当第一温度传感器6测量到贮箱I内气态的液化气推进剂温度达到设定值时，打开自锁阀4，使贮箱I内液态的液化气推进剂进入电磁阀5-1的入口。
[0032]步骤(三)、通过第二加热器5-3加热推力室5-4，当第二温度传感器5_3测量到推力室5-4温度达到设定值时，关闭第二加热器5-3 ;打开电磁阀5-1，使液态的液化气推进剂通过毛细管5-2进入推力室5-4，推力室5-4内产生的高温气体通过喷管5-6喷出产生推力F。
[0033]步骤(四)、当第二压力传感器5-7测量到推力室5-4内的压力值低于设定值时，重新打开第二加热器5-3，对推力室5-4进行加热，直到第二压力传感器5-7测量到推力室5-4内的压力值达到或高于设定值时，再次关闭第二加热器5-3。
[0034]步骤(五)、通过第一压力传感器2测量到贮箱I内的压力值P，并计算推力F。
[0035]实施例1
[0036]以丁烷作为推进剂为例，描述低压液化气推力产生过程，
[0037]步骤(一)、将液态丁烷通过加排阀3注入到贮箱I内存储；之后可直接装星。
[0038]步骤(二 )、通过第一加热器7加热贮箱1，当第一温度传感器6测量到贮箱I内气体温度达到40°C时，打开自锁阀4，使贮箱I内的液态丁烷进入电磁阀5-1的入口。
[0039]步骤(三)、通过第二加热器5-3加热推力室5-4，当第二温度传感器5_3测量到推力室5-4温度达到200°C时，关闭第二加热器5-3 ;打开电磁阀5-1，使液态丁烷通过毛细管5-2进入推力室5-4，流量为0.1?0.2g/s，推力室5_4内产生的高温气体通过喷管5_6喷出产生推力F。
[0040]为了避免在偏离设计工况时出现较大推力偏差，需对推力室入口流量进行预控制设计，确定了推力室入口处毛细管5-2的直径为I?3mm。
[0041]该模块中推力器5喷管5-6入口与以往有很大差别，要求丁烷以气态形式流入喷管5-6和喷出喷管5-6。当液态丁烷流入推力器5入口时，由于压力降低部分丁烷会气化；但剩余的液态丁烷，需经特殊处理才能使其完全气化。因此在喷管5-6入口处设置特殊的热容，预先存储热量，可以使得丁烷气化率可达99 %。
[0042]步骤(四)、当第二压力传感器5-7测量到推力室5-4内的压力值低于0.15MPa时，重新打开第二加热器5-3，对推力室5-4进行加热，一段时间后第二压力传感器5-7测量到推力室5-4内的压力值达到0.2MPa时，关闭第二加热器5_3。
[0043]步骤(五)、通过第一压力传感器2测量到贮箱I内的压力值P，例如压力值为
0.4MPa，计算推力 F = 100mN。
[0044]本实施例中系统总功耗不超过20W，体积包络在200mmX 200mmX 200mm的范围内。
[0045]以上所述，仅为本发明最佳的【具体实施方式】，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
[0046]本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
【主权项】
1.航天器用低压液化气推力产生方法，其特征在于:通过推力产生模块实现，所述推力产生模块包括贮箱(I)、第一压力传感器(2)、加排阀(3)、自锁阀(4)、推力器(5)、第一温度传感器(6)和第一加热器(7)，其中推力器(5)包括电磁阀(5-1)、毛细管(5-2)、第二加热器(5-3)、推力室(5-4)、第二温度传感器(5-5)和喷管(5-6)，具体连接关系为: 第一加热器(7)和第一温度传感器(6)安装在贮箱⑴上，贮箱⑴与加排阀(3)、自锁阀(4)和第一压力传感器(2)分别通过管路连接，且保证贮箱(1)、加排阀(3)、自锁阀(4)、第一压力传感器(2)两两之间实现连通；自锁阀(4)的另一端与电磁阀(5-1)连接，推力室(5-4)与电磁阀(5-1)通过毛细管(5-2)连接，第二温度传感器(5-5)和第二加热器(5-3)安装在推力室(5-4)上，推力室(5-4)的另一端与喷管(5-6)连接； 具体实现方法包括如下步骤: 步骤(一)、将液态的液化气推进剂通过加排阀(3)注入到贮箱(I)内； 步骤(二)、通过第一加热器(7)加热贮箱⑴，当第一温度传感器(6)测量到贮箱(I)内气态的液化气推进剂温度达到设定值时，打开自锁阀(4)，使贮箱(I)内液态的液化气推进剂进入到电磁阀(5-1)的入口 ； 步骤(三)、通过第二加热器(5-3)加热推力室(5-4)，当第二温度传感器(5-5)测量到推力室(5-4)温度达到设定值时，关闭第二加热器(5-3);打开电磁阀(5-1)，使液态的液化气推进剂通过毛细管(5-2)进入推力室(5-4)，推力室(5-4)内产生的高温气体通过喷管(5-6)喷出产生推力F ； 步骤(四)、通过第一压力传感器(2)测量贮箱(I)内的压力值P，并计算推力F。
2.根据权利要求1所述的航天器用低压液化气推力产生方法，其特征在于:所述贮箱(I)内注入的液化气推进剂为水、丁烷、丙烷或氨气。
3.根据权利要求1所述的航天器用低压液化气推力产生方法，其特征在于:所述推力室中还包括第二压力传感器(5-7)，当第二压力传感器(5-7)测量到推力室(5-4)内的压力值低于设定值时，重新打开第二加热器(5-3)，对推力室(5-4)进行加热，直到第二压力传感器(5-7)测量到推力室(5-4)内的压力值达到或高于设定值时，再次关闭第二加热器(5-3)。
4.根据权利要求1所述的航天器用低压液化气推力产生方法，其特征在于:所述推力室(5-4)的内壁靠近喷管(5-6)入口处设置热容，用于预先存储热量。
【专利摘要】本发明涉及航天器用低压液化气推力产生方法，该方法采用特殊设计的推力产生模块，为航天器产生推力和力矩，推力产生模块包括贮箱、第一压力传感器、加排阀、自锁阀、推力器、第一温度传感器和第一加热器，本发明推力产生模块采用液态存储、气态使用的工作模式，使得贮箱内不必外加增压气体，仅依靠液化气自身的饱和蒸汽压即可驱动推进剂的供应，即本发明推力产生模块仅需要一个液加排阀，不需要设置额外的气加排阀，大大减少了系统的重量，能够在微重力环境下向微小型航天器提供足够精度的推力和力矩，用于微小型航天器的姿态控制、轨道控制或者编队飞行。
【IPC分类】B64G1-26, B64G1-40
【公开号】CN104828262
【申请号】CN201510218269
【发明人】高永 , 马彦峰, 孙水生, 李永, 王渊, 丁凤林, 宋飞, 胡齐, 刘锦涛, 纪嘉龙, 宇文雷, 刘旭辉, 李永平
【申请人】北京控制工程研究所
【公开日】2015年8月12日
【申请日】2015年4月30日