[00138982]航天衛星用高總沖微發動機

一、課題背景： 近年來,氣象、通信、勘探等多項民用技術對衛星的依賴程度越來越高,為了適應未來航天產業對微小衛星技術的發展,我國在航天領域急需開展微小衛星的微推進技術相關研究工作。目前化學發動機分為單組元化學發動機和雙組元化學發動機,兩者相比而言,單組元發動機比沖較小、結構簡單、控制精度較高、更適合向小推力方向發展,而雙組元發動機比沖高、結構較復雜、適于向中高推力方向發展。為適應高總沖微小衛星控制推進需求,我國需要開展航天衛星用高總沖微發動機研究。 目前,我國已擁有1N、5N和20N三種單組元發動機,基本以4～5倍量級成階梯型發展,從而適應了我國現有不同重量中小型衛星的控制需求。針對我國衛星市場發展情況,目前我國主要發展的衛星除了現有的大中小型衛星,還將進一步開展微小衛星的研制工作,與國外不同之處在于,國外已著重發展1kg甚至更小量級的納衛星或皮衛星,而我國當前著重發展的則主要是幾十公斤級的微衛星。通過對國內外推進技術的調研,以及對我國現有推進技術發展情況的研究,目前我國在微衛星的發展過程中推進系統將更依賴于單組元發動機。 研制航天衛星用高總沖微推力0.2N單組元發動機,既可滿足我國微衛星的發展需求,也可與我國現有單組元發動機型譜組成連續系列,完全覆蓋現有衛星的單組元推進系統需求,保持我國發動機推力量級的延續性及發展規劃。 二、技術原理、性能指標： 航天衛星用高總沖微推力0.2N發動機作為衛星的執行部件,按照質量排出原理,為衛星姿態或軌道控制提供控制力。要求在工作壽命期間,發動機都能穩定、可靠地工作,電磁閥對電信號快速響應并向發動機提供推進劑,當閥門處于關閉狀態時不允許有推進劑泄漏。 發動機采用肼作推進劑,液態肼通過催化床催化分解后生成高溫燃氣,然后經拉瓦爾噴管噴出形成推力。當閥門接受到電信號后,閥口開啟,肼從閥門流到噴注器,然后噴入催化室,液態肼與催化劑接觸后,分解反應產生的熱量把大量液態肼加熱到汽化溫度,當肼蒸汽上升到分解溫度時肼分解為氮和氨,放出大量熱量,同時氨又吸收部分熱量分解成氮和氫。最后,高溫燃氣通過噴管排出產生推力。 航天衛星用高總沖微推力0.2N發動機技術指標如下： 工作介質 氦氣、無水肼 工作壓力 0.5～2.0MPa 工作環境溫度 5～60℃ 額定真空穩態推力 0.2N 額定真空穩態比沖 ≥200s 溫啟動溫度 ≥ 160℃ 溫啟動次數 2243 脈沖工作次數 ≥20萬次 最短工作脈沖時間 30ms 最長穩態工作時間 ≥1200s 重量 130g 三、技術創新性： 航天衛星用高總沖微推力0.2N發動機集成北京控制工程研究所幾十年來單組元發動機研制的大量經驗,并在全螺旋毛細管設計、無摩擦電磁閥研制、系統防污染控制、微推力微沖量測量等方面大膽創新,產品各項性能達到國內領先水平,及時滿足了我國新型衛星平臺低推力、高總沖的推進系統需求,項目研制取得不錯的成果。 四、技術成熟度及安全性： 航天衛星用高總沖微推力0.2N發動機已經于2011年9月成功在軌應用,各項指標完全滿足衛星總體要求,發動機安全、運行可靠。