阅读说明：本技术 一种阵列式同轴型真空电弧推力器装置 (Array coaxial type vacuum arc thruster device ) 是由 王红霞 于新爱 沈震宇 于 2020-06-24 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种阵列式同轴型真空电弧推力器装置,属于微纳卫星电推进技术领域。所述装置中的推力器头数量处于3到50个之间；且有多种排列方式,这些排列方式统称为阵列式,如圆形排列、矩形排列以及三角形排列方式。同轴型推力器头由圆柱状的阳极,绝缘器和阴极沿径向依次向外排列组成,阴极在外的结构增加了有效工质,提高了推力器的总冲；阴极采用了弹簧推进装置,当阴极端面的金属材料被烧蚀后,弹簧会推动阴极向远端面方向移动,直至工质烧蚀完；这种阵列式同轴型真空电弧推力器装置可以通过CPU控制点火时序,可根据要求产生不同的推力；多数量的推力器头之间配合工作不仅使电推力器增加了寿命还使其获得了较高的总冲。(The invention relates to an array type coaxial vacuum arc thruster device, and belongs to the technical field of electric propulsion of micro-nano satellites. The number of thruster heads in the device is between 3 and 50; there are various arrangements, which are collectively called an array, such as a circular arrangement, a rectangular arrangement, and a triangular arrangement. The coaxial thruster head is formed by sequentially arranging a cylindrical anode, an insulator and a cathode outwards along the radial direction, and the structure with the cathode outside increases effective working media, so that the total impact of the thruster is improved; the cathode adopts a spring propelling device, and after the metal material on the end surface of the cathode is ablated, the spring can push the cathode to move towards the direction of the far end surface until the working medium is ablated; the array type coaxial vacuum arc thruster device can control the ignition time sequence through the CPU and can generate different thrusts according to requirements; the cooperation between a plurality of thruster heads not only prolongs the service life of the electric thruster but also obtains higher total impact.)

一种阵列式同轴型真空电弧推力器装置

技术领域

本发明涉及一种阵列式同轴型真空电弧推力器装置，属于微小卫星电推进技术领域。

背景技术

微纳卫星的动力来源主要是各种推进系统如冷气推进、化学推进、电推进、核推进和反物质推进、太阳帆推进、束能推进、微型推进和绳系推进等。其中，化学推进系统是目前使用最为普遍的推进系统，从单组元推进系统发展到双组元推进系统，再到双组元双模式推进系统，逐步走向成熟。空间化学推进系统主要应用于微纳卫星的轨道升迁任务。在轨道转移阶段化学推进系统需要消耗微纳卫星上总燃料的80％以上，因而微纳卫星上携带的有限燃料直接决定着卫星最终的寿命。目前，我国少数微纳卫星的推进系统是冷气推进，冷气推进系统具有结构简单、耗能低、无污染等优点。但冷气和化学推进系统需要大体积的燃料储箱和重质量的低漏率阀门管路，而按照比例缩小的常规电推进系统往往受到卫星功率的制约。由于受限于功率、体积和重量等条件和因素，传统推进系统无法满足微纳卫星的平台的使用需求。电推进系统因为体积小、质量轻、成本低、微推力、高效率、高比冲、长寿命、推力可调等优点，越来越多的被考虑作为微纳卫星的动力来源。

随着航天技术和深空探测技术的发展，对微纳卫星推进模块提出了更高的要求，例如用于长期监控的微纳卫星需要推进模块具有较高的总冲以提供长时间的动力，为好精度逼近提供较小的元冲量。微纳推进主要可满足微纳卫星的推进需求主要包括：阻尼补偿、轨道升降、位置保持和机动、姿态控制、发射错误修正、推力可宽范围快速调节、无拖曳控制、精确编队飞行等。

如今，电推进系统不仅需要有更长的寿命还需要提供更大的总推力和多种不同的推力。微纳卫星的寿命主要取决于推进系统的寿命，而每个电推进的寿命是不确定的，主要受阴极材料，烧蚀情况等决定；每个电推进提供的推力也是有限的、确定的。为了解决微纳卫星因为某个电推进而影响其寿命，需要设计一个阵列式电推进装置。

发明内容

本发明的目的是针对同轴型真空电弧推力器装置中推力不可控、寿命有限等技术现状，提出一种阵列式同轴型真空电弧推力器装置。

阵列式同轴型真空电弧推力器装置为位于微纳卫星中，包括多个推力器头；

其中，推力器头为同轴型电弧推力器头，其数量的范围为3到50；

每个推力器头为同轴型，包括阳极、阴极、绝缘器、外壳及弹簧，所述推力器头排列方式为圆形排列、矩形排列、三角形排列、梯形排列以及多边形排列中的一种；

推力器头也可以是堆层型以及环型；

其中，所述阵列式同轴型真空电弧推力器装置受阵列式控制电路控制；

其中，弹簧为阴极推进装置，该推进装置包括但不限于弹簧、弹性推动装置、弹性机构或机电传动装置；

其中，机电传动装置是机电马达、压电马达以及旋转马达中的一种；

阵列式控制电路包括电源转换模块、储能放电模块、脉冲控制模块、开关驱动模块、推力器模块以及电源模块；

其中，脉冲控制模块包括电源处理单元PPU以及CPU；

所述阵列式控制电路采用电感储能IES反激拓扑结构产生脉冲电压激发等离子体初始电弧放电；

电源处理单元PPU包括半导体开关充电的电感器，通过脉冲信号发生器控制半导体开关通断的工作频率和脉冲宽度，其工作过程为：

当半导体开关闭合时，电源电压直接加在电感器上进行预充电；

当半导体开关断开时，由楞次定律产生一个感生电压峰脉冲LdI/dt诱发等离子体初始电弧放电；

所述阵列式控制电路的电流回路由半导体开关支路转换到推力器头支路，由于阳极和阴极之间的绝缘器表面镀有导电薄膜，脉冲电压集中到导电薄膜与阴极的接触点两端，在微小间隙处产生的高压电诱发电流击穿放电，由于电流加热效应产生热量将阴极金属蒸气化，在真空区域扩散的金属原子蒸气被电离成微等离子体，形成两个电极之间低阻抗通道，电流迅速从高阻抗的初始电极表面放电切换到低阻抗的等离子体放电路径，最终将大部分储存于电感器中的磁场能释放用于产生等离子体脉冲推力；

每个推力器头中，阳极为圆柱状，绝缘器和阴极沿径向依次向外排列；绝缘器与弹簧同轴且半径相同；

阳极与绝缘器相连，绝缘器与阴极相连；阴极与外壳相连；绝缘器与弹簧相连；

阴极在外的结构可使阴极材料均匀烧蚀；

所述阵列式控制电路中各部件的连接及信息传输关系如下：

电源模块将电压和电流传递给电源转换模块；电源转换模块再将电流和电压传递给储能放电模块、脉冲控制模块和开关驱动模块；脉冲放电模块收到电流和电压后，将放电的电力传递给推力器模块，将可控开关的瞬时电流反馈给脉冲控制模块；脉冲控制模块将矩形信号传递给开关驱动模块；开关控制模块再通过矩形脉冲信号控制脉冲放电模块；脉冲控制模块与CAN总线接口相连，脉冲控制模块中的CPU控制矩形波的频率、放电次数和推力器头的工作状态；

脉冲控制模块控制点火时序；CPU基于点火时序控制推力器模块，进而产生不同的推力；装有微纳卫星中的阵列式同轴型真空电弧推力器装置受阵列式控制电路的开关驱动模块控制启动和关闭不同数量的推力器头完成轨道升降、位置保持的飞行任务；多数量推力器头的微纳卫星能够提高任务完成率，减少因故障而造成的损失；在微纳卫星执行任务时，某个推力器头出现故障点不着火或者在点燃的情况下异常灭火，此时启动其它推力器头继续完成任务。

有益效果

本发明所述的一种阵列式同轴型真空电弧推力器装置，与现有的同轴型真空电弧推力器装置相比，具有如下有益效果：

1.所述推力器装置通过CPU进行控制的，阵列式的控制方式可以控制点火时序，产生不同的推力和总冲；卫星在飞行过程中，不同飞行阶段所需要的不同推力和总冲可通过CPU的点火时序功能进行控制，使卫星的飞行更具有灵活性；

2.所述阵列式同轴型真空电弧推力器装置有效的延长了微纳卫星的寿命。

附图说明

图1是所述阵列式同轴型真空电弧推力器装置中推力器头的组成图；

图2是阵列式同轴型真空电弧推力器装置的圆形排列；

图3是阵列式同轴型真空电弧推力器装置的矩形排列；

图4是本发明所述阵列式同轴型真空电弧推力器装置的结构组成图；

图示说明：

1-阳极、2-外壳、3-弹簧、4-阴极、5-绝缘器、6-半导体开关、7-电阻、8-电感、9-电源、10-推力器头、11-微纳卫星。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明所述的一种阵列式同轴型真空电弧推力器装置进行详细阐述。

实施例1

图1是所述阵列式同轴型真空电弧推力器装置中推力器头的组成图，包括阳极1、外壳2、弹簧3、阴极4以及绝缘器5。卫星在不同的据地高度会受到不同的重力阻力和空气阻力等根据阻力和飞行的速度要求，求出在不同阶段所需得总推力，然后根据每个推力器头所产生的推力在确定放电的推力器头的数量；

例如在微纳卫星脱轨后需要增大总推力，需通过脉冲控制模块开启16个推力器头，在爬升过程中随着阻力的减小，维持相同速度所需的总推力减小，此时通过脉冲放电模块的反馈信号调控脉冲控制模块，使调控脉冲控制模块发出控制信号给脉冲放电模块关闭4个推力器头，只需12个推力器头工作。当到达预定高度后，只需2个推力器头工作，此时通过上面的控制过程关闭其余的推力器头。

实施例2

其中，位置保持飞行任务的工作过程如下：

卫星的位置保持主要是东西位置和南北位置的保持，例如当卫星位置向北偏离时，偏离信号会传递给电源模块，电源模块启动将电力传递给电源转换模块，电源转换模块再将信息传递给脉冲控制模块，脉冲控制模块将矩形信号传递给开关驱动模块，开关驱动模块将驱动信息传递给脉冲放电模块，脉冲放电模块提供放电电力驱动推力器模块工作，进而实现卫星向南偏移的任务。

本发明所述的阵列式不仅限于同轴型电推力器，还可以用在堆层型电推力器和环形电推力器上；

本发明所述的阵列式控制方式是通过单片机进行控制的，不限于使用单片机控制，包括其它CPU；阵列式的控制方式可以控制点火时序，产生不同的推力和总冲；所述阵列式控制方式通过CPU点火时序控制启动或者关闭不同数量的推力器头以完成不同的任务。具体实施时，脉冲控制模块控制点火时序；CPU基于点火时序控制推力器模块，进而产生不同的推力，例如在轨道爬升的过程中需要启动十八个电推进装置，到达预定轨道之后只需要三个电推进装置保持和调整卫星的姿态。通过CPU控制点火时序，还可以控制卫星的运动方向。

以往的同轴型真空电弧推力器装置因为确定的推力只能完成在轨姿态保持和调整或者轨道爬升任务；而阵列式同轴型真空电弧推力器装置因为点火时序的控制，可以根据要求产生不同的推力。

此外，阴极在外的结构增加了阴极材料的量，延长了微纳卫星的寿命，具体实施时：推力器头在工作时点不着的概率大概为10％，在工作过程中失效的概率有20％。若每个推力器头的有效寿命为36个月，平均寿命为25个月。两个推力器头的同时失效的概率为9％，故两个推力器头的有效寿命约66个月。三个推力器头同时失效的形式为2.7％，故是三个推力器头的有效寿命为105个月，效率较两个推力器头的时候寿命提高了59％。所以多推力器头的使用可以显著的提高卫星的寿命。阴极在外的结构增加了有效工质，提高了推力器的比冲。卫星在飞行过程中，不同飞行阶段所需要的不同推力和总冲可通过CPU的点火时序功能进行控制，使卫星的飞行更具有灵活性。

此外，所述阵列式同轴型真空电弧推力器装置中推力器头可以以圆形排列，如图2所示；也可以以矩形排列，如图3所示；图2和图3中，10是推力器头；11是微纳卫星。

图4是本发明所述阵列式同轴型真空电弧推力器装置的结构组成，包括半导体开关6、电阻7、电感8和电源9；其中，半导体开关6属于开关驱动模块，电阻7和电感8属于储能放电模块，电源9属于电源模块。

以上为结合具体的实施例对本发明的具体细节做出的进一步阐述。但不应将本发明的保护范围限制于此实施例，在不做出创新性改进的前提下，任何使用本发明所保护技术同等构思加以变换的技术，或仅有使用场景发生改变但核心技术与本发明相关的，都应涵盖在本发明的保护范围之内。