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World File Search System推进器
Bhardwaj r和Jain H. Ionic Phusters用于深空。 Astro 2024，2（2）：000123。
自1960年代以来，高功率非空气呼吸推进系统在太空探索中起着至关重要的作用。离子推进器已成为一种革命性的技术，其效率提高了。目前，有250多个人工卫星利用电动推进来进行地球静止的地球轨道（GEOS）和低地球轨道（LEOS）[1]。诸如太空系统/Loral之类的公司已证明了固定等离子体推进器（SPTS）的可靠性，并在地面测试和卫星操作中进行了10,000多个操作时间[2]。电动推进的广泛使用强调了其在现代太空技术中的重要性，离子推进器提供了高特异性的脉冲和有效的推进剂用法，因此它们是长期任务的理想选择[3]。
阿姆斯特朗飞行研究中心 - NASA
阿姆斯特朗和美国宇航局艾姆斯和兰利研究中心的研究人员使用各种 CFD 代码运行了 2,500 多个计算流体动力学 (CFD) 案例，以支持 X-57 空气动力学数据库的开发。该数据库模拟了 X-57 基础飞行器的空气动力学，还包括翼尖巡航推进器和机翼前缘分布的 12 个高升力推进器的空气动力学增量。推进器在 CFD 中采用执行器盘建模，其推力和功率值来自巡航和高升力螺旋桨的 XROTOR 模型。飞行器空气动力学的不确定性模型部分来自不同 CFD 代码之间的差异，并被纳入数据库。空气动力学数据库在 NASA 兰利实施，阿姆斯特朗驾驶模拟进行控制分析和适航性评估。
阿姆斯特朗飞行研究中心 - NASA
阿姆斯特朗和美国宇航局艾姆斯和兰利研究中心的研究人员使用各种 CFD 代码运行了 2,500 多个计算流体动力学 (CFD) 案例，以支持 X-57 空气动力学数据库的开发。该数据库模拟了基线 X-57 车辆的空气动力学，还包括翼尖巡航推进器和机翼前缘分布的 12 个高升力推进器的空气动力学增量。推进器在 CFD 中建模，使用执行器盘，其推力和功率值来自巡航和高升力螺旋桨的 XROTOR 模型。车辆空气动力学的不确定性模型部分来自不同 CFD 代码之间的差异，并被纳入数据库。空气动力学数据库在美国宇航局兰利中心实施，阿姆斯特朗驾驶飞机进行控制分析和适航性评估模拟。
高压冷气推力器研制成果
现代卫星平台依靠成熟的电力推进系统来高效利用推进剂。然而，这些系统提供的推力有限，通常只有几百毫牛顿，这限制了它们只能用于长时间机动。高推力执行器对于发射装置分离后的减速、避免碰撞、进入轨道或安全模式必不可少。为了满足这一要求，将冷气推进器集成到机载基础设施中是一种可行的解决方案。AST Advanced Space Technologies GmbH 开发了一种高压冷气推进器，能够使用氮气、氩气、氪气和氙气等标准气体产生超过 2 N 的推力。该推进器可在很宽的压力范围内高效运行，从最大预期工作压力 300 bar 到报废压力 1.5 bar，无需压力调节器。1. 简介
高比冲电喷雾探测器用于深部...
HiSPEED 的目标是开发一种高效的推进系统，以便使用小型卫星进行深空探索。麻省理工学院空间推进实验室开发的离子电喷雾推进系统是首批提供紧凑高效推进系统之一，该系统与立方体卫星外形尺寸兼容。然而，现有的推进器头的寿命短于深空任务所需的发射时间。因此，我们考虑采用分阶段方法，将烧坏的推进器头弹出并更换，从而延长推进系统的整体寿命。
2024 - 阿米莉亚·埃尔哈特研究员
Hamda Al-Ali 是伦敦帝国理工学院帝国等离子推进实验室的博士候选人。她的研究重点是新型高功率等离子推进系统的设计和实验鉴定：球形托卡马克推进器。这项创新技术的灵感来自球形托卡马克和磁约束聚变的工作原理。推进器受益于高推进剂电离和利用率，并与多种推进剂兼容，包括水等分子绿色推进剂。球形托卡马克推进器的无电极设计消除了与电极存在相关的问题，例如电极腐蚀和阴极中毒，从而延长了其使用寿命，同时提供了高比冲，以增加有效载荷质量分数并降低航天器发射成本。这些特性和能力使其成为深空探索任务的有吸引力的候选者。这项技术将实现高效的行星际空间探索，并使星际旅行更加可行。
用于卫星微推力器的压电执行器
在低压方面，集成在微推进器中的压电元件的选择基于其低功率要求、减小尺寸和质量、高冲程和低力。对于此类应用，多层弯曲执行器是首选，因为它们可以在小封装中提供快速而精确的运动。压电执行器的特性范围 两种执行器的特性需要适应相关应用的特定负载和操作条件。下面的比较表很好地说明了微推进器应用中压电执行器可以实现的广泛特性。
bepicolombo：一个改进电推进飞机飞机相互作用建模的平台
本文提供了一项长期研究的第一个结果，该研究旨在提高使用航天器等离子相互作用系统软件的电推进诱导的电动推进诱导航天器充电的数值建模技术的有效性。欧洲航天局Bepicolombo任务的前数值模型及其输出作为模型当前功能和局限性的基准示例。证明，代码可以通过模拟电推进系统，推进器生成的等离子体以及暴露于空间的航天器系统之间的动态相互作用来获得航天器充电平衡。通过比较不同的多环反应指数的模拟，显示了在自由扩展推进器等离子体中对电子冷却的物理描述的重要性。它特别突出了将整个等离子体视为等温的不足。具有数值和物理参数的仿真输出的变异性为未来设计建模的未来改进和对等离子体推进器诱导的充电过程的理解铺平了道路，通过将来与可用的旋转遥控器进行比较。
![arXiv:2211.10079v2 [physics.space-ph] 2022 年 11 月 23 日](/simg/d\dbddb87e47ac102d73b5ac73bc8c2855f54fba04.webp)
arXiv:2211.10079v2 [physics.space-ph] 2022 年 11 月 23 日
具有挑战性的太空任务包括极低海拔的任务，其中大气是航天器空气阻力的来源，除非提供补偿方法，否则最终将决定任务的寿命。这种环境被称为极低地球轨道 (VLEO)，定义为 h < 450 公里。除了航天器的空气动力学设计外，为了延长此类任务的寿命，还需要一个高效的推进系统。一种解决方案是大气呼吸电力推进 (ABEP)，其中推进系统收集大气颗粒以用作电推进器的推进剂。该系统可以消除携带推进剂的要求，也可以应用于任何有大气的行星体，从而能够在低海拔范围内执行新的任务，延长任务持续时间。H2020 DISCOVERER 项目的目标之一是开发用于 ABEP 系统的进气口和无电极等离子推进器。本文介绍了进气设计的特点以及基于模拟的最终设计，收集效率高达 94%。此外，本文还介绍了射频 (RF) 螺旋式等离子推进器 (IPT)，在评估其性能的同时，