阵列式电容耦合射频等离子体微推进器的制作方法

本发明适合于等离子体推进技术领域，即高集成度、低功耗、小推力、微冲量的微型推进系统，可应用于微型卫星(微卫星、纳卫星、皮卫星)编队飞行以及组成星座，尤其针对电容性耦合射频等离子体微推进(口袋火箭)的设计。

背景技术：

推进系统是航天器执行轨道机动和特殊姿态控制等任务的关键子系统，但是近二十年来国际上研制的微型卫星几乎都不配备推进系统，或者只有极其有限的机动能力，主要原因是传统的推进系统的体积和质量都很大，不适合微型卫星使用。然而，随着微型卫星技术的发展及其应用领域的扩大，对微推进系统提出了越来越迫切的需求。微型卫星编队飞行和组成星座，可以完成许多复杂昂贵的大卫星无法完成的工作，如组成分布式星载载波雷达、卫星三维立体成像和高分辨率合成孔径对地遥感等。但是完成上述任务，对卫星间相对轨道位置保持、高精度姿态控制提出非常高的要求，具体如下：

第一，微型卫星体积小、质量轻、转动惯量小，用于卫星轨道与姿态控制所需的推力小且要求精度高，一般是微牛至毫牛量级；

第二，微型卫星编队飞行的目标是维持卫星间的相对位置而不是绝对位置，需要的最小冲量脉冲非常小，通常根据控制精度要求和控制周期不同，所需冲量脉冲范围是10^9ns～10^3ns量级；

第三，微型卫星能够提供的电源电压都不高，通常情况下是3v～12v，最高的为28v，且总功率一般为1w至数十瓦量级。

因此，必须研究适合于微型卫星轨道保持、轨道机动与姿态控制的高集成度、低功耗、小推力和微冲量的微型推进系统。

口袋火箭是一种新概念电容性耦合射频等离子微推进技术，属电热式微推进，其空间尺寸和总体质量都非常小，冲量脉冲非常低，可实现微牛到毫牛量级的推力，平均功耗仅10-100w，因此，非常适合配备微型卫星用于高精度姿态控制和相对轨道位置保持。但是，单管口袋火箭的推力过于弱小，以致实际应用时需多管并联。

技术实现要素：

为了解决现有技术所存在的不足，本发明提供了一种阵列式电容耦合射频等离子体微推进器——单面阵列式口袋火箭。

阵列式电容耦合射频等离子体微推进器包括气源，阀门，天线，推力室，和电源。阵列式电容耦合射频等离子体微推进器中气源一端与集气室相连，等离子体束在推力室中产生，向另一端喷出形成推力，实验室中需置于真空室内构造真空环境。

气源与每个推力室直接相连，由阀门单独控制；

天线与电源相接，并绕设在推力室外部，用于激发等离子体；

电源为13.56mhz射频电源。

气源进气口端通入气体，另一端与推力室相连，使用气体为空气或惰性气体，惰性气体包括氩气，氦气，氙气其中一种。

在阵列式电容耦合射频等离子体微推进器中，实施例中推力室为3×3阵列式；

可选的，推力室可以采用2×2，4×4或其他具体实施方式。

气源使用气体可以为空气、氮气或者惰性气体，惰性气体包括氩气，氦气，氙气等。

有益效果：

所述阵列式电容耦合射频等离子体微推进器，即单面阵列式口袋火箭空间尺寸和总体质量都非常小，在一个实施例中，其尺寸为100×100×18(单位：mm)。

所述阵列式电容耦合射频等离子体微推进器属于电推进系统，与化学推进系统相比，不会产生堵塞，可使用小尺寸喷嘴喉道，实现微小推力。在用于精确控制微型卫星姿态和轨道位置时，电推进具有高比冲，小推力的优势，但传统电推进器需要大量电功率(1-2kw)，所述阵列式电容耦合射频等离子体微推进器功耗低，在一个实施例中，每个推力室平均功耗仅10-100w，非常适合用于功率有限的微型卫星实现高精度姿态控制和相对轨道位置保持。

附图说明：

为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面对一个实施例中附图作简要介绍。

图1为一个单面3×3阵列式电容耦合射频等离子体微推进器结构示意图及三视图(a-侧视图，b-正视图，c-背视图，单位mm)。

图1中：1-气源，2-阀门，3-天线，4-推力室，5-电源，6-等离子体射流

其中等离子体射流(6)非阵列式电容耦合射频等离子体微推进器组成元器件，由电源激发产生。

图2为阵列式电容耦合射频等离子体微推进器点火分布与卫星模型转向对应关系测量原理示意图。

具体实施方式：

下面将结合附图和具体实施例对本发明做进一步说明。

阵列式电容耦合射频等离子体微推进器，包括气源，阀门，天线，推力室以及电源。

在如图1实施例中，采用单面3×3阵列式电容耦合射频等离子体微推进器。

将天线(3)绕设在推力室(4)上，天线可使用电容耦合天线，电感耦合天线，感容耦合天线，螺旋波天线等常见等离子体天线。

采用阀门(2)单独控制每个推力室(4)开关。

将单面阵列式电容耦合射频等离子体微推进器置于真空仓内，抽真空使气压到指定值。

从气源(1)处通入气体，气体为空气或惰性气体。

打开电源(5)调整功率大小，将功率控制在10-100w，在推力室内产生等离子体射流(6)。

通过测量阵列式电容耦合射频等离子体微推进器平面与单向光源投影角度使其实现对微型卫星的精确矢量控制。

下面结合图2具体解释阵列式电容耦合射频等离子体微推进器应用于微型卫星高精度姿态控制时的控制模型。

在实现精准矢量控制时，将阵列式电容耦合射频等离子体微推进器装配在卫星模型的一个平面上，利用一个单向光源(7)和该平面上的法向指针，测量单个和不同组合的推力室点火时该指针在平面上投影的角度(z轴是法线投影)，即可确定二维点火分布与卫星模型转向之间的对应关系，最终建立二维平面阵列式电容耦合射频等离子体微推进器的精确矢量控制模型。

以上所述的具体实施例，对本发明的技术方案进行了进一步的详细说明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改，替换，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：

技术总结
本发明公开了一种阵列式电容耦合射频等离子体微推进器，包括气源，阀门，天线，推力室以及电源。气源与推力室直接相连，阀门可单独控制每个推力室开关，天线绕设在推力室外部并与电源相接。该口袋火箭空间尺寸和总体质量极小，冲量脉冲低，可实现微牛到毫牛量级的推力，平均功耗低，同时可实现精确矢量控制，适合配备微型卫星用于高精度姿态控制和相对轨道位置保持。

技术研发人员：苌磊;胡馨月
受保护的技术使用者：四川大学
技术研发日：2018.09.28
技术公布日：2019.02.26