液化气体推进剂在微小卫星推进系统中的应用

马彦峰，边炳秀

(北京控制工程研究所,北京 100190)

1 引 言

从1957年10月4日前苏联发射第一颗人造地球卫星Sputnik以来，卫星已经历了50年的发展历程。在这50年里，卫星经历了一个从小到大又向微小型发展的过程。受技术的限制，当时苏联发射的第一颗卫星质量为83.6kg，其功能也相当简单，属于微小卫星范畴。后来，随着技术的不断发展，人们对卫星的功能需求也越来越复杂，卫星体积和重量都逐渐增大，造价越来越高，于是人们又把目光投向微小卫星。微小卫星质量轻、成本低、研制周期短、系统投资少、可以机动发射、生存能力强，在许多领域有着广泛的应用，如月球、火星的无人探测，微小卫星的科学研究、空间侦察，基于微小卫星的组网、编队飞行等。由于推进系统的价格昂贵，系统复杂，所以早期的微小卫星一般都采用无推进系统。而随着空间任务对微小卫星要求的不断提高，越来越多的微小卫星采用推进系统。微推进技术朝着小型化、低功耗、低成本、高效、无毒化的方向发展，它可满足微小卫星的性能要求[1,2]。液化气推进系统顺应了微推进技术的发展趋势，因此成为微小卫星推进系统的首选。

液化气推进是指气体推进剂以液态贮存，通过加热或气化装置使液态推进剂气化，再通过推力器喷射产生推力的推进方式。它具有无毒、安全、响应快、系统体积小、成本低以及性能较高的特点，可以弥补现有各种推进模式的不足。与液化气推进系统相比，冷气推进系统体积大、效率低、能量密度低；化学推进系统的结构复杂、价格昂贵；电推进功耗大、质量大；而正在研究的胶体推进和微机电(MEMS)推进技术等还未成熟[3,4]。

国际上对液化气微推进技术的研制始于上世纪60年代[4]，在近50年的研发中，先后有多种液化气被用作推进剂进行了地面试验和在轨飞行验证，取得了一系列重要的成果。国内对液化气推进的研究虽然开展较晚，但进展较快。本文将对液化气推进剂的发展历史和研究现状进行综述，对液化气推进剂当前应用面临的技术问题进行分析，并推荐用一氧化二氮作为微小卫星液化气推进系统的推进剂。

2 常用液化气推进剂

并非所有的气体都可用作液化气推进剂，作为液化气推进剂的气体一般要具有下列性质：可常温下液化贮存，其液态密度远高于气态密度；推进剂的液化压力较低，不需要配置高压气瓶和管路来贮存和输送，从而可降低推进系统的系统质量；比冲较大，在达到相同总冲时所需推进剂质量较小；最好无毒性，不易燃，从而可免除推进剂加注时的严格防护，降低发射和制造成本。

目前采用的几种主流液化气推进剂有氨(NH3)、乙烷(C2H6)、丙烷(C3H8)、丁烷(C4H10)、一氧化二氮(N2O)、二氧化碳(CO2)等[3]。这几种推进剂具有无毒、无污染、易贮存等特点，对航天器本身的敏感器件和环境影响很小。在一定温度、压力下，它们从气态变为液态，能够减小推进剂贮存系统体积，同时可降低系统复杂性，提高系统可靠性。这几种液化气推进剂的性能比较见表1[3]。

表1 几种液化气推进剂的性能

2.1 推进剂性能比较

表1列出了各种推进剂的理论比冲，但在实际应用中，理论比冲不能完全反映推进剂的综合性能指标，这里通过建立系统质量模型引入系统比冲的概念，然后对比各种推进剂的系统比冲、气化热及饱和蒸气压进行推进剂性能指标的综合比较。

系统质量模型为

Mps=Mpd+Mp

(1)

式中，Mps为推进系统质量，Mp为推进剂质量，Mpd为推进系统干质量，Mp=ρpVp，ρp为推进剂密度，Vp为推进剂容积。

建立系统质量模型后，引入系统比冲Issp的概念。

定义Issp为：

(2)

式中，Itot为系统总冲：

Itot=Ft=IspMp

(3)

再引入牛顿第二定律：

Ft=MΔV

(4)

可得：

(5)

式中，

(6)

注.△V为推进系统对卫星所产生的速度增量，Isp为推进剂理论比冲，Vsp为单位系统干质量的推进剂容积(单位：m3/kg)。

这样，通过引入系统比冲综合考虑推进系统的质量、比冲、推进剂容积等多种性能指标，可更准确地衡量推进剂的性能。常用液化气推进剂系统比冲随Vsp变化的情况如图1所示，对微小卫星而言，Vsp的变化范围为0.0001～0.001 m3/kg。

图1为常用液化气推进剂系统比冲随单位系统推进剂容积变化的情况，其中氨的系统比冲最高，丙烷、丁烷、一氧化二氮、二氧化碳次之，它们的Issp相近。此外，对微小卫星推进系统而言，还要考虑功耗，特别是推进剂的气化热。图2为这几种液化气推进剂气化热的比较，氨的气化热较大，消耗的星上电能多，其应用将受到微小卫星功耗预算的限制；丙烷次之，二氧化碳、一氧化二氮的气化热较低，相应消耗的星上电能也较少。图3为这几种液化气推进剂的饱和蒸气压的比较。一氧化二氮在-20℃的温度下，饱和蒸气压仍达2MPa左右，可在较低的环境温度下工作。

图1 常用液化气推进剂的系统比冲随Vsp的变化

图2 气化热比较

图3 饱和蒸气压比较

2.2 液态推进剂的应用

国际上目前已实际应用的液态推进剂有丁烷、丙烷、氨和一氧化二氮，本节将对它们的应用情况及发展前景进行介绍。而水作为推进剂的研究也已经得到广泛的开展，文中还将介绍它的研究情况和发展前景。

2.2.1 丁烷

目前，丁烷是SSTL公司小卫星推进剂的选择之一，它已应用于英国Surrey公司的首颗纳卫星SNAP-1。该卫星用于航天员和地面控制人员从外部观测在轨航天器[3]。

SNAP-1卫星于2000年6月28日发射，该卫星总质量6.5kg，装载了目前世界上最小的推进系统，该星推进系统质量450g，推进剂为丁烷，质量32.6g。丁烷以液态形式贮存在蛇形管里，利用一个小型加热器使推力器喷出气态推进剂[3,5]。

丁烷推进系统还应用于SSTL公司的灾害监测星座。这个星座由3颗卫星——ALSAT-1、UK-DMC和NigeriaSat-1组成，它们的推进系统结构都和SNAP-1一样。但不同于SNAP-1的是这3颗卫星均装载2.3kg的推进剂，推进剂的质量比SNAP-1的多很多。因此推进剂的贮存方式不同于SNAP-1所采用的蛇形管，而是采用装有防止推进剂晃动装置的贮箱。丁烷推进系统中加热器安装在贮箱出口处和管道沿线，这样可以保证到达推力器的推进剂呈气态[3]。

2.2.2 丙烷

1974年，英国发射的Miranda(X-4)[4]技术试验卫星首次采用液化气推进技术，所采用的推进剂为液态丙烷。液态丙烷以0.69 MPa的压力贮存在X-4冷气推进系统的圆柱贮箱内，采用一个液态减压阀将液态丙烷的压力减至0.21 MPa，再经过一个特殊结构的热交换器——螺旋式蒸发器使液态丙烷气化，气化后的丙烷蒸气经过气体减压阀后压力减至 0.069MPa，经减压后的丙烷蒸气经过自锁阀进入电磁阀，最后由喷管喷出，产生控制力和力矩。推力器的推力为0.05N，比冲可达530～920N·s/kg，推进系统的系统比冲提高到了440～679N·s/kg。由于液态丙烷作推进剂系统较为复杂，需要特殊的气化装置，且推进剂在喷管中易产生凝聚现象，因此限制了它的使用场合。

在80年代早期，欧空局(ESA)的Exosat卫星也采用了丙烷作为推进剂，星上推进系统利用辅助加热器和电子控制系统保证通过推力器的为气态推进剂并保持推进剂的额定压强，从而成功地实现了卫星精确定位[5]。

2.2.3 氨

早在20世纪60年代末，美国就开展了液态氨气化推进系统的研究[4]。同期，英国也开展了这方面的研究工作。80年代中期，美国宇航局(NASA)刘易斯研究中心Wim de Groot对氨的研究表明，在喷管面积比(喷管出口截面积与喉部截面积之比)为50∶1，温度为293K时，氨可以获得约1000N·s/kg的比冲，推力范围为0.0001～0.5N。

同表1中其他气体相比，氨的理论比冲最大，因此，若要产生相同的推力，所需氨的质量和体积较小。在20℃时，它的蒸气压为0.83MPa，而在入口压力为0.5MPa情况下得到的推力范围就可满足大多数微小卫星对推力的要求。因此，液态氨作为推进剂可实现自挤压，不需要另配备挤压系统，从而减轻了系统的质量。氨有特殊气味，高密度的氨有毒。当工作环境中氨的质量分数为2.5×10-5时，工作人员可在这种环境下工作8 h。因此，氨的运输和测试不需要像肼那么严密的安全措施，而且，氨不存在丙烷和丁烷所存在的易燃问题，在加注过程中较易防护，可在卫星总装厂房直接加注，从而可降低发射成本[3]。

氨除了可用作冷气推进剂外，它和一氧化二氮或二氧化氮组合可作为双组元推力器的推进剂。

2.2.4 一氧化二氮

微小卫星采用一氧化二氮作为推进剂时，可以有两种工作形式：冷气推进和电热催化分解推进。由于电热催化分解推力器的比冲为冷气推力器的3倍以上，故一氧化二氮电热催化分解推力器更多的被国内外各种研究机构所关注，国外主要有英国Surrey空间中心，国内主要是清华大学和北京控制工程研究所。据统计，这些科研机构已成功地进行了上百次一氧化二氮自维持分解试验，证明了一氧化二氮单组元推进概念的可行性[5]。其中Surrey空间中心正在研究的单组元催化分解推力器将可产生1500～1700 N·s/kg的真空比冲。

1999年4月21发射的UoSAT-12小卫星[5～7]上装有氮气冷气推进系统和液态一氧化二氮推进系统(见图4)。其中液态一氧化二氮推进系统由SSTL研制，推进剂供应系统由Polyflex航天中心制造。UoSAT-12卫星质量350kg，一氧化二氮推进剂总质量为2.4kg，分别贮存在3个贮箱里。一氧化二氮以液态形式贮存时，室温条件下其蒸气压大约为5.1MPa，不再需要单独提供挤压装置。由于其蒸气压比推力器入口处的额定压强大很多，故在贮箱和推力器之间要安装一个稳压罐，系统通过“bang-bang”开关控制器控制电磁阀构成一个压力控制开关，从而将稳压罐内的压力控制在推力器工作所需的额定压强范围内。这套推进系统工作良好，验证了一氧化二氮推进剂在轨使用的可行性。

一氧化二氮的电热催化分解反应的基本原理可用如下化学式解释[6,7]：

(7)

其反应过程可描述为：一氧化二氮进入分解室在电热催化丝上分解。其分解产生的热量活化催化剂，使分解速率加快，产生更多的热量。在这个过程中，温度不断升高，直至所有的催化剂都被活化。进入稳态工作状态后，分解速率达到最大值。这个过程大约需要几秒钟。一氧化二氮催化反应还可以实现自维持：在一氧化二氮催化反应过程中，一氧化二氮受热之后产生热分解反应，生成氮气和氧气，同时释放出热量。催化剂降低了反应的活化能，使反应能够在较低的温度下进行。一旦反应释放的热量足以维持反应的进行，即反应释放的热量大于或等于通过推力器外壁散失的热量与喷出气体带走的热量之和，反应即可在无外界热量输入的情况下持续进行，这种现象被称为一氧化二氮分解反应的自维持，从而可以减少星上电能的消耗。

图4 UoSAT-12卫星推进系统结构图

2.2.5 水

水是一种清洁且容易获得的能源，目前国际上已广泛开展将水作为航天器推进系统推进剂的研究[3]，它可用于从小卫星到国际空间站的各种不同的空间平台。用水作推进剂时，在压力作用下将水输送到电解装置中，这套装置将水电解为氧气和氢气，并以气体混合物形式贮存在一个高压容器里。然后在推力器的推力室中通过电火花点火使混合气体燃烧。这种水电解产生的混合气体作为推进剂时的比冲取决于混合燃料的干燥程度、推力器尺寸、材料和相关的损耗，在正常情况下产生的比冲约为2450 N·s/kg。水电解产生的混合气体的贮存模式决定了其可以用作两种推进模式：一是用作冷气推力器，直接将未点燃的推进剂从喷管喷出，从而产生小推力和小比冲；二是用于热气推力器，将点燃后的气体混合物从喷管喷出，得到较大的推力和比冲。

3 液化气体推进剂应用中的问题

由于在液化气推进系统中推进剂以液态形式贮存在贮箱中，经过气化从喷管喷出产生推力。因此在推进剂的贮存和气化过程中，不可避免地存在一些技术要求，但经过系统设计，完全可以满足这些要求。

3.1 推进剂晃动

由于推进剂以液态形式贮存在贮箱中，在飞行过程中，不可避免地存在着推进剂的晃动现象，若不对推进剂晃动进行抑制，则推进系统会给卫星姿态控制带来困难。通过在推进剂贮箱内设置的导流板或蓄液器可以实现对推进剂晃动的控制。内置的蓄液器还可以防止液态推进剂从贮箱出口流出[3,4]。

3.2 推进剂管理

在液化气体推进系统中，推力是排出气体作用在推力器上的合力，其数值和推进剂质量流率、喷管出口面积和喷管出口处的气体压力等有关[3]。由于液化气推进剂的饱和蒸气压随温度的降低而降低，推力器工作时，推进剂的气化需要吸收热量，而热量的丧失会使推进剂的温度降低，进而引起液化气推进剂的饱和蒸气压降低，推力器的推力室内气压也将随之降低，使得推力器在非额定工况下工作，若热量不能及时补充，有可能导致推进剂温度下降过多，使液化气推进剂饱和蒸气压过低，从而使得推力器的性能低到不能接受的一种状态。同时，为保证推力器的比冲，推进剂在进入推力器时，必须充分气化，否则将大大降低推力器的性能。基于以上原因，必须充分研究推进剂的气化机理，在系统中适量采取温控措施，并采取多种措施提高推进剂的气化效率，通过多种方法尽量减少喷出的推进剂中的液态含量。这一问题可以通过以下方法解决：

1)内置蓄液器以防止液态推进剂从贮箱出口泄露。

2)设置定向的贮箱出口，利用离心力使液态推进剂远离贮箱出口。

3)对贮箱下游的所有管道进行加热，使管道的温度一直高于贮箱温度，这项措施可以使管道里没有液态推进剂残留。

4)将一个加热器安置在推力器上或它的上游。若推进剂经过加热器时已经是气态，加热器可以作为一个电热式发动机并提高气体温度，从而提高推力器的比冲。

3.3 推进剂冷凝

使用液化气体作为推进剂时，当气体通过喷管膨胀时会发生冷凝现象，这一现象会导致液化气推进剂产生的比冲比理论预测值要小。要得到要求的比冲，可以通过对喷管进行预热来减少冷凝现象的发生。

3.4 推进剂余量测定

目前国际上测量推进剂余量的常用方法有BK(薄记法),PVT(压力-容积-温度状态方程法)和PGS(推进剂计量法)3种。其中，BK和PVT两种方法在发射初期阶段可以得到较高的测量精度。使用 BK测量方法时，如果可以满足测量过程中误差不被累积的条件，可以达到较精确的测量精度。使用PVT测量方法时，如果可以实现大的推进剂装载量，也可以达到较精确的测量精度。而PGS方法在用于任务寿命初期时测量精度不太高，不过在寿命末期测量精度较高。这种方法通过在贮箱内配置的一个小加热器并使其非连续性的工作，然后将温度传感器测量到的温度变化率和温度变化的绝对值结合来确定推进剂的剩余量。这项技术相当准确，曾被用在ESA的Exosat卫星上判断丙烷推进剂的剩余量。文献[8]对这3种方法进行了比较并论证了PGS方法的优越性。

4 结束语

通过对目前微小卫星推进系统的需求分析和各种推进系统的比较得出液化气推进系统的特点：推进剂均可以液态形式贮存，密度比冲高，贮箱体积小，适用于微小卫星的推进系统。通过对各种液化气推进剂的比较得出一氧化二氮具有饱和蒸气压较高，可实现自挤压，无需额外气瓶，功耗低，贮存密度大，无毒性，加注时安全简单，与通常的材料都相容，系统价格低廉，在轨贮存较容易等特点的结论。而且一氧化二氮作为推进剂更可设计成多系统模式，如冷气、单组元、电热、双组元推进模式，且可作为应急救生的氧气来源，很适应小卫星的应用。这种推进系统可用来完成姿态控制、轨道调整、轨道转移和精确定位等推进机动任务。一氧化二氮是目前用作微小卫星推进的最佳液化气推进剂。