CN112407337A - 卫星模拟器的推进系统和卫星模拟器 - Google Patents

Abstract

本发明属于卫星技术领域，特别涉及卫星模拟器的推进系统和包括上述卫星模拟器的推进系统的卫星模拟器。其中，卫星模拟器的推进系统，包括供气装置、压力控制装置和喷气装置，所述压力控制装置连接在所述供气装置和所述喷气装置之间，所述压力控制装置包括一级压力控制装置和二级压力控制装置，所述一级压力控制装置和所述二级压力控制装置串联连接。本发明提供的卫星模拟器的推进系统，可以解决现有技术中的难以高效、低成本、安全地提供地面实验和仿真可用的推进系统的技术问题，达到了提高压力控制的精度的技术效果，以高效、低成本、安全地实现卫星的地面实验和仿真。

Description

卫星模拟器的推进系统和卫星模拟器

技术领域

本发明属于卫星的模拟技术领域，特别涉及一种卫星模拟器的推进系统、包括上述卫星模拟器的推进系统的卫星模拟器和包括上述卫星模拟器的卫星。

背景技术

卫星模拟器是按照真实卫星的组成与结构，由软硬件部件集成的卫星模拟系统。卫星模拟器可以在地面上模拟卫星在太空中的运动和工作状态，如三轴旋转，同时需要对卫星在太空中所受到的影响进行仿真。目前市场上常见的是卫星模拟器软件及仿真，能够支持半物理甚至全物理仿真的卫星模拟器极少，缺乏仿真试验的直观性和可二次开发性。

化学推进指的是通过发动机推力室中氧化剂与燃烧剂的化学反应，燃烧产生大量高温高压燃气，燃烧产物通过发动机喷管高速离开航天器，进而产生反推力。目前卫星在轨控制应用最多的推进系统便是化学推进，如我国的天宫二号推进系统采用的是N₂O₄氧化剂与MMH(Methylhydrazine，甲基肼)燃烧剂进行反应。但是地面卫星模拟器采用化学推进剂十分不安全，化学推进剂有毒，而且高温燃气也不安全。

电推进也称电火箭发动机，不依赖化学燃烧产生推力。如当前较为热门的霍尔推进系统，其原理是交叉电磁场捕获从阴极发射的电子，电子绕磁力线旋转并在放电区内作角向漂移，角向漂移电子与通过阳极进入环形放电室的推进剂分子发生碰撞后电离，形成等离子体，其中离子在电磁场的作用下沿轴向加速，并高速喷出，从而产生推力。电推进不适合用在卫星模拟器上，一是需要大功率供电装置，卫星模拟器上无法提供；二是电推进推力太小，无法快速调整卫星姿态提供直观的控制效果；三是电推进装置复杂，维护使用需要大量的专业技术支持。

冷气推进是微小型卫星以及初期卫星控制应用最多的，其原理是利用工质物理形态的变化来产生反推力，比如液氮推进系统与液氨系统，利用加热或者气化装置使其汽化，通过喷管喷射产生反推力。冷气推进系统有一般由气体储存箱、调压系统(调节压力，使气体高速喷出)、管路系统、推力器系统组成。我国航天主要使用液氮作为推进剂，氮气制备工艺程度高且不容易爆炸。但是应用于卫星模拟器也是有一定缺点的，首先，氮气、氨气等推进气体的制备以及存放不方便；第二，管道压力控制需要很高的精确度。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明提供一种卫星模拟器的推进系统，可以解决现有技术中的难以高效、低成本、安全地提供地面实验和仿真可用的推进系统的技术问题。

第一方面，本发明提供一种卫星模拟器的推进系统，包括供气装置、压力控制装置和喷气装置，所述压力控制装置连接在所述供气装置和所述喷气装置之间，所述压力控制装置包括一级压力控制装置和二级压力控制装置，所述一级压力控制装置和所述二级压力控制装置串联连接。

通过在供气装置和喷气装置之间设置一级压力控制装置和二级压力控制装置一共两级压力控制装置，可以利用一级压力控制装置初步实现压力范围的控制，二级压力控制装置在更精确的范围内实现压力控制，从而提高压力控制的精度，以高效、低成本、安全地实现卫星的地面实验和仿真。

根据本发明提供的一优选的实施方式，所述一级压力控制装置包括一级减压阀和一级压力传感器，所述一级减压阀连接在所述供气装置与所述一级压力传感器之间，所述二级压力控制装置包括二级减压阀和二级压力传感器，所述二级减压阀连接在所述一级压力传感器与所述二级压力传感器之间。

根据本发明提供的一进一步优选的实施方式，所述压力控制装置与所述供气装置之间，和，所述压力控制装置与所述喷气装置之间，分别连接有自锁阀。

根据本发明提供的一优选的实施方式，所述喷气装置包括多个推力器，每个所述推力器包括一个喷嘴和与喷嘴串联的喷嘴电磁阀。

根据本发明提供的一进一步优选的实施方式，所述自锁阀包括第二自锁阀，所述喷气装置包括多个推力器，每个所述推力器均通过软管与第二自锁阀连接。

根据本发明提供的一进一步优选的实施方式，所述供气装置包括储气装置和进气控制装置，所述进气控制装置与所述储气装置连通且用于向所述储气装置供应气体。

根据本发明提供的一再进一步优选的实施方式，所述供气装置还包括第一压力传感器，所述第一压力传感器与所述储气装置连通，所述第一压力传感器位于所述储气装置和所述压力控制装置之间。

根据本发明提供的一又进一步优选的实施方式，所述供气装置还包括安全阀，所述安全阀连接在所述第一压力传感器和所述压力控制装置之间。

第二方面，本发明提供卫星模拟器，包括上述任一项的卫星模拟器的推进系统。

由于本方面所提供的卫星模拟器，包括了上述的卫星模拟器的推进系统，因此具有了上述的卫星模拟器的推进系统的技术效果，在此不再赘述。

根据本发明提供的一优选的实施方式，所述喷气装置包括至少6个喷嘴，至少2个所述喷嘴构成一个喷嘴组，每个所述喷嘴组用于实现在三个两两垂直的轴线中的一者上的转动。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。

图1为本发明实施例一的卫星模拟器的推进系统的结构示意图；

图2为实施例一的卫星模拟器的压力控制系统的原理图；

图3为本发明实施例二的卫星模拟器中的一组喷嘴的布局示意图；

图4为实施例二的卫星模拟器中的姿态控制系统的原理图。

附图标记说明

11-储气装置，12-加排阀，13-安全阀，14-第一压力传感器，15-第一自锁阀，16-一级减压阀，17-一级压力传感器，18-二级减压阀，19-二级压力传感器，20-第二自锁阀，21-喷嘴电磁阀，22-喷嘴。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明技术方案的实施例进行详细的描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本发明的技术方案，因此只作为示例，而不能以此来限制本发明的保护范围。

需要注意的是，除非另有说明，本申请使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属领域技术人员所理解的通常意义。

实施例一：

首先，需要说明的是，在本实施例中，各个名词表示的含义如下：

自锁阀：自锁阀是一种具有双位置保持特性的电磁阀,对推进系统而言,其功能打开或关闭推进剂供应,切断气瓶与系统的连接。

减压阀：气体从高压腔进入低压腔，经过一个狭窄的通气截面，气流受到了节流，使得流过的介质速度提高，压力下降。

安全阀：保证气路内气体压力不高于某一特定值。

节流阀：节流阀是通过改变节流截面或节流长度以控制流体流量的阀门。

占空比：占空比是指电路被接通的时间占整个电路工作周期的百分比。本发明中指某个推力器单个控制周期内的开启时间占控制周期的百分比。

如图1所示，本实施例提供一种卫星模拟器的推进系统，包括供气装置、压力控制装置和喷气装置，压力控制装置连接在供气装置和喷气装置之间，压力控制装置包括一级压力控制装置和二级压力控制装置，一级压力控制装置和二级压力控制装置串联连接。

通过在供气装置和喷气装置之间设置一级压力控制装置和二级压力控制装置一共两级压力控制装置，可以利用一级压力控制装置初步实现压力范围的控制，二级压力控制装置在更精确的范围内实现压力控制，从而提高压力控制的精度，以高效、低成本、安全地实现卫星的地面实验和仿真。

优选的实施方式，一级压力控制装置包括一级减压阀16和一级压力传感器17，一级减压阀16连接在供气装置与一级压力传感器17之间，二级压力控制装置包括二级减压阀18和二级压力传感器19，二级减压阀18连接在一级压力传感器17与二级压力传感器19之间。

通过将每一级压力控制装置都设置成减压阀和压力传感器的组合，可以在气体经过每个减压阀之后，准确地得知每个减压阀减压后的压力值，并且根据压力传感器的压力值来控制后续的阀门进行相应的动作。

本发明采用两级减压装置，并且安装多个压力传感器，实时监控两级压力，有效的提升减压精度，保证使用者的安全，同时两级减压装置减压强度可调节，从而可以调节推力器输出推力大小，满足研究与教学的需要。

进一步优选的实施方式，压力控制装置与供气装置之间，和，压力控制装置与喷气装置之间，分别连接有自锁阀。具体的，自锁阀包括第一自锁阀15和第二自锁阀20，其中第一自锁阀15为设置在压力控制装置与供气装置之间的自锁阀，第二自锁阀20为设置在压力控制装置与喷气装置之间的自锁阀。

在压力控制装置和供气装置之间设置第一自锁阀15，可以在供气装置内的气压过高的时候，关闭第一自锁阀15，避免过高的气压对压力控制装置造成损害。在压力控制装置和喷气装置之间设置第二自锁阀20，可以实现对喷气装置供气的整体控制，一旦打开第二自锁阀20，就可以使得喷气装置的多个喷嘴22就能够处于想打开供气就可以供气的状态。

优选的实施方式，喷气装置包括多个推力器，每个推力器包括一个喷嘴22和与喷嘴22串联的喷嘴电磁阀21。具体的，可以选用千赫兹级别的喷嘴电磁阀21来控制推力器的开关频率，通过调节占空比，可以实现不同精度的等效推力的调节，配合以两级的压力控制装置，可以实现mN级的微推力，从而精准调节等效推力。

通过将喷嘴电磁阀21和喷嘴22串联成推力器，可以对每个喷嘴22的通断分别进行灵活控制，避免因为多个喷嘴22共用电磁阀而造成部分力矩无法准确产生的问题，以实现对相应的转动情况的模拟。

进一步优选的实施方式，喷气装置包括多个推力器，每个推力器均通过软管与第二自锁阀20连接。具体说来，本实施例中的软管为PU(Polyurethane，聚氨酯)软管。

通过软管来连接推力器和第二自锁阀20，方便根据需要自行调节推力器不同位置，以改变推力器的布局形式，可解决卫星推力器安装布局要求与模拟器内部空间受限之间的矛盾。

进一步优选的实施方式，供气装置包括储气装置11和进气控制装置，进气控制装置与储气装置11连通且用于向储气装置11供应气体。具体而言，本实施例中，储气装置11为气瓶，进气控制装置包括加排阀12，加排阀12为气瓶充气口开关，安装在气瓶的瓶口处，加排阀12在充气时处于打开状态，加注结束后处于关闭状态。向气瓶中充气时，空压机可以通过加排阀12向气瓶内充气。

具体的，本实施例的气体可以选用压缩空气。直接利用压缩空气作为工质气体，可以省去现有技术中将液化的氨气或氮气转化为气体的复杂装置，利用现有的空压机，即可向储气装置11内送入气体，也可以显著的改善气源获取的便捷性。

再进一步优选的实施方式，供气装置还包括第一压力传感器14，第一压力传感器14与储气装置11连通，第一压力传感器14位于储气装置11和压力控制装置之间。

通过设置第一压力传感器14，可以监测储气装置11中的气体压力，不但可以实现达到预定压力后移除空压机，而且还可以在压力过高的时候采取措施以保护气路。

又进一步优选的实施方式，供气装置还包括安全阀13，安全阀13连接在第一压力传感器14和压力控制装置之间。

当第一压力传感器14检测的气压过高时，可以关闭第一自锁阀15保护，打开安全阀13将储气装置11中的气体排放出去，可以实现自动泄压保护。从而使得本实施例的产品的安全性提高，可以更好的保护使用者在使用卫星模拟器中的安全

另外，本实施例中，从储气装置11开始，至第二自锁阀20之前的气路管道均使用金属管道，以保证气路的安全可靠。

本实施例的工作过程为：

空气压缩机连接加排阀12向储气装置11内充气，此时第一自锁阀15和第二自锁阀20处于关闭状态，观察第一压力传感器14的数值，到达规定压力后停止充气，移除空气压缩机。若超过预定压力值，安全阀13自动打开泄压泄压。第一自锁阀15通电打开，压缩气体在压力作用下通过第一自锁阀15到达一级减压阀16，经过一次减压的气体由气路到达二级减压阀18，第二压力传感器检测压力降到规定值之后开启第二自锁阀20，同时利用控制系统控制6-12个推力器的电磁阀的开关，达到卫星模拟器姿态变换与移动的目的。

本实施例的原理是，利用气体喷出推力器时会产生反推力的特点，通过两级减压装置控制管道内气体压力来控制反推力大小，同时调节各个推力器的电磁阀的开关状态，决定哪个推力器产生反推力以及通过调节推力器占空比来控制推力器等效推力大小，进而达到卫星模拟器可在三自由度框架或气浮台上受控运动的目的。

上述推进系统可以提供提供卫星模拟器的轨道与姿态控制所需动力。飞轮卸载时，以及作为三轴稳定卫星飞轮出故障时的控制备份，也由推进系统实现。

具体的，如图2所示，推进系统的控制系统原理为：

给定气路压力的安全值，通过第一压力传感器14采集气路压力的信号，将第一压力传感器14采集的压力信号与给定的安全值进行比较，当采集的压力信号大于安全值时，将差值通过信号放大器输出给控制器，利用控制器控制安全阀13打开，第一自锁阀15关闭，降低气路压力。

实施例二：

如图2所示，本实施例提供的卫星模拟器，包括上述任一项的卫星模拟器的推进系统。

由于本实施例所提供的卫星模拟器，包括了上述的卫星模拟器的推进系统，因此具有了上述的卫星模拟器的推进系统的技术效果，在此不再赘述。

优选的实施方式，卫星模拟器的推进系统的数量为三对，三对卫星模拟器的推进系统两两垂直设置。

优选的实施方式，喷气装置包括12个喷嘴22，4个喷嘴22构成一个喷嘴组，喷嘴组包括两对平行设置的喷嘴对，每个喷嘴对的两个喷嘴22背向设置。

以图3为例，由于一个喷嘴22产生一个方向的推力，所以将每四个推力器为一组分组安装，以控制一个轴线方向上的旋转，同一组喷嘴22包括两个喷嘴对，每个喷嘴对的两个喷嘴22背向设置。同一轴向方向上的推力器通过控制系统配合，产生力偶矩，使得卫星模拟器可在气浮台上进行各个方向的旋转来改变姿态。某一轴对向安装示意图。比如图中左上方的推力器与图中右下方的推力器同时开启即可使卫星模拟器进行图中所示的逆时针旋转，右上方和左下方的推力器同时开启即可使得卫星模拟器进行图中所示的顺时针旋转。

通过设置12个喷嘴22，每4个一组，两两背向设置，3个喷嘴组分别负责X、Y、Z三个轴的一个轴的旋转，可以模拟出3个旋转自由度的姿态和两个平面自由度的位置控制。

上述的卫星模拟器使用的过程如下：

在地面卫星模拟器全物理仿真平台中，首先将上述的推进系统安装于卫星模拟器上，然后用气浮台或低阻尼框架使卫星模拟器模拟卫星在太空中无重力低阻尼的状态。然后应用控制算法控制推进系统，使6-12个推力器按照需要进行开关，使得卫星模拟器进行姿态的改变与位置的调整，并根据位置与姿态变化的性能调整控制气路的算法。

如图4所示，卫星模拟器的姿态控制系统的原理为：

给定卫星模拟器的应有姿态和位置，由位置、角度、角加速度和加速度等传感器来测量出卫星的当前位置和姿态，将当前位置与给定的应有姿态和位置进行比较，当二者存在差值时，将该差值通过信号放大器进行放大，输送给控制器，并且由控制器控制6-12个推力器进行动作，改变卫星模拟器的姿态。

上述的卫星模拟器，可以用于教学，以演示真实卫星在太空中是如何利用推力器来进行姿态控制。除了教学以外，还可用于研究。在真实卫星的研制过程中，也可以使用该冷气推进系统，作为真实卫星的化学推进的模拟，用于控制系统测试，供学习者进行算法验证。总之，卫星模拟器的推进系统，可以配合低阻尼环境，进行仿真和测试。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个以上，除非另有明确具体的限定。

本发明的说明书中，说明了大量具体细节。然而，能够理解，本发明的实施例可以在没有这些具体细节的情况下实践。在一些实例中，并未详细示出公知的方法、结构和技术，以便不模糊对本说明书的理解。

在本说明书的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；例如：

实施例一中，一级压力控制装置和二级压力控制装置，都是选用减压阀和压力传感器的组合，实际上，这二者均可以被电子压力控制器来替代。

实施例一中，自锁阀可以被电子阀替代，在实施例一中，自锁阀是通电时打开，通电时关闭，而电磁阀是通电时打开，不通电时关闭，只许改变控制系统的相应输出端口的电平高低即可。

实施例二中，是设置了12个喷嘴，是为了实现在三个垂直的轴线上，分别控制其正反两个方向的旋转，实际上，可以在用途不同的情况下，调整喷嘴的数量，例如，用于控制沿每个轴线的旋转可以用2个喷嘴。

实施例一中，从第二自锁阀到推力器之间，是通过软管连接的，实际上也可以通过金属管来连接第二自锁阀和各个喷嘴电磁阀。

实施例一中，是采用加排阀来控制对气瓶的充气的，实际上还可以采用节流阀来控制对气瓶的充气与否。

而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围，其均应涵盖在本发明的权利要求和说明书的范围当中。

Claims (10)

1.卫星模拟器的推进系统，其特征在于，供气装置、压力控制装置和喷气装置，所述压力控制装置连接在所述供气装置和所述喷气装置之间，所述压力控制装置包括一级压力控制装置和二级压力控制装置，所述一级压力控制装置和所述二级压力控制装置串联连接。

2.根据权利要求1所述的卫星模拟器的推进系统，其特征在于，所述一级压力控制装置包括一级减压阀(16)和一级压力传感器(17)，所述一级减压阀(16)连接在所述供气装置与所述一级压力传感器(17)之间，所述二级压力控制装置包括二级减压阀(18)和二级压力传感器(19)，所述二级减压阀(18)连接在所述一级压力传感器(17)与所述二级压力传感器(19)之间。

3.根据权利要求2所述的卫星模拟器的推进系统，其特征在于，所述压力控制装置与所述供气装置之间，和，所述压力控制装置与所述喷气装置之间，分别连接有自锁阀。

4.根据权利要求1所述的卫星模拟器的推进系统，其特征在于，所述喷气装置包括多个推力器，每个所述推力器包括一个喷嘴(22)和与喷嘴(22)串联的喷嘴电磁阀(21)。

5.根据权利要求3所述的卫星模拟器的推进系统，其特征在于，所述自锁阀包括第二自锁阀(20)，所述喷气装置包括多个推力器，每个所述推力器均通过软管与第二自锁阀(20)连接。

6.根据权利要求3所述的卫星模拟器的推进系统，其特征在于，所述供气装置包括储气装置(11)和进气控制装置，所述进气控制装置与所述储气装置(11)连通且用于向所述储气装置(11)供应气体。

7.根据权利要求6所述的卫星模拟器的推进系统，其特征在于，所述供气装置还包括第一压力传感器(14)，所述第一压力传感器(14)与所述储气装置(11)连通，所述第一压力传感器(14)位于所述储气装置(11)和所述压力控制装置之间。

8.根据权利要求7所述的卫星模拟器的推进系统，其特征在于，所述供气装置还包括安全阀(13)，所述安全阀(13)连接在所述第一压力传感器(14)和所述压力控制装置之间。

9.卫星模拟器，其特征在于，包括权利要求1～8中任一项所述的卫星模拟器的推进系统。

10.根据权利要求9所述的卫星模拟器，其特征在于，所述喷气装置包括至少6个喷嘴(22)，至少2个所述喷嘴(22)构成一个喷嘴组，每个所述喷嘴组用于实现在三个两两垂直的轴线中的一者上的转动。

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