月球轨道卫星热电弧喷射推进器结构

　　从结构设计逻辑来看，整个推进器采用同轴式电极布局，中心阴极采用耐高温的钨基合金材质，能够承受电弧放电时超过万度的局部高温，阳极喷管采用收敛-扩张型面设计，在保证电弧稳定附着的同时，能够将被电弧加热到高温的推进剂热能高效转化为喷射动能，减少推力室内部的流动损失。推进剂供给通道采用环形夹层结构，推进剂进入推力室前会先流经喷管外壁的冷却夹层，一方面对高温喷管进行再生冷却，降低外壁面对周边星载设备的热辐射影响，另一方面可以对推进剂进行预热，提升能量利用效率，这种热耦合设计在小功率电推进结构中非常考验尺寸匹配精度，夹层的流道宽度需要控制在毫米级，既要保证足够的冷却流量，又不能造成过大的流阻增加供给系统的负载。在深空探测尤其是月球探测任务中，轨道器的姿轨控动力系统直接决定任务的成败，热电弧喷射推进器作为小功率电推进方案的典型代表，在小型月球卫星平台上有着不可替代的应用优势。这套适配TALOS月球轨道卫星的1kW级电弧喷射推进结构，核心设计目标是为百公斤级的小型环月卫星提供长期的姿态调整与轨道维持动力，相比传统化学推进系统，它的比冲更高，能够大幅压缩推进剂携带量，释放卫星平台的有效载荷空间。

　　安装接口方面，推进器的基座采用标准的星载设备安装法兰，法兰上的安装孔位与卫星结构板的预埋螺母位置完全匹配，安装面的平面度公差控制在0.05mm以内，保证安装后推力矢量的指向精度偏差不超过0.1度，避免推力偏斜带来的额外姿控燃料消耗。整个推进器的外形尺寸控制在直径80mm、长度120mm的包络范围内，干重不超过1.2kg，完全适配小型卫星的紧凑安装空间，不会和星上的太阳能帆板驱动机构、通信天线等周边设备产生运动干涉。

　　在实际任务场景中，这套推进器主要承担三类工作：一是卫星进入月球轨道后的轨道捕获修正，抵消入轨偏差；二是长期环月飞行过程中的轨道维持，抵消月球非球形引力、太阳风压力等扰动带来的轨道漂移；三是卫星的姿态调整，配合动量轮完成角动量卸载，以及特定载荷指向调整时的小冲量推力输出。设计过程中针对月球轨道的特殊工作环境做了专门的结构优化，比如所有外露的结构件都做了防冷焊处理，避免在超高真空环境下长时间工作后运动部件出现粘连；电极的绝缘支撑件采用低挥发的陶瓷材质，防止真空环境下材料出气污染星载光学载荷；供电接口采用冗余设计，双路供电回路互为备份，避免单路线路故障导致推进器失效。

　　从流场仿真的迭代过程来看，最初的喷管型面设计在扩张段存在明显的流动分离问题，导致推力效率比设计值低12%，通过调整扩张段的半锥角，将初始的18度半锥角优化到12度，同时在喷管喉部做了0.2mm的圆角过渡，有效抑制了流动分离，最终推力效率稳定在42%以上，满足1kW功率下200mN额定推力的设计指标。推进器的热防护结构采用多层隔热组件包覆，除了喷管出口区域外，其余部位的外表面温度在额定工作状态下不超过60摄氏度，能够和星上的常规电子设备直接相邻安装，不需要额外设置隔热挡板，进一步降低了系统集成的复杂度。在结构强度方面，整个推进器能够承受卫星发射阶段的15g过载冲击，所有连接部位都采用防松设计，避免发射过程中的振动导致紧固件松动，关键受力部位的安全系数不低于2.5，满足航天产品的结构强度规范。