋桨相对于集成机翼上表面的位置对系统性能的影响。静态测试结果表明，当矢量设计放置在机翼中时，叶片性能显著改善。在两种螺旋桨俯仰情况下：75° 和 90°，随着叶片偏转角的逐渐增加，实现了推力矢量，随之改变了俯仰力矩。标准 90° 螺距方向的一体式机翼螺旋桨系统风洞试验结果显示，在低于 0.3 的前进比下成功实现推力矢量控制，这对于大多数相关应用而言是实用的；螺旋桨叶片系统的 75° 螺距方向观察到推力矢量控制能力扩展到 0.7 的前进比。敏感性分析表明，暴露在流动自由流中的螺旋桨的整体效率高于完全嵌入模拟机翼的螺旋桨，尽管嵌入式壳体具有更好的推力矢量控制能力。致谢 诚挚感谢亨利·卢斯基金会通过克莱尔·布思·卢斯 (CBL) 研究项目提供的支持。另一位主要捐助者蔡杰龙先生（Jacky）对本工作期间的持续指导深表感谢。
不同火箭发动机的推力测量
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基于HAN的单声道推进系统推进器的燃烧室的设计和分析用于航天器应用
本文提出了使用硝酸铵（HAN）推进剂进行航天施用的燃烧室的初步研究。燃烧室由两个部分组成，即推力室和收敛性（C-D）喷嘴。燃烧室的设计非常重要，因为在此封闭体积中释放的推进剂中的化学能，即推力室并通过C-D喷嘴部分扩展。因此，必须设计腔室，以提供推进剂反应和释放最大可用能量的必要空间，并且还应防止以热的形式损失能量。应最佳设计C-D喷嘴，以允许将焓的最大转化为动能。因此，推力室和C-D喷嘴以最佳尺寸设计，用于释放热量，以将HAN推进剂的燃烧转换为基于HAN的单核粉推进器的排气速度。在这项工作中，燃烧室，即推力室和C-D喷嘴在16 bar的压力下设计，以产生11 N的推力。进行了11 N分析以显示以11 N推力的燃烧室的压力和温度变化，用于航天器的16 bar的16 bar压力和腔室压力。从分析结果中发现，han+甲醇+硝酸铵+水的推进剂组合的单opellogent发动机适合于态度和轨道控制系统（AOCS）推进器的设计。
将微型技术技术应用于空间观测指向稳定性
•技术出版物。完成的研究或重大研究阶段的报告介绍了NASA计划的结果，并包括广泛的数据或理论分析。包括大量的科学和技术数据的汇编以及被认为具有持续参考价值的信息。NASA的同行评审正式专业论文的对应物，但对手稿的长度和图形演示范围的限制较小。•技术备忘录。初步或专业兴趣的科学和技术发现，例如，快速发布报告，工作论文和书目包含最少注释的书目。不包含广泛的分析。•承包商报告。NASA赞助的承包商和受赠人的科学和技术发现。
对空气动力推力矢量控制的审查
推力矢量构成喷嘴优化和增加功能的下一步。喷嘴用于将射流引导到发动机轴以外的方向上，以产生飞机重心周围的横向力和矩，可用于飞机操纵。在二维螺距中只有喷嘴可以在垂直平面内偏转，因此喷嘴补充了水平控制表面。有几种类型的推力向量喷嘴。例如，有2-D和3-D推力向量的喷嘴。ITP喷嘴是3-D矢量喷嘴。也，达到气射流偏转的方法有不同的方法：最有效的方法是仅机械偏转截面，从而最大程度地减少对喉咙上游（Sonic）部分的影响。取决于此不同部分的控制水平，con-di喷嘴可以是两种类型：