CN113202706A - 一种用于geo轨道卫星的霍尔电推进系统 - Google Patents

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郭阿强
肖余之
夏小东
吴凡
江晟
欧阳宁
范庆玲
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Abstract

一种用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统，包括蓄电池、电源变换器、功率处理单元、氙气贮供模块、流量调节模块、霍尔推力器、电推进管理器，在运载发射能力不变的条件下，节省的重量资源可以用来增加有效载荷重量，提高单次发射任务产生的收益，解决了使用常规发动机进行GEO轨道卫星的南北位保任务，所需推进剂用量较多的问题。

Description

一种用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统
技术领域
本发明涉及一种用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统，属于GEO轨道卫星运载发射设计领域。
背景技术
GEO轨道卫星受限于运载发射能力，载荷的重量资源直接决定卫星的效益。传统的化学推进比冲(285s)较低，化学推进剂要占用卫星平台大量的重量资源和空间资源，如果采用高比冲(不小于1600s)的霍尔电推进系统进行轨道机动，将会节省更多宝贵的重量资源。
以GEO轨道卫星的南北位保任务为例，对于一个3t的高轨卫星，在轨寿命按8年计算，如果使用常规10N发动机进行南北位保任务(比冲285s)，所需的推进剂用量较多。
发明内容
本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，使用常规发动机进行GEO轨道卫星的南北位保任务，所需推进剂用量较多的问题，提出了一种用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统。
本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
一种用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统，包括蓄电池、电源变换器、功率处理单元、氙气贮供模块、流量调节模块、霍尔推力器、电推进管理器，其中：
所述蓄电池、电源变换器用于为功率处理单元提供一次电源；所述功率处理单元将一次电源转换为二次电源并为霍尔推力器供电，同时用于抑制霍尔推力器工作产生的等离子体放电震荡及电磁干扰；所述氙气贮供模块为流量调节模块提供稳定压力氙气；所述流量调节模块为霍尔推力器阴极、阳极提供相应配比流量的氙气；所述霍尔推力器通过阴极电子对阳极氙气进行电离，并于电场、磁场作用下生成高速等离子体以产生推力，所述电推进管理器负责霍尔推力器供气、供电的管理，完成对霍尔推力器的工作控制。
所述霍尔推力器采用集成化供电，两台霍尔推力器通过单一流量调节模块进行氙气供应以有效减少系统干重。
所述电源变换器将蓄电池电能直接转化为霍尔推力器所需的一次电源，并兼顾电源变换器对功率处理单元、氙气贮供模块、流量调节模块、电推进管理器的供电需求。
所述霍尔推力器为40mN霍尔推力器，比冲不小于1600s，两台霍尔推力器联合工作，同步性不大于1s。
所述功率处理单元包括阳极电源模块、励磁电源模块、阴极加热电源模块、阴极点火电源模块、滤波及控制模块，阳极电源模块将蓄电池一次电能转换成霍尔推力器阳极工作所需电压；励磁电源模块将一次电能转换成霍尔推力器磁线圈工作所需电流，阴极加热电源模块将一次电能转换成霍尔推力器阴极加热电阻丝工作所需电流；阴极点火电源模块将一次电能转换成霍尔推力器阴极点火工作所需电压；滤波及控制模块通过RLC低通滤波器抑制霍尔推力器工作时等离子体放电振荡和电磁干扰，并完成对功率处理单元内部各个模块的使能控制、输出电压/电流控制及切换控制。
所述的功率处理单元的输入电压约为42V，电源转化效率不小于90％。
本发明与现有技术相比的优点在于：
本发明提供的一种用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统，大大减少了GEO轨道卫星的轨道机动任务对推进介质重量资源的需求，在运载发射能力不变的条件下，节省的重量资源可以用来增加有效载荷重量，提高单次发射任务产生的收益。同时，霍尔电推进系统电压体制较低，系统相对简单可靠。
附图说明
图1为发明提供的用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统结构示意图；
图2为发明提供的霍尔推力器布局示意图；
具体实施方式
一种用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统，在运载发射能力不变的条件下，节省的重量资源可以用来增加有效载荷重量，提高单次发射任务产生的收益，主要由蓄电池、电源变换器、功率处理单元、氙气贮供模块、流量调节模块、霍尔推力器、电推进管理器组成，其中：
蓄电池、电源变换器用于为功率处理单元提供一次电源；功率处理单元将一次电源转换为二次电源并为霍尔推力器供电，并抑制霍尔推力器工作产生的等离子体放电震荡及电磁干扰；氙气贮供模块为流量调节模块提供稳定压力氙气；流量调节模块为霍尔推力器阴极、阳极提供相应配比流量的氙气；霍尔推力器通过阴极电子对阳极氙气进行电力，并于电场、磁场作用下生成高速等离子体以产生推力；电推进管理器负责霍尔推力器供气、供电的管理，完成对霍尔推力器的工作控制。。
霍尔电推进系统以系统轻量化为设计准则，对霍尔推力器的供电进行集成化设计，把滤波功能模块集成到功率处理单元模块中，同时结合两台推力器同时工作的特点，两台推力器通过一台流量调节模块进行氙气供应，有效减少系统干重；
电推进具有短期大功率的需求，通过电源变换器把电池电能直接转化为霍尔电推进所需的一次电源，同时兼顾电源变换器对其它载荷的供电需求。
的霍尔推力器采用40mN霍尔推力器，比冲不小于1600s，两台霍尔推力器联合工作，同步性不大于1s；
功率处理单元包括阳极电源、励磁电源、阴极加热电源、阴极点火电源、滤波、控制等模块，其中阳极电源模块将一次电能转换成霍尔推力器阳极工作所需电压；励磁电源模块将一次电能转换成霍尔推力器磁线圈工作所需电流，阴极加热电源模块将一次电能转换成霍尔推力器阴极加热电阻丝工作所需电流；阴极点火电源模块将一次电能转换成霍尔推力器阴极点火工作所需电压；滤波模块通过RLC低通滤波器抑制霍尔推力器工作时等离子体放电振荡和电磁干扰；控制模块完成对功率处理单元内部各个模块的使能控制、输出电压/电流控制和切换控制。
的功率处理单元的输入电压约为42V，电源转化效率不小于90％。
下面结合具体实施例进行进一步说明：
在本实施例中，GEO轨道卫星的霍尔电推进系统可用于：
(1)GEO轨道卫星的南北位保任务；
以应用于某GEO轨道卫星的霍尔电推进系统为例，对本发明作进一步的详细的说明；
如图1、图2所示，GEO轨道卫星的霍尔电推进系统包括蓄电池、电源变换器、功率处理单元、氙气贮供模块、流量调节模块、霍尔推力器、电推进管理器。电池、电源变换器、功率处理单元为整个霍尔电推进系统提供电源，氙气贮供模块、流量调节模块为整个霍尔电推进系统提供气源。
其中，蓄电池、电源变换器用来给功率处理单元提供一次42V电源，同时兼顾卫星平台其它载荷供电需求；功率处理单元把一次电源(42V)转化为霍尔推力器工作所需的二次电源，包括阳极电源、励磁电源、阴极加热电源、阴极点火电源，总的电源转换效率不小于90％，同时功率处理单元通过集成的滤波模块抑制霍尔推力器工作时等离子体放电振荡和电磁干扰。
流量调节模块布局在霍尔推力器入口处，单个流量调节模块控制下游两个霍尔推力器供气的通断、并以额定配比、稳定流量的方式对每个霍尔推力器阳极和阴极进行供气，本示例中的流量配比按40mN霍尔推力器进行配比。
霍尔推力器利用阴极发射的电子把阳极中的氙气电离，并在其电场与磁场的作用下形成高速等离子体，产生平台所需的推力。在本实施例中，共配置了2台40mN霍尔推力器，H1+H2联合使用。卫星在正常对地三轴稳定的条件下就可以执行南北位保任务。
电推进管理器负责管理电推进系统的供电、供气、以及任务流程管理。电推进管理器与功率处理单元之间通过总线连接，通过总线向功率处理单元发送指令和接收遥测，控制霍尔推力器所需各种电源的供电接通和断开。电推进管理器负责氙气贮供模块和流量调节模块阀门的控制，控制霍尔推力器的氙气供应。此外，电推进管理器接收控制系统发送的电推进开关机指令，按编排的流程控制整个电推进系统的运行。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统，其特征在于：包括蓄电池、电源变换器、功率处理单元、氙气贮供模块、流量调节模块、霍尔推力器、电推进管理器，其中：
所述蓄电池、电源变换器用于为功率处理单元提供一次电源；所述功率处理单元将一次电源转换为二次电源并为霍尔推力器供电，同时用于抑制霍尔推力器工作产生的等离子体放电震荡及电磁干扰；所述氙气贮供模块为流量调节模块提供稳定压力氙气；所述流量调节模块为霍尔推力器阴极、阳极提供相应配比流量的氙气；所述霍尔推力器通过阴极电子对阳极氙气进行电离，并于电场、磁场作用下生成高速等离子体以产生推力，所述电推进管理器负责霍尔推力器供气、供电的管理，完成对霍尔推力器的工作控制。
2.根据权利要求1所述的一种用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统，其特征在于：
所述霍尔推力器采用集成化供电，两台霍尔推力器通过单一流量调节模块进行氙气供应以有效减少系统干重。
3.根据权利要求1所述的一种用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统，其特征在于：
所述电源变换器将蓄电池电能直接转化为霍尔推力器所需的一次电源，并兼顾电源变换器对功率处理单元、氙气贮供模块、流量调节模块、电推进管理器的供电需求。
4.根据权利要求1所述的一种用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统，其特征在于：
所述霍尔推力器为40mN霍尔推力器，比冲不小于1600s，两台霍尔推力器联合工作，同步性不大于1s。
5.根据权利要求1所述的一种用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统，其特征在于：
所述功率处理单元包括阳极电源模块、励磁电源模块、阴极加热电源模块、阴极点火电源模块、滤波及控制模块，阳极电源模块将蓄电池一次电能转换成霍尔推力器阳极工作所需电压；励磁电源模块将一次电能转换成霍尔推力器磁线圈工作所需电流，阴极加热电源模块将一次电能转换成霍尔推力器阴极加热电阻丝工作所需电流；阴极点火电源模块将一次电能转换成霍尔推力器阴极点火工作所需电压；滤波及控制模块通过RLC低通滤波器抑制霍尔推力器工作时等离子体放电振荡和电磁干扰，并完成对功率处理单元内部各个模块的使能控制、输出电压/电流控制及切换控制。
6.根据权利要求1所述的一种用于GEO轨道卫星的霍尔电推进系统，其特征在于：
所述的功率处理单元的输入电压约为42V，电源转化效率不小于90％。
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