現代小衛星的微推進系統

林來興

(北京控制工程研究所,北京 100080)

1 引言

現代小衛星包括:幾百千克的小衛星,百千克量級的微型衛星;十千克量級的納型衛星,以及1 千克量級的皮型衛星。近十年來幾乎每隔4～5年時間,各種類型小衛星就發生升級替代;即過去由大衛星承擔的空間任務改由小衛星承擔;由小衛星承擔的空間任務改為微型衛星承擔,由微型衛星承擔的空間任務改為納型衛星承擔。[1-2]它們不僅能進行姿態控制和軌道控制,而且還可以進行軌道機動,且具有軍事應用的價值。

但是目前現有的推進系統和推進器很難滿足現代小衛星的任務要求,必須開發研制微推進系統和微推進器。

本文首先研究分析現有各種類型推進系統技術性能,然后較系統提出四種微推進系統類型,近20個典型微推進器,分析比較它們技術性能,最后給出設計微推進系統和選擇微推進器的原則和建議。

2 小衛星對推進系統的要求和微推進系統[3-4]

2.1 對推進系統的要求

各種類型小衛星可以概括地對推進系統提出一些共性的要求:

1)低的推力水平,寬的推力范圍,以便應付各種類型小衛星的應用要求;2)推力精確,重復性好,推力前沿與后沿穩定;3)速度增量(ΔV)變化范圍寬,不同應用要求ΔV 有所不同;

4)最小推力沖量(又稱沖量元)要小,可以預報、精度高、重復性好,以便滿足控制系統高精度要求;

5)能長時間安全地在軌工作,推進劑無泄漏;

6)推進系統重量輕、體積小;

7)易于與各種類型微推進器組合,構成大的推進系統,從而使推進系統具有極高的比沖;

8)低功耗,即使對電推進器也希望功耗小,或者適中。

2.2 微推進系統

隨著現代小衛星技術快速發展,特別是小衛星編隊飛行和小衛星軌道機動的要求,迫切需要發展微推進系統技術和微推進器。

微推進系統是近十年才發展起來的,微推進系統主要特點是推力水平小,而且變化范圍寬,推進器尺寸小,重量輕,要比現有推進器尺寸和質量有較大的降低;在技術上采用微米機電系統(MEM S)和納米機電系統(NEM S),與此同時也要開發新的推進器(例如,場效應推進器,數字固體微推進器等)。

3 冷氣微推進器

3.1 加壓氣體

加壓推進劑(任何氣體,通常為氮氣),通過電磁閥和噴咀排出,產生推力。其特點如下:

1)推力水平,4.5mN～105N,相應重量10g～0.4kg,功耗1～50W(僅電磁閥需要);

2)比沖65s,最少沖量5×10-5N s;

3)系統簡單、可靠、技術成熟;

4)成本低,沒有污染;

5)推進器干重高,有高壓氣瓶。

表1列出了目前冷氣推進器技術性能。對微推力器來說,推力范圍4.5mN～2N 就足夠,推進器質量小于幾十克[5]。

表1列出的推進器都已經通過飛行驗證,技術上是成熟的。冷氣推進器適合作為小衛星微推進系統。

表1 冷氣推進器技術性能Table1 Technology performances of cold gas thrusters

3.2 蒸發液體

把一種容易氣化的液體推進劑(例如丁烷,丙烷)加熱蒸發變成高溫高壓氣體,然后經電磁閥或壓電閥和噴咀排出,產生推力。

由NASA噴氣推進實驗室(JPL)研制的丁烷蒸發微推進器技術性能:推力10～25mN,質量30g,比沖70s,功耗1W(取決于推力提升速度),維持功耗10μW。適用于立方體星、納星的姿態控制。

電磁閥已經通過航天飛機進行的空間飛行演示驗證。壓電閥也在JPL 微推進實驗室進行過試驗。

4 化學微推進器

4.1 單組元微推進器

1)一般單組元(肼)微推進器

(1)推力水平:0.5～22N;

(2)最小沖量:5mNs;

(3)比沖:160～230s;

(4)系統較簡單,可靠、技術成熟;

(5)成本較低,可長期貯存(已有12年貯存記錄);

(6)催化劑壽命有限,有中等程度污染。

表2列出了現有各種肼推進器的技術性能[6]。這些單組元肼推進器已應用于航天器(包括小衛星)。

表2 美國肼推進器技術性能Table2 Technology performances of US hydrazine thruster

2)肼毫牛頓推進器(HmN T)[5]

HmN T 推進器最近由JPL 研制成功,2007年已完成地面真空環境試驗,2008年完成點火試驗。HmN T 與現有肼推進器(M R103H)技術性能比較如下:

通過上述比較,新研制肼毫牛頓推進器(HmN T)推力降低到1/45,體積減小到1/10,質量減到1/5,最少沖量降低到1/10,由此說明,新微推進器非常適用于小衛星。

4.2 雙組元微推進器

1)一般雙組元推進器

(1)推力水平:4～30N;

(2)最小沖量:5×10-2Ns;

(3)比沖280～300s;

(4)系統復雜、成本高,有污染;

(5)適用于幾百千克小衛星。

2)數字雙組元微推進器

(1)由美國麻薩諸塞州理工學院(MIT)近期研制;

(2)推力水平:100～1 000mN;

(3)推進器芯片長18mm,寬13.55mm,厚2.9mm ,質量1.29g ,燃燒室100mm3;

(4)比沖:200s;

(5)最小沖量:0.5～5mNs。

3)MEM S 雙組元推進器

(1)由美國斯坦福大學研制,現處在研制階段;

(2)高推力/質量比,推進器功耗較低;

(3)系統較復雜,制造較難。

5 電微推進器

5.1 真空電弧推進器

真空電弧推進器(Vacuum Arc Thruster,VAT )的工作原理是液態肼在燃燒室分解為肼分解產物,然后進入電弧推進器,在電弧反應過程中被加熱,通過噴咀膨脹被加速排出,產生推力。推進器的電弧是由兩個通過絕緣柱分開的同心極中的陰極端處產生的。其特點是:

1)具有極高精度的推力,最小沖量和良好脈沖推力特性;

2)推進器為模塊化設計,結構緊湊。

由JPL 研制的VAT 推進器技術性能如下:

推力0.125mN,質量40g ,比沖1 000s,功耗10W;適用小衛星星座或編隊飛行姿態控制,由于速度增量(ΔV)有限,難于用在軌道控制。

5.2 脈沖等離子體微推進器

脈沖等離子體微推進器(PPT)的工作原理是在推進器內電弧燒蝕一定質量的固體推進劑(聚四氟乙烯),形成等離子體,然后經電磁場加速后排出而產生推力。其特點如下:

1)固體推進劑輸送是靠彈簧力把推進劑推向推進器的陽極,無需復雜的氣液推進劑輸送系統。

2)推進器是固有脈沖式的,而且攜帶有燃料模塊;

3)結構較簡單,質量小,適用于小衛星。

各種PPT 推進器技術性能見表3,部分已用于空間飛行[6]。Dawgstar 推進器將來也會應用于深空探測器。

表3 脈沖等離子體推進器技術性能Table3 Technology performances of PPT Thrusters

5.3 離子微推進器

離子推進劑一般采用氙。氙在推進器的放電室內被電子轟擊下成為帶電子離子,然后在靜電場被加速后排出,產生推力。其特點是:比沖高(3 000s),推進劑效率＞70%,功率效率＞40%,沒有污染。

由美國JPL 研制的微型氙離子推進器(型號為MiXi)。技術性能如下:

推力0.01～0.5mN,質量0.2kg,推進器直徑3cm ,比沖2 500～3 000s,功耗13～15W。

此推進系統非常適用質量在30～100kg 的微型衛星,也適用當前小衛星在低軌的星座和編隊飛行 的軌道控制;由于比沖高,可獲得較大速度增量(ΔV),適合軌道機動;因推力小,變軌為螺旋軌跡。

5.4 霍爾推進器(穩態等離子體推進器)

霍爾推進器又稱為穩態等離子體推進器(SPT),它利用霍爾效應產生推力,也就是說,推進劑氙被電離成離子,離子加速穿過磁場來產生推力。其特點是氙推進劑沒有污染。

SPT 推進器首先由俄羅斯研制成功,現在幾乎所有地球同步軌道衛星都采用氙推進器。

SPT 推進器推力小、功耗大,今后若能降低功耗,則適用于小衛星。

5.5 場效應電推進器

場效應電推進器(FEET)屬于靜電式電推進器,它的結構組成和工作原理如下:推進器結構主要由發射器、吸極、中和器等組成。固體推進劑(一般采用銫)儲存在發射器儲腔中,工作時加熱儲腔,使推進劑液化。由于毛細作用,使得推進劑流向發射器出口的狹縫。在發射器出口和吸極間施加高壓電場,使金屬離子化,在高壓電場作用下離子克服表面張力脫離金屬表面,由電場加速從吸極飛出,從而產生推力。

場效應電推進器最早(1972年)由歐洲航天技術與試驗中心(ES TEC)首先提出,在以后很長一段時間,技術上沒有什么發展,最近由于小衛星和編隊飛行軌道控制需要才得到較快發展。

場效應推進器特點:推力水平小且精確,最小沖量很小,工作時推進劑消耗少。唯一缺點是功耗大。

由歐洲航天局負責研制的新場效應微推進器,準備用于2014年發射“激光干涉天線空間探路者”(LISAPathfinder)編隊飛行的軌道控制,其技術性能如下:推力水平1～150mN,最小沖量＜0.1μN·s,壽命5年,功耗40～50W,總沖4 000Ns。

6 數字固體微推進器

6.1 概述

常規固體推進器具有結構簡單,沒有運動部件,運行可靠,成本低,技術成熟等優點,但缺點是推力很大,只能一次點火。這些缺點使它無法應用在小衛星控制。

是否有可能把常規固體推進器優點保留下來,而同時又能克服它存在缺點,讓它變為小衛星微推進器?

這個問題在1997年首先由法國國家科研中心系統結構與分析研究所(LAAS—CNRS)提出“數字固體微推進器”方案,并且成功地研制了相應實驗樣機,從而獲得解決[7]。在以后一段時間,先后獲得國際上多家研究機構響應,進行深入詳細研究,從而使數字固體微推器技術獲得較大發展。

6.2 數字固體微推進器結構組成

數字固體微推進器由若干個2 維面陣元組成,每個2 維面陣元又由若干個基本單元組成,例如10×10(100 基本單元),512×512(262 144 基本單元),1 024×1 024(1 048 576 基本單元),一般來說,一個完整數字固體推進器由幾個到幾十個的2 維面陣元組成(變為三維立體陣元)。由多少基本單元組成推進器完全取決于需要提供多少總沖以及推力水平變化范圍。

圖1為數字固體微推進器一個基本單元結構組成圖。

圖1 數字固體推進器單元結構組成Fig.1 Schematic of a single unit of digital solid micro thruster

每個基本單元由下列四部分組成:

1)噴咀芯片,安裝在結構頂端;

2)由多晶硅電阻組成微機械點火器;

3)貯存推進劑(固體火藥)的燃燒室;

4)密封件。

固體火藥貯存在燃燒室,類似把原來固體推進器中的火藥柱分開成許多非常細小的推進劑,一般僅有幾微克質量。

圖2表示由10個基本單元組成一個列陣,整個2 維面陣元由10×10 基本單元組成。

一個2 維面陣元所有基本單元(相當一個細小固體推進器)可以獨立完成工作,相互沒有關連,由計算機來控制。

圖2 由10個基本單元組成一維列陣元Fig.2 Cross-section of a chip

圖3表示固體推進器的點火裝置,它是由加熱燈絲PN 結組成,這些燈絲只加熱,提高溫度但不發光。點火裝置完全由計算機編程來控制。

圖3 2 維尋址燈絲加熱點火器線路原理圖Fig.3 Schematic of a 2D addressed matrix of resistors

圖4 點火試驗實況Fig.4 Ignition test

6.3 數字固體微推進器點火試驗結果

根據上述數字固體微推進器組成結構,從中抽出16個基本單元組成點火試驗樣機。

具體點火技術狀態如下:

1)推力水平100μN;

2)點火功率150mW;

3)點火加熱面積 0.518mm2(0.75mm ×0.75mm);

4)點火功率密度289mW/mm2;

5)點火遲延時間(平均值)400ms;

6)點火能量(平均值)69mJ;

7)點火能量密度(平均值)134mJ/mm2;

8)點火成功概率100%。

圖4為點火試驗現場實況。

6.4 大容量數字固體微推進器

在推進器實驗樣機制成功以后,國際上不斷有新的研究成果出現,這里僅舉兩例:一個早期實例,另一個近期實例。

1)早期實例[11]

1999年完成研制的512×512 二維面陣數字固體推進器。這個推進器有25 萬個基本單元,這些基本單元被布置在間隔51μm 二維面陣上,每個基本單元有獨立的加熱絲,加熱絲按同軸方式排列在注有燃料的空腔上方,并與經過空間環境鑒定過的電路集成為一體,從而使每個推進器都有獨立尋址的功能,通過計算編程控制點火,產生推力。

通過點火試驗驗證后,512×512 二維面陣元固體推進器技術性能如下:

(1)每個基本單元燃料質量0.5～8μg;

(2)二維面陣(512×512)面積33mm×33mm;

(3)二維面陣質量(含燃料)2.4g;

(4)比沖200～300s

(5)基本單元最小沖量0.5～20μN s;

(6)點火功耗10mW;

(7)點火能量100μJ。

數字固體推進器可由上述數個二維面陣組成;若由10個面陣組成一個三維立體推進器將有250萬個基本單元,質量大約在30g 左右,體積大約在10mm×33mm×33mm。這種推進器非常適用于微星和納星的軌道控制。

2)近期實例

2007年美國Honeyw ell 公司成功研制的數字固體微推進器,已經達到100萬基本單元(1 024×1 024)。采用收斂酸鉛(Lead Styphnate)作固體推進劑。每個基本單元點火功率為50μW,推力為10μN,最小沖量為3μNs。整個數字固體推進器可以由若干個面陣組成,例如由10個面陣組成,則該推進器將有1 000萬個基本單元,其體積相當于一個大火柴盒。

6.5 關鍵技術

數字固體微推進器出現至今已有十來年歷史,至今尚有下列關鍵技術和問題,等待人們去開發研究,尋找更加合理的解決方案:

1)推進器基本單元多少受二維面陣硅片尺寸的限制。例如1 024×1 024 二維面陣硅片面積要求60cm2,若要求更多基本單元,硅片面積還要加大,這是一項關鍵技術。

2)固體火藥填裝和安全密封。一般在填裝過程可能會產生氣泡或封裝產生縫隙。填裝與密封是另一項關鍵技術。

3)每個基本單元推力和點火時間要求相同,并且要有一定重復性和穩定性,需保證推進器技術指標的質量。

4)點火裝置要達到高可靠的性能,要求100%點火概率。每個基本單元要求相互獨立,互不關連。完全由計算機編程尋址來實現點火,產生所需要推力。

5)完整數字固體微推進器是三維陣元,也就是由若干個2 維面陣組成,點火用完一個面陣自動脫落,并且成功排出,不影響小衛星安全運行。這項關鍵技術是安全脫落和二維面陣個數,2 維面陣個數越多,推力總沖越大,但技術難度也越高。

6)目前推進器成本很高,這與低成本廉價的小衛星不相適應。為此必須降低成本,才能得到廣泛應用。

7)據了解,目前數字固體微推進器尚未進行空間飛行。為此急需進行空間飛行演示驗證,才能使推進器技術達到應用水平。

7 微推進系統的應用

設計小衛星微推進系統,選擇微推進器類型,首先要估算小衛星空間飛行任務所需要的總沖量(Ns),也就是小衛星單位質量的速度增量(ΔV),其次要了解推進劑比沖和推力水平及最小沖量,這些與小衛星控制精度有關。最后就是考慮推進器功耗和質量,尤其是推進器的功耗,因為小衛星所能提供的功耗是有限的。

圖5 ΔV與和Ⅰssp 關系曲線Fig.5 Relationship curve of ΔV and Ⅰssp

對一般小衛星來說,若要求小衛星具有較大的速度增量(ΔV),筆者提出一個“3-3”制小衛星總體設計原則[12]:即小衛星平臺(不包括推進系統)質量占1/3,有效載荷質量占1/3,推進系統(含燃料)質量占1/3。由圖5可得:若采用冷氣推進系統,則小衛星的ΔV為100～160m/s;若采用單組元,ΔV為500～700m/s,若采用雙組元,ΔV為900～1 200m/s。這樣就可以滿足相當大軌道機動的需要。目前對小衛星開發水平已經達到有效載荷占整星總質量50%左右,國外已有占60%～70%。為此“3-3”制中對小衛星平臺占整星33%是可以實現的。至于有效載荷總量占整星1/3,對部分用途的小衛星來說也是可以滿足的。

為確保小衛星“3-3”制總體設計原則的順利實施,需要開展下列一些關鍵技術研究。

1)小衛星平臺要輕量化,微型化,降低平臺質量,途徑是提高小衛星平臺各分系統的功能密度;

2)減少推進器干重使推進器輕型化。目前燃料與推進系統質量之比:冷氣為0.72;單組元為0.8;雙組元為0.9。

小衛星編隊飛行對速度增量ΔV 要求比較高,一般,近地軌道小衛星編隊飛行初始軌道建立和長期飛行的隊形保持(即軌道位置保持),需要特別大的速度增量ΔV,以致有時小衛星編隊飛行難于實現。圖6表示小衛星編隊飛行在深空探測(例如TPF ,LISAPathfinder 等探測器)推進系統質量(推進器與推進劑)和飛行任務時間的關系。飛行任務時間一般與推進系統提供的總沖量有關,也就是速度增量ΔV 乘上小衛星質量。推進系統總沖量與飛行時間幾乎成正比,這里假設每個軌道周期所需要ΔV是常數,這與實際基本上符合。

分析圖6,可以得出如下結論:

1)不同推進劑提供總沖量(或ΔV)所需要推進系統質量差異很大。例如冷氣推進系統與肼推進系統質量之比平均為3 ∶1,冷氣推進系統與PPT系統質量之比為5 ∶1,而且隨總沖量增加,兩者質量之比越來越大。為此,當小衛星需要大的總沖量,選擇肼或電推進系統比較合適。

2)場效應電推進器(FEET)有一個突出優點,它提供總沖量與推進系統質量幾乎無關,也就是說,它的推進劑消耗非常小,但是功耗比較大。

3)各類小衛星能提供給推進系統的質量是有限的,一般占整星質量的10%～30%。為此,圖6所示各種推進系統比較適用微小衛星(幾百千克)和微型衛星(百千克量級),而比較難應用于納星。

圖6 小衛星推進系統重量與各種推進器的空間飛行時間(總沖量)關系Fig.6 Relationship between small satellite propulsion system w eight and space flight time(total impulse)relatioNship

8 結論

現代小衛星質量從幾百千克,到幾千克,它們的推進系統和推進器各不相同,但是下列一些原則性意見還是具有普遍意義的。

1)氮冷氣和肼微推進器,特別是肼毫牛頓推進器(HmNT)應該作為小衛星微推進器首選。

2)當上述推進器不能滿足飛行任務要求,同時小衛星又能提供一定功率,則可選用脈沖等離子體推進器(PPT)。

3)數字固體微推進器若經過空間飛行演示驗證,確認合格后,成本又有較大降低,它將成為小衛星的一個比較理想的微推進器。

4)當小衛星需要較大速度增量(ΔV)時,可采用“3-3”制的小衛星總體設計原則,即小衛星平臺質量,有效載荷質量,化學推進系統濕重,三者各占1/3,可提供ΔV為100～1 200m/s。

5)目前還處在研制試驗階段的一些新微推進器,有望將來成為小衛星常規微推進系統,例如JPL研制真空電弧推進器(VAT)、氙離子推進器(型號為Mixi)和歐洲航天局研制的場效應電推進器(FEE T)。當然這些推進器都有自己的特長,應用場所也會有所不同。

References)

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