一种卫星姿态控制装置的制作方法

本发明涉及航天推进系统，特别是涉及一种卫星姿态控制装置。

背景技术：

1、随着人们日益增长的通信需求、探索外太空的愿望以及在国家战略层面的需求，对航天器系统以及空间平台的性能要求越来越高。而且航天器作为一个非常复杂而庞大的系统，长时间运行在复杂多变的外太空环境中，导致系统或者组件难免会出现某些错误或故障。通过航天专家分析得知，这个耗资约310亿日元的空间探测项目，一旦由于控制系统的故障致使航天器在外太空失去控制，最后可能会因为其持续的高速旋转造成星体结构破坏而解体。因此，航天器系统在复杂多变的空间环境下的高精度高稳定度的稳定运行的能力，是未来航天器系统发展的必然趋势，对空间探测等任务实施有着重要的意义。

2、目前国内外卫星最常用的姿态控制系统大致有三类：主动三轴稳定、重力梯度稳定和自旋稳定。重力梯度稳定和自旋稳定方式都属于被动控制，被动控制方式一旦启动便不消耗能量，在这种方式下航天器是利用重力或者其他环境力矩作为控制力矩。但被动控制方式在应用中不便控制，且其控制精度没有主动控制方式高。而主动三轴稳定控制基本对每个控制自由度都配备姿态敏感器和执行机构，并使用有效的控制逻辑线路，保持卫星本体坐标轴相对某一参考基准的方位，控制精度高。

3、执行机构基本上包括飞轮(动量轮和反作用轮)，陀螺力矩器，喷气推力器和磁力矩器。喷气推力器包含两种类型，分别是冷气推力器和化学推力器。通常，冷气推力器应用于姿态精确控制或需要小推力及脉冲推力，或者精确推力的情况下。化学推力器应用于不需要非常精确推力的高空任务。磁力矩器是与地球磁场相作用产生力矩。飞轮和陀螺力矩器都是通过旋转部件提供力矩。

4、主动控制方式比被动控制方式可以更快、更精确的控制航天器的姿态。但目前应用的主动控制方式都有各自的缺点。其中，喷气推力器可产生较大的控制力矩，但需要消耗工质，比冲低；磁力矩器无需工质，通过消耗电能产生电磁场与地球磁场相互作用产生控制力矩，但受地球磁场分布与星体本身姿态影响，磁力矩器无法产生稳定的控制力矩；飞轮消耗电能大，可通过对飞轮转速精确控制以产生精细且稳定的控制力矩，但飞轮存在角动量饱和问题，一旦进入饱和状态，飞轮将失去姿态控制能力；陀螺力矩器与飞轮存在同样的问题，消耗电能大且容易进入饱和状态。同时，飞轮和陀螺力矩器都存在旋转机构，旋转件偏心也会带来扰动问题。

5、因此，本领域亟需一种新型的卫星姿态控制装置，用于解决上述问题。

技术实现思路

1、本发明的目的是提供一种卫星姿态控制装置，以解决上述现有技术存在的问题，比冲高，寿命长，并且不受环境的限制，此外由于没有旋转部件，不会给卫星带来额外的扰动。

2、为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

3、本发明提供了一种卫星姿态控制装置，包括供气模块、电源模块、电控阀和电推进模块，所述供气模块通过所述电控阀与所述电推进模块连接，所述供气模块用于为所述电推进模块提供工质气体，所述电源模块与所述电推进模块电连接，所述电源模块为所述电推进模块提供电能；

4、所述电推进模块包括推进器主体、阴极和底板，所述推进器主体和阴极的底端均设置于所述底板上，所述阴极设置于所述底板的中央，所述推进器主体设置于所述阴极的外侧；

5、所述阴极包括阴极管，所述阴极管的底端穿过所述底板，所述阴极管的底端通过所述电控阀与所述供气模块相连通，所述阴极管的顶端内侧设有发射体，所述阴极管的顶端外侧设有加热装置，所述阴极管的外侧还设有触持极；

6、所述推进器主体包括内线圈，所述内线圈设置于所述阴极的外侧，所述内线圈的顶部设有内磁极，所述内线圈的外侧周向方向上设有磁屏，所述磁屏内侧底部设有环形通道，所述环形通道的内侧底部安装有阳极，所述阳极能够通过所述电控阀与所述供气模块相连通，所述磁屏的外侧周向方向设有外线圈，所述外线圈的顶部设有外磁极。

7、优选的，所述加热装置为加热丝。

8、优选的，所述供气模块为储气瓶。

9、优选的，所述阳极通过阳极供气管与所述电控阀相连。

10、优选的，所述底板的中央处设有绝缘管，所述阳极供气管穿过所述绝缘管，所述绝缘管的材质为氧化铝陶瓷。

11、本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：

12、本发明相对于喷气推力器而言，电推进模块比冲高，寿命比喷气推力器长。相对于磁力矩器而言，电推进模块不受环境的限制。相对于飞轮和陀螺力矩器而言，电推进模块没有旋转部件，不会给卫星带来额外的扰动。

技术特征：

1.一种卫星姿态控制装置，其特征在于：包括供气模块、电源模块、电控阀和电推进模块，所述供气模块通过所述电控阀与所述电推进模块连接，所述供气模块用于为所述电推进模块提供工质气体，所述电源模块与所述电推进模块电连接，所述电源模块为所述电推进模块提供电能；

2.根据权利要求1所述的卫星姿态控制装置，其特征在于：所述加热装置为加热丝。

3.根据权利要求1所述的卫星姿态控制装置，其特征在于：所述供气模块为储气瓶。

4.根据权利要求1所述的卫星姿态控制装置，其特征在于：所述阳极通过阳极供气管与所述电控阀相连。

5.根据权利要求4所述的卫星姿态控制装置，其特征在于：所述底板的中央处设有绝缘管，所述阳极供气管穿过所述绝缘管，所述绝缘管的材质为氧化铝陶瓷。

技术总结本发明公开了一种卫星姿态控制装置，涉及航天推进系统技术领域，包括供气模块、电源模块、电控阀和电推进模块，供气模块通过电控阀与电推进模块连接，供气模块用于为电推进模块提供工质气体，电源模块与电推进模块电连接，电源模块为电推进模块提供电能；电推进模块包括推进器主体、阴极和底板，推进器主体和阴极的底端均设置于底板上，阴极设置于底板的中央，推进器主体设置于阴极的外侧，推力器主体包括绝缘通道、内线圈、外线圈、磁屏、内磁极、外磁极、阳极、环形通道和底板；阴极包括加热丝、发射体、阴极管和触持极。本发明比冲高，寿命长，并且不受环境的限制，此外由于没有旋转部件，不会给卫星带来额外的扰动。技术研发人员：张秀坤受保护的技术使用者：哈尔滨普拉仕动力科技研发部（有限合伙）技术研发日：技术公布日：2024/5/29