北航电推进大作业——吸气式电推进
电推进技术在无人飞行器中的应用研究
电推进技术在无人飞行器中的应用研究在当今科技飞速发展的时代，无人飞行器已成为众多领域的重要工具，从军事侦察到民用航拍，从物流配送再到环境监测，其应用范围不断拓展。
而电推进技术的出现，为无人飞行器的发展带来了新的机遇和挑战。
电推进技术，顾名思义，是利用电能来产生推力的一种推进方式。
与传统的化学推进方式相比，它具有诸多显著的优势。
首先，电推进系统的能源效率更高。
传统的化学燃料在燃烧过程中会有大量的能量以热能的形式散失，而电推进技术能够将电能更有效地转化为推力，从而大大提高了能源的利用率，延长了无人飞行器的续航时间。
其次，电推进系统的结构相对简单，减少了复杂的机械部件，降低了系统的重量和体积，这对于对重量和空间要求苛刻的无人飞行器来说至关重要。
此外，电推进系统的控制精度更高，可以实现更精确的姿态调整和飞行轨迹控制，提高了无人飞行器的飞行稳定性和任务执行能力。
在无人飞行器中，电推进技术的应用形式多种多样。
其中，离子推进器是一种常见的电推进装置。
它通过电离气体产生离子，并利用电场加速离子来产生推力。
离子推进器具有高比冲的特点，适合用于长时间、远距离的飞行任务，如深空探测中的无人飞行器。
另一种常见的电推进装置是霍尔推进器，它利用磁场和电场的相互作用来加速离子产生推力。
霍尔推进器的功率范围较宽，适用于不同规模的无人飞行器。
在军事领域，电推进技术的应用为无人飞行器带来了显著的性能提升。
例如，采用电推进技术的无人侦察机可以在不补充燃料的情况下长时间在空中巡逻，收集情报。
其静音性和低红外特征也使其更难被敌方发现，提高了生存能力。
在战场上，电推进的无人飞行器可以更精确地执行目标打击任务，降低误伤的风险。
在民用领域，电推进技术也有着广阔的应用前景。
在物流配送方面，采用电推进技术的无人飞行器可以实现更高效、更环保的货物运输。
由于其续航时间的延长，可以覆盖更广的配送范围，降低运营成本。
在航拍和影视制作领域，电推进的无人飞行器能够提供更稳定的拍摄平台，拍摄出更高质量的画面。
基于SDBD放电的吸气式电推力器低气压下推力性能研究
基于SDBD放电的吸气式电推力器低气压下推力性能研究基于SDBD放电的吸气式电推力器低气压下推力性能研究摘要：随着航天技术的发展，对于宇航器的推进技术提出了越来越高的要求，其中电推力器成为了一种备受瞩目的推进技术。
吸气式电推力器采用了SDBD放电技术，同时具备了优秀的推力性能和高效节能的特点。
本文基于SDBD放电的吸气式电推力器，进行了低气压下推力性能的研究。
通过建立数值模型，分析并优化设计参数，研究其推进效率和推力性能。
通过实验验证，确定了吸气式电推力器在低气压环境下的优良性能。
本文对吸气式电推力器在低气压环境下的推进效率和推力性能进行了详细研究，结果表明，吸气式电推力器在低气压下具有优异的推进性能和高效节能的特点，对于未来航天技术的发展具有积极的推动作用。
关键词：电推力器；SDBD放电；吸气式；低气压；推力性能；推进效率一、引言随着航天技术的不断发展，对于宇航器的推进技术也提出了越来越高的要求。
电推力器作为一种新型的推进技术，其优良的节能性能和长寿命的特点，备受航天学界的关注。
吸气式电推力器采用了SDBD放电技术，能够利用空气等气体为推进剂，具备了高效节能、环保安全和推力性能好等优点，因此备受欢迎。
然而，电推力器在低气压下的推进效率和推力性能存在大量的不确定性，影响着其在航天领域的应用和推广。
本文基于SDBD放电的吸气式电推力器，对其在低气压环境下的推进效率和推力性能进行了详细研究。
二、研究方法本文采用数值仿真和实验验证相结合的方法，对于吸气式电推力器在低气压环境下的推进效率和推力性能进行了研究。
首先，建立了数值模型，使用FLUENT软件进行数值计算，并对其推进效率和推力性能进行优化设计。
其次，进行了实验验证，对于吸气式电推力器在低气压下的推进效率和推力性能进行了实验测试。
三、结果分析通过数值模拟和实验测试，我们得出了吸气式电推力器在低气压环境下的推进效率和推力性能。
研究结果表明，吸气式电推力器在低气压下的推进效率和推力性能较差，但仍有不俗表现。
中国自主研制成功新型电推进系统
中国自主研制成功新型电推进系统随着科技的不断进步，中国在航天领域的发展也日益迅猛。
最近，中国成功研制出一种全新的电推进系统，填补了该领域的空白，并使得中国在这一领域取得了重要突破。
本文将介绍这一新型电推进系统的特点和优势，并展望中国航天事业的未来发展。
一、新型电推进系统的特点这种新型电推进系统采用了先进的电动机技术，替代了传统的化学推进系统，具备了许多明显的特点。
首先，这种系统具有更高的推进效率和更低的能耗。
相较于传统的化学推进系统，电推进系统能够更好地利用能源，提供更大的推力，从而实现更快速度和更稳定的航行。
其次，这种系统更加环保。
传统的化学推进系统产生大量的废气和废弃物，对环境造成了很大的污染，而电推进系统几乎不会产生任何有害物质，从而更好地保护了地球的生态环境。
另外，新型电推进系统还更加安全可靠，减少了事故发生的危险性，为航天人员提供了更大的保障。
二、新型电推进系统的优势新型电推进系统相较于传统的推进系统具有多个优势。
首先，它具备较长的使用寿命和更低的维护成本。
传统的推进系统因为长时间高温高压的工作环境，易于发生故障和磨损，需要频繁的维护和更换零部件，耗费大量人力和物力。
而电推进系统几乎不会出现这些问题，不仅寿命更长，而且需要较少的维护费用。
其次，新型电推进系统具有更高的精确度和控制性能。
在航天领域，精确的推进控制是十分重要的，而电推进系统能够更好地实现精确控制，从而提高了整个系统的性能。
此外，这种新型系统还具有更高的灵活性和可调节性，可以根据不同任务需求进行调整和优化，具备更好的适应性。
三、中国航天事业的未来发展新型电推进系统的成功研制，标志着中国在航天领域迈出了重要的一步，并将为中国航天事业的未来发展带来巨大的推动力。
随着这一系统的成熟和应用，中国将能够在航天探测、卫星发射等领域取得更多突破。
同时，中国的航天技术也将进一步提升，更好地满足国家的需求。
在今后的发展中，中国将注重提高航天技术的自主创新能力，加强国际合作，与其他国家共同推动航天技术的发展，为人类探索宇宙、促进人类文明进步做出更大的贡献。
欧空局试验吸气式电推力器
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北航电推进大作业_吸气式电推进
2、系统设计
4
推进系统
（2）结构设计 • 射频线圈在放电室内产生一个轴向的时变磁场以及一个感应电场，感应电场通过电感耦合产生并加速
电子，随后高能电子电离气体，形成等离子体，从推进系统中向后排出产生推力。
2、系统设计
4
推进系统
（3）性能分析
• 优点：
（1）推力器的结构简单，比其它构型的离子推力器更容易分析和预测性能； （2）装置内没有电极，不需要外加磁场，从而消除了由于侵蚀而引起的放电阴极的寿命问题； （3）采用更少的电源便能完成放电。
（2）方案选取
方案一
方案二
• 选取依据：气流非连续，且速度较快（地球7.8km/s，火星3.5km/s），气体分子与壁面间的碰撞占主导作用； • 方案一，结构简单但收集效率低； • 方案二，结构紧凑，且收集效率高
2、系统设计
3
进气系统（Intake）
（3）结构设计
• 入口蜂窝结构，易进难出； • 进气道长，充分碰撞； • 卫星子系统设置在进气道内，结 构紧凑同时加强反射
吸气式电推进系统
→
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1
2
3
任务分析
系统设计
实验研究
1、任务分析
1
地球轨道
• 轨道高度 120km~250km
• 轨道平面 太阳同步轨道SSO • 大气成分 氧气、氮气、氧原子、氮原子
1、任务分析
1
地球轨道
[5] 陈盼, 武志文, 刘向阳,等. 一种用于临近空间飞行器的吸气式电推进技术[J]. 宇航学报, 2016,
37(2):203-208.
北航航空发动机原理大作业
北航航空发动机原理大作业航空发动机是飞机最核心的部件之一，它负责提供动力以便飞机能够在空中顺利飞行。
北航航空发动机原理大作业旨在深入研究航空发动机的工作原理，包括结构、工作循环、燃烧过程以及相关技术等方面。
本文将围绕这些内容进行详细的阐述。
航空发动机的结构一般包括压缩机、燃烧室、涡轮和喷管等组成部分。
首先，压缩机负责将来自外界的空气加压，使其增加密度，为燃烧提供充足的氧气。
然后，在燃烧室中燃烧燃料与氧气的混合物，产生高温高压的燃气。
接着，燃气驱动涡轮旋转，通过轴向流动推动涡轮转子。
最后，高速的喷气流通过喷管喷出，产生向后的推力，推动飞机向前飞行。
航空发动机的工作循环一般采用布雷顿循环。
该循环由四个过程组成：进气、压缩、燃烧和排气。
在进气过程中，空气被压缩机压缩，增加了密度和温度。
接着，燃料被喷射到燃烧室中，与压缩空气混合燃烧，释放出大量的热能。
然后，燃烧产生的高温高压气体驱动涡轮旋转，将一部分动能转化为机械功，用于驱动压缩机和其他系统工作。
最后，燃烧产物通过喷口排出，形成喷气流，产生推力。
航空发动机的燃烧过程是发动机组成中较为重要的一个环节。
燃烧室是燃烧过程的主要场所，其中燃料与空气发生充分混合和燃烧。
燃烧的质量和稳定性直接关系到发动机的性能和效率。
为了实现燃烧的充分，燃烧室通常具有特殊的结构设计，如喷嘴、涡流室和火花塞等。
喷嘴的作用是将燃料细小雾化，并与空气充分混合，以促进燃烧。
涡流室则通过旋转气流的方式，使燃料和氧气更好地混合，并提高燃烧效率。
火花塞则在适当的时间点产生火花，引燃燃料，使燃烧开始。
航空发动机还涉及到多种相关技术。
例如，超音速进气技术可以通过进气道中的激波冷却进气空气并提高压力，提高发动机的性能。
燃烧室冷却技术可以通过将冷却剂喷射到燃烧室壁面，降低燃烧室温度，延长发动机寿命。
另外，航空发动机还涉及到调节和控制系统，如油门控制、温度控制和故障监测等，以确保发动机的正常运行和安全性。
电推进技术在航天器设计中的关键作用
电推进技术在航天器设计中的关键作用在人类探索宇宙的征程中，航天器设计是至关重要的一环。
而电推进技术作为一项新兴且具有巨大潜力的技术，正逐渐在航天器设计中发挥着关键作用。
电推进技术，简单来说，就是利用电能来产生推力，从而推动航天器前进。
相比传统的化学推进技术，电推进技术具有诸多显著的优势。
首先，电推进技术能够极大地提高推进剂的利用效率。
传统化学推进方式中，大量的推进剂在燃烧过程中被消耗，但其产生的能量转化为有效推力的比例相对较低。
而电推进系统则能够更高效地将电能转化为推力，这意味着相同质量的推进剂，电推进能够让航天器获得更长时间、更远距离的飞行能力。
在航天器的长期运行和深空探测任务中，这一优势尤为重要。
以探测火星为例，如果使用传统的化学推进，航天器需要携带大量的燃料，这不仅增加了发射成本和难度，还会占据航天器大量的空间和重量。
而采用电推进技术，则可以大大减少推进剂的携带量，为更多的科学仪器和设备留出空间，提高任务的科学价值。
其次，电推进技术能够实现更精确的轨道控制和姿态调整。
由于电推进产生的推力较小且较为稳定，能够进行细微而精确的控制。
这对于需要高精度定位和姿态控制的航天器，如通信卫星、地球观测卫星等，具有重要意义。
它可以使航天器在轨道上保持更稳定的位置，提高通信和观测的质量和可靠性。
再者，电推进技术有助于减小航天器的尺寸和重量。
由于其高效的推进剂利用和相对较小的推力系统，航天器可以设计得更加紧凑和轻量化。
这不仅降低了发射成本，还为航天器的设计和布局提供了更多的灵活性。
此外，电推进技术在延长航天器的使用寿命方面也表现出色。
由于其对推进剂的消耗较低，减少了推进系统的磨损和损耗，从而使航天器能够在太空中工作更长时间，为各种科学研究和应用任务提供了更持久的支持。
然而，电推进技术在航天器设计中也面临一些挑战。
技术复杂性是其中之一。
电推进系统涉及到复杂的电学、等离子体物理等多个领域的知识，其设计、制造和测试都需要高度专业化的技术和设备。
北航航空发动机原理3大作业
九京航空航夭大爭BE 丨HANG UNIVERSITY航空发动机原理川大作业—发动机设计点热力计算学院能源与动力工程学院.设计要求1•完成一台发动机的设计点热力计算1）完成发动机循环参数的选取2）完成发动机各部件设计参数（包括冷却空气量及其分配关系）的选取3）说明以上参数选取的具体理由和依据4）完成发动机各部件进出口截面参数（流量总）完成发动机各部件进出口截面参数（流量、总温、总压）的计算5）完成发动机总性能（推力、耗油率）的计算，并满足给定的要求（误差并满足给定的要求（误差土2%）2•题目：分排涡扇发动机，高度11km，马赫数，标准大气条件下，发动机推力2500daN，耗油率耗油率（）二.设计参数1.设计点参数设计点物性参数空气比热Cp： Kg燃气比热Cpg： Kg空气绝热指数k：燃气绝热指数kg：气体常数R：287J/燃油低热值Hu:42900KJ/Kg设计点飞行参数飞行高度：H=11km 飞行马赫数：MaO二标准大气温度（11Km）TO：标准大气压强（11Km）: 227004.部件效率和损失系数部件效率和损失系数（近似值）进气道总压恢复系数风扇绝热效率：n CL=增压级效率：n CH=高压压气机效率：n CH=主燃烧室效率：n b=主燃总压恢复系数b=高压涡轮效率：n TH=低压涡轮效率：n TL=尾喷管总压恢复系数e=高压轴机械效率：n mH=三•循环参数的初步选取范围1•涵道比随着涵道比B的增加，当单位推力一定时，存在最佳涵道比Bopi,使sfc达到最小值，而％随涵道比单调增加，因此B过大或者过小会使sfc达不到要求，且B过大会使涡轮前温度超温，当单位推力较小时，sfc随B的变化曲线在口:：「附近较为平坦，因此减小B，并不严重增加SfC，但可使涡轮前总温T t4显著降低。
根据资料查得的发动机参数，初始可取涵道比B=6~12。
2•涡轮前温度U根据现有涡轮材料和冷却技术水平，涡轮前温度最高能达到2200K，且在亚声速飞行时，涡轮前温度过高会使耗油率增加。
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目录引言 (2)1.任务分析 (2).地球轨道大气环境 (2).火星轨道大气环境 (4)2.吸气式电推进技术介绍 (4).工作原理 (4).技术指标 (5).系统方案 (5)3.进气系统（Intake） (6).结构设计 (6)—方案一 (7)方案二 (8).系统评估 (9)平衡模型 (9)性能评估（以地球轨道为例） (10)4.推进系统 (12).方案设计 (12).性能评估 (12)5.供电装置 (13)6.实验研究 (13).实验系统 (14)|.实验方案 (15)参考文献 (17)吸气式电推进引言近地轨道所具有的独特资源和优势已使其成为各国关注和竞相发展的热点。
近地轨道空间浮空器作为临近空间低速飞行器的一类，可实现对特定区域的长期、全天时高分辨率对地观测和高速移动通信，可为空天预警、环境监测和高速通信等应用需求提供崭新的技术手段。
研究新型的推进系统对于推进近地轨道飞行器的发展具有重要意义。
其中，电推进技术被各国研究人员认为是一种可能的长航时近地轨道飞行器推进方案。
一方面，大部分的近地轨道飞行器均设计利用太阳能和储能电池来提供工作所需的部分或全部能量，这便为使用电推进技术提供了条件。
另一方面，和传统螺旋桨推进相比，电推进技术能够增加近地轨道飞行器飞行持续时间、扩大工作高度范围以及增加有效载荷。
至今，电推进技术已被广泛研究用于多种空间推进任务并发展出了多种类型。
但传统的空间电推进系统都需要携带推进剂，这不利于大气层内的长航时飞行任务，此外部分类型受制于工作原理无法在大气环境下正常工作，因此不能将传统空间电推进系统直接应用于近地轨道推进任务。
相比之下，吸气式电推进技术很好地克服了这两个问题。
本文将对吸气式电推进系统进行简要介绍。
1.任务分析1.1.`1.2.地球轨道大气环境近地轨道（LEO）的范围包括从距离地面160km到2000km的空间区域，极近地轨道（VLEO）的范围包括从距离地面100km到160km的空间区域。
根据欧空局（ESA）的数据，当高度低于250km时，吸气式电推进比传统的电推进更具有优势，而根据美国喷气推进实验室的研究，ABEP的最低飞行高度则被设定在120km 从而避免受到过多的热影响。
至于轨道平面，为了便于太阳能电池帆板连续工作，选择采用太阳同步轨道（SSO）。
在该轨道平面内，太阳光的方向总是垂直于轨道平面，因此推力器的太阳能电池帆板可以在绝大部分时间内以最大功率工作。
不过，轨道轨道平面的选择也要结合任务需求而定。
地球的大气是由多种气体组成的，主要包括氧气和氮气。
随着高度的不同，各种气体成分所占的比例也会发生变化，如图 1所示。
图 1 地球大气成分随高度变化从图中可以看出，在近地轨道和极近地轨道，大气的主要成分是氧原子和氮气分子，此外氧气分子和氩原子的影响也不可以忽略，尤其是在低海拔轨道。
此外，每11年一次的太阳活动会对大气密度造成影响，如图 2所示，在设计时也要将这一因素考虑在内。
图 2 太阳活动对大气密度的影响1.3.火星轨道大气环境*火星大气比地球大气要稀薄的多，其主要成分是二氧化碳，包括少量的氧气以及其他气体。
因此ABEP主要推进剂为二氧化碳，所需要的电离能要高于氧气和氮气。
和地球相同，火星的大气成分比例也是随着海拔高度而变化的，如所示。
图 3 火星大气成分随高度的变化火星大地表压力只有地球的1%，低密度导致大气成分对海拔的变化十分敏感。
和地球情况相比，ABEP在火星轨道的工作高度要相对低一些。
最大高度位180km，而最低高度为80km，一方面是避免受到过多的热影响，另一方面则是为了防止摄入尘埃颗粒。
2.吸气式电推进技术介绍2.1.工作原理吸气式电推进系统（Atmosphere Breathing Electric Propulsion System，ABEP）至少应该包括两大系统，即进气系统（Intake）和电推进系统（Electric Propulsion Thruster）。
其基本原理是利用进气系统捕捉残余大气中的气体分子，将其用于电推进系统的推进剂，电离、加热后喷出，从而产生一定大小的推力。
原理如图4所示，理想情况下，该系统自身无需携带任何推进剂便可以产生推力。
其工作过程主要包括三部分，吸气过程、电离过程和加热过程。
其中，电离过程和加热过程可选择的方式比较多样，ECR、空心阴极、介质阻挡放点、微波和射频等均可使用。
图 4 ABEP原理示意图2.2.技术指标}ABEP的设计主要考虑以下几方面的问题：（1）进气系统能够满足产生指定大小推力所需要的空气质量流量，并且其入口尺寸要与相应的航天器兼容；（2）收集系统能够根据推力器的性能要求收集粒子流；（3）选择合适的电推进推力器，从而满足所需要的推力大小；（4）推力器能够适应由于高度、太阳活动等变化引起入口条件的变化；（5）推进器在一个典型的地球观测任务的功率和质量约束下运行的能力。
根据这些问题，对吸气式点推力器提出以下几方面的技术指标，如表1所示：表 1 ABEP技术指标2.3.系统方案整个系统主要包括进气系统、电推进系统和供电系统三部分，系统结构如图5所示。
下文将对这三部分进行详细介绍。
图 5 系统结构图3.进气系统（Intake）3.1.结构设计进气系统的主要功能是收集并输送大气粒子到电推进系统。
由于近地轨道和极近地轨道大气的电离度过低，无法使用电磁装置来收集气体，因此必须采用机械装置。
！进气系统的一个重要参数是收集效率：ηη=ηηηηηη其中，ηηηη表示最终通过进气系统的气体分子数，ηηη表示进入进气系统的气体分子总数。
JAXA设计的进气系统收集效率高达40%，BUSEK公司设计的进气系统收集效率则为20%。
ηηη可以用下式计算：ηηη=ηηηηηηηηη气体质量计算公式为：m=ηηη其中，ηη表示气体的平均分子质量。
则推力F为：F=ηηηηηηηηηη=ηηηηηηηηηηη=(ηηηηηηηηηηηη)(ηηηηη)由此可见，最终的推力大小在设计上取决于进气速度、出口速度、收集效率、进气面积等因素。
#为了使推力最大化，不仅要使进气系统有足够的收集效率，还要使摄入气流的面积足够的大。
但是，摄入面积的大小也会对S/C受到的阻力造成影响，因此要综合考虑这两个因素。
3.1.1.方案一方案一采用一段圆柱通道和简单圆锥作为入口，其后连接一个圆柱进气道，进气道可以直接与推进系统汇合或者可以通过一个供给系统进行增压后再接入推进系统。
结构如图 6所示：图 6 方案一结构设计这种方式结构简单，便于加工，但是存在一定的缺陷。
气体来流是不连续的，其流速基本等于轨道飞行器的速度（在地球轨道约为s，在火星轨道则约为s），因此当气流通过小管道时，离子之间几乎不会发生相互碰撞，气体分子与壁面的碰撞占据主导作用。
在漫反射的情况下，大多数粒子在撞击壁面后会随机地分散到任意方向，其中绝大部分会沿着来流方向反射回去。
即便是在镜面反射情况下，仍会有大部分粒子被反射回来流方向。
由此一来，进气系统的收集效率会大大减小。
为了改进这一不足，一方面可以将入口锥前的圆柱通道加长，从而减少气体分子的逸出，另一方面可以在入口处引入蜂窝结构，有效的利用来流和分散回流的速度差异。
如图 7所示为ESA设计的进气结构，采用的便是方案一所述的设计。
图 7 ESA设计的进气结构3.1.2.方案二方案二采用的是旁路设计，可以与蜂窝结构相结合，结构如图 8所示：|图 8 方案二结构设计气流从一个环形管道进入末端的锥面，中间是卫星的子系统。
气流在锥面反射后，会在回流过程中经过多重反射，在这一过程中粒子会损失大部分动能，由此可以减少气流的逸出，大大提高收集效率。
日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）开发了一个ABEP系统，将进气装置和推进器耦合为同一个装置，如图 9所示。
图 9 JAXA设计的进气系统和电推进系统大气粒子通过环形区域进行收集，当粒子到达入口后部时，撞击45°的锥形反射器，随后在卫星子系统背面进行反射后进入推进器的加速通道。
经验证，该系统可以在压缩系数为100~200之间实现收集。
推进器头部的压力达到了1Mpa。
图 10 Busek公司设计的进气结构美国Busek公司也开发出了一种进气装置，这是一种带有末端锥的长开式管道，如图 10所示。
入口直径为，入口通道为长达的圆柱管道，入口处设计为蜂窝状的吸管结构用于阻挡反射回流。
由于管道较长，粒子间存在碰撞级联，因而管道后部会形成一个压缩区，增压量可以达到100以上。
综上所述，采用方案二，设计了如图 11所示的进气系统：%图 11 进气系统3.2.系统评估3.2.1.平衡模型为了评估进气系统的性能，提出了一个简单的分析模型。
入口部分后面是一个锥形区域，假设所有的粒子都已经发生了壁面碰撞，速度为零，只存在由壁温引起的热运动，因此，从该锥形区域流出的粒子均是由热扩散引起的。
一部分流向出口，另一部分流向入口但仅有少数可以从入口逸出。
在这一模型中，从出口流出的粒子量主要取决于结构设置。
通过平衡这些粒子流，就可以估计出各部分的设计要求。
该模型示意图如图 12所示：图 12 平衡模型示意图该模型提出了以下几种假设条件：①来流是自由分子流动；②来流的成分单一；%③来流为理想气体；④完全均匀分布；⑤温度恒定，T=ηηηηη；⑥腔内粒子速度均为零。
整个模型考虑了三种流动，分别是从入口流入的粒子流、从腔室流回入口的粒子流和流出出口的粒子流。
3.2.2.性能评估（以地球轨道为例）尽管流入的气流速度很快、密度很低，但在运动过程中会与壁面发生充分的碰撞，损失大部分动能，从而速度大大降低，最终粒子仅在热扩散作用下发生运动。
由于入口处设置为蜂窝结构，尽管有一部分回流可以达到入口，但通过率很低，仅有一小部分可以逸出。
（1）质量流量查表可以求出200km处的空气密度为：ρ=1.5×10−10ηη/η3进气速度为：|⁄=7800m/sηηη=7.8ηηη进气面积为：ηηη=0.521η2进气质量流量为：ηηη=ηηηηηηη=6.0957×10−7ηηη⁄=0.60957ηηη⁄（2）阻力计算阻力公式为：ηη=0.5ηηηη2ηη⁄=7800m/s，ηη为阻力其中，ηη为前端表面积，η=ηηη=7.8ηηη系数，根据经验选取ηη=2.2。
最终计算出：ηη=7.884ηη)（3）收集系数收集系数计算模型如图 13所示：图 13 收集系数计算模型收集效率为：ηη=ηηηηηηη1ηηηηηηηηηηηηηηηη2+ηηηηηηη其中，ηηηηηηη1=0.76，ηηηηηηη2=0.212，ηηηη=0.2。
计算得出：ηη=0.412满足设计要求4.;5.推进系统5.1.方案设计推进系统选用电感加热等离子体推力器（inductively heated plasma thruster，IPT）。