基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统设计方法
技术领域
1.本发明涉及微纳卫星推进系统技术领域，具体涉及一种基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统设计方法。


背景技术：

2.微纳卫星编队飞行技术是其区别于一般小卫星的主要内容。所谓卫星编队，是指以某一颗星为主星，若干个小卫星按照特定的编队飞行形状围绕主星飞行而组成的星群。编队卫星大大减轻了单星的重量，简化了单星的功能，从而大大降低了卫星的研制成本和发射成本，降低了卫星的全寿命周期费用。
3.为了实现微纳卫星编队飞行技术，提高微纳卫星的机动能力，微推进系统必不可少。微推进系统通过提供一定的速度增量来实现星间相对位置保持，或者拉近与主星之间的距离，实现抵近机动控制。随着微纳卫星需求的增加，对微推进系统提出了新的挑战，小型化高性能的微推进系统是微纳卫星降低重量、提高性能的主要技术支撑。在一般的系统约束中，最明显的是质量和尺寸的限制，因而为适应微纳卫星的功能需求，必须显著降低微推进系统的质量和尺寸。
4.冷气推进具有结构简单、性能可靠、成本低、推力精确等优点，是目前技术最为成熟的推进系统。传统冷气推进采用氮气、氙气作为推进剂，推进剂气态贮存和较低的比冲造成储箱体积较大。液化气推进是指气体推进剂以液态贮存，通过加热或汽化装置使液态推进剂汽化，再通过推力器喷射产生推力。液化气推进的功能要求与特点，对推进系统提出了更大的挑战，一体化、轻量化、高集成度设计是未来亟需攻克的难关。
5.传统的微推进系统结构组成繁多，容易造成微纳卫星空间拥挤问题，各组件之间需要通过额外的固定结构进行连接，增加了微推进系统的质量和复杂度，因此，对微推进系统进行一体化设计具有十分重要的理论价值和实际应用价值。


技术实现要素：

6.本发明的目的在于针对现有六单元立方星微推进系统结构组成繁多且腔体构型简单的问题，提出了基于3d打印技术的一体化结构冷气微推进系统设计方法，将主储箱、缓压箱和外部组件的固定模块进行一体化设计，不仅可以优化传统微推进系统的结构组成，解决六单元立方星空间拥挤的问题，还可以减轻微推进系统的质量，实现微推进系统的轻量化。
7.实现本发明目的的技术解决方案为：基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
8.s1：将主储箱、缓压箱和外部组件的固定接口进行一体化设计，其中，主储箱和缓压箱用于存储高压推进剂，固定接口作为主承力结构，用于与卫星连接固定。将喷口、电磁阀嵌入在一体化推力器结构模块外围。转入步骤s2。
9.s2：根据六单元立方星的任务要求，所需的推进剂质量m0为：
[0010][0011]
式中，i
all
为卫星总冲，i
sp
为推进剂r236fa的比冲，g为重力加速度。
[0012]
考虑到微推进系统在轨使用期间存在推进剂汽化不完全、存储泄漏现象，需要增加10％的残余量设计。
[0013]
根据微推进系统的任务要求，及与六单元立方星总体任务的协调，确定微推进系统所占空间大小及主储箱与缓压箱的尺寸。
[0014]
设计温度下，压力容器的计算厚度公式为：
[0015][0016]
式中，p为设计压力，dd为压力容器内直径，[σ]
t
为设计温度下压力容器的许用应力，φ为焊缝系数。
[0017]
转入步骤s3。
[0018]
s3：考虑安全性，取合适的壁厚：
[0019]
s3.1主储箱用于存储高压推进剂，需要对其进行强度校核。将主储箱视为对称矩形压力容器，并假设其长边与短边的壁厚相等。
[0020]
s3.1.1：对主储箱短边侧板进行校核
[0021]
主储箱短边侧板上的薄膜应力σ
m1
：
[0022][0023]
式中，pc为计算压力，h1为主储箱长边内侧长度，δ1为主储箱短边侧板的有效厚度。
[0024]
主储箱短边侧板上的弯曲应力σ
b1
：
[0025][0026]
式中，c为侧板截面中性轴至计算截面内表面的距离c1，或侧板截面中性轴至计算截面外表面的距离c0，在对内、外表面的弯曲应力计算中，应分别以c1或c0代入。ls为加强件起加强作用的有效宽度。i1为主储箱短边侧板截面的惯性矩。α1为参数，其中h1为主储箱短边内侧长度。k1为参数，其中i2为主储箱长边侧板截面的惯性矩。
[0027]
主储箱短边侧板总应力σ
t1
为：
[0028]
σ
t1
＝σ
m1
+σ
b1
[0029]
s3.1.2：对主储箱长边侧板进行校核
[0030]
主储箱长边侧板上的薄膜应力a
m2
为：
[0031][0032]
式中，δ2为主储箱长边侧板的有效厚度。
[0033]
主储箱长边侧板上的弯曲应力σ
b2
为：
[0034]
[0035]
主储箱长边侧板总应力σ
t2
为：
[0036]
σ
t2
＝σ
m2
+σ
b2
[0037]
冷气微推进系统的一体化结构采用alsi10mg材料，考虑安全系数，计算得许用应力[σ]，验证设计的壁厚是否满足强度要求，直到设计的壁厚满足强度要求，转入步骤s3.2。
[0038]
s3.2：缓压箱用于稳定高压推进剂，需要对其进行强度校核。将缓压箱视为对称矩形压力容器，假设其长边与短边的壁厚相等。
[0039]
s3.2.1：对缓压箱短边侧板进行校核
[0040]
缓压箱短边侧板上的薄膜应力σ
m3
为：
[0041][0042]
式中，h2为缓压箱长边内侧长度，δ3为缓压箱短边侧板的有效厚度。
[0043]
缓压箱短边侧板上的弯曲应力σ
b3
为：
[0044][0045]
式中，i3为缓压箱短边侧板截面的惯性矩。α2为参数，其中h2为缓压箱短边内侧长度。k2为参数，其中i4为缓压箱长边侧板截面的惯性矩。
[0046]
缓压箱短边侧板总应力σ
t3
为：
[0047]
σ
t3
＝σ
m3
+σ
b3
[0048]
s3.2.2：对缓压箱长边侧板进行校核
[0049]
缓压箱长边侧板上的薄膜应力σ
m4
为：
[0050][0051]
式中，δ4为缓压箱长边侧板的有效厚度。
[0052]
缓压箱长边侧板上的弯曲应力σ
b4
为：
[0053][0054]
缓压箱长边侧板总应力σ
t4
为：
[0055]
σ
t4
＝σ
m4
+σ
b4
[0056]
根据许用应力[σ]，验证设计的壁厚是否满足强度要求。直到满足强度要求，转入步骤s4。
[0057]
s4：微推进系统的固定接口作为主要承力结构，用于与卫星连接固定，需要对最大应力处进行强度校核。
[0058]
一部分应力来自于储箱内高压推进剂气体对固定接口的压力f1，公式为：
[0059]
f1＝p0a1[0060]
式中，a1为固定接口的受力面积。p0为储箱内的最大压力。
[0061]
另一部分应力来自于卫星冲击载荷f2，公式为：
[0062]
f2＝ma0[0063]
式中，m为微推进系统质量。a0为卫星的极限加速度。
[0064]
计算得固定接口总压力f为：
[0065]
f＝f1+f2[0066]
固定接口最大应力σ0为：
[0067][0068]
式中，d0为固定接口直径。δ为储箱壁厚。
[0069]
计算σ0是否满足强度要求，直到满足要求，转入步骤s5。
[0070]
s5：对主储箱与缓压箱连接处进行强度校核。
[0071]
该处分别受主储箱和缓压箱内气体产生的压应力，总压应力为：
[0072][0073]
式中，f
′1、f
′2分别为主储箱和缓压箱内的推进剂气体产生的压力，a为主储箱和缓压箱结合处面积。
[0074]
计算σ
′
是否满足强度要求，直到满足要求，转入步骤s6。
[0075]
s6：对缓压箱上的多三角形支撑结构进行设计，设计厚度为δ
′
，计算其截面积a
′
。
[0076]
极限情况下，只有一根支撑杆受力，截面积a
′
为：
[0077][0078]
验证设计的多三角形支撑结构是否满足强度要求。
[0079]
本发明与现有技术相比，其显著优点在于：
[0080]
(1)本发明所述微推进系统不同于传统微推进系统的结构组成繁多且腔体构型简单，将主储箱、缓压箱和外部组件的固定模块进行一体化设计，将喷口、电磁阀等嵌入在外围，优化了传统微推进系统的结构组成，解决了六单元立方星空间拥挤的问题。主储箱与缓压箱均采用长方体型，更适用于立方星的空间构型，相比于球体储箱空间利用率更高。
[0081]
(2)本发明所述微推进系统固定在六单元立方星中间位置，作为卫星的结构受力部件，微推进系统的安装支架采用多三角形设计对支撑结构进行局部加强和优化设计，结构支撑性好，且喷口定向安装精度高，整体抗冲击抗振动能力强，能确保微推进系统的正常工作。
[0082]
(3)本发明所述微推进系统采用3d打印加工出一体化推力器结构整体，降低了泄漏率，减少了微推进系统的重量，保证了微推进系统的轻量化。
[0083]
(4)本发明所述微推进系统结构简单，可靠性好，加工成本低，实用性强，非常适用于快速响应、任务周期短的立方体卫星。
[0084]
(5)本发明所述微推进系统采用的mems电加热喷口嵌入在一体化推力器结构中，不需要额外的固定结构，与一体化推力器结构适配性高，集成度高、体积小、质量轻、功耗低、可靠性高，可以有效地提高微推进系统的比冲。
[0085]
(6)本发明所述微推进系统采用两个对称分布喷口，通过单个喷口可以实现微纳卫星的轨道控制，从而解决微纳卫星星间相对位置保持的问题。
[0086]
(7)本发明所述微推进系统采用独立的控制电路模块，嵌入在一体化推力器结构上，体积小、功能集成度高，可实现与卫星平台的通信及推力产生过程的闭环控制。
[0087]
(8)本发明所述微推进系统是一套单独的系统，不会增加其他系统的寿命要求，也不会受其他系统是否正常的影响，在不干扰其他系统的同时也保障自身的可靠性。
[0088]
(9)本发明所述微推进系统工作模式采用备份，既可以稳定值输出，也可以脉冲输出，控制精度高，可靠性高。
附图说明
[0089]
图1是本发明基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统轴测图。
[0090]
图2是本发明基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统布局示意图。
[0091]
图3是本发明基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统原理简图。
[0092]
图4是本发明基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统受力示意图。
[0093]
图5是本发明基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统固定接口受力示意图。
[0094]
图6是本发明基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统的安装位置示意图。
[0095]
图7是本发明基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统设计方法流程图。
具体实施方式
[0096]
下面以某六单元立方星冷气微推进系统为例，结合附图对本发明做进一步详细描述。
[0097]
结合图1～图7，本发明公开了基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统及其设计方法，结合图1，其主体结构包括支撑结构1、电磁阀2、缓压箱3、喷口4、压力传感器模块5、固定接口6、主储箱7。
[0098]
设计方法包括以下步骤：
[0099]
s1：传统微推进系统的结构组成繁多且腔体构型简单，各组件之间需通过额外的固定结构进行连接。基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统的设计方法，将主储箱7、缓压箱3和外部组件的固定接口6进行一体化设计，其中，主储箱7和缓压箱3用于存储高压推进剂，固定接口6作为主承力结构，用于与卫星连接固定。将喷口4、电磁阀2嵌入在一体化结构外围，优化了微推进系统的结构组成，提高了微推进系统的集成度和空间利用率，实现了微推进系统的轻量化。转入步骤s2。
[0100]
s2：根据六单元立方星的任务要求，所需的推进剂质量m0为：
[0101][0102]
式中，i
all
为卫星总冲，i
sp
为推进剂r236fa的比冲，g为重力加速度，g＝9.807m/s2。
[0103]
r236fa在20℃下的液态存储密度为1.376kg/l，则微推进系统主储箱容积不得小于0.45l，考虑到微推进系统在轨使用期间存在推进剂汽化不完全、存储泄漏现象，需要增加10％的残余量设计，因此，一级储箱容积不得小于0.5l。
[0104]
通过与六单元立方星总体任务的协调，冷气微推进系统在六单元立方星中占据约2u空间，故选定主储箱7尺寸为130mm
×
80mm
×
100mm，缓压箱3尺寸为70mm
×
100mm
×
24mm。
[0105]
设计温度下，压力容器的计算厚度公式为：
[0106]
[0107]
式中，p为设计压力，dd为压力容器内直径，[σ]
t
为设计温度下压力容器的许用应力，φ为焊缝系数。
[0108]
计算得δ＝0.65mm。
[0109]
转入步骤s3。
[0110]
s3：考虑安全性，取合适的壁厚δ＝3mm：
[0111]
s3.1主储箱7用于存储高压推进剂，需要对其进行强度校核。将主储箱7视为对称矩形压力容器，并假设其长边与短边的壁厚相等。
[0112]
s3.1.1：对主储箱7短边侧板进行校核
[0113]
主储箱7短边侧板上的薄膜应力σ
m1
：
[0114][0115]
式中，pc为计算压力，h1为主储箱7长边内侧长度，δ1为主储箱7短边侧板的有效厚度。
[0116]
主储箱7短边侧板上的弯曲应力σ
b1
：
[0117][0118]
式中，c为侧板截面中性轴至计算截面内表面的距离c1，或侧板截面中性轴至计算截面外表面的距离c0。在对内、外表面的弯曲应力计算中，应分别以c1或c0代入。ls为加强件起加强作用的有效宽度。i1为主储箱7短边侧板截面的惯性矩。α1为参数，其中h1为主储箱7短边内侧长度。k1为参数，其中i2为主储箱7长边侧板截面的惯性矩。
[0119]
主储箱7短边侧板总应力σ
t1
为：
[0120]
σ
t1
＝σ
m1
+σ
b1
[0121]
计算得，σ
t1
＝64.57mpa。
[0122]
s3.1.2：对主储箱7长边侧板进行校核
[0123]
主储箱7长边侧板上的薄膜应力σ
m2
为：
[0124][0125]
式中，δ2为主储箱7长边侧板的有效厚度。
[0126]
主储箱7长边侧板上的弯曲应力σ
b2
为：
[0127][0128]
主储箱7长边侧板总应力σ
t2
为：
[0129]
σ
t2
＝σ
m2
+σ
b2
[0130]
计算得，σ
t2
＝-118.21mpa。
[0131]
冷气微推进系统的一体化结构采用alsi10mg材料，考虑安全系数，计算得许用应力[σ]＝150mpa，设计的壁厚满足强度要求，转入步骤s3.2。
[0132]
s3.2：缓压箱3用于稳定高压推进剂，需要对其进行强度校核。将缓压箱3视为对称矩形压力容器，假设其长边与短边的壁厚相等。
[0133]
s3.2.1：对缓压箱3短边侧板进行校核
[0134]
缓压箱3短边侧板上的薄膜应力σ
m3
为：
[0135][0136]
式中，h2为缓压箱3长边内侧长度，δ3为缓压箱3短边侧板的有效厚度。
[0137]
缓压箱3短边侧板上的弯曲应力σ
b3
为：
[0138][0139]
式中，i3为缓压箱3短边侧板截面的惯性矩。α2为参数，其中h2为缓压箱3短边内侧长度。k2为参数，其中i4为缓压箱3长边侧板截面的惯性矩。
[0140]
缓压箱3短边侧板总应力σ
t3
为：
[0141]
σ
t3
＝σ
m3
+σ
b3
[0142]
计算得，σ
t3
＝40.71mpa。
[0143]
s3.2.2：对缓压箱3长边侧板进行校核
[0144]
缓压箱3长边侧板上的薄膜应力σ
m4
为：
[0145][0146]
式中，δ4为缓压箱3长边侧板的有效厚度。
[0147]
缓压箱3长边侧板上的弯曲应力σ
b4
为：
[0148][0149]
缓压箱3长边侧板总应力σ
t4
为：
[0150]
σ
t4
＝σ
m4
+σ
b4
[0151]
计算得，σ
t4
＝-28.26mpa。
[0152]
由上文可知，许用应力[σ]＝150mpa，设计的壁厚满足强度要求，转入步骤s4。
[0153]
s4：微推进系统的固定接口6作为主要承力结构，用于与卫星连接固定，需要对最大应力处进行强度校核。
[0154]
一部分应力来自于储箱内高压推进剂气体对固定接口6的压力f1，公式为：
[0155]
f1＝p0a1[0156]
式中，a1为固定接口6的受力面积。p0为储箱内的最大压力。
[0157]
另一部分应力来自于卫星冲击载荷f2，公式为：
[0158]
f2＝ma0[0159]
式中，m为微推进系统质量，m＝2kg。a0为卫星的极限加速度，a0＝13g，g为重力加速度，g＝9.807m/s2。
[0160]
计算得固定接口6总压力f为：
[0161]
f＝f1+f2[0162]
固定接口6最大应力σ0为：
[0163][0164]
式中，d0为固定接口6直径。δ为储箱壁厚。
[0165]
计算得，σ0＝8.33mpa，满足强度要求，转入步骤s5。
[0166]
s5：对主储箱7与缓压箱3连接处进行强度校核，设计厚度δ＝3mm。
[0167]
该处分别受主储箱7和缓压箱3内气体产生的压应力，总压应力σ
′
为：
[0168][0169]
式中，f
′1、f
′2分别为主储箱7和缓压箱3内的推进剂气体产生的压力，a为主储箱7和缓压箱3结合处面积。
[0170]
计算得σ
′
＝1.2mpa，满足强度要求，转入步骤s6。
[0171]
s6：对缓压箱3上的多三角形支撑结构1进行设计，设计厚度为δ
′
＝3mm，计算其截面积a
′
。
[0172]
极限情况下，只有一根支撑杆受力，截面积a
′
为：
[0173][0174]
计算得，a
′
＝8mm2＜δ
′2，故设计的多三角形支撑结构1满足强度要求。
[0175]
传统微推进系统的结构组成繁多且腔体构型简单，各组件之间需通过额外的固定结构进行连接。基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统设计方法，将主储箱7、缓压箱3和外部组件的固定接口6进行一体化设计，通过此方法可设计出复杂构型的储箱，并且去除了储箱之间的固定结构、喷口与微推进系统的固定结构等，结构件数量30减少至24，降低了微推进系统的复杂度，解决了六单元立方星空间拥挤的问题。储箱采用长方体构型，相比于球体构型，空间利用率提高了15％。
[0176]
综上所述本发明所述基于3d打印的一体化结构冷气微推进系统体积小、质量轻，完全符合立方体卫星编队飞行任务中的小型化、轻量化要求，其模块化、独立化也不会影响其他系统的运作，并且没有对其他子系统的寿命提出更高要求。