面向微纳卫星的氙气工质冷气推进系统研制

韩罗峰，朱康武，黄文斌，于学文，李云涛

(1.上海航天控制技术研究所，上海 201108；2.上海市空间智能控制技术重点实验室，上海 201108)

引言

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20 kg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1～50 mN连续可调，系统功耗小于5 W，体积小于2 L，重量小于1.8 kg，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

表1 氙气工质冷气推进系统性能指标

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5.8 MPa，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10 ms，系统额定推力为20 mN，元冲量小于0.2 mN·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。

表2 脉冲电磁阀性能指标

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0.7 kg。

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：

表3 铝合金与镁锂合金性能指标对比[12]

图5 一体式瓶口阀和自锁阀模块

F=p×Sn

(1)

式中，F—— 推力，N

p—— 喷嘴前端压力，MPa

Sn—— 喷嘴喉管面积，mm2

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300 ms，电磁阀工作脉宽小于10 ms，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，20 MPa以下，每隔5 min增加5 MPa；20 MPa以上，每隔5 min增加2.5 MPa。

图8 压力试验加载图

表4 压力试验结果

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55 MPa，远高于要求的30 MPa，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48 h。换算公式:

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[13-16]，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15 MPa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

表5 不同工况下密封试验结果

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。