[00138982]航天卫星用高总冲微发动机

一、课题背景： 近年来,气象、通信、勘探等多项民用技术对卫星的依赖程度越来越高,为了适应未来航天产业对微小卫星技术的发展,我国在航天领域急需开展微小卫星的微推进技术相关研究工作。目前化学发动机分为单组元化学发动机和双组元化学发动机,两者相比而言,单组元发动机比冲较小、结构简单、控制精度较高、更适合向小推力方向发展,而双组元发动机比冲高、结构较复杂、适于向中高推力方向发展。为适应高总冲微小卫星控制推进需求,我国需要开展航天卫星用高总冲微发动机研究。 目前,我国已拥有1N、5N和20N三种单组元发动机,基本以4～5倍量级成阶梯型发展,从而适应了我国现有不同重量中小型卫星的控制需求。针对我国卫星市场发展情况,目前我国主要发展的卫星除了现有的大中小型卫星,还将进一步开展微小卫星的研制工作,与国外不同之处在于,国外已着重发展1kg甚至更小量级的纳卫星或皮卫星,而我国当前着重发展的则主要是几十公斤级的微卫星。通过对国内外推进技术的调研,以及对我国现有推进技术发展情况的研究,目前我国在微卫星的发展过程中推进系统将更依赖于单组元发动机。 研制航天卫星用高总冲微推力0.2N单组元发动机,既可满足我国微卫星的发展需求,也可与我国现有单组元发动机型谱组成连续系列,完全覆盖现有卫星的单组元推进系统需求,保持我国发动机推力量级的延续性及发展规划。 二、技术原理、性能指标： 航天卫星用高总冲微推力0.2N发动机作为卫星的执行部件,按照质量排出原理,为卫星姿态或轨道控制提供控制力。要求在工作寿命期间,发动机都能稳定、可靠地工作,电磁阀对电信号快速响应并向发动机提供推进剂,当阀门处于关闭状态时不允许有推进剂泄漏。 发动机采用肼作推进剂,液态肼通过催化床催化分解后生成高温燃气,然后经拉瓦尔喷管喷出形成推力。当阀门接受到电信号后,阀口开启,肼从阀门流到喷注器,然后喷入催化室,液态肼与催化剂接触后,分解反应产生的热量把大量液态肼加热到汽化温度,当肼蒸汽上升到分解温度时肼分解为氮和氨,放出大量热量,同时氨又吸收部分热量分解成氮和氢。最后,高温燃气通过喷管排出产生推力。 航天卫星用高总冲微推力0.2N发动机技术指标如下： 工作介质 氦气、无水肼 工作压力 0.5～2.0MPa 工作环境温度 5～60℃ 额定真空稳态推力 0.2N 额定真空稳态比冲 ≥200s 温启动温度 ≥ 160℃ 温启动次数 2243 脉冲工作次数 ≥20万次 最短工作脉冲时间 30ms 最长稳态工作时间 ≥1200s 重量 130g 三、技术创新性： 航天卫星用高总冲微推力0.2N发动机集成北京控制工程研究所几十年来单组元发动机研制的大量经验,并在全螺旋毛细管设计、无摩擦电磁阀研制、系统防污染控制、微推力微冲量测量等方面大胆创新,产品各项性能达到国内领先水平,及时满足了我国新型卫星平台低推力、高总冲的推进系统需求,项目研制取得不错的成果。 四、技术成熟度及安全性： 航天卫星用高总冲微推力0.2N发动机已经于2011年9月成功在轨应用,各项指标完全满足卫星总体要求,发动机安全、运行可靠。