● 摘要
N2O作为一种优良的推进剂，近年来受到了广泛关注。与传统的肼推进剂相比，N2O具有无毒无腐蚀性、常温下稳定性好等特点；被加热至520℃以上时，N2O发生放热分解，生成氧气和氮气，性质接近空气，最高反应温度可达1640℃左右；分解产生的氧气可作为氧化剂与各种燃料发生燃烧，甚至用于生命维持系统；N2O具有很高的饱和蒸汽压(21℃时52bar)，可实现自增压供给，能够满足多任务需求的多模式一体化自增压推进系统的设计，从而减小了飞行器的质量或提供更大的速度变量。本文研究采用N2O作为单组元微推进系统的推进剂，利用N2O催化分解生成热气排放，用于精确控制飞行器姿态的微推进系统。首先通过收集和整理国内外有关微推进研究和微小卫星编队飞行技术研究的文献资料，应用数据库软件建立专题文献数据库，编写了文献研究总结报告，对微推进系统的分类及特点、微推进系统的应用方向、以及国内外有关N2O推进系统的研究发展进行了总结，并对微推力测量方法进行了初步概括。然后根据所提出的系统设计参数和已有经验，对1N推力及25mN推力的微推力器开展了推力室结构设计，进行了性能参数估算，并完成了微推力器及微推进系统的三维模装。在理论计算的基础上，对N2O微推力器性能影响因素做出了分析。进行了N2O催化分解的化学热力学计算；开展了微推进器内流场数值仿真计算；并在此基础上，对推力室壳体的二维轴对称温度场、结构静应力和热应力分别进行了数值仿真研究。最后与中科院大连化学物理研究所合作，对设计制造的微推进器进行了关于N2O催化分解的关键技术试验研究，分析总结了试验结果，为后续的研究工作打下了坚实基础。关键词：微推力器，N2O，设计，仿真，试验，催化分解
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