一種用于微納衛星的丙烷微推進系統

晉曉偉，童 飛，馬 鍵，李 平

（西安航天動力研究所，陜西 西安710100）

0 引言

微型航天器一直是空間應用領域一個重要的分支。從國內外發展情況來看，衛星走了一條從小到大，又從大到小的道路。衛星的大小分類，經過多年發展基本形成以下共識：10～100 kg量級為微衛星 (Micro satellite)，1～10 kg量級為納衛星 (Nano satellite)。從國外統計情況看，小型衛星更具有成本上的優勢。

微納衛星具有重量輕、體積小、成本低、研制周期短及可批量生產的特點，具有較好的適應性，便于實現空間組網形成星座或星群，是未來航天領域的一個重要方展方向，在軍用、民用及科研領域均具有廣闊的發展空間。與此配套的輕量化且低成本的微推進系統也將大量應用。

在微納衛星推進系統中，目前技術成熟的有化學推進、冷氣推進和電推進等技術；在研的有固體推進、膠體推進和微機電系統微推進等技術。從工程應用情況看，其中只有冷氣推進和電推進技術適用于要求微小推力（毫牛量級）調節的微型航天器。

1 微納衛星對推進系統要求

微納衛星一般對重量、體積、功耗和推力量級有著嚴格的要求。微納衛星一般對推進系統有以下技術要求：

1） 重量輕；

2）功耗低，減小衛星電源負荷；

3）推力小，推力從幾毫牛到幾十毫牛量級；

4）推力精確，以滿足高精度控制要求。

此外，某些微納衛星要求推進系統具有較寬的工作溫度范圍。

本研究中，微納衛星總質量大約10 kg，推進系統干重要求不大于3 kg，長期功耗要求不大于5.3 W，推力50 mN。

2 推進劑比較

由于微納衛星對推進系統的功耗限制，微推進系統選擇冷氣推進較為合適。冷氣推進包括壓縮氣推進和液化氣推進。液化氣推進是指推進劑以液態貯存，通過加熱或氣化裝置使液態推進劑氣化，再通過推力器噴射產生推力的推進方式。液化氣推進系統以低成本、低功耗、高可靠性和小型化的優點，適應了低成本微型航天器要求，越來越受到國內外航天推進研究機構的重視。

目前已實際應用的幾種液化氣推進劑有丙烷、丁烷、氨和一氧化二氮等，性能見表1。

上述幾種液化氣推進系統中，一氧化二氮和二氧化碳貯存壓力遠遠高于其他3種推進劑的貯存壓力，造成貯存單元和系統管路質量較大，系統質量難以滿足微納衛星的要求。

表1 幾種常用液化氣推進劑性能Tab.1 Properties of typical liquefied gas propellants

圖1 丙烷、丁烷和氨的氣化熱Fig.1 Evaporation heat of propane,butane and ammonia

圖2 丙烷、丁烷和氨的蒸氣壓Fig.2 Vapor pressure of propane,butane and ammonia

常用的丙烷、丁烷和氨三種推進劑中，雖然氨的飽和蒸氣壓與丙烷相當，貯箱壓力也相對較低，且比沖較高，但是氨的氣化熱較大（見圖1），充分氣化需要的加熱功率較大。丙烷和丁烷在性能上差別不大。兩者密度比沖接近，氣化熱比較接近，具有無毒、無污染和貯存壓力低的特點，安全性好，推進系統簡單，質量較小，因此在微納衛星上被廣泛應用。

兩者相比，丙烷的飽和蒸氣壓較高（見圖2），沸點為-42℃，在-40℃仍能提供不小于0.1 MPa的壓力，丙烷氣體溫度適應范圍比較寬。丁烷的飽和蒸氣壓較低，在0℃時為0.1 MPa左右，明顯低于丙烷，在沒有足夠加熱的情況下，容易液化，難以滿足微納衛星的工作環境溫度。通過分析，丙烷能夠完全滿足微納衛星提供的工作環境溫度條件。

綜上所述，從減小質量和降低功耗，滿足工作溫度范圍等方面綜合考慮，該量級的微納衛星選擇丙烷微推進系統較為合適。

3 丙烷微推進系統

推進系統主要由貯箱、加排閥、自鎖閥、換熱器、減壓閥、穩壓罐、過濾器、推力器、推進控制器以及壓力傳感器等組成（見圖3）。

圖3 丙烷微推進系統Fig.3 Propane micro propulsion system

其中壓力傳感器包括一個高壓傳感器和低壓傳感器，分別用于監測貯箱壓力和推力器入口壓力。衛星在飛行過程中的特定時刻，推進控制器根據星上控制指令給微推進系統的自鎖閥通電，自鎖閥打開。貯箱中處于飽和狀態的丙烷，經自鎖閥節流孔節流后初步氣化，流經蒸發器吸收熱量后充分氣化。丙烷氣體經減壓閥調節壓力后，向穩壓罐充填，最終到達推力器前。待穩壓罐壓力達到系統設定壓力時，系統增壓完畢。

當需要某臺推力器工作時，推進控制器根據指令給該推力器的控制閥通電，閥門打開，工作氣體進入噴嘴，經噴嘴加速噴出，產生推力。推進系統工作過程中，實時監測系統壓力和各電磁閥狀態，并將系統工作狀態信息上傳給星上控制系統。

4 微推進關鍵技術

4.1 推進劑氣化供應

微納衛星無法提供單獨的氣化加熱功率。采用電加熱氣化方式不利于這一要求。為此，微推進系統設計了一套以衛星內部散熱單元為熱源氣化裝置，通過吸取星上散熱，對推進劑加熱，減小了衛星電源功率的消耗。

推進系統氣化裝置主要由推進劑貯箱和換熱模塊組成。推進系統工作模式為間歇性的，在不工作的時間內，換熱模塊將散熱單元熱量傳遞至推進劑貯箱，液態推進劑吸收熱量后，推進劑溫度會升高，可以將能量儲存。貯箱出口處的自鎖閥上設置了節流元件，當自鎖閥打開時，液體推進劑在飽和蒸氣壓作用下從貯箱內流出，通過自鎖閥節流孔壓力降低，初步氣化，隨后進入換熱模塊，推進劑進一步吸收熱量充分氣化。氣化后的推進劑經過下游的減壓裝置后，壓力下降到工作壓力，由于工作壓力低于推進劑飽和蒸氣壓，因此供應推力器的工質為氣體狀態。

由于推進劑的氣化吸熱，連續工作情況下，貯箱中剩余推進劑的溫度會不斷下降，飽和蒸氣壓也隨之下降，要保證系統正常工作，飽和蒸氣壓不能低于減壓閥入口最低壓力要求，貯箱中液化氣溫度不能低于維持飽和蒸氣壓對應的溫度。設減壓閥入口壓力為0.2 MPa，則相應的推進劑溫度不能低于26℃。圖4為熱量傳遞示意圖。

圖4 熱量傳遞示意圖Fig.4 Schematic of heat transfer

丙烷從液態轉變成氣態，需要從熱源吸收熱量。推進劑的氣化功率按下式計算

式中：P為氣化功率，W；cP為液體定壓比熱，kJ/kg·K；ΔT為液體溫度升高值，K；c為液體氣化熱，kJ/kg；為推進劑質量流量g/s。

根據星上溫度范圍，假設推進劑初始溫度T0為15℃。通過計算，得到推進系統連續工作時間，以及貯箱溫度恢復時間與貯箱中剩余推進劑量關系，具體結果如表2所示。

微納衛星的姿控工作方式為短期脈沖工作，工作間隔時間較長，貯箱中推進劑有足夠時間恢復到星上環境溫度，因此可以保證推進系統推進劑的氣化要求。

表2 推進系統工作時間Tab.2 Operating time of propulsion system

4.2 微小推力精確控制

微納衛星要求推力精確，以滿足高精度控制要求。根據推力公式

式中：pc為推力器內工質壓力；At為噴嘴喉部面積；動壓ω、壓比π和擴張比ε為推力器出口氣流馬赫數的函數，與推力器結構有關。在結構一定的情況下，推力精度與室壓精度密切相關。

微納衛星推進系統的推力量級小，推力精確控制難度較大。由于推力為幾十毫牛量級，減壓閥的壓力振蕩和推力器的快速動作產生的壓力脈沖，均對推力精度產生明顯的影響。

實現微小推力的精確控制，關鍵是壓力控制，為此系統設置了一個微型減壓閥和一個穩壓罐（見圖5）。減壓閥將壓力變化的高壓冷氣源壓力降為低壓，壓力相對穩定。穩壓罐可以對減壓閥產生壓力振蕩和推力器的打開關閉引起的壓力脈沖起到緩沖作用，相當于一個壓力“濾波器”。

通過上述控制技術，實現了對推力器入口壓力穩定調節和對壓力脈動的抑制，實現了推力器50 mN±7%量級推力的精確控制。

圖5 推力精確調節示意圖Fig.5 Schematic of thrust accurate control

4.3 輕量化設計

微納衛星在結構上要求體積小、重量輕，因此對于微推進系統，輕量化設計非常關鍵。微推進系統小型化設計包括系統層面和組件層面。

系統層面主要是通過優化系統組成及布局，減小不必要的冗余質量。推進劑的選擇對系統輕量化非常重要，選取飽和蒸汽壓較低的丙烷液化氣作為推進劑，可以降低系統工作壓力，使系統主要承壓件的質量明顯減小。推進劑密度高，可以減小貯存單元的結構尺寸。

組件層面主要是在滿足功能的基礎上，優化結構、材料和工藝，實現尺寸和質量的優化。組件小型化設計方面，微推進系統采用了微型電磁閥、微型壓力調壓閥門和輕質壓力容器等組件。微型電磁閥部分，丙烷微推進系統包括8臺微型推力器和1臺自鎖閥，通過結構優化，推力器質量僅33.5 g，自鎖閥質量僅25.8 g。

通過系統和組件的輕量化設計，丙烷微推進系統干重不到2.5 kg。

5 結論

丙烷微推進系統具有輕量化、功耗小、推力量級小、推力精度高、工作時間長和溫度適應范圍寬的優點，完全滿足微納衛星應用要求。

該研究中丙烷微推進系統實現了50 mN±7%量級推力的精確控制，系統干重不到2.5 kg，長期功耗不大于5.3 W。

丙烷微推進系統中的減壓閥和推進控制器體積和質量較大，與國外目前技術差距較大，輕量化設計方面還有較大的改進空間。

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