一种三维矢量方向的阵列式微阴极放电推进系统的制作方法

本发明涉及一种三维矢量方向的阵列式微阴极放电推进系统，属于微纳卫星用的微型阴极电弧推进技术领域。

背景技术：

微阴极电弧推进模块是一种用于微纳卫星的微型电推进装置，其通过固体金属推进剂烧蚀后喷出产生反冲的推力，可用来实现微纳卫星的姿态轨道控制。它可以在一个模块内集成了电源功率控制单元(epcu，包括电源模块和控制与信号处理模块)、贮供、推进剂和推力器，且推进剂也采用固体金属材料内嵌到推力器中，从而无需额外的推进剂贮供管阀件等装置。其在体积、重量、比冲、推力等方面均具有很大优势，从而受到广泛关注。

目前一个微阴极放电推进模块通常有一个epcu和一个推力器组成，一个epcu仅可支持一路推力器的供电和控制；推力器在轨应用时，固定安装后仅能产生一个方向的推力，一般不具备矢量控制能力或矢量控制能力较差；或者采用多个模块分别控制不同方向，使得推进系统的重量成倍增加。

美国乔治华盛顿大学(thegeorgewashingtonuniversity，gwu)us20160273524a1号专利公开了一种双模电极微阴极电弧推力器，该发明采用两个管状的阴极材料(如钛和镍)，通过阴极材料的切换实现了推力器两种推力大小的切换，但并未实现对推力方向的控制(无法实现矢量控制)。

美国乔治华盛顿大学在aiaa2012-4103(micro-cathodearcthruster(mcat)withthrustvectorcontrol,48thaiaa/asme/sae/aseejointpropulsionconference&exhibit,30july-01august2012,atlanta,georgia)公开了一种外加磁场实现矢量控制的方法，该方法通过外加三个非同轴且相位差120度的外加线圈，并将推力器置于三个外加线圈的中心，通过分别控制三个外加线圈的励磁电流(时序和大小)实现磁场的调控，从而实现了一定程度的矢量控制。但该方法主要存在以下问题：

(1)对矢量控制幅度受限，由aiaa2012-4103文献报道来看，外加磁场高达0.37t时矢量偏转角仅为30度左右，该推力方向的偏转角度可以给微纳卫星的姿态轨道调控带来一定的便利性，但该推力矢量偏置量仍较小，对于大角度控制任务仍不能实现(如超调后调整、无拖曳控制等)。

(2)外加磁场，特别是强外加磁场(如aiaa2012-4103中的0.37t)需要消耗较多的电能功耗才能实现，而由于微纳卫星一般太阳能电池面积较小，整星的电能功耗均有很大限制；外加电磁线圈同时也增加了整星的重量。

(3)该方法容易带来电磁干扰，外加磁场会影响到整星磁棒等其他磁敏感部件的可靠工作，同时也会影响到卫星对外的信号传递。

北京控制工程研究所cn106742073号专利公开了一种微弧阴极放电微型电推进模块。该发明公开了电路组成及推力器连接方式。但该发明由于仅仅为一个ppu和一个推力器，所以仅能产生一个方向推力。实际在轨使用中，需要其他方向推力时，就必须配合其他使用策略，如进行卫星整体调转方向才能实现，使用的灵活性和可控性受到一定控制。

南京理工大学cn201710414221.7号专利(审查中)公开了一种微型五维阴极电弧推力器，该发明采用四个小电极板和一个十字形的大电极板，为平板型结构，点燃处于两者之间的推进剂块(改性环氧树脂材料pcb：65％～85％改性环氧树脂材料、5％～20％烧蚀稳定剂、10％～15％导电剂)。该专利公开的内容实际上仍属于脉冲等离子体推力器(ppt范畴)，虽然一定程度上解决了传统ppt电烧蚀所需能量和临界电压高的问题，但与烧蚀电极材料的微阴极电弧推进技术仍有一定的区别。而四个电极板之间则独立控制，可以分别控制其启动，该方法可以实现多个方向的推力输出。但该方法主要存在以下问题：

(1)与微阴极电弧推力器中烧蚀金属电极可以90％的电离率相比，推进剂烧蚀利用效率较低、电离率低；

(2)由于烧蚀利用率低、电离率较低，导致推进剂烧蚀后荷质比较小，比冲较低，仅500s量级；

(3)四个小电极分别控制，需要配备四路电源控制装置，导致电源部分的重量、体积均有成倍增加。

以上现有的技术方案均无法实现三维矢量方向的推力输出或者在实现的过程中会引入更强的电磁干扰以及体积、重量等的成倍增加。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种三维矢量方向的阵列式微阴极放电推进系统，解决了小模块电推进技术三维矢量方向推力高效输出的问题。

本发明的技术方案是：

一种三维矢量方向的阵列式微阴极放电推进系统，包括：电源功率控制单元、多个推力器及切换开关模块；

推力器固定安装在立方星结构内的棱边处，推力器输出推力的方向与对应棱边的长度方向相同；立方星结构的一条棱边上最多安装两个推力器且两推力器的输出推力方向相反；

电源功率控制单元和切换开关模块设置在立方星结构内；

电源功率控制单元接收整星电源的供电，电源功率控制单元接收整星控制系统传输的控制信号，根据控制信号向切换开关模块传输开关使能；

切换开关模块接收电源功率控制单元传输的开关使能，根据开关使能，切换推力器的开关闭合或断开。

3个推力器分别安装在立方星结构的棱边上，三根安装有推力器的棱边正交且相交于一点，3个推力器输出推力的方向两两正交且背离三根棱边的交点。

6个推力器分别安装在立方星结构的棱边上，立方星结构的一条棱边上最多安装一个推力器；6个推力器两两一组，每组中的两推力器输出推力方向相同，每组中的两推力器轴线所在平面与立方星结构的六个端面均不平行。

切换开关模块仅闭合一组推力器的开关，被闭合开关的两推力器输出推力的合力过卫星质心，用于调整卫星的飞行速度。

切换开关模块闭合每组推力器中的一个推力器的开关，被闭合开关的三个工作的推力器输出推力方向共面，三个工作的推力器输出推力合成使卫星旋转的力矩。

8个推力器两两一组分别安装在立方星结构的棱边上，同一根棱边上两推力器输出推力方向相反；用于安装推力器的四根棱边互相平行。

切换开关模块仅闭合4个推力器的开关，被闭合开关的4个推力器输出推力方向相同，且输出推力的合力过卫星质心，用于调整卫星的飞行速度。

切换开关模块闭合4个推力器的开关，被闭合开关的4个推力器固定安装的棱边互不相同，4个推力器输出推力合成使卫星旋转的力矩。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

1)本发明采用了epcu一供多方案并通过多个推力器切换实现epcu模块的功能复用，与传统微阴极放电推进模块相比起到了实现三维矢量方向功能，且能够保持原有体积、重量等结构参数优势及比冲、推力等性能参数优势，且不会引入额外的功耗，不会带来额外的电磁干扰；

2)本发明采用立方星标准外结构(立方体，100mm×100mm×100mm)，多个推力器均布置于立方星立方体的棱边内侧，起到了加固立方星的立方体的棱架结构的作用，也便于推力器的安装，同时节省内部空间，保证了内部epcu的pcb板的完整性，便于内部元器件布局及空间利用；

3)本发明在立方体结构棱边处，预先留出推力器安装位。可根据实际需求，在模块棱边处内嵌布置推力器，可以在每个有需要的面仅布置一个推力器，也可以根据具体需求每个面布置两个或更多推力器。当布置两个推力器时，可对角布置使推力器工作时两个推力器的合力过法线方向实现位移和速度控制，也可同侧布置使推力器工作时两个推力器的合力产生扭矩实现旋转控制，也可在不同的面采取不同的内嵌布置方式进行组合。在实际使用中可根据具体情况灵活布置，包括并不限于以上布置方式。

(4)本发明采用了epcu端占空比调控及切换控制，起到了实现推力和冲量大小以及矢量方向的控制，不需要卫星调转方向等操作就可以直接灵活实现卫星姿态及轨道的调控(如翻滚、逼近侦查、远离逃脱、轨道提升、轨道下降、多姿态稳定等)，使卫星的灵活性和可控性进一步增强，特别适用于于微纳卫星星座及编队飞行等任务。

附图说明

图1为本发明微阴极电弧推进模块组成图；

图2为本发面推力器在框架棱边安装示意图；

图3为本发明每面一个推力器布置结构示意图；

图4为本发明六个推力器的安装布置示意图；

图5为本发明八个推力器的安装布置方式一示意图；

图6为本发明八个推力器的安装布置方式二示意图；

图7为本发明八个推力器的安装布置方式三示意图；

图8为本发明两个八推力器模块(布置方式三)在3u立方星布局示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步详细的描述。

一种三维矢量方向的阵列式微阴极放电推进系统(如图1所示)，包括：电源功率控制单元、推力器及切换开关模块；

所述电源功率控制单元由电源模块、控制与信号处理模块组成。电源模块主要实现卫星电能输入、变电压调节及能量存储；控制与信号处理模块主要实现卫星信号输入、滤波、分析处理、逻辑时序执行输出及信号采集处理等。

所述电源模块由电能输入接口、电流滤波模块、电压变换模块、能量存储模块组成。电源模块的电能输入接口接收整星电源输入的电能(可适应5v到28v)，经过电流滤波模块滤波后，传递到电压变换模块，由电压变换模块分别变电压到控制与信号处理模块中所需的3.3v、5v、12v等电压值，并提供给控制与信号处理模块；电压变换模块还将电能变换为所需电压值输入到能量存储模块中将电能蓄能存储，用以供给后续推力器工作。

所述控制与信号处理模块由信号输入和信号输出两部分组成；

所述信号输入由信号输入接口、信号滤波模块、逻辑控制与驱动模块、信号控制模块组成。整星控制系统信号由信号输入接口传入，经过信号滤波模块对信号进行滤波处理后，传入逻辑控制与驱动模块，由逻辑控制与驱动模块中的处理器进行运算处理后，确定推力器及切换开关模块中开关的控制逻辑及时序，并通过信号控制模块实现对推力器及切换开关模块中的开关实现控制逻辑和时序。

所述信号输出由信号采集模块、逻辑控制与驱动模块、信号滤波模块、信号输出接口组成。由信号采集模块采集推力器及开关的电流、电压等状态参数，并将该状态参数输入到逻辑控制与驱动模块，逻辑控制与驱动模块可以根据回采的信号情况判断本时序中推力器及切换开关模块中各推力器及开关工作状态，并在下一个时序中通过参数调整，调控推力器及切换开关模块工作状态，实现闭环控制；同时，逻辑控制与驱动模块中通过信号采集模块获取的推力器及切换开关模块状态参数，经过信号滤波模块进行滤波处理后，通过信号输出接口将相关采集参数传输至整星控制系统。使卫星上位机获知工作状态，并视需求传输到地面接收站。

所述推力器及切换开关模块由充电电感、开关0、推力器1、开关1、……、推力器n、开关n组成。当开关0接收到控制与信号处理模块的导通指令后，电源模块输出电能到充电电感中，充电电感中电流增大，当该电流达到一定值(可以为几安培～几百安培)时，通过控制与信号处理模块中的时序逻辑控制，实现开关0的断开和开关n(n为1～n中一个数)的导通，则由于电感中电流不会突变的特点，电流流经开关n所在回路，则该回路的推力器n工作，产生推力。

所述矢量控制过程处理具体为：

(1)电源模块通过电能输入接口接收卫星电能输入，并经过电流滤波模块后，进入电压变换模块；

(2)电压变换模块将接收到的电能分别变电压到控制与信号处理模块中所需的3.3v、5v、12v等电压值，并给控制与信号处理模块提供所需供电；

(3)电压变换模块将主要电能升压并存储到能量存储模块；

(4)卫星控制信号由信号输入接口输入到控制与信号处理模块，经过信号滤波模块滤波后，输入到逻辑控制与驱动模块；

(5)逻辑控制和驱动模块根据整星信号进行处理运算，获知应工作的推力器n，并生成控制逻辑和时序，通过信号控制模块输出到推力器及切换开关模块；

(6)推力器及切换开关模块接收到控制与信号处理模块发出的控制逻辑和时序的指令后工作时序主要分为两部分：充电电感充电和推力器工作；

(7)充电电感充电：开关0首先导通，则电源模块将电能充入到充电电感中，充电时长t以后，逻辑控制和驱动线路发出开关0断开指令，本次充电过程结束；充电时长t是与输入电源电压、充电电感特性等相关的量，在实际操作过程中可以根据需要调整，一般在1ms以内；

(8)推力器工作：控制与信号处理模块发出的控制逻辑和时序为，在充电电感完成充电前，根据需要发出开关1、……开关n中的某一个开关(定义为开关n)连通指令；在开关0断开时，由于充电电感的反电动势的作用，在推力器n上形成了足够高的电压，推力器n工作，实现推力器n所在方向的推力输出；

(9)推力器n工作完成后，控制与信号处理模块发出开关n断开指令，开关n断开，该次单路推力器工作结束；

(10)若控制与信号处理模块根据整星信号进行处理运算，获知应工作的推力器为多路；则可以重复(4)、(5)和(6)，直至本次所有应该工作的推力器全部完成工作；

(11)工作过程中，控制与信号处理模块还通过信号采集模块对推力器及切换开关模块的开关0、推力器1、开关1、……推力器n、开关n的电流、电压等信号进行采集，并在逻辑控制与驱动模块中计算比对，可实现闭环控制；采用该信号还可以传输至卫星上位机，必要时还可下传至地面接收站。

三维矢量方向的阵列式微阴极放电推进模块采用标准立方星结构(100mm×100mm×100mm)，多个推力器、电源功率控制单元(epcu)均置于该结构内，在设计过程中电源功率控制单元(epcu)的电源模块和控制与信号处理模块的pcb板提前预留出棱边的，所有推力器均安装于立方星结构的棱边处(如图2所示)，通过螺钉的简单固定即可完成安装，该种安装方式可有效利用立方星棱边的空间同时增强其整体结构强度。根据具体需求，可以设置为包括但不限于图3～8中的各种布局。可以在每个有需要的面仅布置一个推力器，也可以根据具体需求每个面布置两个或更多推力器(单个面最多可布置四个推力器)；由于仅有一个epcu且无法实现多个推力器同时工作，对于布置多个推力器的情况，可以控制所需工作的推力器轮流工作。

本发明阵列式微阴极放电推进模块控制单个推力器输出脉冲冲量的频率高达100hz，在同时控制四个推力器参与工作时，每台推力器的工作频率仍可以达到25hz，所以四个推力器轮流工作的模式仍可以认为几个推力器相当于同时工作，可以产生几个推力器同时工作的效果。以下若不做特殊说明，则描述多个推力器工作实际为多个推力器轮流工作。

本发明一种三维矢量方向的阵列式微阴极放电推进系统，包括：电源功率控制单元、多个推力器及切换开关模块。推力器固定安装在立方星结构内的棱边处，推力器输出推力的方向与对应棱边的长度方向相同；立方星结构的一条棱边上最多安装两个推力器且两推力器的输出推力方向相反；电源功率控制单元和切换开关模块设置在立方星结构内；电源功率控制单元接收整星电源的供电，电源功率控制单元接收整星控制系统传输的控制信号，根据控制信号向切换开关模块传输开关使能；切换开关模块接收电源功率控制单元传输的开关使能，根据开关使能，切换推力器的开关闭合或断开。

如图3所示，3个推力器分别安装在立方星结构的棱边上，三根安装有推力器的棱边正交且相交于一点，3个推力器输出推力的方向两两正交且背离三根棱边的交点。

如图4所示，6个推力器分别安装在立方星结构的棱边上，立方星结构的一条棱边上最多安装一个推力器；6个推力器两两一组，每组中的两推力器输出推力方向相同，每组中的两推力器轴线所在平面与立方星结构的六个端面均不平行。切换开关模块仅闭合一组推力器的开关，被闭合开关的两推力器输出推力的合力过卫星质心，用于调整卫星的飞行速度。切换开关模块闭合每组推力器中的一个推力器，被闭合开关的三个工作的推力器输出推力方向共面，三个工作的推力器输出推力合成使卫星旋转的力矩。

如图5所示，8个推力器两两一组分别安装在立方星结构的棱边上，同一根棱边上两推力器输出推力方向相反；用于安装推力器的四根棱边互相平行。切换开关模块仅闭合4个推力器，被闭合开关的4个推力器输出推力方向相同，且输出推力的合力过卫星质心，用于调整卫星的飞行速度。切换开关模块闭合4个推力器，被闭合开关的4个推力器固定安装的棱边互不相同，4个推力器输出推力合成使卫星旋转的力矩。

实施例

本发明模块可独立作为1u的立方星运行(在壳体内部增加其他必须部组件，壳体外部增加太阳能电池板)；也可将其和其他立方星部组件组合使用，形成2u、3u、6u和12u的立方星整体结构；根据实际需求单个卫星上可仅使用一个模块，也可同时使用多个模块。详细布局方式举例如下，但不限于如下形式。

(1)如图3所示，若每面仅安装一个推力器时，分别置于相互正交的三个方向，当这三个推力器分别工作时则可产生相互正交的三个方向的推力，即实现了三维矢量方向的推力输出。该布局形式可适用于1u、2u、3u立方星；对于6u、12u立方星可以采用对称布置的两个推进模块。

(2)对于采用六个推力器的布局，可以如图4所示布置。当推力器1、2和3工作时可以实现卫星的顺时针的力矩，推力器3、4和5工作时则可以实现卫星逆时针的力矩，这两种工作模式可以实现卫星不同方向的消旋或旋转(翻滚)等任务；当推力器1和4工作时，或2和5工作时，或3和6工作时，则可以产生过立方体中心的力，实现卫星的位置调整和飞行速度调整(轨道调整)。采用如图4所示布局，在无需翻转调整的情况下，可以直接实现不同方向消旋、位置调整、飞行速度调整(轨道调整)等工作。该布局形式可适用于1u、2u、3u、6u、12u立方星。

(3)对于采用八个推力器的布局，可以如图5所示布置。当推力器1、2、3和4工作，或推力器4、5、6和7工作，则其合力则为过立方体中心的推力，可以实现位置控制和轨道提升(或下降)等任务；而当推力器1、2、7和8工作，或推力器3、4、5和6工作，则可以产生顺时针或逆时针的旋转力矩，实现消旋或旋转等任务。这种布局形式可适用于1u、2u、3u、6u、12u的立方星结构，特别是对于3u立方星可将该推进模块布置于3u立方星的中心。

(4)对于采用八个推力器的布局，也可以如图6所示布置。当推力器1、2、5、6、7和8工作时，则可产生旋转力矩，实现消旋或旋转等任务；当推力器1、2、3和4工作时，则其合力为过立方体中心的推力，可以实现位置控制或轨道控制等任务。这种布局方式与图5相比，增加执行任务时的推力器数量，可增强控制机动性，如可以实现快速的逼近侦查、远离逃脱；但是由于力矩方向和推力方向的减少，损失了控制的灵活性，某些任务需要是卫星调整姿态后采用执行。这种布局形式可适用于1u、3u、6u、12u的立方星结构。

(5)对于采用八个推力器的布局，还可以如图7所示布置。这种布局形式可适用于1u、3u、6u、12u的立方星结构。特别是采用3u、6u、12u立方星，对于3u、6u可采用两个推进模块，对于12u立方星可采用两个或四个推进模块来实现。

以3u采用两个模块为例，见图8所示(采用八个推力器的布置方式三)，则共有16个推力器。对于该布局方式来说，推力器1、2、15和16工作，或推力器3、4、13和14工作则可以产生作用于3u立方星的正反两个方向的旋转力矩，实现该方向的消旋或旋转任务；推力器5、8、10和11，或6、7、9和12工作，则可以产生围绕另一个轴的旋转力矩，实现另一方向的消旋或旋转任务。而当1、2、13和14工作，或3、4、15和16工作，或5、8、9和12工作，或6、7、10和11工作，则可以产生合力过3u立方星中心的推力，可实现3u立方星的位置控制和轨道提升(或下降)等任务。

在实际使用过程中，还可以采用epcu模块占空比调控，即通过控制与信号处理模块调节开关0和开关n(1，2，……n)的开断时序，实现调节充电电感充电时长t，进而控制推力器端的工作工况。在有效充电时长内，随着充电时长t的增加，可增加推力器输出的推力和冲量。

本发明在一个模块上就可以实现推力大小以及矢量方向的控制，不需要卫星调转方向等操作就可以直接灵活实现卫星姿态及轨道的调控，如消旋和旋转(翻滚)、位置控制和轨道控制(逼近侦查、远离逃脱、轨道提升、轨道下降、多姿态稳定等)，使卫星的灵活性和可控性进一步增强，特别适用于于微纳卫星星座及编队飞行等任务，特别适用于1u、2u、3u、6u和12u等立方星结构。

这种设计结构和控制方法，一个模块就实现了原来需要多个推进模块或多个电源控制单元才能实现的功能，节省了所需配套的推进模块的数量，降低整体的体积和重量，一般单个模块重量数百克到一公斤。采用本专利中提供的装置后节省两个模块就可整体可节省重量一公斤以上，更复杂的任务可以节省更多的重量。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。