CN106564623A - 小型卫星液化气恒压推进系统及方法 - Google Patents

Abstract

一种小型卫星液化气恒压推进系统及方法，包括贮箱，贮箱内以气液两相形式贮存有氨；贮箱的外壳上安装有温度传感器，贮箱出口管安装有高压传感器，用于检测贮箱内的温度和压力；贮箱上安装有加热器，用于升高贮箱温度，调节贮箱内推进剂的压力；贮箱出口管安装有加注阀，用于向贮箱内加注氨推进剂；贮箱输出管路与减压阀连接，用于液氨的节流和降温，并稳定下游压力；减压阀输出管路与蒸发器连接，蒸发器安装在贮箱上，用于与贮箱内高温液氨进行热交换，确保发动机入口为气态推进剂；蒸发器输出管路上安装有低压传感器，用于检测发动机入口的压力；蒸发器输出管路上安装的冷气发动机提供卫星所需的推力和冲量，满足卫星姿态和轨道控制功能需求。

Description

小型卫星液化气恒压推进系统及方法

技术领域

本发明涉及小型卫星的推进设备，特别涉及一种用于小型卫星的液化气恒压推进系统及方法。

背景技术

由于液化气冷气推进设备结构简单、系统成熟，在百公斤级以下的微小卫星推进系统上应用较多。目前，液化气冷气推进系统大多采用落压系统，且发动机入口为全液状态或气液混合状态，发动机比冲较低。若要增加卫星总冲，只能增加贮箱的体积、重量，就必须减少微小卫星的有效载荷，而根据用户要求有效载荷一般是无法减少的，这个问题始终难以解决。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一小型卫星液化气恒压推进系统及方法，解决现有技术液化气冷气推进设备比冲较低与卫星总冲需求高之间的矛盾。利用本发明的推进剂节流降温气化及恒压推进技术，可解决液化气推进系统比冲较小问题，从而满足小型卫星的应用需求。

为了达到上述发明目的，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是：

提供一种小型卫星液化气恒压推进系统，该系统包括：

一个贮箱，贮箱内以两相形式贮存有气态氨与液态氨；贮箱的外壳上安装有温度传感器，贮箱出口管安装有高压传感器，与卫星上的控制系统连接，用于检测贮箱内的温度和压力；贮箱的身部安装有一个加热器，用于升高贮箱温度，调节贮箱内推进剂的压力；贮箱出口管安装有一个加注阀，用于向贮箱内加注氨推进剂；贮箱输出管路与减压阀连接，用于液氨的节流和降温，并稳定下游压力；减压阀输出管路与蒸发器连接，蒸发器安装在贮箱上，用于与贮箱内高温液氨进行热交换，确保发动机入口为气态推进剂；蒸发器输出管路上安装有低压传感器，与卫星上的控制系统连接，用于检测发动机入口的压力；蒸发器输出管路上安装的冷气发动机提供卫星所需的推力和冲量，满足卫星姿态和轨道控制功能需求。

一种小型卫星液化气恒压推进方法，采用上述系统来完成，包括步骤如下：

步骤1，关闭冷气发动机，通过加注阀加注液氨，加注前对贮箱抽真空到500Pa以下，加注完毕后，关闭加注阀；

步骤2，卫星进入工作状态后先进行温度控制，压力监测，通过加热器使温度达到预定要求；

步骤3，开启冷气发动机，推进系统工作，液氨在减压阀出口节流降温，在蒸发器内完全汽化，冷气发动机产生推力；

步骤4，工作完毕后，冷气发动机关闭。

本发明所采取的技术方案，利用氨的饱和蒸汽压自增压和液氨节流降温特性，实现对液态氨的汽化，发动机比冲提高近3倍，因此，解决了推进剂贮箱体积、重量过大的问题，取得了结构简单、可靠性高、体积小、重量轻、推力稳定等有益效果。

本发明小型卫星液化气恒压推进系统应用于总重≤100kg的微小卫星或总重＝100～500kg的小卫星推进系统中。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明小型卫星液化气恒压推进系统的结构示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

本发明小型卫星液化气恒压推进系统的推进剂为氨，以气液两相的形式贮存于贮箱内，在氨饱和蒸汽压作用下，将贮箱内液态氨挤压到减压阀入口，当需要推进系统提供推力时，开启冷气发动机，液态氨在流经减压阀时节流降温，部分液态氨汽化，剩余液态氨在蒸发器内完全汽化，最终以较高速度喷射出去，从而产生反作用力。

下面结合附图说明本发明的优选实施例。

图1为本发明小型卫星液化气恒压推进系统的结构示意图，该系统包括：

一个贮箱1，贮箱内以两相形式贮存有气态氨与液态氨；贮箱的外壳上安装有温度传感器2，贮箱出口管安装有高压传感器5，与卫星上的控制系统连接，用于检测贮箱内的温度和压力；贮箱的身部安装有一个加热器3，用于升高贮箱温度，调节贮箱内推进剂的压力；贮箱出口管安装有一个加注阀4，用于向贮箱内加注氨推进剂；贮箱输出管路与减压阀6连接，用于液氨的节流和降温，并稳定下游压力；减压阀输出管路与蒸发器7连接，蒸发器安装在贮箱上，用于与贮箱内高温液氨进行热交换，确保发动机入口为气态推进剂；蒸发器输出管路上安装有低压传感器8，与卫星上的控制系统连接，用于检测发动机入口的压力；蒸发器输出管路上安装的冷气发动机9提供卫星所需的推力和冲量，满足卫星姿态和轨道控制功能需求。

本实施例中，当贮箱内的液氨温度不小于零下20℃时，对应氨饱和蒸汽压不小于0.2MPa时，减压阀下游压力保持不变。

下面进一步对本发明的工作过程进行描述，包括如下的步骤：

步骤1，关闭冷气发动机，通过加注阀加注液氨，加注前对贮箱抽真空到500Pa以下，加注完毕后，关闭加注阀；

步骤2，卫星进入工作状态后先进行温度控制，压力监测，通过加热器使温度达到预定要求；

步骤3，开启冷气发动机，推进系统工作，液氨在减压阀出口节流降温，在蒸发器内完全汽化，冷气发动机产生推力；

步骤4，工作完毕后，冷气发动机关闭。

本发明利用液氨节流降温的特性，借用贮箱的热使蒸发器中的氨完全汽化，从而冷气发动机比冲较高。相对于纯冷气推进方案，本方案不需要高压气瓶，使推进系统更为简单、可靠，并且综合性能更优。经过大量的试验验证，此推进技术系统简单、可靠性高、体积小、重量轻、推力稳定

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (3)

1.一种小型卫星液化气恒压推进系统，其特征在于，包括：一个贮箱，贮箱内以气液两相形式贮存有推进剂氨；贮箱的外壳上安装有温度传感器，用于检测贮箱内的温度，贮箱出口管安装有高压传感器，用于检测贮箱内的压力；贮箱上安装有一个加热器，用于升高贮箱的温度，调节贮箱内推进剂的压力；贮箱出口管安装有一个加注阀，用于向贮箱内加注氨推进剂；贮箱输出管路与减压阀连接，用于液氨的节流和降温，并稳定下游压力；减压阀输出管路与蒸发器连接，蒸发器安装在贮箱上，用于与贮箱内高温液氨进行热交换，确保发动机入口为气态推进剂；蒸发器输出管路上安装有低压传感器，用于检测发动机入口的压力；蒸发器输出管路上安装有冷气发动机，提供卫星所需的推力和冲量，满足卫星姿态和轨道控制功能需求。

2.根据权利要求1所述的小型卫星液化气恒压推进系统，其特征在于，当贮箱内的液氨温度不小于零下20℃时，对应氨饱和蒸汽压不小于0.2MPa时，减压阀下游压力保持不变。

3.一种小型卫星液化气恒压推进方法，其特征在于，采用权利要求1所述的系统来完成，包括步骤如下：

步骤1，关闭冷气发动机，通过加注阀加注液氨，加注前对贮箱抽真空到500Pa以下，加注完毕后，关闭加注阀；

步骤2，卫星进入工作状态后先进行温度控制，压力监测，通过加热器使温度达到预定要求；

步骤3，开启冷气发动机，推进系统工作，液氨在减压阀出口节流降温，在蒸发器内完全汽化，冷气发动机产生推力；

步骤4，工作完毕后，冷气发动机关闭。