固体火箭技术 第３５卷第２期 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｏｌｉｄ Ｒｏｃｋｅｔ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｖ０１．３５ Ｎｏ．２ ２０１２ 大规模固体微推力器阵列点火关键技术① 刘旭辉，方蜀州，王玉林，李洪美，李（北京理工大学宇航学院，北京１０００８１） 腾 摘要：为了将固体微型推力器阵列应用于姿轨控，需要对点火相关技术进行研究。分析了点火电路在姿态、轨道控制 上的应用问题；设计了适用于大规模阵列的驱动电路，通断可控，能够满足点火需要；研究了点火延迟时间以及单次多组点 火的间隔时间，当点火功率为２ ｗ时，点火延迟时间经测试最大为７．６ ｍｓ，而点火间隔时间经测试最小为５０ ｓ。经过综 合测试实验，点火成功率能够达到１００％，验证了点火系统相关模块的可靠性和匹配性；经过控制仿真，验证了该系统能够 满足卫星姿轨控需要。 关键词：固体微型推力器阵列；姿轨控；点火系统；逻辑控制；点火延迟时间 中图分类号：Ｖ４３９ ．７ 文献标识码：Ａ 文章编号：１００６－２７９３（２０１２）０２－０１８３－０５ Ｉｇｎｉｔｉｏｎ ｋｅｙ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ ｏｆ ｌａｒｇｅ－ｓｃａｌｅ ｓｏｌｉｄ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｍｉｃｒｏ－ｔｈｒｕｓｔｅｒ ａｒｒａｙ ＬＩＵ Ｘｕ—ｈｕｉ，ＦＡＮＧ Ｓｈｕ—ｚｈｏｕ，ＷＡＮＧ Ｙｕ—ｌｉｎ，ＬＩ Ｈｏｎｇ—ｍｅｉ，ＬＩ Ｔｅｎｇ （Ｓｃｈｏｏｌ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ，Ｂｅｉｊｉｎｇ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００８１，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｏ ａｐｐｌｙ ｓｏｌｉｄ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｍｉｃｒｏ—ｔｈｒｕｓｔｅｒ ａｒｒａｙ ｔｏ ａｔｔｉｔｕｄｅ ａｎｄ ｏｒｂｉｔ ｃｏｎｔｒｏｌ，ｉｔ ｉｓ ｎｅｃｅｓｓａｒｙ ｔｏ ｓｔｕｄｙ ｔｈｅ ｒｅｌｅｖａｎｔ ｉｇｎｉ— ｔｉｏｎ ｔｅｃｈｎｉｑｕｅｓ．Ｔｈｅ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ ｏｆ ｉｇｎｉｔｉｏｎ ｃｉｒｃｕｉｔ ｉｎ ｔｈｅ ａｔｔｉｔｕｄｅ ａｎｄ ｏｒｂｉｔａｌ ｃｏｎｔｒｏｌ ｗａｓ ａｎａｌｙｚｅｄ，ａｎｄ ｔｈｅ ｄｒｉｖｅｒ ｃｉｒｃｕｉｔ ｗａｓ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ｔｏ ｍｅｅｔ ｔｈｅ ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔ ｏｆ ｉｇｎｉｔｉｏｎ．Ｔｈｅ ｉｇｎｉｔｉｏｎ ｄｅｌａｙ ｔｉｍｅ ａｎｄ ｔｈｅ ｉｎｔｅｒｖａｌ ｔｉｍｅ ｏｆ ｍｕｈｉ—ｇｒｏｕｐ ｉｇｎｉｔｉｏｎ ｗｅｒｅ ｓｔｕｄｉｅｄ．Ｗｈｅｎ ｔｈｅ ｉｇｎｉ— ｔｉｏｎ ｐｏｗｅｒ ｗａｓ ２ Ｗ，ｔｈｅ ｍａｘｉｍｕｍ ｏｆ ｉｇｎｉｔｉｏｎ ｄｅｌａｙ ｔｉｍｅ ｗａｓ ７．６ ｍｓ．Ｔｈｅ ｔｅｓｔ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｍｉｎｉｍｕｍ ｉｎｔｅｒｖａｌ ｔｉｍｅ ｉｓ ５０ Ｉｘｓ． Ｔｈｅ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ ａｎｄ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｈａｖｅ ｐｒｏｖｅｄ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｉｇｎｉｔｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍ ｉｓ ｒｅｌｉａｂｌｅ ａｎｄ ｃｏｍｐａｔｉｂｌｅ；ｔｈｅ ｓｕｃｃｅｓｓ ｒａｔｅ ｏｆ ｉｇｎｉｔｉｏｎ ｃａｎ ｂｅ １００％，ａｎｄ ｔｈｅ ｓｙｓｔｅｍ ｍｅｅｔｓ ｔｈｅ ｎｅｅｄ ｏｆ ｔｈｅ ａｔｔｉｔｕｄｅ ａｎｄ ｏｒｂｉｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｆｏｒ ｔｈｅ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｓｏｌｉｄ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｍｉｃｒｏ—ｔｈｒｕｓｔｅｒ ａｒｒａｙ；￣ｔｉｔｕｄｅ ａｎｄ ｏｒｂｉｔ ｃｏｎｔｒｏｌ；ｉｇｎｉｔｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍ；ｌｏｇｉｃ ｃｏｎｔｒｏｌ；ｉｇｎｉｔｉｏｎ ｄｅｌａｙ ｔｉｍｅ ０ 引言 由于固体微型推力器阵列在微小型卫星的控制方 结合推力器分配算法，对大规模阵列（１００×１００以上） 的点火相关技术进行了研究，主要包括控制模块、驱动 面存在着显著的优点，体积小、集成度高、功耗低，能够 模块、点火模块以及各模块中的一些重要参数的实验 提供小而精确的冲量，因此受到各国研究机构的重视。 研究，例如点火延迟、点火间隔时间等。为了便于表 随着各国对微型推力器阵列的研究逐渐深入，需要研 述，本文采用１０×１０阵列来说明对于大规模阵列的点 究基于大规模阵列的相关技术，而其中较为重要的是 火技术的研究。点火相关技术，例如点火控制系统、点火电路、驱动电 路、点火算法及其各项技术的匹配性等研究。现阶段 １ 点火电路 各研究机构主要集中在对微型推力器阵列结构、测试 究较少，采用的点火电路较为复杂，不适用于大规模推 力器阵列¨ 。 点火电路是微型固体推力器中非常重要的组成部 因此大规模微推力器阵列点火电路，需要具有高可靠 等方面的研究，而对于大规模阵列相关的点火技术研 分，微推力器能否正常工作也主要取决于点火电路。 性，并且能够满足卫星姿轨控的要求。 现有的研究中点火电路结构都较为复杂，例如美 本文从大规模微型推力器阵列的应用角度出发， ① 收稿日期：２０１０—１２－０８；修回日期：２０１１－０２．２３。 基金项目：“十一五”民用航天科研预先研究项目。 作者简介：刘旭辉（１９８３一），男，博士生，研究方向为微小型飞行器姿轨控动力系统。Ｅ．ｍａｉｌ：ｘｈｌｉｕ＠ｂｉｔ．ｅｄｕ．ｃｎ 一１８３— 固体火箭技术 第３５卷 国ＴＲＷ公司 、法国ＬＡＡＳ实验室 ｊ、新加坡的 １．２应用性研究 Ｊｏｎｇｋｗａｎｇ Ｌｅｅ 等，都是采用每个点火元件单独控制 的方法，不适用于大规模微推力器阵列，日本的Ｋｏｊｉ Ｔａｋａｈａｓｈｉ 研究的点火电路，适用于大规模点火电路， 本文设计的阵列式点火电路适用于大规模推力器 阵列，虽然简化了电路结构，但是存在发生误点的情 况，因此要设计一定的点火规则，在点火时避免误点。 但是未对其如何在星上应用做研究，并且方案二较为 如果需要点火的推力器中有３个推力器构成Ｌ形，则 浪费能源；美国的Ｈｏｎｅｙｗｅｌｌ公司与Ｐｒｉｎｃｅｔｏｎ大学＿９ Ｊ 第４个推力器必然被点着。举例说明，如图１（ｂ）所 研制的点火电路结构过于复杂，提高了成本、降低了可 示，如果需点推力器坐标为（ａｌ，ｂ１）、（ａｌ，ｂ２）、（ａ２， 靠性，并且没有进行相关点火实验。本文借鉴前人研 ｂ１），则坐标为（ａ２，ｂ２）的推力器必然会被点着。而在 究，根据卫星姿轨控的要求，设计出了适用于大规模推 姿轨控时，难免会出现该情况，因此需要在应用中根据 力器阵列使用的点火电路。 １．１点火电路设计 本系统点火电路采用电阻作为发热元件，对点火 药进行加热，基本结构如图１（ａ）所示，采用点火电阻 和二极管串联的形式，二极管一方面保证电流单向性， 防止发生误点火；另一方面防止点火电阻之间形成并 联 。推力器阵列规模为１００ Ｘ １００，采用该阵列形 式，只需要２００条导线，该方式提高了点火的稳定性及 可靠性，图１（ａ）表示出了３ Ｘ ３阵列示意图。由于点 火电路设计决定了推力器的布局，而推力器阵列既要 满足姿态控制要求又要满足轨道控制要求，因此点火 电阻采用图１（ｂ）左侧形式布局，将该形式点火电路命 名为“阵列式点火电路”。 （ａ）点火电路 １ ２ ３ ４ ５ ６ ７ ８ ９ １Ｏ ３ ０ ０ ０ ０ ０ ｏ Ｃ ０ｌｏ ０ ０（ ）０ｌ０ ｏ ０ ３ ８ Ｃ ０ ０ ０ ０ ｅ 、 书 ： ｃ Ｌ＿Ｊ ０ ０ 妊 留 礴 ｏ ０ ３ ０ ｏ 、 ０ ｏ Ｃ ０ ０ ０ ０（ ）０ Ｏ ｏ ０ ＿）ｎ ｎ，、ｎ ｒ］ｎ ｎ ｎ ｒ 图 图１推力器布局方法 Ｆｉｇ．１ Ｍｅｔｈｏｄ ｏｆ ｔｈｒｕｓｔｅｒｓ ｌａｙｏｕｔ １８４一 阵列的特点，解决误点问题。 假设将推力器阵列以正六面体的形式布置在卫星 的表面上，６个面上各布置１个推力器阵列，两两相 对，采用三轴解耦控制，每１对阵列控制２个自由度。 １．２．１姿态控制应用 对于姿态控制，３对阵列各自产生俯仰、偏航、滚 转力矩。在进行姿态控制时，根据推力器的分配算法， 求解出所需推力器坐标后，将坐标存于控制电路的 ＲＡＭ中。点火时，根据储存的推力器坐标，将所需推 力器组合进行逐行点火，每行之问间隔时问极短，但足 以使回路断开，该时问可忽略（相关内容将在３．２节中 进行分析），采用逐行点火的方式可避免所点推力器构 成Ｌ形，防止发生误点，利于姿态控制。 １．２．２轨道控制应用 在进行轨道控制时，３对阵列各自产生法向、径 向、轨道面法向力。在寻址时要保证推力合力通过卫 星质心方向，因此按照圆周上两两相隔６０。共６个推力 器分成一组，该分组方式具有良好的对称性，如图 １（ｂ）所示，在进行轨道控制时，由轨道控制的推力器 分配算法求解出需要的推力器坐标后，将坐标存于控 制电路的ＲＡＭ中，点火原理同姿态控制，以组为单位 进行点火。设每个推力器产生的冲量为， ，对于每一 分组，需要保证推力合力通过卫星质心方向，每组产生 冲量的基本组合为２， 、３，…、４，…、６，…，当所点推力 器个数为２、４、６时，推力器关于阵列中心对称布置，不 会构成Ｌ形，当所点推力器个数为３时，每个推力器之 间两两相隔１２０。，同样不会构成Ｌ形。采用逐组点火 的方式，无论那种组合，推力器组合可避免Ｌ形，因此 不会发生误点。 由分析可知，在进行姿轨控时，采用逐行逐组的方 式点火，而各行各组之间间隔极短时间进行，可避免发 生误点的情况，并且该时问远小于点火延迟，可忽略。 该方法具有可行性，采用阵列式点火电路能够满足姿 轨控要求。 ２０１２年４月 刘旭辉，等：大规模固体微推力器阵列点火关键技术 第２期 ２点火延迟时间计算及测试 本系统点火延迟时间主要包括数据传输、算法求 式中Ａ为热导率； 为传热速率； 为传导矩阵；Ｃ为 比热矩阵；｛ ｝为节点温度向量；｛ ｝为温度对时间的 解和电阻加热点火药的时间。前两部分时间均远小于 导数。 电阻加热时间，因此在计算点火延迟时间时，不考虑其 设发火药发火温度为２４０℃，环境初始温度为 引起的点火延迟。该系统点火延迟定义为从电阻开始 ２４℃。经过数值计算，得到了通电电流为０．６、０．７、 通电发热到推力器产生推力的时间。点火过程较为复 ０．８、０．９、１ Ａ时，玻璃釉和二氧化钌上表面达到２４０ ｏＣ 杂，本文通过数值计算确定了发火药达到发火温度的 时间，且通过实验进一步精确确定了系统的点火延迟。 时的所用时间，如图３所示。 ２．１点火延迟时间数值计算 本设计中发热电阻阻值为２ Ｑ，阻值误差为１％， 经实验瞬时功率能够达到２ Ｗ以上，能够满足微型推 力器阵列的要求。为保证绝缘性，第１层为玻璃釉 （ＳｉＯ ），第２层为电阻材料，第３层为陶瓷。 电阻加热过程，一是通电后电流流过电阻材料发 热；二是热量通过热传导方式流动 Ｊ。假设与发火药 接触的电阻表面温度达到发火药发火温度时即发火， 运用有限元方法进行三维非稳态传热计算，分别计算 了玻璃釉和二氧化钌上表面达到发火药发火温度所需 时间。因为点火时间较短，并且电阻ＴＣＲ（温度系数） 值较小±１０Ｉ４℃ （左右），因此忽略点火时电阻阻值 的变化，简化电阻模型如图２所示。 图２电阻简化图 Ｆｉｇ．２ Ｓｉｍｐｌｉｉｆｅｄ ｄｉａｇｒａｍ ｏｆ ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ 电阻的电功率可表示： Ｐ＝Ｉ２Ｒ （１） 式中，为通过电阻的电流； 为阻值。 将电阻作为恒热源，生热速率可表示为 ｑ＝Ｐ／Ｖ （２） 式中 为电阻的体积。 计算控制方程为 轰（Ａ ）＋ （Ａ ）＋杀（Ａ ）＋ｇ＝Ｐｃ （３） ｄＴ ＯＴ ＋ ａＴ ＋ ８Ｔ ＋ ａＴ （４） ［Ｃ］｛Ｔ｝＋［Ｋ］｛Ｔ｝＝｛Ｑ｝ （５） ｌ＝兰靴 电流／Ａ 图３达到点火温度所需时间 Ｆｉｇ．３ Ｔｉｍｅ ｏｆ ｒｅａｃｈｉｎｇ ｉｇｎｉｔｉｏｎ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ 由图３可知，当点火电流为１ Ａ时，点火功率为 ２ Ｗ，在７ ｍｓ时玻璃釉上表面可达到２４０ ｏＣ，同时由图 ３可知，绝缘材料玻璃釉对点火延迟的影响较小。 ２．２点火延迟时间测试 为了进一步确定点火所需时间，使用微推力测试 台进行点火延迟时问测试，忽略数据传输时问，用点火 电压作为外部触发，在点火同时，同时触发采集系统， 进行推力数据采集¨ ，有限元方法计算的点火延迟时 间与实际测量的最大点火延迟时间对比如图４（ａ）所 示。图４（ｂ）为点火功率为２ Ｗ时点火延迟时间。由 图４可知，经过测试延迟时问为７．６ ｍｓ，该值大于数值 计算求得的７ ｍｓ。在点火控制系统中，以实验测得的 时问为准。当点火功率为２ Ｗ时，需要设置电路保持 接通的时间为７．６ ｍｓ以上。 『： ｊ 电流／Ａ （ａ） 一 （ｂ） 图４点火延迟仿真及实验对比 Ｆｉｇ。４ Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ ｏｆ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ａｎｄ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ３驱动电路的研究及测试 驱动电路不但需要可控通断、尽可能简洁，并且要 求能够产生使发火药发火的一定功率。 一１８５— ２０１２年４月 固体火箭技术 第３５卷 ３．１驱动电路设计 供电，控制状态如图６所示。 本系统中驱动电路列、行控制端分别采用晶闸管 和达林顿管作为控制元件，如果都采用晶闸管¨ ，则 只有当电阻完全烧毁时才会断开电路，因此点火可靠 性及可控性不高；如果都采用达林顿管，则电路设计比 较复杂，降低了可靠性，本设计采用晶闸管和达林顿管 组合的方式，该形式的驱动电路既可控又较为简洁。 图６点火间隔时间 其中一路驱动电路，包含点火电路如图５所示。 图５驱动电路 Ｆｉｇ．５ Ｄｒｉｖｅｒ ｃｉｒｃｕｉｔ 晶闸管起到开关作用，配合达林顿管进行行列寻 址；达林顿管起到功率放大作用以及开关作用。当行 列控制端同为高电平时电路导通，为点火电阻提供电 流，当达林顿管端断开时，点火回路断开，改变ＶＣＣ，可 以改变点火功率。 ３．２单次多组点火间隔时间实验研究 若需要点火推力器数量较多，超过系统功率载荷， 或者出现１．２节中所述情况，可能存在误点时，需要分 组点火，即在点完部分推力器后，在极短时间内断开电 路，切断电源，之后再进行下一部分推力器点火，其中 的断开时间需要进行实验测量。 根据驱动电路中器件特性，晶闸管一旦导通将一 直保持通路，除非出现断路或加反向电压，才能将回路 断开；而达林顿管的通断与控制端电平有关，当出现低 电平时，回路断开，利用该特点，列控制端的控制信号 周期设定较长，设为１０ ｍｓ；行控制端周期设定较短，调 节行控制端的控制信号周期，来确定回路断开的最短 时间。经过测试，行控制端信号周期为１００ ｓ时，即 低电平时间为５０ ｓ，回路能够断开，停止对点火电阻 一１ ８６一 Ｆｉｇ．６ Ｔｈｅ ｉｎｔｅｒｖａｌ ｔｉｍｅ 继续缩短行控制端控制信号周期，当小于１００ ｓ 时，回路将不能断开。因此，当进行单次多组点火时， 中问最小问隔时间设为５０ ｓ，该时问相对于点火延迟 时间可忽略。 ４点火系统综合研究及实验 整个点火系统包括上位机、控制电路、驱动电路、 点火电路、推力器阵列，需要进行综合实验，验证各部 分的匹配性，保证点火系统的稳定性及可靠性。 在进行综合实验前，需要对控制电路的控制输出 信号进行测试，观察其能否满足控制需要。 ４．１控制电路实验 本系统控制电路采用ＦＰＧＡ作为主控制芯片，ＵＳＢ ２．０进行通信，能够实现对阵列中推力器的任意组合 点火控制。 控制电路既能控制单次多个推力器点火，又要实 现同时控制多个推力器点火，并且能够对电平的维持 时间以及单次多组的点火间隔时间进行设置。以共点 火４个推力器，每次点１个为例，所点的推力器坐标为 （１，９）、（２，１０）、（３，１１）、（４，１２），运用在线逻辑分析仪 Ｓｉｎｇａｌ ＴａｐⅡ进行输出信号测试，如图７（ａ）所示；同时 点７个推力器，测试结果如图７（ｂ）所示。 经过测试，验证了控制电路以及控制程序的可行 性，能够准确输出控制信号，实现对任意推力器及其组 合的点火控制。 ４．２点火系统组成及测试 ＦＰＧＡ以及ＵＳＢ下载程序后，通过ＵＳＢ控制台模 拟行星载计算机发送控制指令，经过控制电路输出信 号，驱动电路进行功率放大，使点火电路工作，直至发 火药发火，该控制系统较国外研制的要先进 ，能够 实现对大规模微型推力器阵列的点火控制。 按照实验以及计算分析，设定好点火延迟时间和 点火间隔时间，进行２种方案实验：第１方案每组同时 点４个推力器，共点３组；第２方案共点５Ｏ个推力器， 每次点１个，２种方案经过测试，点火成功率均为 １００％ ２０１２年４月 刘旭辉，等：大规模固体微推力器阵列点火关键技术 第２期 图８为某一推力器点火瞬间，图８中包括了点火 ｍ ，轨道高度为７００ ｋｍ，单位力矩为Ｍ ＝２×１０ Ｎ 系统中的各个模块，示波器为进行自动扫描测试，用于 检查电平维持时间和点火间隔时间。 ・ｍ。假设初始姿态角为［０。，０。，０。］，姿态角速度都 为零，姿态角调整为［１０。，０。，０。］。基于微型推力器阵 列的姿态控制具有２个特点：（１）微型推力器阵列产生 力矩的形式是离散的；（２）点火电阻加热发火药存在 点火延迟。经过试验，北京理工大学喷气推进实验室 研制的微推力器阵列，平均工作时间为１ ｍｓ，假设本次 点火功率为２ Ｗ，设定延时为９ ｍｓ（大于７．６ ｍｓ，为点 火药加热设定一定的裕度），考虑点火延迟以及力矩的 （ａ）单次多组点火 离散性，仿真结果如图９所示。以Ｍ ｉ 为单位，实际输 出力矩为５Ｍｍｉｎ、Ｍ ｉ 、一３Ｍｍｉｎ、一２Ｍｍｉｎ、一 ｉ 、 一 ｉ ｉ ，经由推力器分配算法，可求得所需推力器 坐标。 ｌ 目 ● ｛｝ ； ｝弓 ｌｌ ｌ ｌ：： ；＼ ｌ ｌｌ ｌ！ ｌ ｌ玎 ｊ ｆＩ ｌｌ ｌｊ ｝簿 ＩＩ ｌ ｌｌ ｌ工作时间／Ｓ 图９阵列输出力矩仿真 （ｂ）多个推力器同时点火 Ｆｉｇ．９ Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ ａｒｒａｙ ｏｕｔｐｕｔ ｔｏｒｑｕｅ 图７点火间隔时间 Ｆｉｇ．７ Ｔｈｅ ｉｎｔｅｒｖａｌ ｔｉｍｅ 以０．０２９ Ｓ时刻需要３Ｍ 为例，假设阵列中推力 器都未曾使用，根据推力器分配算法，求出所需推力器 经过综合实验，点火电路能够在设定的时间内加 的位置，则所需推力器坐标为（１，４）以及与其相对应阵 热发火药进行发火；驱动电路能够进行功率放大维持 列坐标为（１，７）的推力器。发送点火指令，当点火系统 点火电路工作；控制电路能够准确产生控制信号。说 接收到指令时，控制端置高电平，开始加热电阻，考虑 明该系统能够按照设计要求进行点火，验证了该系统 到点火延迟时间为９ ｍｓ，９ ｍｓ后产生所需力矩。 的可靠性和稳定性。 由仿真结果可知，采用本点火系统能够满足基于 微型卫星推力器阵列的控制要求，仿真中考虑到了推 力器的点火延迟时间，以及推力器阵列产生离散力矩 的特点。 ６结论 （１）点火电路设计可靠、简洁，适用于大规模推力 图８点火系统 器阵列的应用，经过在姿轨控时的应用分析可知，能够 Ｆｉｇ．８ Ｉｇｎｉｉｔｏｎ ｓｙｓｔｅｍ 满足卫星姿轨控要求。 （２）经过测试以及仿真确定了点火延迟时间，该 ５ 实例验证 结果可为控制电路中电平的设置作为参考。 卫星进行姿态控制时，实时性要求较高，并且姿态 （３）驱动电路设计简洁可靠、可控，能够满足点火 控制时间较短，因此要考虑点火延迟时间；而对于轨道 要求，经测试确定了单次多组点火的最小间隔时间。 控制，一般控制周期较长，因此点火延迟时间可以忽 （４）经过综合实验和控制仿真，验证了本点火系 略。为了分析该点火系统能否满足卫星控制需要，以 统的可靠性及稳定性，能够满足卫星的控制要求。 姿态控制为例，来说明本系统的实用性。 某皮卫星转动惯量为Ｉｘ＝１２．１８７ ５×１０～ｋｇ・ （下转第１９２页） ｍ 、Ｉｙ＝１４．０６２ ５×１０～ｋｇ・ｍ。＝、 ９．３７５×１０～ｋｇ・ 一１８７— ２０１２年４月 固体火箭技术 第３５卷 （上接第１８７页） 参考文献： 【１］ Ｚｈａｎｇ Ｋ Ｌ，Ｃｈｏｕ Ｓ Ｋ．Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ ｏｆ ａ ｎｏｖｅｌ ｓｏｌ— ｉｄ—ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｍｉｃｒｏｔｈｒｕｓｔｅｒ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ａｎｄ Ｐｏｗｅｒ，２００６，２２（１）：５６－６３． ［２］ Ａｌｅｘｅｅｎｋｏ Ａ Ａ，Ｌｅｖｉｎ Ｄ Ａ，Ｇｉｒｎｅｌｓｈｅｉｎ Ｓ Ｆ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｔｕｄｙ ｏｆ ｆｌｏｗ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ａｎｄ ｔｈｒｕｓｔ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｆｏｒ ３ Ｄ ＭＥＭＳ—ｂａｓｅｄ ｎｏｚｚｌｅｓ［Ｃ］／／３２ｎｄ ＡＩＡＡ Ｆｌｕｉｄ Ｄｙｎａｍｉｃｓ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ａｎｄ Ｅｘｈｉｂｉｔ，Ｓｔ．Ｌｏｕｉｓ，ＵＳＡ，２４—２６ Ｊｕｎｅ，２００２． １ ３］ Ｍｉｎｇ—Ｈｓｕｎ Ｗｕ．Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ａｎｄ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｚａｔｉｏｎ ｏｆ ｃｅｒａｍｉｃ ｍｉｃｒｏ ｃｈｅｍｉｃａｌ ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ａｎｄ ｃｏｍｂｕｓｔｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍｓ［Ｃ］／／ ４６ｔｈ ＡＩＡＡ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｓｃｉｅｎｃｅｓ Ｍｅｅｔｉｎｇ ａｎｄ Ｅｘｈｉｂｉｔ，Ｒｅｎｏ， ＵＳＡ，Ｊａｎｕａｒｙ ７－１０，２００８． ［４］ 尤政，张高飞，林杨，等．ＭＥＭＳ固体化学推进器设计与建 模研究［Ｊ］．光学精密工程，２００５，１３（２）：１１ ７—１２６． ［５］Ｄａｖｉｄ Ｈ Ｌｅｗｉｓ Ｊｒ，ｅｔ ａ１．Ｄｉｇｉｔａｌ ｍｉｃｒｏｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ［Ｊ］．Ｓｅｎｓｏｒｓ ａｎｄ Ａｃｔｕａｔｏｒｓ：Ｐｈｙｓｉｃａｌ，２０００，８０（２）：１４３—１５６． ［６］ Ｃ Ｒｏｓｓｉ，Ｔ Ｄｏ Ｃｏｎｔｏ，Ｄ Ｅｓｔ＇ｅｖｅ，ｅｔ ａ１．Ｄｅｓｉｇｎ，ｆａｂｒｉｃａｔｉｏｎ ａｎｄ ｍｏｄｅｌｌｉｎｇ ｏｆ ＭＥＭＳ・－ｂａｓｅｄ ｍｉｃｒｏｔｈｒｕｓｔｅｒｓ ｆｏｒ ｓｐａｃｅ ａｐｐｌｉｃａ－－ ｔｉｏｎ［Ｊ］．Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｐｈｙｓｉｃｓ Ｐｕｂｌｉｓｈｉｎｇ，２００１：ｌ１５６—１１６２． ～１９２一 ［７］ Ｊｏｎｇｋｗａｎｇ Ｌｅｅ，Ｄａｅ Ｈｏｏｎ Ｌｅｅ，Ｓｅｊｉｎ Ｋｗｏｎ．Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ｐｅｒ— ｆｏｒｍａｎｃｅ ｅｖａｌｕａｔｉｏｎ ｏｆ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ ｏｆ ｍｉｃｒｏ ｓｏｌｉｄ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｔｈｒｕｓｔｅｒ［Ｃ］／／４０ｔｈ ＡＩＡＡ／ＡＳＭＥ／ＳＡＥ／ＡＳＥＥ Ｊｏｉｎｔ Ｐｒｏｐｕｌ— ｓｉｏｎ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ａｎｄ Ｅｘｈｉｂｉｔ，Ｆｏｒｔ Ｌａｕｄｅｒｄａｌｅ，ＵＳＡ，Ｊｕｌｙ １ ｌ一 １４，２００４． ［８］ Ｋｏｊｉ Ｔａｋａｈａｓｈｉ，ｅｔ ａ１．Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ｔｅｓｔｉｎｇ ｏｆ ｍｅｇａ—ｂｉｔ ｍｉｃｒｏ— ｔｈｒｕｓｔｅｒ ａｒｒａｙ［Ｃ］／／ＮａｎｏＴｅｃｈ ２００２一“Ａｔ ｔｈｅ Ｅｄｇｅ ｏｆ Ｒｅｖｏｌｕ— ｔｉｏｎ”，Ｈｏｕｓｔｏｎ，ＵＳＡ，Ｓｅｐｔｅｍｂｅｒ ９－１２，２００２． ［９］ Ｄａｎｉｅｌ Ｗ Ｙｏｕｎｇｎｅｒ，ｅｔ ａ１．ＭＥＭＳ Ｍｅｇａ—ｐｉｘｅｌ ｍｉｃｒｏ—ｔｈｒｕｓｔｅｒ ａｒｒａｙｓ ｆｏｒ ｓｍａｌｌ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ｓｔａｔｉｏｎｋｅｅｐｉｎｇ［Ｃ］／／１４ｔｈ Ａｎｎｕａｌ／ ＵＳＵ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ ｏｎ Ｓｍａｌｌ Ｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ，ＳＣＯ０一Ｘ一２． ［１０］ 毕群，谈浩元．点火延迟时间测量系统的研制［Ｊ＿．航空 动力学报，１９９７，１２（３）：３２４—３２６． ［１１］ 韩克华，刘举鹏，等．脉冲推冲器阵列数字点火控制系统 的研究［Ｊ］．火工品，２００５（４）：３８－４０． ［１２］ Ｊｏｎｇｋｗａｎｇ Ｌｅｅ，ｅｔ ａ１．Ｄｅｓｉｇｎ，ｆａｂｒｉｃａｔｉｏｎ ａｎｄ ｔｅｓｔｉｎｇ ｏｆ ＭＥＭＳ ｓｏｌｉｄ ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ ｔｈｒｕｓｔｅｒ ａｒｒａｙ ｃｈｉｐ ｏｎ ｇｌａｓｓ ｗａｆｅｒ ［Ｊ］．Ｓｅｎｓｏｒｓ ａｎｄ Ａｃｔｕａｔｏｒｓ Ａ：Ｐｈｙｓｉｃａｌ，２０１０：１２６—１３４． （编辑：吕耀辉）
