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针对微纳卫星冷气推进系统研制探究

2020-11-16 320 上传者：管理员

摘要：针对微纳卫星,研制了一种高精度冷气推进系统。该系统使用氙气作为推进剂,喷嘴电磁阀采用高频脉冲阀,既可连续推力输出,又可点动脉冲输出。采用集成化的设计理念,结构件采用轻质合金材料,实现了推进系统的轻量化和小型化。最后进行了地面性能、压力和泄漏试验,试验结果表明,冷气推进系统具有较高的可靠性和稳定性,在微纳卫星姿态调整、轨道转移和离轨等多任务方面具有广泛的应用价值。

关键词：
冷气推进
可靠性
微纳卫星
精度
集成化
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目前空间中得到应用的推进系统有冷气推进、化学推进和电推进。对于姿态保持和小轨道机动来说,冷气推进和电推进都可以选择。如果是长期使用,卫星控制需要的总冲量大,电推进比冲要比冷气推进高2个数量级,则电推进系统有效比冲较大,应选择电推进作为空间推进系统。对于短期使用来说,当卫星控制需要的总冲量较小时,冷气推进系统的有效比冲大于电推进。对于微小卫星来说,推进系统主要用于卫星轨道保持和姿态控制,需要的推力小,工作时间短,因此,在装载空间和总质量要求满足的前提下,首选冷气推进系统作为微小卫星的空间推进系统[1,2]。

针对微纳卫星的超精密控制要求,国内外学者相继开发出不同类别的冷气推进系统。祝乔等[3]开发了基于DSP的微小比例冷气推进系统,通过控制系统的闭环控制对推进系统的流量进行精密控制。梁振华等[4]研究了固体冷气推进系统,将氮气以固态形式贮存,通过加热使推进剂产生氮气,大大提高了系统的有效比冲。张涛等[5]研究了超高压冷气推进系统,对超高压推进系统的关键模块开展了仿真研究,验证了压力流量模块的有效性。孙书剑等[6]提出一种面向微纳卫星的自主汽化管理液氨推进系统,相比常规冷气或液化气推进系统,提出多路平行筛孔式汽化装置和对应汽化控制方法,发挥液氨推进剂高贮存密度和高比冲性能优势。朱成财等[7]使用氧化亚氮作为推进剂,开展了推进剂配比、发动机设计和燃烧特性研究,验证了氧化亚氮单组元系统的可行性。

虽然国内外研究了多种不同应用场合的高精度冷气推进系统,但该系统存在着控制复杂、功率高、可靠性低的问题。氧化亚氮、固态和液氨推进系统需要对工质进行加热,功耗高;超高压冷气推进系统工质压力较高,系统可靠性难以保证;微小比例推进系统控制逻辑复杂,难以满足商业卫星对推进系统的要求。本研究针对20kg微纳卫星的应用场合,采用高密度比冲的氙气作为推进剂,开发了一种控制简单、小体积、低功耗、高精度、高可靠性的氙气工质的冷气推进系统。

1、氙气工质冷气推进系统组成

高精度氙气冷气推力器利用喷管直接喷出推进剂产生推力,是一种专为微小卫星设计的可变推力特种推力器。工作原理:气体工质以高压形式贮存,减压阀把冷气压力降低到所要求的压力后,气体经过自锁阀输送到喷管,无需加热和化学反应,直接由喷管喷出产生推力。

冷气推进系统原理如图1所示,系统主要组成部分有气瓶、瓶口阀、自锁阀、控制板、喷嘴等。2路自锁阀并联布置,2路喷嘴电磁阀并联布置,自锁阀和喷嘴电磁阀串联分布,提高系统可靠性。喷嘴电磁阀可长期打开,持续输出推力;也可以点动控制,实现脉冲推力输出。

图1氙气工质冷气推进系统原理图

图2为冷气推进系统的结构图,主要分为4个部分:气瓶和瓶口阀、自锁阀、喷嘴和控制器。瓶口阀集成了充气阀、减压阀、机械截止阀、压力传感器等单元,主要作用是将高压转换成低压;自锁阀包含2个并联自锁阀,是整个系统的总开关;喷嘴包含高频电磁阀和喷嘴,是整个系统的执行机构;控制器是推进系统的中枢,控制电磁阀和自锁阀动作。主要技术指标如表1所示,输出推力可实现1～50mN连续可调,系统功耗小于5W,体积小于2L,重量小于1.8kg,各指标均满足微纳卫星的使用要求。

图2氙气工质冷气推进系统结构图

2、氙气工质冷气推进系统的关键技术

2.1 采用氙气推进剂

选择冷气推进剂时,推进剂比冲和密度比冲是2个重要的参考指标。比冲大,需要的推进剂装载量小,有利于卫星的轻型化;密度比冲大,需要的贮箱体积和质量小,有利于卫星的小型化[8]。常用冷气推进剂(氢气、氦气、氮气、氖气和氙气)的理想比冲和密度比冲如图3所示[9,10]。从图中可以看出,单纯考虑比冲时,氢气和氦气的比冲较大;但是由于氢气和氦气的密度较小,使得氢气和氦气的密度比冲较小。氙气的比冲较小,但是密度比冲最大,这意味着:同样总冲的情况下,氙气工质冷气推进系统所占体积最小,符合微小卫星对推进系统的需求。因此选用氙气工质的冷气推进系统。

图3不同冷气推进剂比冲对比

使用氙气工质有以下优势:

(1)选择氙气作为工质,在同样的体积情况下,可以获得最大的总冲;

(2)氙气饱和蒸气压为5.8MPa,对贮存气瓶和减压系统要求低,可靠性高;

(3)氙气为惰性气体,无毒无害,不易燃,使用安全可靠;

(4)液化温度低,使用温度下无需加热气化,功耗低。

2.2 高精度多模式工作

冷气推进系统直接喷出工质产生推力,常规的喷嘴电磁阀为自锁式电磁阀,存在控制精度不高的问题。卫星姿态调节或者变轨任务往往关注元冲量大小,即单位时间内产生的冲量,其决定了推进系统的控制精度。为弥补控制精度的不足,喷嘴电磁阀采用高频脉冲阀,可长时间开启,也可高频脉冲工作。喷嘴结构如图4所示,电磁阀的主要参数如表2所示,该阀门最小开启时间小于10ms,系统额定推力为20mN,元冲量小于0.2mN·s。通过喷嘴电磁阀高频脉冲工作,从而实现了推力输出的精密控制。

图4推进系统喷嘴

在轨工作分为两种模式,一种是持续推力输出模式,喷嘴电磁阀完全打开,工质压力维持不变,由于喷嘴出口尺寸确定,因此输出推力维持不变,可用于微纳卫星姿态调整、轨道转移和离轨;另一种是点动脉冲输出,电磁阀以一定频率开启和关闭,与卫星控制系统组成闭环反馈,当卫星姿态需要调整时,推进系统输出脉冲力,并根据卫星姿态调整情况调节脉冲力的频率和占空比,适用于微纳卫星的精密姿态调节。

2.3 小型化和减重设计

对于微纳卫星的推进系统来说,不仅仅要保证推进器的性能,而且要实现推进系统的小型化和轻量化。冷气推进系统原理简单,功能实现一般不存在问题,实际应用的瓶颈是总冲和质量、体积之间的矛盾。冷气推进比冲较低,除了选用高比冲气体工质外,还可以通过结构和材料优化来减小系统质量和体积,减少工质的重量和体积占比,从而提高了系统的有效比冲和密度比冲。

为减小系统体积,采用了模块化和集成化的设计方案。如图5所示,一体式瓶口阀将过滤器、截止阀、减压阀、充气阀、单向阀、高低压压力传感器等部件集成到一起,自锁阀模块将溢流阀、自锁阀组和单向阀集成到1个模块中。流道分布在阀座中,各模块安装到阀座上,减少了管路和接头数量,对外只有1个入口和出口,方便安装和装配。集成化设计的阀门减重40%以上,体积减小60%以上。由于对外接口减少、系统泄漏减少,可靠性大大提高。

为减少系统重量,采用镁锂合金MA21代替传统的铝合金。铝合金和镁锂合金的性能对比如表3所示,可以看出,镁锂合金的密度是铝合金的3/5,但其比强度和比模量大于铝合金[11]。因此,将推进系统中的支架、自锁阀外壳、一体阀外壳均更换为镁锂合金,更换完成后,重量降低30%～40%,系统重量降低0.7kg。

3、氙气工质冷气推进系统试验验证

3.1 推力器性能测试

在轨工作分为2种模式:一种是持续推力输出模式,系统保持恒定推力不变;另一种是点动脉冲输出,电磁阀以一定频率开启和关闭。为验证推力器的输出性能,通过测量喷嘴前端压力来衡量输出推力,由于工质为常温低压气体,可通过下式来计算推力:

图6为连续输出模式试验曲线图,可以看出连续输出模式下喷嘴前端压力保持恒定,测试时间内波动幅度小于1%,由于喷嘴参数确定,因此输出推力恒定。图7为点动脉冲输出的试验曲线图,压力和推力以脉冲形式输出,从图中可以看出,单个工作周期为300ms,电磁阀工作脉宽小于10ms,每个周期均能实现脉冲输出。从图6和图7可以得出结论,系统可实现连续稳定输出和点动脉冲输出,满足使用要求。

图6连续输出模式喷嘴前端压力曲线

图7点动脉冲输出模式喷嘴前端压力曲线

3.2 压力性能测试

系统中主要有2个高压元件:气瓶和瓶口阀。气瓶通过3D打印技术打印出2个半球,然后将2个半球焊接在一起,打压试验主要验证焊缝的质量。瓶口阀直接安装到气瓶上,内部集成了高压截止阀和高压传感器,打压试验主要验证各密封接口是否可靠。

为验证气瓶和瓶口阀的耐压性能,分别对气瓶和瓶口阀进行耐压、压力循环和爆破试验,试验中采用水压进行打压。气瓶打压到目标爆破压力后继续打压,直至爆破,验证气瓶设计裕度。其压力加载曲线如图8所示,20MPa以下,每隔5min增加5MPa;20MPa以上,每隔5min增加2.5MPa。

图8压力试验加载图

如图9和表4所示,减压阀和气瓶试验过程中无泄漏、无变形,均能满足耐压、压力循环和爆破试验要求。其中,球形气瓶爆破压力为55MPa,远高于要求的30MPa,安全裕度足够。

图9气瓶压力试验

3.3 系统泄漏率测试

泄漏率的测量可以通过压力的测量进行换算,对压力的测量需要进行不少于48h。换算公式:

QL=V×(p1−p2)/(360×Δt) (2)QL=V×(p1-p2)/(360×Δt) (2)

式中,QL——泄漏率,Pa·m3/s

V——储箱容积,m3

p1——试验前压力,MPa

p2——试验后压力,MPa

Δt——前后时间差,h

决定推进系统泄漏率的关键是系统内部密封件的性能,密封件往往采用橡胶或者塑料材质,容易受到高温和振动的影响[13,14,15,16],因此密封试验需要综合考虑推进系统的使用环境,在温升、真空、振动等不同环境中进行测试,振动和温升试验如图10所示。试验时气瓶内部充入15MPa氮气,试验前后测量气瓶内部压力,根据压力变化计算系统的泄漏率。由表5可以看出,在不同工况下,冷气推进系统的泄漏率均小于5.6×10-9Pa·m3/s,卫星泄漏率要求为10-8Pa·m3/s,因此该冷气推进系统满足卫星使用要求。

图10冷气推进系统振动和温升试验

4、结论

(1)根据微纳卫星的需求,采用氙气作为推进剂,选用高频脉冲阀控制推力输出,并设计了一体式阀门组件,研制出一款适用于微纳卫星的氙气工质高精度冷气推进系统;

(2)氙气工质冷气推进系统具有体积小、多模式工作、功耗低、精度高和可靠性高的特点,满足微纳卫星的轨道保持、姿态调节和离轨等多任务需求;

(3)对冷气推进系统进行了性能、压力和泄漏试验研究,试验结果表明,该系统具有较高的可靠性和稳定性,能够满足卫星对推进系统的要求。

参考文献：

[1]周伟勇,张育林.基于有效比冲的小卫星冷气推进系统设计[J].宇航学报,2010,31(1):173-178.

[2]王璐,李国岫,虞育松,等.微小超高压冷气推进系统动态工作性能仿真研究[J].上海航天,2014,31(6):55-59.

[3]祝乔,赵建东.基于DSP的微小比例冷气推力系统研究[EB/OL].北京:中国科技论文在线[2016-01-18].

[4]梁振华,刘旭辉,朱朋,等.固体冷气推进剂性能初步分析[J].推进技术,2016,37(1):181-187.

[5]张涛,李国岫,汪旭东,等.超高压冷气推进系统压力调节模块性能仿真研究[J].火箭推进,2015,41(2):54-59.

[7]朱成财,韩伟,于忻立,等.氧化亚氮基单元复合推进剂技术研究述评[J].火箭推进,2016,42(2):79-85.