阅读说明：本技术 用于微小卫星离轨的动力系统及动力推动方法 (Power system and power pushing method for micro satellite derailing ) 是由 孙夺 王明哲 郭利明 刘业奎 李文鹏 申帅帅 余鹏 杨海峰 于 2021-09-02 设计创作，主要内容包括：用于微小卫星离轨的动力系统及动力推动方法。本发明包括：高压气瓶,用于容纳用于冷气推进的气体；充气阀与所述高压气瓶连接,用于为所述高压气瓶充气；高压压力传感器与高压气瓶连接,用于检测高压气瓶内压力；高压电磁阀与高压气瓶连接；所述减压阀安装在所述高压电磁阀、离轨发动机之间；低压压力传感器与离轨发动机入口连通,用于检测离轨发动机入口压力。本发明离轨动力系统具有结构简单,重量轻,成本低和可靠性高的特点,可整机交付,在微小卫星离轨领域具备十分广阔的应用空间。(A power system and a power pushing method for micro satellite derailment are provided. The invention comprises the following steps: a high pressure gas cylinder for containing gas for cold gas propulsion; the inflation valve is connected with the high-pressure gas cylinder and used for inflating the high-pressure gas cylinder; the high-pressure sensor is connected with the high-pressure gas cylinder and used for detecting the pressure in the high-pressure gas cylinder; the high-pressure electromagnetic valve is connected with the high-pressure gas cylinder; the pressure reducing valve is arranged between the high-pressure electromagnetic valve and the off-rail engine; the low-pressure sensor is communicated with an inlet of the off-rail engine and used for detecting the pressure of the inlet of the off-rail engine. The off-orbit power system has the characteristics of simple structure, light weight, low cost and high reliability, can be delivered as a whole machine, and has very wide application space in the field of off-orbit of microsatellites.)

用于微小卫星离轨的动力系统及动力推动方法

技术领域

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本发明涉及本发明涉及空间飞行器技术领域，具体涉及一种用于微小卫星离轨的动力系统及动力推动方法。

背景技术

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随着商业航天的蓬勃发展，微小卫星越来越多的被应用于科学试验、通讯以及对地观测等领域，国内外商业航天公司规划年发射数千甚至上万颗卫星的比比皆是，各国政府都在大力推进微小卫星在各领域的应用。随着微小卫星发射数量的增多，太空资源将变得越来越珍贵，为了使稀缺的太空资源得到充分合理利用，废旧卫星的及时离轨就尤为重要。

微小卫星因体积较小，成本较低，在总冲满足要求情况下，微小卫星的离轨动力系统应具备体积小，重量轻，系统可靠，安装维护方便，价格低廉等特点。现阶段国内外并没有较为成熟的微小卫星离轨动力系统。

发明内容

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本发明的目的是提供一种用于微小卫星离轨的动力系统及动力推动方法，该系统具有体积小，重量轻，系统可靠，安装维护方便，价格低廉的特点，以解决目前微小卫星离轨动力系统缺乏的问题。

上述的目的通过以下的技术方案实现：

一种用于微小卫星离轨的动力系统，包括：

高压气瓶，用于容纳用于冷气推进的气体；

充气阀，与所述高压气瓶连接，用于为所述高压气瓶充气；

高压压力传感器，所述高压压力传感器与高压气瓶连接，用于检测高压气瓶内压力；

高压电磁阀，所述高压电磁阀与高压气瓶连接；

减压阀，所述减压阀安装在所述高压电磁阀与离轨发动机之间；

低压压力传感器，所述低压压力传感器与离轨发动机入口连通，用于检测离轨发动机入口压力。

所述的用于微小卫星离轨的动力系统，所述离轨发动机为冷气推进发动机，所述冷气推进发动机由电磁阀和推力室组成，所述高压电磁阀控制冷气进入推力室，所述高压电磁阀打开，高压冷气喷出产生推力。

所述的用于微小卫星离轨的动力系统，所述高压气瓶为碳纤维包覆复合气瓶，最高压力不超过35MPa。

所述的用于微小卫星离轨的动力系统，所述高压电磁阀用于控制动力系统开启，所述高压电磁阀打开后，高压气体通过高压电磁阀进入到离轨发动机。

一种利用权利要求1-4之一所述的用于微小卫星离轨的动力系统的动力推动方法，高压气体通过充气阀充入高压气瓶，离轨发动机需要工作时，高压电磁阀打开，高压气体进入到离轨发动机电磁阀前，根据卫星任务需求，实时开关发动机电磁阀可控制离轨发动机实时工作。

本发明的有益效果：

本发明离轨动力系统仅由气瓶、离轨发动机以及若干阀门组成，系统简单可靠，重量轻，成本较低，解决了现阶段微小卫星没有成熟离轨发动机的问题。

附图说明

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附图1是本发明的结构示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

1、高压气瓶；

2、充气阀；

3、高压压力传感器；

4、高压电磁阀；

5、减压阀；

6、低压压力传感器；

7、离轨发动机。

具体实施方式

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为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明提供了一种用于微小卫星离轨的动力系统，如图1所示，包括：高压气瓶1、充气阀2、高压压力传感器3、高压电磁阀4、减压阀5、低压压力传感器6和离轨发动机7。

在本实施例中，高压气瓶1为碳纤维包覆复合气瓶，压力为20MPa；高压气瓶1内气体为氮气（N₂）、笑气（N₂O）或其它适用于冷气推进的气体。

在本实施例中，充气阀2与高压气瓶连通，用来为高压气瓶充气。

在本实施例中，高压压力传感器3与高压气瓶连通，用于检测高压气瓶内压力。

在本实施例中，高压电磁阀4用于控制动力系统开启，高压电磁阀4打开，高压气体可通过高压电磁阀4进入到离轨发动机电磁阀前。

在本实施例中，减压阀5用于将高压气体减压至离轨发动机所需压力。

在本实施例中，低压压力传感器6与离轨发动机入7口连通，用于检测离轨发动机7入口压力。

在本实施例中，离轨发动机7为N₂冷气推进发动机，由电磁阀和推力室组成，电磁阀控制冷气进入推力室，电磁阀打开，高压冷气喷出产生推力。

在本实施例中，高压气体通过充气阀2充入高压气瓶1，离轨发动机7需要工作时，高压电磁阀4打开，高压气体进入到离轨发动机7电磁阀前，根据卫星任务需求，实时开关发动机电磁阀可控制离轨发动机实时工作。

从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实施例实现了如下技术效果：

应用本发明的技术方案，该离轨动力系统仅由气瓶、离轨发动机以及若干阀门组成，系统简单可靠，重量轻，成本较低。解决了现阶段微小卫星没有成熟离轨发动机的问题。

最后应说明的是：以上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，或者对其中部分技术特征进行等同替换；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精神和范围。