CN113173266A - 一种无运动部件的等离子体矢量推进器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种无运动部件的等离子体矢量推进器，通过将多管耦合放电管进行组合来实现无机械运动偏转部件的矢量推进，其单管放电系统包括气源、阀门、天线、接地电极、放电管以及电源。气源与放电管通过阀门直接相连，其中阀门可单独控制每个放电管的进气，天线内嵌在放电管内部并外接电源，接地电极套在放电管的两端，每个天线亦可单独控制。该等离子体矢量推进器的空间尺寸和总体质量较小，既可以单管模式工作，亦可以多管组合的模式工作，不仅可实现微牛到毫牛量级的推力，亦能利用多管组合可实现精确矢量控制，适合配备微型卫星用于高精度姿态控制和相对轨道位置保持。另外，该系统是单面阵列式的，结构紧凑，可安装于航天器一侧，节约装载空间。
Description
技术领域
本发明适合于等离子体推进技术领域，即高集成度、低功耗、小推力、微冲量的微型推进系统，可应用于微型卫星(微卫星、纳卫星、皮卫星)编队飞行以及组成星座，尤其是针对微型卫星的推进系统和矢量推进器的实现进行设计，其中推进系统主要是感性容性交互耦合放电等离子体微推进的设计，矢量推进器主要是通过放电管的组合来实现卫星的角度偏转。
背景技术
推进系统是航天器执行轨道机动和特殊姿态控制等任务的关键子系统，但是近二十年来国际上研制的微型卫星几乎都不配备推进系统，或者只有极其有限的机动能力，主要原因是传统的推进系统的体积和质量都很大，不适合微型卫星使用。然而，随着微型卫星技术的发展及其应用领域的扩大，以及当前国内外对太空探测的不断深入，对微推进系统提出了越来越迫切的需求。微型卫星编队飞行和组成星座，可以完成许多复杂昂贵的大型卫星无法完成的工作，而且许多时候完成工作的效率更高和成本更低，如组成分布式星载载波雷达、卫星三维立体成像和高分辨率合成孔径对地遥感等。但是完成上述任务，对卫星间相对轨道位置保持、高精度姿态控制提出非常高的要求，具体如下：
第一，微型卫星体积小、质量轻、转动惯量小，用于卫星轨道与姿态控制所需的推力小且要求精度高，一般是微牛至毫牛量级；
第二，微型卫星编队飞行的目标是维持卫星间的相对位置而不是绝对位置，需要的最小冲量脉冲非常小，通常根据控制精度要求和控制周期不同，所需冲量脉冲范围是109Ns～103Ns量级；
第三，微型卫星能够提供的电源电压都不高，通常情况下是3V～12V，最高的为28V，且总功率一般为1W至数十瓦量级。
因此，必须研究适合于微型卫星轨道保持、轨道机动与姿态控制的高集成度、低功耗、小推力和微冲量的微型推进系统，即需要一种矢量微推进系统。
当前已有许多的等离子体推进系统，如霍尔推进器和离子推进器近些年发展迅速，但是它们都属于电磁式推进，喷出的均为离子射流，需要阴极电子进行中和保持电中性，且它们的推进装置均需要磁铁产生磁场来约束等离子体，导致装置比较复杂，不适用于微型卫星的推进。目前有一种通过感性容性交互放电的等离子体推进器，属于电热式微推进，其空间尺寸和总体质量都非常适用于微型卫星推进，冲量脉冲非常低，可实现微牛到毫牛量级的推力，平均功耗仅10-100W，非常适合配备微型卫星用于高精度姿态控制和相对轨道位置保持。但是由于单管推力非常小且不能实现矢量推进，以致在实际应用时需要多管联用。
发明内容
为了解决现有技术所存在的不足，本发明提供了一种无运动部件的等离子体矢量推进器。本发明主要改进单个电热式感性容性交互放电的等离子体推进器推力小和单方向推进的劣势，通过多个感性-容性交互耦合放电等离子体推进器单面阵列式组合提高推力，通过控制阵列式组合多个推进器的点火实现矢量推进。
本发明的无运动部件的等离子体矢量推进器采用多个感性-容性交互耦合放电等离子体推进系统，由多个等离子体推进系统组合而成，包括气源、阀门、感性-容性交互式耦合天线、接地电极、放电管和射频电源。在一个等离子体推进系统中气源一端与集气室相连，等离子体在放电管中激发产生，气源气体在经过等离子体区域时获得加热，然后气体膨胀向另一端喷出形成推力，实验时需置于真空室内构造的真空环境。
气源与每个放电管直接相连，由阀门单独控制每个放电管的进气；
天线与射频电源相接，并内嵌在放电管中部，2个接地电极套在放电管两端，用于激发等离子体；
射频电源的频率为13.56MHz。
气源进气口端通入气体，另一端通过阀门与放电管相连，使用气体为空气、氮气或惰性气体，惰性气体包括氩气、氦气和氙气其中一种。
气源使用气体可以为空气、氮气或者惰性气体，惰性气体包括氩气、氦气、氙气等。
有益效果：
1、本发明所述无运动部件的等离子体矢量推进器属于电推进系统，与化学推进系统相比，不会产生堵塞，可使用小尺寸喷嘴喉道，实现微小推力。
2、在用于精确控制微型卫星姿态和轨道位置时，无机械运动部件的等离子体矢量推进器相较于传统的矢量推力器相比，总体质量更小，产生的推力相比单管矢量推力器也会更大，实现角度偏转也更加精确。
3、另外，电推进具有高比冲和小推力的优势，但传统电推进器需要大量电功率(1-2kW)，所述无运动部件的等离子体矢量推进器功耗低，在一个实施例中，每个放电管平均功耗仅10-100W，既可以单管模式工作，亦可以多管组合的模式工作，不仅可实现微牛到毫牛量级的推力，亦能利用多管组合可实现精确矢量控制，非常适合用于功率有限的微型卫星实现高精度姿态控制和相对轨道位置保持。
4、本发明系统是单面阵列式的，结构紧凑，可安装于航天器一侧，节约装载空间。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面对一个实例中附图作简要介绍。
图1为一个单面3×3阵列式等离子体矢量推进器结构示意图及三视图；图1(a)-侧视图，图1(b)-正视图，图1(c)-后视图，单位mm；
图2为等离子体矢量推进器点火分布与卫星模型角度偏转对应关系测量原理示意图；图2(a)为全部放电管点火时向前推进，此时的水平面无倾斜，图2(b)为部分放电管点火向前推进，此时水平仪的水平面向着无点火的方向倾斜；如图2(c)为局部放大视图。
附图标记说明：1-气源，2-阀门，3天线，4-接地电极，5-放电管，6-射频电源，7-热气体射流，8-水平仪，9-刻度尺。其中热气体射流7非等离子体矢量推力器的组成部件，由放电产生的等离子体中的离子与中性气体电荷交换碰撞产生热量，加热中性气体向另一端喷出，产生热气体射流7。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅为本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域的普通技术人员在不付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。
根据本发明的实施例，一种无运动部件的等离子体矢量推进器，包括一个或多个推进系统，其中每个独立的推进系统是感性-容性交互耦合放电等离子体推进系统，包括：气源(1)，阀门(2)，天线(3)，接地电极(4)，放电管(5)，射频电源(6)；
所述气源(1)与每个放电管(5)直接相连，由阀门(2)单独控制；
所述天线(3)与射频电源(6)相接，并内嵌在放电管(5)的中部形成感性耦合放电，用于激发等离子体，并加热从气源(1)进入放电管(5)里面的气体；
所述接地电极(4)套在放电管(5)的两端，与天线(3)形成感性-容性交互耦合放电，用于激发等离子体。
在如图1的实施例中，将单个推进系统按照阵列布置，采用单面3×3阵列式无运动部件的等离子体矢量推进器。或采用其他组合方式，放电管可以采用2×2，4×4，环形阵列或其他具体实施方式。
将天线(3)绕设在放电管(5)上，天线可使用电容耦合天线、电感耦合天线、螺旋波天线等常见等离子体激发天线。
采用阀门(2)单独控制每个放电管(5)开关。
将等离子体矢量推进器置于真空仓内，抽真空使气压到指定值7×10-7Torr。
从气源(1)处通入气体，气体为空气或惰性气体,控制气源集气室的气压在1.6Torr，放电管内气压为2.5×10-4Torr。
打开射频电源(6)调整功率大小，将功率控制在10-100W，在放电管内激发产生等离子体，其中离子与中性气体电荷交换碰撞产生热量加热中性气体，中性气体膨胀向另一端喷出热气体射流(7)，产生推力。
通过测量单面阵列式等离子体矢量推进器平面与水平仪的水平面形成的角度，使其实现对微型卫星的精确矢量控制。
所述无运动部件的等离子体矢量推进器空间尺寸和总体质量都非常小，在一个实施例中，其尺寸为100×100×38(单位：mm)。
下面结合图2具体解释等离子体矢量推进器应用于微型卫星高精度姿态控制时实现角度偏转的控制模型。
在实现精准矢量控制时，将放电管组合呈阵列式等离子体矢量推进器装配在卫星模型的一个平面上，利用刻度尺(9)测量一个放置在模型平面上的水平仪(8)的水平面偏转的高度差，确定模型偏转的角度。其中图2(a)为全部放电管点火时向前推进，此时的水平面无倾斜，图2(b)为部分放电管点火向前推进，此时水平仪的水平面向着无点火的方向倾斜(如图2(b)的局部放大视图(c)),即向前推进方向的角度发生了偏转。利用关系：
其中R为水平仪半径，L为水平仪的水平面倾斜变化高度，θ为偏转的角度；即可确定二维点火分布与卫星模型转向之间的对应关系，最终建立二维平面阵列式等离子体矢量推进器的精确矢量控制模型。
综上，本发明的等离子体矢量推进器的空间尺寸和总体质量较小，既可以单管模式工作，亦可以多管组合的模式工作，不仅可实现微牛到毫牛量级的推力，亦能利用多管组合可实现精确矢量控制，适合配备微型卫星用于高精度姿态控制和相对轨道位置保持。另外，该系统是单面阵列式的，结构紧凑，可安装于航天器一侧，节约装载空间。
以上所述的具体实施例，对本发明的技术方案进行了进一步的详细说明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改，替换，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种无运动部件的等离子体矢量推进器，其特征在于，包括：无运动偏转机械部件，其将多个独立的推进系统进行组合，其中每个独立的推进系统均是固定在同一组合面上，然后通过联合控制每个推进系统的点火来实现矢量推进，控制飞行器的前进与角度偏转，从而实现无运动偏转机械部件的矢量推进；
所述独立的推进系统是感性-容性交互耦合放电等离子体推进系统，包括：气源(1)，阀门(2)，天线(3)，接地电极(4)，放电管(5)，射频电源(6)；
所述气源(1)与每个放电管(5)直接相连，由阀门(2)单独控制；
所述天线(3)与射频电源(6)相接，并内嵌在放电管(5)的中部形成感性耦合放电，用于激发等离子体，并加热从气源(1)进入放电管(5)里面的气体；
所述接地电极(4)套在放电管(5)的两端，与天线(3)形成感性-容性交互耦合放电，用于激发等离子体。
2.根据权利要求1所述的一种无运动部件的等离子体矢量推进器，其特征在于：所述气源(1)，一端通入气体，另一端与放电管(5)相连，所述通入的气体为空气、氮气或惰性气体，惰性气体包括氩气、氦气和氙气之一。
3.根据权利要求1所述的一种无运动部件的等离子体矢量推进器，其特征在于：所述放电管(5)数量为多个，多个放电管(5)组合呈不同的阵列排布在气源的同一面上。
4.根据权利要求1所述的一种无运动部件的等离子体矢量推进器，其特征在于：所述的天线(3)，包括电容耦合天线，电感耦合天线，感容耦合天线，螺旋波天线，所述天线(3)使用导电性良好的金属材料，包括铜、钨。
5.根据权利要求1所述的一种无运动部件的等离子体矢量推进器，其特征在于：所述接地电极(4)，分布在放电管(5)的两侧，用于放电管接地；所述接地电极(4)使用导电性良好的金属材料。
6.根据权利要求1所述的一种无运动部件的等离子体矢量推进器，其特征在于：所述射频电源(6)的频率为13.56MHz。
7.根据权利要求1所述的一种无运动部件的等离子体矢量推进器，其特征在于：在实现精准矢量控制时，将放电管组合呈阵列式等离子体矢量推进器装配在卫星模型的一个平面上，利用刻度尺(9)测量一个放置在模型平面上的水平仪(8)的水平面偏转的高度差，确定模型偏转的角度；利用关系:
其中R为水平仪半径，L为水平仪的水平面倾斜变化高度，θ为偏转的角度；即可确定二维点火分布与卫星模型转向之间的对应关系，最终建立二维平面阵列式等离子体矢量推进器的精确矢量控制模型。
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118270253A (zh) * | 2024-04-11 | 2024-07-02 | 上海大学 | 一种一体化全局微推进系统及卫星 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6293090B1 (en) * | 1998-07-22 | 2001-09-25 | New England Space Works, Inc. | More efficient RF plasma electric thruster |
| US6565043B1 (en) * | 2001-12-21 | 2003-05-20 | The Boeing Company | Redundant system for satellite inclination control with electric thrusters |
| CN108631047A (zh) * | 2018-03-23 | 2018-10-09 | 四川大学 | 阻断式感容耦合螺旋等离子体天线 |
| CN109386443A (zh) * | 2018-09-28 | 2019-02-26 | 四川大学 | 阵列式电容耦合射频等离子体微推进器 |
| CN110913558A (zh) * | 2019-12-10 | 2020-03-24 | 四川大学 | 一种临近空间气压条件下高效射频等离子体放电装置 |
| CN111924140A (zh) * | 2020-08-03 | 2020-11-13 | 西北工业大学 | 一种用于空间系绳系统旋转运动控制的矢量推进装置 |
| CN111997853A (zh) * | 2020-06-05 | 2020-11-27 | 中国科学院合肥物质科学研究院 | 一种临近空间环境吸气式射频等离子体推进器 |
-
2021
- 2021-04-16 CN CN202110411851.5A patent/CN113173266B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6293090B1 (en) * | 1998-07-22 | 2001-09-25 | New England Space Works, Inc. | More efficient RF plasma electric thruster |
| US6565043B1 (en) * | 2001-12-21 | 2003-05-20 | The Boeing Company | Redundant system for satellite inclination control with electric thrusters |
| CN108631047A (zh) * | 2018-03-23 | 2018-10-09 | 四川大学 | 阻断式感容耦合螺旋等离子体天线 |
| CN109386443A (zh) * | 2018-09-28 | 2019-02-26 | 四川大学 | 阵列式电容耦合射频等离子体微推进器 |
| CN110913558A (zh) * | 2019-12-10 | 2020-03-24 | 四川大学 | 一种临近空间气压条件下高效射频等离子体放电装置 |
| CN111997853A (zh) * | 2020-06-05 | 2020-11-27 | 中国科学院合肥物质科学研究院 | 一种临近空间环境吸气式射频等离子体推进器 |
| CN111924140A (zh) * | 2020-08-03 | 2020-11-13 | 西北工业大学 | 一种用于空间系绳系统旋转运动控制的矢量推进装置 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 苌磊;段炼;胡馨月;姚建尧;胡建新;胡宁: "澳大利亚国立大学等离子体推进研究", 推进技术, vol. 39, no. 03, pages 481 - 493 * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118270253A (zh) * | 2024-04-11 | 2024-07-02 | 上海大学 | 一种一体化全局微推进系统及卫星 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN113173266B (zh) | 2024-04-09 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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