CN106828982B - 一种冷气和离子复合推进系统 - Google Patents

一种冷气和离子复合推进系统 Download PDF

Info

Publication number
CN106828982B
CN106828982B CN201710138348.0A CN201710138348A CN106828982B CN 106828982 B CN106828982 B CN 106828982B CN 201710138348 A CN201710138348 A CN 201710138348A CN 106828982 B CN106828982 B CN 106828982B
Authority
CN
China
Prior art keywords
cold air
propulsion system
ion
pressure
valve
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201710138348.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106828982A (zh
Inventor
朱康武
余学文
韩飞
孙俊
刘珊珊
孙炳磊
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Original Assignee
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Aerospace Control Technology Institute filed Critical Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Priority to CN201710138348.0A priority Critical patent/CN106828982B/zh
Publication of CN106828982A publication Critical patent/CN106828982A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106828982B publication Critical patent/CN106828982B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/405—Ion or plasma engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • F01D1/32—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with pressure velocity transformation exclusively in rotor, e.g. the rotor rotating under the influence of jets issuing from the rotor, e.g. Heron turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
    • F03H1/0087—Electro-dynamic thrusters, e.g. pulsed plasma thrusters

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)

Abstract

本发明公开了一种冷气和离子复合推进系统，其包含：离子推进系统，用于航天器的主推进，其包含离子推进器、中和器、储供单元以及固态微波源；储供单元分别连接该离子推进器以及中和器以分别向离子推进器及中和器提供氙气；固态微波源分别连接该离子推进器以及中和器以分别向离子推进器及中和器提供微波；冷气推进系统，用于航天器的短时快速机动和姿态控制，其包含冷气推力器，离子推进系统的储供单元连接冷气推力器以向其提供氙气；电源，用于向离子推进系统以及冷气推进系统供电；控制器，用于对离子推进系统及冷气推进系统进行状态精确控制。其优点是：冷气推进实现航天器快速机能，离子推进实现长时间远距离加速，该推进系统比冲高。

Description

一种冷气和离子复合推进系统
技术领域
本发明涉及空间推进技术领域，具体涉及一种冷气和离子复合推进系统。
背景技术
传统推进系统使用的是化学或冷气推进系统，前者燃料需求量大，后者使用寿命低，针对未来微纳航天器，急需一种具有快速机动能力和长时间加速运动的推进器，其需要做到不仅能够节省能源，还要工作寿命长。
离子推力器比冲高但推力小，冷气推进器比冲低但推力大，前者用于长期高效工作，后者用于短时间大推力机动。现有目前国内推进系统中一个卫星上即有一套独立的冷气推进系统，还有一套完整的离子推进系统。
发明内容
本发明的目的在于提供一种冷气和离子复合推进系统，使用冷气推进系统实现航天器的快速机能，使用离子推进器实现长时间、远距离的加速，解决了传统化学和冷气推进系统比冲较低的问题，可以大大节省燃料重量，增加工作寿命，在未来微纳航天器技术领域具有广泛的应用前景。
为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：
一种冷气和离子复合推进系统，用于航天器的推进，其特征是，包含：
离子推进系统，用于航天器的主推进，其包含离子推进器、中和器 、储供单元以及固态微波源；储供单元分别连接该离子推进器以及中和器以分别向离子推进器及中和器提供氙气；固态微波源分别连接该离子推进器以及中和器以分别向离子推进器及中和器提供微波；
冷气推进系统，用于航天器的短时快速机动和姿态控制，其包含冷气推力器，离子推进系统的储供单元连接冷气推力器以向其提供氙气；
电源，用于向离子推进系统以及冷气推进系统供电；
控制器，用于对离子推进系统及冷气推进系统进行状态精确控制。
上述的冷气和离子复合推进系统，其中，所述离子推进系统的储供单元包含：
加注阀，输入端连接氙气气源；
依次连接的高压气瓶、截止阀、第一过滤器、减压阀、第一高速开关阀、缓冲装置、第二过滤器、第一脉冲电磁阀以及微流量节流器；高压气瓶还连接加注阀输出端，并由一第一压力传感器监测高压气瓶内氙气的压力；
安全阀，设置在减压阀的输出端；
第二压力传感器，用于检测减压阀输出端氙气的压力；
第三压力传感器，用于检测缓冲装置内氙气的压力；
高压气路隔直器，微流量节流器的输出端通过该高压气路隔直器连接离子推力器；
低压气路隔直器，微流量节流器的输出端通过该低压气路隔直器连接中和器；
高压微波隔直器，固态微波源的输出端通过该高压微波隔直器连接离子推力器；
低压微波隔直器，固态微波源的输出端通过该低压微波隔直器连接中和器。
上述的冷气和离子复合推进系统，其中，所述的冷气推进系统还包含：
第二脉冲电磁阀，其作为冷气推进系统的总开关，其输入端连接离子推进系统中储供单元的减压阀输出端；
多个冷气推力器，每个冷气推力器分别连接第二脉冲电磁阀的输出端，实现航天器多自由维度位置与姿态控制；每个冷气推力器分别包含冷气推力器喷嘴、节流器以及第二高速开关阀。
上述的冷气和离子复合推进系统，其中：
所述控制器根据星载计算机的指令信号控制第一高速开关阀、第一脉冲电磁阀、第二脉冲电磁阀以及第二高速开关阀的开关。
上述的冷气和离子复合推进系统，其中：
所述冷气推进系统包含12个冷气推力器，航天器每个平面上布置4台，实现航天器六自由度位置与姿态控制。
本发明与现有技术相比具有以下优点：将冷气推进系统和离子推进系统两者合二为一，提供完整的高比冲、高推力解决方案，解决了传统化学和冷气推进系统比冲较低的问题，可以大大节省燃料重量，增加工作寿命，因而在未来微纳航天器技术领域具有广泛的应用前景。
附图说明
图1为本发明的工作原理图。
具体实施方式
以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。
如图1所示，一种冷气和离子复合推进系统，用于航天器的推进，其包含：离子推进系统，用于航天器的主推进，其包含离子推进器16、中和器22、储供单元以及固态微波源20，中和器22喷出电子电流与离子推进器16喷出离子电流相等；储供单元分别连接该离子推进器16以及中和器22以向离子推进器16和中和器22提供所需要的微小流量的氙气；固态微波源20分别连接该离子推进器16以及中和器22以分别向离子推进器16及中和器22提供微波；冷气推进系统，用于航天器的短时快速机动和姿态控制，其包含冷气推力器，离子推进系统的储供单元连接冷气推力器以向其提供一定压力和流量的氙气；电源23，用于向离子推进系统以及冷气推进系统供电；控制器29，用于对离子推进系统及冷气推进系统进行状态精确控制。
所述离子推进系统的储供单元包含：加注阀2，输入端连接氙气气源；依次连接的高压气瓶1、截止阀4、第一过滤器5、减压阀6、第一高速开关阀9、缓冲装置11、第二过滤器12、第一脉冲电磁阀13以及微流量节流器14；高压气瓶1还连接加注阀2输出端，并由一第一压力传感器3监测并监控高压气瓶1内氙气的压力，脉冲电磁阀13仅在需要打开或关闭时需要使用脉冲电能，状态保持时不需要消耗能量，需要工作时在脉冲信号的作用下，脉冲电磁阀13打开，当系统关闭时，在脉冲信号的作用下，脉冲电磁阀13关闭，供气回路截止；安全阀8，设置在减压阀6的输出端；第二压力传感器7，用于检测减压阀6输出端氙气的压力；第三压力传感器10，用于检测缓冲装置11内氙气的压力；高压气路隔直器15，微流量节流器14的输出端通过该高压气路隔直器15连接离子推力器16，过滤器12保证微流量节流器14不会被杂质堵塞；低压气路隔直器17，微流量节流器14的输出端通过该低压气路隔直器17连接中和器22；高压微波隔直器18，固态微波源20的输出端通过该高压微波隔直器18连接离子推力器16；低压微波隔直器19，固态微波源20的输出端通过该低压微波隔直器19连接中和器22。
高压气路隔直器15和低压气路隔直器17将离子推力器16和中和器22上的高压电与气路隔离开；固态微波源20产生两路微波，通过电缆19，经过高压隔直器18和低压隔直器21将微波能量分别馈送至离子推力器16和中和器22。高压氙气通过过滤器5，由减压阀6减压至需要值，通常为0.1-0.3MPa，并由第二压力传感器7进行测量和监控。安全阀8的设定压力比额定减压值略高0.2MPa左右，当减压阀6故障或内泄漏时可以及时泄压保证气路的安全。通过控制第一高速开关阀9的开闭控制缓冲装置11（通常可以是一个缓冲罐）的压力，由第三压力传感器10测量缓冲装置11的压力，并反馈至控制器29中，组成反馈控制回路，实现对缓冲罐压力11的精确控制。通过控制微流量节流器14的入口压力，实现对微小流量的精确控制。
所述的冷气推进系统还包含第二脉冲电磁阀25，其作为冷气推进系统的总开关，其输入端连接离子推进系统中储供单元的减压阀6输出端；所述冷气推进系统包含多个冷气推力器，每个冷气推力器分别连接第二脉冲电磁阀25的输出端，实现航天器多自由维度位置与姿态控制；每个冷气推力器分别包含冷气推力器喷嘴26、节流器27以及第二高速开关阀28。调整节流器27的孔径，可以改变喷气流量，控制器29输出PWM波来对高速开关阀28进行控制，使用PWM控制高速开关阀28开启的占空比，实现对推力的调节。
所述控制器29根据星载计算机的指令信号控制第一高速开关阀9、第一脉冲电磁阀13、第二脉冲电磁阀25以及第二高速开关阀28的开关。
所述的电源23是将星载直流电源24提供的低压直流电变换为推力器各部分需要的电源，主要包括：离子推力器16的屏栅、加速栅、中和器22、固态微波源20、控制器29、第一压力传感器3、第二压力传感器7、第三压力传感器10和各电磁阀第一高速开关阀9、第一脉冲电磁阀13、第二脉冲电磁阀25、第二高速开关阀28。
本实施例中，第一高速开关阀9、第一脉冲电磁阀13以及第二脉冲电磁阀25均成对设置。
冷气推力器的数量由实际使用需求决定，本实施例中，所述冷气推进系统包含12个冷气推力器，航天器每个平面上布置4台，实现航天器六自由度位置与姿态控制。
综上所述，本发明由冷气推进系统和离子推进系统两部分组成，冷气推进系统的气源直接来自于离子推进系统。冷气推进系统的输出力大，但比冲低，用于航天器的短时快速机动和姿态控制。离子推进系统的输出力小，但比冲高，用于航天器的主推进，实现长时间、高效率的加速过程。冷气推进的控制阀和推力器为分体结构，高速开关阀为PWM开关控制方式，通过控制脉冲宽度实现推力的精确控制。离子推进为微波电子回旋共振离子推进器，无热阴极，使用寿命长、可靠性高。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (5)

1.一种冷气和离子复合推进系统，用于航天器的推进，其特征在于，包含：
离子推进系统，用于航天器的主推进，其包含离子推进器（16）、中和器（22）、储供单元以及固态微波源（20）；储供单元分别连接该离子推进器（16）以及中和器（22）以分别向离子推进器（16）及中和器（22）提供氙气；固态微波源（20）分别连接该离子推进器（16）以及中和器（22）以分别向离子推进器（16）及中和器（22）提供微波；
冷气推进系统，用于航天器的短时快速机动和姿态控制，其包含冷气推力器，离子推进系统的储供单元连接冷气推力器以向其提供氙气；
电源（23），用于向离子推进系统以及冷气推进系统供电；
控制器（29），用于对离子推进系统及冷气推进系统进行状态精确控制。
2.如权利要求1所述的冷气和离子复合推进系统，其特征在于，所述离子推进系统的储供单元包含：
加注阀（2），输入端连接氙气气源；
依次连接的高压气瓶（1）、截止阀（4）、第一过滤器（5）、减压阀（6）、第一高速开关阀（9）、缓冲装置（11）、第二过滤器（12）、第一脉冲电磁阀（13）以及微流量节流器（14）；高压气瓶（1）还连接加注阀（2）输出端，并由一第一压力传感器（3）监测高压气瓶（1）内氙气的压力；
安全阀（8），设置在减压阀（6）的输出端；
第二压力传感器（7），用于检测减压阀（6）输出端氙气的压力；
第三压力传感器（10），用于检测缓冲装置（11）内氙气的压力；
高压气路隔直器（15），微流量节流器（14）的输出端通过该高压气路隔直器（15）连接离子推进器（16）；
低压气路隔直器（17），微流量节流器（14）的输出端通过该低压气路隔直器（17）连接中和器（22）；
高压微波隔直器（18），固态微波源（20）的输出端通过该高压微波隔直器（18）连接离子推进器（16）；
低压微波隔直器（19），固态微波源（20）的输出端通过该低压微波隔直器（19）连接中和器（22）。
3.如权利要求2所述的冷气和离子复合推进系统，其特征在于，所述的冷气推进系统还包含：
第二脉冲电磁阀（25），其作为冷气推进系统的总开关，其输入端连接离子推进系统中储供单元的减压阀（6）输出端；
多个冷气推力器，每个冷气推力器分别连接第二脉冲电磁阀（25）的输出端，实现航天器多自由维度位置与姿态控制；每个冷气推力器分别包含冷气推力器喷嘴（26）、节流器（27）以及第二高速开关阀（28）。
4.如权利要求3所述的冷气和离子复合推进系统，其特征在于：
所述控制器（29）根据星载计算机的指令信号控制第一高速开关阀（9）、第一脉冲电磁阀（13）、第二脉冲电磁阀（25）以及第二高速开关阀（28）的开关。
5.如权利要求3所述的冷气和离子复合推进系统，其特征在于：
所述冷气推进系统包含12个冷气推力器，航天器每个平面上布置4台，实现航天器六自由度位置与姿态控制。
CN201710138348.0A 2017-03-09 2017-03-09 一种冷气和离子复合推进系统 Active CN106828982B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710138348.0A CN106828982B (zh) 2017-03-09 2017-03-09 一种冷气和离子复合推进系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201710138348.0A CN106828982B (zh) 2017-03-09 2017-03-09 一种冷气和离子复合推进系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106828982A CN106828982A (zh) 2017-06-13
CN106828982B true CN106828982B (zh) 2018-11-13

Family

ID=59143555

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710138348.0A Active CN106828982B (zh) 2017-03-09 2017-03-09 一种冷气和离子复合推进系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106828982B (zh)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107514320B (zh) * 2017-07-10 2019-05-24 北京控制工程研究所 一种基于高压先导技术的微推进模块结构
CN107559164A (zh) * 2017-08-25 2018-01-09 上海航天控制技术研究所 一种变推力微波ecr推进系统及方法
CN108275288B (zh) * 2017-12-19 2020-04-10 上海空间推进研究所 无毒双模式微推进系统及其工作方法
WO2019195782A1 (en) 2018-04-05 2019-10-10 Michigan Technological University On-board propulsion testing apparatus
CN109018443B (zh) * 2018-07-03 2021-07-27 东南大学 气体喷射与电喷射一体化混合驱动装置
CN108869097A (zh) * 2018-07-03 2018-11-23 北京航空航天大学 一种姿控系统及小型运载火箭
CN109441748A (zh) * 2018-11-02 2019-03-08 北京航空航天大学 一种用于小型霍尔推力器的推力集成系统
CN110821770B (zh) * 2019-08-29 2021-07-09 西安空间无线电技术研究所 基于星载应用系统微波源的电推进系统
RU2766036C1 (ru) 2020-04-02 2022-02-07 Орбион Спейс Текнолоджи, Инк. Двигатель на эффекте холла
US20230192322A1 (en) * 2020-05-08 2023-06-22 Orbion Space Technology, Inc. Propulsion system for spacecraft
CN112078831B (zh) * 2020-09-17 2023-06-23 兰州空间技术物理研究所 一种基于流量计的μN推力器及使用方法
CN115559874A (zh) * 2022-09-20 2023-01-03 兰州空间技术物理研究所 一种混合推进霍尔推力器

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103387058A (zh) * 2012-05-11 2013-11-13 波音公司 多航天器发射系统
CN103847982A (zh) * 2012-12-04 2014-06-11 波音公司 使用电气推进系统执行推进操作的方法和装置
CN104781550A (zh) * 2012-10-30 2015-07-15 斯奈克玛 用于离子推进单元的推进气体供给装置

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8016240B2 (en) * 2007-03-29 2011-09-13 The Boeing Company Satellites and satellite fleet implementation methods and apparatus
JP6388491B2 (ja) * 2014-05-02 2018-09-12 三菱重工業株式会社 計測装置を備えたプラズマ発生装置及びプラズマ推進器

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103387058A (zh) * 2012-05-11 2013-11-13 波音公司 多航天器发射系统
CN104781550A (zh) * 2012-10-30 2015-07-15 斯奈克玛 用于离子推进单元的推进气体供给装置
CN103847982A (zh) * 2012-12-04 2014-06-11 波音公司 使用电气推进系统执行推进操作的方法和装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN106828982A (zh) 2017-06-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106828982B (zh) 一种冷气和离子复合推进系统
CN106574607B (zh) 航天器推进系统和方法
US10396565B2 (en) System and method for power distribution
US9476413B2 (en) Electric propulsion system with stationary plasma thrusters
CN110486243B (zh) 一种微阴极电弧推进系统
CN106640568A (zh) 一种双极固体烧蚀型等离子体加速器
US10305261B2 (en) Power distribution system
US9394889B2 (en) Chemical-electromagnetic hybrid propeller with variable specific impulse
JP2011024413A (ja) 電力配電システム用バッテリおよびこれを用いて直流電圧を供給する方法
CN109441748A (zh) 一种用于小型霍尔推力器的推力集成系统
CN105429127A (zh) 一种电起动配电系统
CN103670799A (zh) 一种具有冗余功能的常温补压系统
JP2011050191A (ja) 発電システム
WO2019020098A1 (zh) 一种燃料电池供电系统及燃料电池系统
CN107587989B (zh) 一种高效率双状态固体脉冲等离子体推力器
CN221294126U (zh) 一种用于航空救生的应急分离装置
Zhang et al. Development of more electric aircraft power supply system
JP2015113791A (ja) 電磁弁制御装置
JP2500374B2 (ja) 連続多段加速式同軸ガン
CN116588355A (zh) 用于微纳卫星的阴极推进系统
CN220349950U (zh) 基于超低轨道组合推进系统的航天器
CN202992337U (zh) 冗余控制快速释放电路
CN209454597U (zh) 一种后备储能式车用燃料电池混合动力系统
CN103321977B (zh) 非开挖铺管钻机功率保护分配系统
CN108037705A (zh) 一种用于1553b总线rt终端的点火模块

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant