大规模固体微推力器阵列点火关键技术①

刘旭辉，方蜀州，王玉林，李洪美，李 腾

(北京理工大学 宇航学院，北京 100081)

0 引言

由于固体微型推力器阵列在微小型卫星的控制方面存在着显著的优点，体积小、集成度高、功耗低，能够提供小而精确的冲量，因此受到各国研究机构的重视。随着各国对微型推力器阵列的研究逐渐深入，需要研究基于大规模阵列的相关技术，而其中较为重要的是点火相关技术，例如点火控制系统、点火电路、驱动电路、点火算法及其各项技术的匹配性等研究。现阶段各研究机构主要集中在对微型推力器阵列结构、测试等方面的研究，而对于大规模阵列相关的点火技术研究较少，采用的点火电路较为复杂，不适用于大规模推力器阵列［1－4］。

本文从大规模微型推力器阵列的应用角度出发，结合推力器分配算法，对大规模阵列(100×100以上)的点火相关技术进行了研究，主要包括控制模块、驱动模块、点火模块以及各模块中的一些重要参数的实验研究，例如点火延迟、点火间隔时间等。为了便于表述，本文采用10×10阵列来说明对于大规模阵列的点火技术的研究。

1 点火电路

点火电路是微型固体推力器中非常重要的组成部分，微推力器能否正常工作也主要取决于点火电路。因此大规模微推力器阵列点火电路，需要具有高可靠性，并且能够满足卫星姿轨控的要求。

现有的研究中点火电路结构都较为复杂，例如美国 TRW 公司［5］、法国 LAAS 实验室［6］、新加坡的Jongkwang Lee［7］等，都是采用每个点火元件单独控制的方法，不适用于大规模微推力器阵列，日本的Koji Takahashi［8］研究的点火电路，适用于大规模点火电路，但是未对其如何在星上应用做研究，并且方案二较为浪费能源;美国的Honeywell公司与Princeton大学［9］研制的点火电路结构过于复杂，提高了成本、降低了可靠性，并且没有进行相关点火实验。本文借鉴前人研究，根据卫星姿轨控的要求，设计出了适用于大规模推力器阵列使用的点火电路。

1.1 点火电路设计

本系统点火电路采用电阻作为发热元件，对点火药进行加热，基本结构如图1(a)所示，采用点火电阻和二极管串联的形式，二极管一方面保证电流单向性，防止发生误点火;另一方面防止点火电阻之间形成并联［8］。推力器阵列规模为100×100，采用该阵列形式，只需要200条导线，该方式提高了点火的稳定性及可靠性，图1(a)表示出了3×3阵列示意图。由于点火电路设计决定了推力器的布局，而推力器阵列既要满足姿态控制要求又要满足轨道控制要求，因此点火电阻采用图1(b)左侧形式布局，将该形式点火电路命名为“阵列式点火电路”。

1.2 应用性研究

本文设计的阵列式点火电路适用于大规模推力器阵列，虽然简化了电路结构，但是存在发生误点的情况，因此要设计一定的点火规则，在点火时避免误点。如果需要点火的推力器中有3个推力器构成L形，则第4个推力器必然被点着。举例说明，如图1(b)所示，如果需点推力器坐标为(a1，b1)、(a1，b2)、(a2，b1)，则坐标为(a2，b2)的推力器必然会被点着。而在姿轨控时，难免会出现该情况，因此需要在应用中根据阵列的特点，解决误点问题。

假设将推力器阵列以正六面体的形式布置在卫星的表面上，6个面上各布置1个推力器阵列，两两相对，采用三轴解耦控制，每1对阵列控制2个自由度。

1.2.1 姿态控制应用

对于姿态控制，3对阵列各自产生俯仰、偏航、滚转力矩。在进行姿态控制时，根据推力器的分配算法，求解出所需推力器坐标后，将坐标存于控制电路的RAM中。点火时，根据储存的推力器坐标，将所需推力器组合进行逐行点火，每行之间间隔时间极短，但足以使回路断开，该时间可忽略(相关内容将在3.2节中进行分析)，采用逐行点火的方式可避免所点推力器构成L形，防止发生误点，利于姿态控制。

1.2.2 轨道控制应用

在进行轨道控制时，3对阵列各自产生法向、径向、轨道面法向力。在寻址时要保证推力合力通过卫星质心方向，因此按照圆周上两两相隔60°共6个推力器分成一组，该分组方式具有良好的对称性，如图1(b)所示，在进行轨道控制时，由轨道控制的推力器分配算法求解出需要的推力器坐标后，将坐标存于控制电路的RAM中，点火原理同姿态控制，以组为单位进行点火。设每个推力器产生的冲量为Imin，对于每一分组，需要保证推力合力通过卫星质心方向，每组产生冲量的基本组合为 2Imin、3Imin、4Imin、6Imin，当所点推力器个数为2、4、6时，推力器关于阵列中心对称布置，不会构成L形，当所点推力器个数为3时，每个推力器之间两两相隔120°，同样不会构成L形。采用逐组点火的方式，无论那种组合，推力器组合可避免L形，因此不会发生误点。

由分析可知，在进行姿轨控时，采用逐行逐组的方式点火，而各行各组之间间隔极短时间进行，可避免发生误点的情况，并且该时间远小于点火延迟，可忽略。该方法具有可行性，采用阵列式点火电路能够满足姿轨控要求。

2 点火延迟时间计算及测试

本系统点火延迟时间主要包括数据传输、算法求解和电阻加热点火药的时间。前两部分时间均远小于电阻加热时间，因此在计算点火延迟时间时，不考虑其引起的点火延迟。该系统点火延迟定义为从电阻开始通电发热到推力器产生推力的时间。点火过程较为复杂，本文通过数值计算确定了发火药达到发火温度的时间，且通过实验进一步精确确定了系统的点火延迟。

2.1 点火延迟时间数值计算

本设计中发热电阻阻值为2 Ω，阻值误差为1%，经实验瞬时功率能够达到2 W以上，能够满足微型推力器阵列的要求。为保证绝缘性，第1层为玻璃釉(SiO2)，第2层为电阻材料，第3层为陶瓷。

电阻加热过程，一是通电后电流流过电阻材料发热;二是热量通过热传导方式流动［4］。假设与发火药接触的电阻表面温度达到发火药发火温度时即发火，运用有限元方法进行三维非稳态传热计算，分别计算了玻璃釉和二氧化钌上表面达到发火药发火温度所需时间。因为点火时间较短，并且电阻TCR(温度系数)值较小±10－4℃－1(左右)，因此忽略点火时电阻阻值的变化，简化电阻模型如图2所示。

电阻的电功率可表示:

式中 I为通过电阻的电流;R为阻值。

将电阻作为恒热源，生热速率可表示为

式中 V为电阻的体积。

计算控制方程为

式中 λ为热导率;v为传热速率;K为传导矩阵;C为比热矩阵;{T}为节点温度向量;{}为温度对时间的导数。

设发火药发火温度为240℃，环境初始温度为24℃。经过数值计算，得到了通电电流为 0.6、0.7、0.8、0.9、1 A 时，玻璃釉和二氧化钌上表面达到240 ℃时的所用时间，如图3所示。

由图3可知，当点火电流为1 A时，点火功率为2 W，在7 ms时玻璃釉上表面可达到240℃，同时由图3可知，绝缘材料玻璃釉对点火延迟的影响较小。

2.2 点火延迟时间测试

为了进一步确定点火所需时间，使用微推力测试台进行点火延迟时间测试，忽略数据传输时间，用点火电压作为外部触发，在点火同时，同时触发采集系统，进行推力数据采集［10］，有限元方法计算的点火延迟时间与实际测量的最大点火延迟时间对比如图4(a)所示。图4(b)为点火功率为2 W时点火延迟时间。由图4可知，经过测试延迟时间为7.6 ms，该值大于数值计算求得的7 ms。在点火控制系统中，以实验测得的时间为准。当点火功率为2 W时，需要设置电路保持接通的时间为7.6 ms以上。

3 驱动电路的研究及测试

驱动电路不但需要可控通断、尽可能简洁，并且要求能够产生使发火药发火的一定功率。

3.1 驱动电路设计

本系统中驱动电路列、行控制端分别采用晶闸管和达林顿管作为控制元件，如果都采用晶闸管［11］，则只有当电阻完全烧毁时才会断开电路，因此点火可靠性及可控性不高;如果都采用达林顿管，则电路设计比较复杂，降低了可靠性，本设计采用晶闸管和达林顿管组合的方式，该形式的驱动电路既可控又较为简洁。其中一路驱动电路，包含点火电路如图5所示。

晶闸管起到开关作用，配合达林顿管进行行列寻址;达林顿管起到功率放大作用以及开关作用。当行列控制端同为高电平时电路导通，为点火电阻提供电流，当达林顿管端断开时，点火回路断开，改变VCC，可以改变点火功率。

3.2 单次多组点火间隔时间实验研究

若需要点火推力器数量较多，超过系统功率载荷，或者出现1.2节中所述情况，可能存在误点时，需要分组点火，即在点完部分推力器后，在极短时间内断开电路，切断电源，之后再进行下一部分推力器点火，其中的断开时间需要进行实验测量。

根据驱动电路中器件特性，晶闸管一旦导通将一直保持通路，除非出现断路或加反向电压，才能将回路断开;而达林顿管的通断与控制端电平有关，当出现低电平时，回路断开，利用该特点，列控制端的控制信号周期设定较长，设为10 ms;行控制端周期设定较短，调节行控制端的控制信号周期，来确定回路断开的最短时间。经过测试，行控制端信号周期为100 μs时，即低电平时间为50 μs，回路能够断开，停止对点火电阻供电，控制状态如图6所示。

继续缩短行控制端控制信号周期，当小于100 μs时，回路将不能断开。因此，当进行单次多组点火时，中间最小间隔时间设为50 μs，该时间相对于点火延迟时间可忽略。

4 点火系统综合研究及实验

整个点火系统包括上位机、控制电路、驱动电路、点火电路、推力器阵列，需要进行综合实验，验证各部分的匹配性，保证点火系统的稳定性及可靠性。

在进行综合实验前，需要对控制电路的控制输出信号进行测试，观察其能否满足控制需要。

4.1 控制电路实验

本系统控制电路采用FPGA作为主控制芯片，USB 2.0进行通信，能够实现对阵列中推力器的任意组合点火控制。

控制电路既能控制单次多个推力器点火，又要实现同时控制多个推力器点火，并且能够对电平的维持时间以及单次多组的点火间隔时间进行设置。以共点火4个推力器，每次点1个为例，所点的推力器坐标为(1，9)、(2，10)、(3，11)、(4，12)，运用在线逻辑分析仪Singal TapⅡ进行输出信号测试，如图7(a)所示;同时点7个推力器，测试结果如图7(b)所示。

经过测试，验证了控制电路以及控制程序的可行性，能够准确输出控制信号，实现对任意推力器及其组合的点火控制。

4.2 点火系统组成及测试

FPGA以及USB下载程序后，通过USB控制台模拟行星载计算机发送控制指令，经过控制电路输出信号，驱动电路进行功率放大，使点火电路工作，直至发火药发火，该控制系统较国外研制的要先进［12］，能够实现对大规模微型推力器阵列的点火控制。

按照实验以及计算分析，设定好点火延迟时间和点火间隔时间，进行2种方案实验:第1方案每组同时点4个推力器，共点3组;第2方案共点50个推力器，每次点1个，2种方案经过测试，点火成功率均为100%。

图8为某一推力器点火瞬间，图8中包括了点火系统中的各个模块，示波器为进行自动扫描测试，用于检查电平维持时间和点火间隔时间。

经过综合实验，点火电路能够在设定的时间内加热发火药进行发火;驱动电路能够进行功率放大维持点火电路工作;控制电路能够准确产生控制信号。说明该系统能够按照设计要求进行点火，验证了该系统的可靠性和稳定性。

5 实例验证

卫星进行姿态控制时，实时性要求较高，并且姿态控制时间较短，因此要考虑点火延迟时间;而对于轨道控制，一般控制周期较长，因此点火延迟时间可以忽略。为了分析该点火系统能否满足卫星控制需要，以姿态控制为例，来说明本系统的实用性。

某皮卫星转动惯量为 Ix=12.187 5×10－3kg·m2、Iy=14.062 5 ×10－3kg·m2、Iz=9.375 ×10－3kg·m2，轨道高度为700 km，单位力矩为 Mmin=2×10－4N·m。假设初始姿态角为［0°，0°，0°］，姿态角速度都为零，姿态角调整为［10°，0°，0°］。基于微型推力器阵列的姿态控制具有2个特点:(1)微型推力器阵列产生力矩的形式是离散的;(2)点火电阻加热发火药存在点火延迟。经过试验，北京理工大学喷气推进实验室研制的微推力器阵列，平均工作时间为1 ms，假设本次点火功率为2 W，设定延时为9 ms(大于7.6 ms，为点火药加热设定一定的裕度)，考虑点火延迟以及力矩的离散性，仿真结果如图9所示。以Mmin为单位，实际输出 力 矩 为 5Mmin、Mmin、－ 3Mmin、－ 2Mmin、－ Mmin、－Mmin、Mmin，经由推力器分配算法，可求得所需推力器坐标。

以0.029 s时刻需要3Mmin为例，假设阵列中推力器都未曾使用，根据推力器分配算法，求出所需推力器的位置，则所需推力器坐标为(1，4)以及与其相对应阵列坐标为(1，7)的推力器。发送点火指令，当点火系统接收到指令时，控制端置高电平，开始加热电阻，考虑到点火延迟时间为9 ms，9 ms后产生所需力矩。

由仿真结果可知，采用本点火系统能够满足基于微型卫星推力器阵列的控制要求，仿真中考虑到了推力器的点火延迟时间，以及推力器阵列产生离散力矩的特点。

6 结论

(1)点火电路设计可靠、简洁，适用于大规模推力器阵列的应用，经过在姿轨控时的应用分析可知，能够满足卫星姿轨控要求。

(2)经过测试以及仿真确定了点火延迟时间，该结果可为控制电路中电平的设置作为参考。

(3)驱动电路设计简洁可靠、可控，能够满足点火要求，经测试确定了单次多组点火的最小间隔时间。

(4)经过综合实验和控制仿真，验证了本点火系统的可靠性及稳定性，能够满足卫星的控制要求。

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