一种基于承力贮箱的一体化微型霍尔电推进系统的制作方法

本发明涉及航天器推进的，特别是涉及一种基于承力贮箱的一体化微型霍尔电推进系统。

背景技术：

1、随着人类太空探索活动的日益频繁，航天器对推进系统提出了更高的要求，而电推进技术，特别是霍尔电推进技术凭借高比冲优势，能够显著节省推进剂质量，延长航天器寿命，增加有效载荷，成为现代航天动力领域的核心发展方向之一。

2、然而，随着微纳卫星、立方星等小平台航天器的迅猛发展，以及大规模星座对单星低成本、高机动性的迫切需求，传统的中大型的霍尔推进系统集成度低、重量大、接口复杂布局困难，小型霍尔推进系统仍沿用相同的技术路线，劣势凸显，性价比骤然降低。

3、现有的中大型霍尔推进系统通常采用多模块分散布局。推力器、电源处理与控制单元（ppu）、推进剂贮箱及管路阀门等各分系统均为独立单机。这种布局方式导致每个模块都必须具备各自独立的机械安装支架和紧固件，分别安装到卫星的结构板上。这种‘由于分散而各自独立支撑’的架构带来了三个主要问题：

4、1）结构死重高：多个独立的支架和外壳占用了大量重量，却不贡献推力，降低了系统的推质比；

5、2）空间利用率低：分散布局导致模块间存在大量无法利用的碎片空间，难以满足小平台航天器严苛的包络限制（如4u/6u），卫星内部管路和线缆错综复杂，可靠性低；

6、3）接口复杂，装配难：卫星总体需要设计复杂的机械接口、管路走向和电缆网，总装测试周期长，总装工作量大，缺乏统一的模块化接口，无法实现“即插即用”的批量化生产与交付。

7、现有的申请号为202310928695.9的中国发明专利申请公开了一种框架型电推进系统，包括星框、电源处理与控制单元、贮供单元以及电推力器，其中：电源处理与控制单元设置在星框的内部；贮供单元设置在星框一侧的外壁表面上；电推力器设置在星框另一侧的外壁表面上；电源处理与控制单元通过电缆分别与贮供单元和电推力器连接；贮供单元通过供气管路与电推力器连接。本技术将电推进系统的各个模块单元设置在同一个星框上，结构简单，单机占用卫星空间小，便于供气管路焊接和电推进系统的联试，实现了电推进系统设备与航天器本体机械接口、电接口及通讯接口的匹配。

8、上述方案仅是将推进系统的各模块简单集成，其空间利用率较低，并且各模块之间的联动性较差。

技术实现思路

1、本发明提供一种基于承力贮箱的一体化微型霍尔电推进系统，通过结构紧凑、轻量化设计，极大地减少了系统内部冗余的连接件、支架、外部线缆等，显著降低了整个推进系统的体积和重量，使其能够更好的适配对空间和重量有极端约束的微纳卫星平台，为卫星有效载荷释放出更多宝贵的承载能力，并且具有良好的热控优化性能。

2、解决的技术问题为：现有的推进系统集成程度低，并且各模块之间的联动性较差。

3、为解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案：

4、本发明一种基于承力贮箱的一体化微型霍尔电推进系统，包括集成框架，所述集成框架的上部安装推力器头，下部悬挂安装贮箱，侧面安装管路模块，所述管路模块连接贮箱和推力器头，将贮箱内的高压气体调节至推力器头需求的压力和流量；所述贮箱下部连接在电源模块上，电源模块安装在航天器本体上。

5、通过采用上述方案，通过结构紧凑、轻量化设计，极大地减少了系统内部冗余的连接件、支架、外部线缆等，显著降低了整个推进系统的体积和重量，使其能够更好的适配对空间和重量有极端约束的微纳卫星平台，为卫星有效载荷释放出更多宝贵的承载能力；电源模块天地板布局，有利于热量辐射至贮箱，避免了热量在系统内部堆积影响贮箱压力稳定性；贮箱设于电源模块与推力器头之间，推力器头的作用力经贮箱和电源模块传递给航天器本体，使整个系统的稳定性更好。

6、本发明进一步的，所述集成框架包括中央框架和固定安装在中央框架一侧的安装框架，中央框架的侧面具有安装平面，管路模块安装在安装平面上；安装框架的顶部与推力器头连接，底面与贮箱连接。

7、通过采用上述方案，中央框架作为统一的刚性基准，将所有部件“捆绑”为一个整体，极大地提高了系统的结构刚度和抗发射振动能力；短管路设计降低了气路泄漏风险；贮箱充当了系统重心的配重块，将推力器头、贮箱、电源模块连接为整体，并与对侧的管路模块形成平衡结构，保证整个系统安装的稳定性。

8、本发明进一步的，所述贮箱上设有支耳，贮箱上部通过支耳与安装框架连接，下部通过支耳与电源模块连接。

9、通过采用上述方案，便于贮箱与电源模块和安装框架连接为一体，并形成支撑结构。

10、本发明进一步的，所述贮箱外形根据集成框架与电源模块之间的剩余空间随形设计。

11、通过采用上述方案，贮箱外形根据集成框架与电源模块之间的剩余空间随形设计，充当空间填充者设于安装框架下部，最大化利用了推力器头下部与航天器本体安装面之间的“死区空间”，提高了空间利用率及工质携带量。

12、本发明进一步的，所述电源模块外包覆有外壁，所述外壁上设有与航天器本体和贮箱连接的机械结构。

13、通过采用上述方案，电源模块采用适形电路板设计，包裹在外壁内侧，并设置在贮箱下部，这种设计既利用了外部最大的辐射散热面积，又节省了内部核心空间，有利于热量辐射至贮箱，避免了热量在系统内部堆积影响贮箱压力稳定性。

14、本发明进一步的，所述集成框架采用铝合金材料或碳纤维复合材料制作而成。

15、通过采用上述方案，能够减轻系统的重量。

16、本发明进一步的，所述贮箱采用钛合金焊接结构或3d打印结构制作而成。

17、本发明进一步的，所述电源模块至少部分围绕所述贮箱设置，所述贮箱的上部连接所述集成框架，所述贮箱的下部连接所述航天器本体。

18、通过采用上述方案，通过将电源模块环绕安装在贮箱四周，便于电源模块将散发的热量辐射至贮箱，并且进一步增大贮箱的容积，提高工质携带量。

19、本发明与现有技术相比，具有如下有益效果：

20、1.高集成度与轻量化：通过集成框架的复用和空间的随形填充，消除了各分系统的独立外壳和长电缆/管路，相比同性能传统产品，体积缩小50%，重量减轻20%，有效释放了微纳卫星的载荷能力；此外，将集成框架设计为偏心结构，推力器头、贮箱和电源模块设于集成框架的一侧，贮箱设于电源模块与推力器头之间，推力器头的作用力经贮箱和电源模块传递给航天器本体，使整个系统的稳定性更好；

21、2.热控优化：电源模块天地板布局，有利于热量辐射至贮箱，避免了热量在系统内部堆积影响贮箱压力稳定性；

22、3.极低的总装成本：标准化的接口设计使得卫星总体无需进行复杂的推进布局设计，仅需预留标准孔位，大幅缩短了卫星的研发、总装和测试周期（ait），适应商业航天批量化发射的需求；

23、4.高可靠性与抗振性：中央框架作为统一的刚性基准，将所有部件“捆绑”为一个整体，极大地提高了系统的结构刚度和抗发射振动能力；短管路设计降低了气路泄漏风险。