一种空间轨姿控水推力器

1.本发明涉及航天器，特别是一种空间轨姿控水推力器。


背景技术：

2.航天器姿轨控能力和水平决定了其综合性能，具有重要的军事和经济效益。姿轨控动力形式有很多种，但没有一种推力器形式能够“包打天下”，人们对各类新型空间姿轨控动力技术的探索从未停止。
3.当前太空环境日益复杂，随着分布式太空体系架构、低轨巨型星座等概念的发展与落地，在轨航天器数量正几何级数增长。维持大容量航天器在轨运行，需要低成本、稳定高寿命的推进器为其提供动力；水在地面可以作为工质应用于蒸汽机为各类装置提供动力，我们设想将其搬移至太空，将水相变所蓄能量应用于空间推进。
4.相比传统化学推进，水蒸气推进价格低廉、密度比冲较高；且水性质稳定、环境友好，可以长期储存，有效提升航天器在轨寿命，尤其适合空间长期部署航天器姿轨控用途；基于本发明技术原理结合mems技术实现微型水推力器设计，将具有脉冲冲量小、调节精度高的优势，适用于在轨航天器精细调姿；相比电推进，水推进所需的电压为低电压，羽流没有电离粒子产生，不会对航天器的通信、光学等载荷造成影响和干扰，也有利于保护航天器。
5.截至目前，我国尚有空间轨姿控水推力器相关领域研究成果。


技术实现要素：

6.本发明要解决的技术问题是针对空间水推进的潜在优势，提供一种空间轨姿控水推力器方案，该空间轨姿控水推力器通过加压组件将注水器内的水在气体压力的挤压下压力增大，并通过微管道进入加热腔室；陶瓷发热片温度迅速上升到几百摄氏度，水在加热腔室内被迅速加热，快速到达临界状态开始汽化，加热腔室内压力增大，推动高压水汽流向喷口，通过拉瓦尔喷口结构加速气体流速，高速喷出产生一定推力，同时为推力器提供相反方向的驱动力。
7.为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：
8.一种空间轨姿控水推力器，包括注水器、加压组件、水推力室、加热组件、传感器监测组件和拉瓦尔喷管。
9.注水器内储存有液态水。
10.水推力室为截面为正方形的长方体；水推力室的高度小于正方形截面的边长；水推力室的中心同轴设置有圆柱形的加热腔室，加热腔室的高度小于自身圆形截面的直径。
11.加压组件能将注水器中的液态水通过毛管喷入加热腔室内，并使加热腔室内水体的压力保持在p0。
12.加热组件用于对加热腔室进行加热，并使加热腔室的温度保持在t0。
13.压力p0和温度t0为超临界水状态点。
14.传感器监测组件包括压力传感器和温度传感器；其中，压力传感器用于对加热腔室的压力进行监测；温度传感器用于对加热腔室的温度进行监测。
15.拉瓦尔喷管设置在水推力室尾部，且与加热腔室相连通。
16.拉瓦尔喷管的喉部临界截面处的水气气流速度υ
t
的计算公式为：
[0017][0018]
式中，rg为气体常数，为一常数定值；γ为加热腔室中超临界水的比热比，已知值。
[0019]
设拉瓦尔喷管喉部临界截面的面积为a
t
，拉瓦尔喷管出口末端面积为a，拉瓦尔喷管出口末端马赫数为ma、拉瓦尔喷管出口末端的气体密度为ρ，拉瓦尔喷管出口末端的水气气流压强为p，拉瓦尔喷管出口末端的气体温度为t，当给定喷管面积比a与a
t
比值的前提下，则p、ma、ρ和t分别采用如下公式计算获得：
[0020][0021][0022][0023][0024][0025]
式中，ρ0为加热腔室内水气滞止状态下的密度。
[0026]
水推力器所产生的推力f的计算公式为：
[0027][0028]
其中，
[0029][0030]
式中，为拉瓦尔喷管出口的质量流量；pa为大气压强；v为拉瓦尔喷管出口处流速，具体计算公式为：
[0031][0032]
其中：
[0033][0034]
式中，c
p
为定压比热容，为常数；vc为加热腔室内部流速，t
in
为室温。
[0035]
水推力器所产生的比冲i的计算公式为：
[0036][0037]
通过增大压力p0和温度t0，提高超临界水状态点，能增大比冲i，理论上最大达到300s量级，对微纳卫星进行精准的姿态调节，姿态控制精度有望能达到4.4弧秒。
[0038]
缩小加热腔室体积，推力f会随之以等比例缩小。
[0039]
拉瓦尔喷管为n*n阵列排布的拉瓦尔微喷管；其中，n≥1；n*n拉瓦尔微喷管的设置，能等效缩小单个拉瓦尔喷管的喉部面积及其长度，有利于推力器的扁平化设计提升其加热效率和结构紧凑性。
[0040]
加热腔室的体积为注水器容积的万分之一，与推力大小成正比。
[0041]
加热组件对加热腔室的加热功率w的计算公式为：
[0042][0043]
式中，t
in
为室温，t为水气在加热腔室内的停留时间；ε为加热效率，根据系统的传热损耗而定，取值范围为0.3～1.0。
[0044]
本发明具有如下有益效果：
[0045]
1、本发明结构简单规整、制作难度低，便于加工制造，具备体积小、质量轻成本低和便于集成等优点。
[0046]
2、加热腔室设计为近二维结构，陶瓷加热片紧贴于加热腔室外壁，有效实现对腔内液体的即时加热；与传统圆柱型推力室相比，加热面积和加热能力有所提高。
[0047]
3、本发明中的高压气瓶为密封气瓶，与水一样可以长期贮，推力器系统长期待机可靠性高。
[0048]
4、本发明气瓶与注水器，以及注水阀口之间的针阀可实现稳压闭锁，控制注水器中的水压力增加，防止微管道内液体反流，同时稳定系统压力。
[0049]
5.本发明设计一组(四个)拉瓦尔喷管，等效缩小单个拉瓦尔喷管的喉部面积及其长度，有利于推力器的扁平化设计提升推力器的加热效率和结构紧凑性。。
[0050]
6.对比自燃类(肼)推力器310s左右的比冲，本发明的理论比冲接近，推进剂价格低廉，因密度略大(水的密度1000kg/m3，自燃类(肼)推进剂比冲约为800kg/m3)因此密度比冲较高，相同体积能够携带更多推进剂工质，尤其适合空间长期部署航天器姿轨控用途。
[0051]
7.相比电推进，水推进所需的电压为低电压，羽流没有电离粒子产生，不会对航天器的通信、光学等载荷造成影响和干扰，也有利于保护航天器。
[0052]
8.本发明微型化水推进的元冲量可以达到0.2
×
10-6n·
s，姿态控制精度有望达到4.4弧秒，精度极高，有能力作为航天器姿态控制的动力源。选择温度更高、压力更大的超临界水状态点，可以获得更大比冲(理论比冲上限300s量级)，可对微纳卫星进行更精准的姿态调节。
[0053]
9.空间中航天器太阳能帆板产能有限(除空间站等特殊航天器外，通常为3000w以内)，微纳卫星能够产生的电能通常小于10w，本样机耗能仅为4.453w，适配微纳卫星的电功
率；经计算，推力小型化设计后实际能耗占比更低，有利于提升维纳卫星电能使用效率和综合寿命。
附图说明
[0054]
图1显示了本发明一种空间轨姿控水推力器的结构示意图。
[0055]
图2显示了本发明一种空间轨姿控水推力器在去除保温壳后的结构示意图。
[0056]
图3显示了本发明中安装有加热组件的水推力室的结构示意图。
[0057]
图4显示了本发明中水推力室的结构示意图。
[0058]
其中有：
[0059]
10.注水器；11.注水器封盖；12.注水阀；13.注水阀口；14.针阀；15.毛管；151.毛管接口；
[0060]
20.加压组件；21.高压气瓶；22.气瓶固定座；23.气瓶锁紧螺母；
[0061]
30.水推力室；31.加热腔室；
[0062]
40.陶瓷加热片；41.保温壳；
[0063]
50传感器监测组件；51.传感器接口；
[0064]
60.拉瓦尔喷管。
具体实施方式
[0065]
下面结合附图和具体较佳实施方式对本发明作进一步详细的说明。
[0066]
本发明的描述中，需要理解的是，术语“左侧”、“右侧”、“上部”、“下部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，“第一”、“第二”等并不表示零部件的重要程度，因此不能理解为对本发明的限制。本实施例中采用的具体尺寸只是为了举例说明技术方案，并不限制本发明的保护范围。
[0067]
如图1和图2所示，一种空间轨姿控水推力器，包括注水器10、加压组件20、水推力室30、加热组件、传感器监测组件50和拉瓦尔喷管60。
[0068]
注水器内储存有液态水，注水器优选水平设置，注水器的出水端优选一个三通的注水阀12，注水阀的其中一个阀口设置有针阀14。注水器另一端为加压端，设置有注水器密封盖11。
[0069]
水推力室为截面为正方形的长方体；水推力室的高度小于正方形截面的边长；水推力室的中心同轴设置有圆柱形的加热腔室31(也可称蒸发腔室)，加热腔室的高度小于自身圆形截面的直径。加热腔室的体积优选为注水器容积的万分之一，与推力大小成正比。
[0070]
加压组件能将注水器中的液态水通过毛管喷入加热腔室内，并使加热腔室内水体的压力保持在p0。
[0071]
加压组件优选包括高压气瓶21，高压气瓶放置在气瓶固定座22中，并通过气瓶锁紧螺母23进行锁紧固定。高压气瓶21的顶端优选通过针阀14与注水器密封盖11相连接。
[0072]
如图3和图4所示，水推力室的其中一个侧面a优选设有毛管接口151和传感器接口51。
[0073]
加热组件用于对加热腔室进行加热，并使加热腔室的温度保持在t0。
[0074]
上述压力p0和温度t0为超临界水状态点。本样机优选选取温度t0为240℃，压力p0为3.347mpa。
[0075]
在本实施例中，加热组件优选包括陶瓷加热片40和保温壳41。
[0076]
陶瓷加热片优选设置在除侧面a外的水推力室的其他三个侧面，保温壳用于水推力室的保温。
[0077]
传感器监测组件包括压力传感器和温度传感器；其中，压力传感器用于对加热腔室的压力进行监测；温度传感器用于对加热腔室的温度进行监测。
[0078]
拉瓦尔喷管设置在水推力室尾部，且与加热腔室相连通。
[0079]
拉瓦尔喷管为n*n阵列排布的拉瓦尔微喷管；其中，n≥1；本样机中，优选n＝2。n*n拉瓦尔微喷管的设置，能等效缩小单个拉瓦尔喷管的喉部面积及其长度，有利于推力器的扁平化设计提升其加热效率和结构紧凑性。
[0080]
拉瓦尔喷管的喉部临界截面处的水气气流速度υ
t
的计算公式为：
[0081][0082]
式中，rg为气体常数，为一常数定值；γ为加热腔室中超临界水的比热比，已知值，优选为γ＝1.2。
[0083]
设拉瓦尔喷管喉部临界截面的面积为a
t
(本样机中优选为直径为4mm)，拉瓦尔喷管出口末端面积为a，拉瓦尔喷管出口末端马赫数为ma、拉瓦尔喷管出口末端的气体密度为ρ，拉瓦尔喷管出口末端的水气压强为p，拉瓦尔喷管出口末端的气体温度为t，当给定喷管面积比a与a
t
比值的前提下(也称扩张比，本样机中优选5.198)，对于完全气体在当流体在截面的气流速度较小，即在蒸发腔室内的水气流速υ0→
0，因此认为该腔室内上的实际参数为滞止参数(总参数)，即具有总比焓h0、总压p0(3.347mpa)和总温t0(240℃),ρ0为腔内水气滞止状态下的密度，加热腔室内水气为绝热等熵流动，则p、ma、ρ和t分别采用如下公式计算获得：
[0084][0085][0086][0087]
[0088][0089]
式中，ρ0为加热腔室内水气滞止状态下的密度。本样机中，求得等效喷管出口截面积a＝65.270mm3、等效喷管出口直径9.12mm，以及p0与出口处压强p的比值ma＝2.813、出口处气体密度ρ＝0.9082kg/m3。
[0090]
水推力器所产生的推力f的计算公式为：
[0091][0092]
其中，
[0093][0094]
式中，为拉瓦尔喷管出口的质量流量；pa为大气压强，v为拉瓦尔喷管出口处流速，具体计算公式为：
[0095][0096]
其中：
[0097][0098]
式中，c
p
为定压比热容，为常数；vc为加热腔室内部流速，t
in
为室温。
[0099]
水推力器所产生的比冲i的计算公式为：
[0100][0101]
在本样机中，计算喷管出口气体质量流量(腔室内近似于不变)，随之计算得出质量流量为5.4g/s，脉冲推力为0.453n，比冲为133.75s。
[0102]
通过增大压力p0和温度t0，提高超临界水状态点，能增大比冲i，理论上最大达到300s量级，对微纳卫星进行精准的姿态调节，姿态控制精度有望达到4.4弧秒。
[0103]
缩小加热腔室体积，推力f会等比例缩小。
[0104]
加热组件对加热腔室的加热功率w的计算公式为：
[0105][0106]
式中，t
in
为室温，t表示水气在加热腔室内的停留时间；ε根据系统的传热损耗而定，通常在0.3～1.0之间。通过经典燃烧室几何尺寸设计方法计算本发明所需加热功率为4.453w：t
in
为室温20℃，t表示水气停留时间(0.2s)。
[0107]
本发明中的水推进较之传统化学推进价格低廉、密度比冲较高；且水性质稳定、环境友好，可以长期储存，有效提升航天器在轨寿命，尤其适合空间长期部署航天器姿轨控用途；基于本发明技术原理结合mems技术实现微型水推力器设计，将具有脉冲冲量小、调节精度高的优势，适用于在轨航天器精细调姿；相比电推进，水推进所需的电压为低电压，羽流没有电离粒子产生，不会对航天器的通信、光学等载荷造成影响和干扰，也有利于保护航天器。
[0108]
在结构设计相同的条件下，比冲大小随选取的水的超临界点温度的升高而提升(比冲理论上可高至300s)；缩小加热腔室体积，推力f会等比例缩小。。
[0109]
根据经验、成本实际限制，本样机选取温度t0为240℃，压力p0为3.347mpa的超临界水状态点，设定比热比γ＝1.2；采用2
×
2阵列具有收敛-扩张段的拉瓦尔微喷管，喷管喉部横截面直径为4mm、扩张比5.198；加热腔室内壁设计为直径为26mm，高6.78mm，腔室壁厚度10mm；样机比冲约在130～180s，质量流量为5.391g/s，4.452w功率能够产生推力0.453n。本样机加热腔室设计为近二维的扁圆柱形状，腔室体积小，腔室壁保证热传导速度，使水汽在加热腔室被即时加热；同时采用阵列喷管等效单一喷管，降低了喷管喉部流量，增大了腔室内部压力；保证在较小加热功率下水能够瞬间或者短期能够达到超临界态，获得较大动能。单次运行质量流量小，样机可占携带水的容量的万分之一，实际单次消耗占比可以更小，大幅提高航天器在轨寿命。
[0110]
以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换，这些等同变换均属于本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种空间轨姿控水推力器，其特征在于：包括注水器、加压组件、水推力室、加热组件、传感器监测组件和拉瓦尔喷管；注水器内储存有液态水；水推力室为截面为正方形的长方体；水推力室的高度小于正方形截面的边长；水推力室的中心同轴设置有圆柱形的加热腔室，加热腔室的高度小于自身圆形截面的直径；加压组件能将注水器中的液态水通过毛管喷入加热腔室内，并使加热腔室内水体的压力保持在p0；加热组件用于对加热腔室进行加热，并使加热腔室的温度保持在t0；压力p0和温度t0为超临界水状态点；传感器监测组件包括压力传感器和温度传感器；其中，压力传感器用于对加热腔室的压力进行监测；温度传感器用于对加热腔室的温度进行监测；拉瓦尔喷管设置在水推力室尾部，且与加热腔室相连通。2.根据权利要求1所述的空间轨姿控水推力器，其特征在于：拉瓦尔喷管的喉部临界截面处的水气气流速度υ
t
的计算公式为：式中，rg为气体常数，为一常数定值；γ为加热腔室中超临界水的比热比，已知值。3.根据权利要求2所述的空间轨姿控水推力器，其特征在于：设拉瓦尔喷管喉部临界截面的面积为a
t
，拉瓦尔喷管出口末端面积为a，拉瓦尔喷管出口末端马赫数为ma、拉瓦尔喷管出口末端的气体密度为ρ，拉瓦尔喷管出口末端的水气气流压强为p，拉瓦尔喷管出口末端的气体温度为t，当给定喷管面积比a与a
t
比值的前提下，则p、ma、ρ和t分别采用如下公式计算获得：计算获得：计算获得：计算获得：计算获得：式中，ρ0为加热腔腔室内水气滞止状态下的密度。
4.根据权利要求3所述的空间轨姿控水推力器，其特征在于：水推力器所产生的推力f的计算公式为：其中，式中，为拉瓦尔喷管出口的质量流量；p
a
为大气压强；v为拉瓦尔喷管出口处流速，具体计算公式为：其中：式中，c
p
为定压比热容，为常数；v
c
为加热腔腔室内部流速，t
in
为室温。5.根据权利要求4所述的空间轨姿控水推力器，其特征在于：水推力器所产生的比冲i的计算公式为：6.根据权利要求1或5所述的空间轨姿控水推力器，其特征在于：通过增大压力p0和温度t0，提高超临界水状态点，能增大比冲i，理论上最大达到300s量级，对微纳卫星进行精准的姿态调节，姿态控制精度有望达到4.4弧秒。7.根据权利要求1或5所述的空间轨姿控水推力器，其特征在于：缩小加热腔腔室体积，推力f会等比例缩小。8.根据权利要求1所述的空间轨姿控水推力器，其特征在于：拉瓦尔喷管为n*n阵列排布的拉瓦尔微喷管；其中，n≥1；n*n拉瓦尔微喷管的设置，能等效缩小单个拉瓦尔喷管的喉部面积及其长度，有利于推力器的扁平化设计提升其加热效率和结构紧凑性。9.根据权利要求1所述的空间轨姿控水推力器，其特征在于：加热腔室的体积为注水器容积的万分之一，与推力大小成正比。10.根据权利要求4所述的空间轨姿控水推力器，其特征在于：加热组件对加热腔室的加热功率w的计算公式为：式中，t
in
为室温，t为水气在加热腔室内的停留时间；ε为加热效率，根据系统的传热损耗而定，取值范围为0.3～1.0。

技术总结
本发明公开了一种空间轨姿控水推力器，包括注水器、加压组件、水推力室、加热组件、传感器监测组件和拉瓦尔喷管；注水器内储存有液态水；水推力室为截面为正方形的长方体；其高度小于正方形截面的边长；水推力室的中心同轴设有圆柱形的加热腔室，加热腔室的高度小于自身圆形截面的直径；加压组件能将注水器中的液态水通过毛管喷入加热腔室内，并使加热腔室内水体的压力保持在P0；加热组件用于对加热腔室进行加热，并使加热腔室的温度保持在T0；压力P0和温度T0为超临界水状态点。本发明比冲范围上限可达到300s量级，在推进剂需求量方面可以更好适应微型卫星姿态精确调节、轨道保持等姿控任务。任务。任务。


技术研发人员：丰松江 林伟 霍元彤欣 沙东启 马玟雯 邵明雪 蔡开元
受保护的技术使用者：中国人民解放军战略支援部队航天工程大学
技术研发日：2022.12.21
技术公布日：2023/5/16