本实用新型涉及卫星技术领域，具体涉及一种适用于微电推力器的一体封装结构。
背景技术：
电推力器是利用电能将工质从推力器内部高速喷出，从而产生推力。由于具有比冲高的优点，电推力器在卫星平台将得到广泛的应用。微小卫星平台应用的微电推进，一般采用固体作为推进剂，它去除了专门的推进剂贮供模块，减小了模块的体积。微电推进的推力一般在几十μN左右，由于具有结构简单、可靠性和比冲高等优点，该类电推力器未来可以应用于深空探测领域。
电推进技术的工作原理是通过大功率电源实现电能到动能的转换，从而实现推力器的高比冲。然而，大功率电源意味着需要装备大容量、大体积的电源模块。同时，由于卫星(特别是微小卫星)自身体积小，而内部器件多、结构紧凑，导致有效的空间资源紧张，使电推力器和电源模块需要分开安装。这样的布局方式需要通过电缆连接实现，模块体积较大，这样不仅使电推力器自身存在电极性问题，也影响了整星结构的可操作性。
技术实现要素：
针对现有技术中的缺陷，本实用新型提供一种适用于微电推力器的一体封装结构，本实用新型提供的适用于微电推力器的一体封装结构具有无电极性以及体积小的优点。
为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案：
本实用新型提供了一种适用于微电推力器的一体封装结构，包括：电源控制单元和推力器；所述电源控制单元包括：电源、电感线圈、开关和分流器；所述推力器包括：阴极、阳极、绝缘环和电磁线圈；
其中，所述电感线圈的第一端与所述电源的正极连接，所述电感线圈的第二端与第一节点连接；所述开关的第一端与所述第一节点连接，所述开关的第二端与所述第二节点连接；
所述分流器的第一端与所述第二节点连接，所述分流器的第二端与第三节点连接，所述第三节点接地；所述电源的负极与所述第二节点连接；
所述电磁线圈的第一端与所述第一节点连接，所述电磁线圈的第二端与所述阳极的第一端连接，所述阳极的第二端与所述绝缘环连接；
所述阴极的第一端与所述第三节点连接，所述阴极的第二端与所述绝缘环连接。
由上述技术方案可知，本实用新型提供的适用于微电推力器的一体封装结构，将电推力器和电源模块进行一体化封装，解决了传统电推进模块体积较大的问题，实现了微电推进模块的小型化，降低了微电推进模块自身的结构重量，提高了微电推进模块在地面总装阶段的可操作性，同时使得微电推进模块不存在电接口极性问题。由于本实用新型提供的适用于微电推力器的一体封装结构具有无电极性和体积小的优点，因而能够满足微小卫星平台使用，可以保证微小卫星长时间在轨稳定姿控，提高了整星的可靠性。
附图说明
为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本实用新型一实施例提供的适用于微电推力器的一体封装结构的电路连接示意图。
具体实施方式
为使本实用新型实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
本实用新型一实施例提供了一种适用于微电推力器的一体封装结构，参见图1，该一体封装结构包括：电源控制单元和推力器；所述电源控制单元包括：电源1、电感线圈2、开关3和分流器8；所述推力器包括：阳极4、阴极6、绝缘环5和电磁线圈7；
其中，所述电感线圈2的第一端与所述电源1的正极连接，所述电感线圈2的第二端与第一节点连接；所述开关3的第一端与所述第一节点连接，所述开关3的第二端与所述第二节点连接；
所述分流器8的第一端与所述第二节点连接，所述分流器8的第二端与第三节点连接，所述第三节点接地；所述电源1的负极与所述第二节点连接；
所述电磁线圈7的第一端与所述第一节点连接，所述电磁线圈7的第二端与所述阳极4的第一端连接，所述阳极4的第二端与所述绝缘环5连接；
所述阴极6的第一端与所述第三节点连接，所述阴极6的第二端与所述绝缘环5连接。
参见图1，可以理解的是，所述电感线圈2、电源1、开关3和分流器8统称电源控制单元，分流器8用于测量电源提供直流电，开关3闭合时为电感线圈2充电，开关3断开时对外界放电产生瞬时高压，一旦外界的电路导通，则可以向外界提供电流直到电感线圈2所贮存的电能完全释放为止。而推力器包括阴极6、阳极4、绝缘环5和电磁线圈7，阴极6和阳极4在受到瞬态高压放电会击穿绝缘环表面而导通，在烧蚀的阴极表面形成等离子体，在磁力线作用小，等离子体被聚焦加速从推力器内部喷出，从而产生推力。
可见，本实施例提供的适用于微电推力器的一体封装结构，将电推力器和电源模块进行一体化设置，大幅度简化了电推力器布局和使用过程，提高了电推力器的工作可靠性，从而克服了现有技术中因电推力器和电源模块需要分开安装而导致的微电推进模块体积较大以及电推力器自身存在电极性问题的弊端。
由上述描述可知，本实施例提供的适用于微电推力器的一体封装结构，将电推力器和电源模块进行一体化设置，解决了传统电推进模块体积较大的问题，实现了微电推进模块的小型化，降低了微电推进模块自身的结构重量，提高了微电推进模块在地面总装阶段的可操作性，同时使得微电推进模块不再存在电接口极性问题。由于本实施例提供的适用于微电推力器的一体封装结构具有无电极性和体积小的优点，因而能够满足微小卫星平台使用，可以保证微小卫星长时间在轨稳定姿控，提高了整星的可靠性。
以上实施例仅用于说明本实用新型的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。