现代小卫星的微推进系统

林来兴

(北京控制工程研究所,北京 100080)

1 引言

现代小卫星包括:几百千克的小卫星,百千克量级的微型卫星;十千克量级的纳型卫星,以及1 千克量级的皮型卫星。近十年来几乎每隔4～5年时间,各种类型小卫星就发生升级替代;即过去由大卫星承担的空间任务改由小卫星承担;由小卫星承担的空间任务改为微型卫星承担,由微型卫星承担的空间任务改为纳型卫星承担。[1-2]它们不仅能进行姿态控制和轨道控制,而且还可以进行轨道机动,且具有军事应用的价值。

但是目前现有的推进系统和推进器很难满足现代小卫星的任务要求,必须开发研制微推进系统和微推进器。

本文首先研究分析现有各种类型推进系统技术性能,然后较系统提出四种微推进系统类型,近20个典型微推进器,分析比较它们技术性能,最后给出设计微推进系统和选择微推进器的原则和建议。

2 小卫星对推进系统的要求和微推进系统[3-4]

2.1 对推进系统的要求

各种类型小卫星可以概括地对推进系统提出一些共性的要求:

1)低的推力水平,宽的推力范围,以便应付各种类型小卫星的应用要求;2)推力精确,重复性好,推力前沿与后沿稳定;3)速度增量(ΔV)变化范围宽,不同应用要求ΔV 有所不同;

4)最小推力冲量(又称冲量元)要小,可以预报、精度高、重复性好,以便满足控制系统高精度要求;

5)能长时间安全地在轨工作,推进剂无泄漏;

6)推进系统重量轻、体积小;

7)易于与各种类型微推进器组合,构成大的推进系统,从而使推进系统具有极高的比冲;

8)低功耗,即使对电推进器也希望功耗小,或者适中。

2.2 微推进系统

随着现代小卫星技术快速发展,特别是小卫星编队飞行和小卫星轨道机动的要求,迫切需要发展微推进系统技术和微推进器。

微推进系统是近十年才发展起来的,微推进系统主要特点是推力水平小,而且变化范围宽,推进器尺寸小,重量轻,要比现有推进器尺寸和质量有较大的降低;在技术上采用微米机电系统(MEM S)和纳米机电系统(NEM S),与此同时也要开发新的推进器(例如,场效应推进器,数字固体微推进器等)。

3 冷气微推进器

3.1 加压气体

加压推进剂(任何气体,通常为氮气),通过电磁阀和喷咀排出,产生推力。其特点如下:

1)推力水平,4.5mN～105N,相应重量10g～0.4kg,功耗1～50W(仅电磁阀需要);

2)比冲65s,最少冲量5×10-5N s;

3)系统简单、可靠、技术成熟;

4)成本低,没有污染;

5)推进器干重高,有高压气瓶。

表1列出了目前冷气推进器技术性能。对微推力器来说,推力范围4.5mN～2N 就足够,推进器质量小于几十克[5]。

表1列出的推进器都已经通过飞行验证,技术上是成熟的。冷气推进器适合作为小卫星微推进系统。

表1 冷气推进器技术性能Table1 Technology performances of cold gas thrusters

3.2 蒸发液体

把一种容易气化的液体推进剂(例如丁烷,丙烷)加热蒸发变成高温高压气体,然后经电磁阀或压电阀和喷咀排出,产生推力。

由NASA喷气推进实验室(JPL)研制的丁烷蒸发微推进器技术性能:推力10～25mN,质量30g,比冲70s,功耗1W(取决于推力提升速度),维持功耗10μW。适用于立方体星、纳星的姿态控制。

电磁阀已经通过航天飞机进行的空间飞行演示验证。压电阀也在JPL 微推进实验室进行过试验。

4 化学微推进器

4.1 单组元微推进器

1)一般单组元(肼)微推进器

(1)推力水平:0.5～22N;

(2)最小冲量:5mNs;

(3)比冲:160～230s;

(4)系统较简单,可靠、技术成熟;

(5)成本较低,可长期贮存(已有12年贮存记录);

(6)催化剂寿命有限,有中等程度污染。

表2列出了现有各种肼推进器的技术性能[6]。这些单组元肼推进器已应用于航天器(包括小卫星)。

表2 美国肼推进器技术性能Table2 Technology performances of US hydrazine thruster

2)肼毫牛顿推进器(HmN T)[5]

HmN T 推进器最近由JPL 研制成功,2007年已完成地面真空环境试验,2008年完成点火试验。HmN T 与现有肼推进器(M R103H)技术性能比较如下:

通过上述比较,新研制肼毫牛顿推进器(HmN T)推力降低到1/45,体积减小到1/10,质量减到1/5,最少冲量降低到1/10,由此说明,新微推进器非常适用于小卫星。

4.2 双组元微推进器

1)一般双组元推进器

(1)推力水平:4～30N;

(2)最小冲量:5×10-2Ns;

(3)比冲280～300s;

(4)系统复杂、成本高,有污染;

(5)适用于几百千克小卫星。

2)数字双组元微推进器

(1)由美国麻萨诸塞州理工学院(MIT)近期研制;

(2)推力水平:100～1 000mN;

(3)推进器芯片长18mm,宽13.55mm,厚2.9mm ,质量1.29g ,燃烧室100mm3;

(4)比冲:200s;

(5)最小冲量:0.5～5mNs。

3)MEM S 双组元推进器

(1)由美国斯坦福大学研制,现处在研制阶段;

(2)高推力/质量比,推进器功耗较低;

(3)系统较复杂,制造较难。

5 电微推进器

5.1 真空电弧推进器

真空电弧推进器(Vacuum Arc Thruster,VAT )的工作原理是液态肼在燃烧室分解为肼分解产物,然后进入电弧推进器,在电弧反应过程中被加热,通过喷咀膨胀被加速排出,产生推力。推进器的电弧是由两个通过绝缘柱分开的同心极中的阴极端处产生的。其特点是:

1)具有极高精度的推力,最小冲量和良好脉冲推力特性;

2)推进器为模块化设计,结构紧凑。

由JPL 研制的VAT 推进器技术性能如下:

推力0.125mN,质量40g ,比冲1 000s,功耗10W;适用小卫星星座或编队飞行姿态控制,由于速度增量(ΔV)有限,难于用在轨道控制。

5.2 脉冲等离子体微推进器

脉冲等离子体微推进器(PPT)的工作原理是在推进器内电弧烧蚀一定质量的固体推进剂(聚四氟乙烯),形成等离子体,然后经电磁场加速后排出而产生推力。其特点如下:

1)固体推进剂输送是靠弹簧力把推进剂推向推进器的阳极,无需复杂的气液推进剂输送系统。

2)推进器是固有脉冲式的,而且携带有燃料模块;

3)结构较简单,质量小,适用于小卫星。

各种PPT 推进器技术性能见表3,部分已用于空间飞行[6]。Dawgstar 推进器将来也会应用于深空探测器。

表3 脉冲等离子体推进器技术性能Table3 Technology performances of PPT Thrusters

5.3 离子微推进器

离子推进剂一般采用氙。氙在推进器的放电室内被电子轰击下成为带电子离子,然后在静电场被加速后排出,产生推力。其特点是:比冲高(3 000s),推进剂效率＞70%,功率效率＞40%,没有污染。

由美国JPL 研制的微型氙离子推进器(型号为MiXi)。技术性能如下:

推力0.01～0.5mN,质量0.2kg,推进器直径3cm ,比冲2 500～3 000s,功耗13～15W。

此推进系统非常适用质量在30～100kg 的微型卫星,也适用当前小卫星在低轨的星座和编队飞行 的轨道控制;由于比冲高,可获得较大速度增量(ΔV),适合轨道机动;因推力小,变轨为螺旋轨迹。

5.4 霍尔推进器(稳态等离子体推进器)

霍尔推进器又称为稳态等离子体推进器(SPT),它利用霍尔效应产生推力,也就是说,推进剂氙被电离成离子,离子加速穿过磁场来产生推力。其特点是氙推进剂没有污染。

SPT 推进器首先由俄罗斯研制成功,现在几乎所有地球同步轨道卫星都采用氙推进器。

SPT 推进器推力小、功耗大,今后若能降低功耗,则适用于小卫星。

5.5 场效应电推进器

场效应电推进器(FEET)属于静电式电推进器,它的结构组成和工作原理如下:推进器结构主要由发射器、吸极、中和器等组成。固体推进剂(一般采用铯)储存在发射器储腔中,工作时加热储腔,使推进剂液化。由于毛细作用,使得推进剂流向发射器出口的狭缝。在发射器出口和吸极间施加高压电场,使金属离子化,在高压电场作用下离子克服表面张力脱离金属表面,由电场加速从吸极飞出,从而产生推力。

场效应电推进器最早(1972年)由欧洲航天技术与试验中心(ES TEC)首先提出,在以后很长一段时间,技术上没有什么发展,最近由于小卫星和编队飞行轨道控制需要才得到较快发展。

场效应推进器特点:推力水平小且精确,最小冲量很小,工作时推进剂消耗少。唯一缺点是功耗大。

由欧洲航天局负责研制的新场效应微推进器,准备用于2014年发射“激光干涉天线空间探路者”(LISAPathfinder)编队飞行的轨道控制,其技术性能如下:推力水平1～150mN,最小冲量＜0.1μN·s,寿命5年,功耗40～50W,总冲4 000Ns。

6 数字固体微推进器

6.1 概述

常规固体推进器具有结构简单,没有运动部件,运行可靠,成本低,技术成熟等优点,但缺点是推力很大,只能一次点火。这些缺点使它无法应用在小卫星控制。

是否有可能把常规固体推进器优点保留下来,而同时又能克服它存在缺点,让它变为小卫星微推进器?

这个问题在1997年首先由法国国家科研中心系统结构与分析研究所(LAAS—CNRS)提出“数字固体微推进器”方案,并且成功地研制了相应实验样机,从而获得解决[7]。在以后一段时间,先后获得国际上多家研究机构响应,进行深入详细研究,从而使数字固体微推器技术获得较大发展。

6.2 数字固体微推进器结构组成

数字固体微推进器由若干个2 维面阵元组成,每个2 维面阵元又由若干个基本单元组成,例如10×10(100 基本单元),512×512(262 144 基本单元),1 024×1 024(1 048 576 基本单元),一般来说,一个完整数字固体推进器由几个到几十个的2 维面阵元组成(变为三维立体阵元)。由多少基本单元组成推进器完全取决于需要提供多少总冲以及推力水平变化范围。

图1为数字固体微推进器一个基本单元结构组成图。

图1 数字固体推进器单元结构组成Fig.1 Schematic of a single unit of digital solid micro thruster

每个基本单元由下列四部分组成:

1)喷咀芯片,安装在结构顶端;

2)由多晶硅电阻组成微机械点火器;

3)贮存推进剂(固体火药)的燃烧室;

4)密封件。

固体火药贮存在燃烧室,类似把原来固体推进器中的火药柱分开成许多非常细小的推进剂,一般仅有几微克质量。

图2表示由10个基本单元组成一个列阵,整个2 维面阵元由10×10 基本单元组成。

一个2 维面阵元所有基本单元(相当一个细小固体推进器)可以独立完成工作,相互没有关连,由计算机来控制。

图2 由10个基本单元组成一维列阵元Fig.2 Cross-section of a chip

图3表示固体推进器的点火装置,它是由加热灯丝PN 结组成,这些灯丝只加热,提高温度但不发光。点火装置完全由计算机编程来控制。

图3 2 维寻址灯丝加热点火器线路原理图Fig.3 Schematic of a 2D addressed matrix of resistors

图4 点火试验实况Fig.4 Ignition test

6.3 数字固体微推进器点火试验结果

根据上述数字固体微推进器组成结构,从中抽出16个基本单元组成点火试验样机。

具体点火技术状态如下:

1)推力水平100μN;

2)点火功率150mW;

3)点火加热面积 0.518mm2(0.75mm ×0.75mm);

4)点火功率密度289mW/mm2;

5)点火迟延时间(平均值)400ms;

6)点火能量(平均值)69mJ;

7)点火能量密度(平均值)134mJ/mm2;

8)点火成功概率100%。

图4为点火试验现场实况。

6.4 大容量数字固体微推进器

在推进器实验样机制成功以后,国际上不断有新的研究成果出现,这里仅举两例:一个早期实例,另一个近期实例。

1)早期实例[11]

1999年完成研制的512×512 二维面阵数字固体推进器。这个推进器有25 万个基本单元,这些基本单元被布置在间隔51μm 二维面阵上,每个基本单元有独立的加热丝,加热丝按同轴方式排列在注有燃料的空腔上方,并与经过空间环境鉴定过的电路集成为一体,从而使每个推进器都有独立寻址的功能,通过计算编程控制点火,产生推力。

通过点火试验验证后,512×512 二维面阵元固体推进器技术性能如下:

(1)每个基本单元燃料质量0.5～8μg;

(2)二维面阵(512×512)面积33mm×33mm;

(3)二维面阵质量(含燃料)2.4g;

(4)比冲200～300s

(5)基本单元最小冲量0.5～20μN s;

(6)点火功耗10mW;

(7)点火能量100μJ。

数字固体推进器可由上述数个二维面阵组成;若由10个面阵组成一个三维立体推进器将有250万个基本单元,质量大约在30g 左右,体积大约在10mm×33mm×33mm。这种推进器非常适用于微星和纳星的轨道控制。

2)近期实例

2007年美国Honeyw ell 公司成功研制的数字固体微推进器,已经达到100万基本单元(1 024×1 024)。采用收敛酸铅(Lead Styphnate)作固体推进剂。每个基本单元点火功率为50μW,推力为10μN,最小冲量为3μNs。整个数字固体推进器可以由若干个面阵组成,例如由10个面阵组成,则该推进器将有1 000万个基本单元,其体积相当于一个大火柴盒。

6.5 关键技术

数字固体微推进器出现至今已有十来年历史,至今尚有下列关键技术和问题,等待人们去开发研究,寻找更加合理的解决方案:

1)推进器基本单元多少受二维面阵硅片尺寸的限制。例如1 024×1 024 二维面阵硅片面积要求60cm2,若要求更多基本单元,硅片面积还要加大,这是一项关键技术。

2)固体火药填装和安全密封。一般在填装过程可能会产生气泡或封装产生缝隙。填装与密封是另一项关键技术。

3)每个基本单元推力和点火时间要求相同,并且要有一定重复性和稳定性,需保证推进器技术指标的质量。

4)点火装置要达到高可靠的性能,要求100%点火概率。每个基本单元要求相互独立,互不关连。完全由计算机编程寻址来实现点火,产生所需要推力。

5)完整数字固体微推进器是三维阵元,也就是由若干个2 维面阵组成,点火用完一个面阵自动脱落,并且成功排出,不影响小卫星安全运行。这项关键技术是安全脱落和二维面阵个数,2 维面阵个数越多,推力总冲越大,但技术难度也越高。

6)目前推进器成本很高,这与低成本廉价的小卫星不相适应。为此必须降低成本,才能得到广泛应用。

7)据了解,目前数字固体微推进器尚未进行空间飞行。为此急需进行空间飞行演示验证,才能使推进器技术达到应用水平。

7 微推进系统的应用

设计小卫星微推进系统,选择微推进器类型,首先要估算小卫星空间飞行任务所需要的总冲量(Ns),也就是小卫星单位质量的速度增量(ΔV),其次要了解推进剂比冲和推力水平及最小冲量,这些与小卫星控制精度有关。最后就是考虑推进器功耗和质量,尤其是推进器的功耗,因为小卫星所能提供的功耗是有限的。

图5 ΔV与和Ⅰssp 关系曲线Fig.5 Relationship curve of ΔV and Ⅰssp

对一般小卫星来说,若要求小卫星具有较大的速度增量(ΔV),笔者提出一个“3-3”制小卫星总体设计原则[12]:即小卫星平台(不包括推进系统)质量占1/3,有效载荷质量占1/3,推进系统(含燃料)质量占1/3。由图5可得:若采用冷气推进系统,则小卫星的ΔV为100～160m/s;若采用单组元,ΔV为500～700m/s,若采用双组元,ΔV为900～1 200m/s。这样就可以满足相当大轨道机动的需要。目前对小卫星开发水平已经达到有效载荷占整星总质量50%左右,国外已有占60%～70%。为此“3-3”制中对小卫星平台占整星33%是可以实现的。至于有效载荷总量占整星1/3,对部分用途的小卫星来说也是可以满足的。

为确保小卫星“3-3”制总体设计原则的顺利实施,需要开展下列一些关键技术研究。

1)小卫星平台要轻量化,微型化,降低平台质量,途径是提高小卫星平台各分系统的功能密度;

2)减少推进器干重使推进器轻型化。目前燃料与推进系统质量之比:冷气为0.72;单组元为0.8;双组元为0.9。

小卫星编队飞行对速度增量ΔV 要求比较高,一般,近地轨道小卫星编队飞行初始轨道建立和长期飞行的队形保持(即轨道位置保持),需要特别大的速度增量ΔV,以致有时小卫星编队飞行难于实现。图6表示小卫星编队飞行在深空探测(例如TPF ,LISAPathfinder 等探测器)推进系统质量(推进器与推进剂)和飞行任务时间的关系。飞行任务时间一般与推进系统提供的总冲量有关,也就是速度增量ΔV 乘上小卫星质量。推进系统总冲量与飞行时间几乎成正比,这里假设每个轨道周期所需要ΔV是常数,这与实际基本上符合。

分析图6,可以得出如下结论:

1)不同推进剂提供总冲量(或ΔV)所需要推进系统质量差异很大。例如冷气推进系统与肼推进系统质量之比平均为3 ∶1,冷气推进系统与PPT系统质量之比为5 ∶1,而且随总冲量增加,两者质量之比越来越大。为此,当小卫星需要大的总冲量,选择肼或电推进系统比较合适。

2)场效应电推进器(FEET)有一个突出优点,它提供总冲量与推进系统质量几乎无关,也就是说,它的推进剂消耗非常小,但是功耗比较大。

3)各类小卫星能提供给推进系统的质量是有限的,一般占整星质量的10%～30%。为此,图6所示各种推进系统比较适用微小卫星(几百千克)和微型卫星(百千克量级),而比较难应用于纳星。

图6 小卫星推进系统重量与各种推进器的空间飞行时间(总冲量)关系Fig.6 Relationship between small satellite propulsion system w eight and space flight time(total impulse)relatioNship

8 结论

现代小卫星质量从几百千克,到几千克,它们的推进系统和推进器各不相同,但是下列一些原则性意见还是具有普遍意义的。

1)氮冷气和肼微推进器,特别是肼毫牛顿推进器(HmNT)应该作为小卫星微推进器首选。

2)当上述推进器不能满足飞行任务要求,同时小卫星又能提供一定功率,则可选用脉冲等离子体推进器(PPT)。

3)数字固体微推进器若经过空间飞行演示验证,确认合格后,成本又有较大降低,它将成为小卫星的一个比较理想的微推进器。

4)当小卫星需要较大速度增量(ΔV)时,可采用“3-3”制的小卫星总体设计原则,即小卫星平台质量,有效载荷质量,化学推进系统湿重,三者各占1/3,可提供ΔV为100～1 200m/s。

5)目前还处在研制试验阶段的一些新微推进器,有望将来成为小卫星常规微推进系统,例如JPL研制真空电弧推进器(VAT)、氙离子推进器(型号为Mixi)和欧洲航天局研制的场效应电推进器(FEE T)。当然这些推进器都有自己的特长,应用场所也会有所不同。

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