1.本发明属于宇宙航行技术领域，种具具体来说涉及一种具有静电式电推进系统的有静卫星。
背景技术：
2.宇宙航行又称空间飞行、电式电推太空飞行、进系或航天飞行，卫星是种具指进入、探索、有静开发和利用地球大气层以外的电式电推宇宙空间以及地球以外天体各种活动的总称。宇宙航行所使用的进系飞行器包括宇宙飞船和卫星。
3.卫星自身具有推进系统，卫星这是种具因为当卫星通过运载火箭或者其他方式进入预定轨道之后，仍然需要实现轨道保持、有静精确定位和阻力补偿等功能，电式电推以完成诸如组网运行、进系对地精确观测等应用任务。卫星因此，卫星的推进系统对于提高卫星的运行寿命、保障卫星的正常运行具有重要影响。对于微纳卫星而言，除了使用传统的化学推进装置之外，还可以采用电推进装置。电推进是一类利用电能直接加热推进剂或利用电磁作用电离加速推进剂以获得推进动力的先进推进方式，具有较高的比冲、推力和效率，在大型航天器的轨道控制、深空探测和星际航行等空间任务中有广阔的应用前景。
4.例如，专利文献1提出了一种同时采用化学推进器和电推进器的卫星，并且当检测到电推进器失效时，进行相应的控制。例如，控制在贴近轨道交点处剩余电推进器的燃烧，以及控制特定位置处的化学推进器的燃烧。专利文献1的方案仅仅是在电推进器失效之后进行事后的补救，相比于未发生失效的情况而言，对电推进器乃至卫星的寿命并无提高。
5.专利文献1：申请公布号：cn 106275506 a，申请人：波音公司，分类号：b64g1/10, b64g1/24, b64g1/40，发明名称：响应电推进器失效的用于混合燃料系统的有效位置保持设计。
6.具体到电推进的类型，目前在轨使用最广泛的是离子电推进系统和霍尔电推进系统。霍尔推力器结构相对简单、体积较小，比冲比离子推力器低，要求的推进剂加注量较大，但其推力较大，变轨时间短；离子结构相对复杂，体积较大，比冲高于霍尔推力器，要求的推进剂加注量较小，但是推力小，变轨时间长。
7.为此，专利文献2提出了一种兼容离子、霍尔电推进配置的卫星平台，电推进分系统主要包括两个推力器模块、贮箱供给模块和电源模块，其所采用的电推进系统能够使用离子及霍尔两种形式的推力器来完成卫星变轨及卫星在轨期间的南北位置保持、东西位保和角动量卸载任务，也可单独使用离子或者霍尔完成以上任务，在单独配置离子或者霍尔电推进时，直接将未配置的功能模块去掉即可，平台其它仪器设备的布局无需进行调整。但是，这种结构仍然是基于已知的推力器进行组合，并未克服各个推力器自身存在的缺点。
8.专利文献2：申请公布号：cn 115503984 a，申请人：中国空间技术研究院，分类号：b64g1/40，发明名称：一种兼容离子、霍尔电推进配置的卫星平台。
9.因此，仍然需要对推力器进行研究，以为卫星提供更好的推进。
技术实现要素：
10.结合发明人在该领域的研究和实际经验，在此提出以下改进的技术方案。
11.一种卫星，包括：本体，一个或多个推进系统，其特征在于，其中至少一个所述推进系统采用惯性静电约束离子推力器，所述惯性静电约束离子推力器包括：供气装置；导磁装置，所述导磁装置包括电磁线圈和导磁喷管；阳极，所述阳极为球状的壳体；阴极，所述阴极的本体整体上呈笼状，且所述阴极上设置有与所述供气装置连接的第一接口以及与所述导磁喷管连接的第二接口；所述阴极容纳于所述阳极的内部，且所述供气装置用于将位于所述阳极外部的气体导入到所述阴极内部；所述导磁喷管的一部分位于所述阳极的外部。
12.根据本发明的卫星，其能够采用电推进的方式来实现姿态或轨道的改变。具体地，采用惯性静电式电推力器，通过在阳极形成正电压，在阴极形成负电压，从而在阴极和阳极之间将形成强电场，并且阴极在电场的作用一下逸出少量电子，而在电场的作用下，电子会以较高的速度向阳极运动，在此过程中会与通过供气装置供至阴极的气体原子发生碰撞，进而产生正离子和新的电子，启动电子碰撞电离过程。进一步地，随着正离子会沿电场线的方向朝阴极加速运动，过程中会与气体原子进一步碰撞电离，产生大量的正离子和电子。正离子会在阴极附近来回飞行，直到发生碰撞。这些往复振荡离子遇到三维静电场的压缩效应，渐渐的会在阴极中心形成虚拟阳极，即一个电势很高的电势垒，而电子也会开始进入虚拟阳极对通入的气体原子形成放电电离。最后，通过电磁线圈、导磁喷管形成的磁场引出等离子体束流，从而为卫星提供动力。
13.根据本发明的一个方面，所述卫星还包括一个或多个太阳能电池板。由此，可以使得卫星在运行过程中可以利用太阳能来供能，同样能够提高卫星的使用寿命。
14.进一步地，所述多个推进系统全部采用电推进系统，或者采用电推进系统与化学推进系统的组合。对于微纳卫星而言，选用电推进系统是合适的，但是在综合考虑费用、可靠性、使用寿命等因素的情况下，可以合理地选用电推进系统和化学推进系统的结合。
15.根据本发明的一个方面，所述本体具有多个六边形的去除材料区域。由此，可以尽可能地提高阴极的本体的透过率。
16.根据本发明的一个方面，所述本体采用304不锈钢。由此，可以保证阴极的本体的强度。
17.根据本发明的一个方面，所述阳极采用304不锈钢。
18.根据本发明的一个方面，在所述供气装置与所述阳极之间，设置有支撑装置。
19.根据本发明的一个方面，所述支撑装置采用氮化硼陶瓷。
20.根据本发明的一个方面，还设置有密封装置，用于实现对所述支撑装置、所述供气装置以及所述阳极之间的密封。
21.根据本发明的一个方面，所述卫星还包括用于调节所述推进器的推力方向的调节
机构。
22.本发明还提出一种对卫星的惯性静电约束离子推力器进行缩比设计的方法，所述方法包括：确定放电区域的半径；确定阴极区域半径，使得所述阴极区域半径大于所述放电区域半径。
23.综合上述技术方案可知，本发明至少具有以下有益技术效果：1、采用了惯性静电约束这种全新的电离方式。
24.2、阴极采用了六边形笼状结构，透过率高达90%，在保证离子穿过的情况下，拥有更好的电场均匀性和力学性能。
25.3、采用了磁喷管设计，以电磁线圈提供可调磁场，通过硅钢材料的导磁喷管形成收敛扩张型的磁场及磁感线结构，最后收敛扩张的磁场构型能加速引出离子形成等离子体束流，较传统的离子推力器加速栅，具有耐侵蚀、长寿命、大功率的优势。
26.本发明的其它特征和优点将在下文结合附图进行描述。
附图说明
27.参考附图描述本发明的示例性实施例，其中：图1是本发明的卫星在太空中的运行示意图。
28.图2是本发明的卫星的基本结构示意图。
29.图3是本发明的卫星所采用的推进系统的原理图。
30.图4是本发明的卫星所采用的推进系统的六边形笼状栅极阴极的结构示意图。
具体实施方式
31.以下结合附图对本发明的具体实施方式进行说明。
32.图1是本发明的卫星在太空中的运行示意图。参见图1，其中示出的绕地球运行的卫星的运行示意图。在图1中，位于左侧的是太阳系中的太阳，位于右侧的是地球，位于中间的是本发明的卫星100。在图1中，本发明的卫星100绕一个轨道围绕地球运行。卫星100包括本体101以及位于本体101两侧为卫星供电的太阳能电池板102。当然，太阳能电池板102只是一种优选的结构，并非必要的部件。图1中所示的太阳能电池板包括位于卫星本体101两侧的两块，但是也可以设计成其他形式的结构。
33.在图1中还示出了位于卫星100的质心处的一个三维轨道坐标系，其中x方向表示卫星100的运行速度方向，z轴指向地球，y轴则垂直于x轴和z轴形成的xz平面。根据卫星的运行情况，将卫星绕x轴的运行称为滚转，绕y轴的运行称为俯仰，绕z的运行称为偏航。在卫星运行过程中，通过推进器来调整卫星的上述三种运动，以使卫星处于所需的运行状态。
34.图2是本发明的卫星的基本结构示意图。从图2中可以进一步看出本发明的卫星100的具体结构。参见图2，其中包括图1中已经示出的本体101、两个太阳能电池板102，还包括位于本体101右侧的两个推进器103以及用于调节推进器103的推力方向的调节机构104。须知，图2中的推进器103相对于卫星本体101的布置形式是示意性的，推进器103的数量和位置可以根据实际需要来设置成其他的形式。例如，可以在本体101的其他面上也设置推进器。除了设置电推进器外，也可以设置传统的化学推进器。
35.图3示出了应用于本发明的卫星的电推进系统的原理图，图4是本发明的卫星所采用的推进系统的六边形笼状栅极阴极的结构示意图。本发明的卫星采用的电推进系统采用惯性静电约束离子推力器。如图3所示，所述惯性静电约束离子推力器包括：供气装置2；导磁装置，所述导磁装置包括电磁线圈6和导磁喷管7；阳极11，所述阳极为球状的壳体；阴极10，结合图4可知，所述阴极的本体202整体上呈笼状，且所述阴极上设置有与所述供气装置2连接的第一接口201以及与所述导磁喷管7连接的第二接口203；所述阴极10容纳于所述阳极11的内部，且所述供气装置2用于将位于所述阳极11外部的气体导入到所述阴极10内部；所述导磁喷管7的一部分位于所述阳极11的外部。
36.优选地，阴极11可以固定在供气装置2上，并且与阳极11绝缘。
37.在材料选择上，供气装置2可以采用不锈钢材料；阳极11采用非导磁材料，例如采用304不锈钢；阴极则可以选用力学结构性能较好的304不锈钢材料；导磁喷管可以采用导磁材料，例如硅钢。
38.导磁喷管7成锥形，其小口径一端与电磁线圈6固定，大口径一端则与阳极11固定，电磁线圈6和导磁喷管7都与阳极11和阴极10绝缘。
39.供气装置2可以采用导管的形式。如图3所示，气体1被从供气装置2的一端引入到推力器的内部。优选地，气体1被供应到推力器的阴极10的内部。气体1可以选用已知的任何适合的气体，例如，可以选用氩气ar。
40.具体地，供气装置2一部分位于阳极11的径向外部，以便将位于阳极外部的气体引入。在阳极11和供气装置2之间，设置有支承装置3。支承装置3可以采用绝缘陶瓷，例如采用氮化硼陶瓷。供气装置则可以采用不锈钢材料。在供气装置2、支撑装置3以及阳极11之间，还采用密封装置对三者进行密封。密封装置可以采用橡胶材料。
41.导磁装置和供气装置2在径向上位于阴极10的两侧。
42.以下，以氩气为例对本发明的卫星所采用的电推力器的工作过程进行说明。在工作时，在阳极11上形成正电压，在阴极10上形成负电压。例如，可以加载100v于阳极11，同时加载-1200v于阴极10。由此，在阳极11和阴极10之间将形成强电场。同时采用金属材料制成的阴极会在电场的作用一下逸出少量的电子5，在强电场的作用下，电子5会以较高的速度向阳极11运动，随后，当气体1通过供气装置2通入阳极11的内部后，而从阴极10逸出的少量的电子5会与氩气原子发生碰撞，进而产生ar+离子和新的电子，启动电子碰撞电离过程。此时ar+会沿电场线的方向朝阴极加速运动，过程中会与ar原子进一步碰撞电离，产生大量的ar+离子和电子。ar+由电场驱动，并向阴极中心加速。
43.如图4所示，优选地，在本体202上设置有多个六边形的去除材料区域，以提高透过率，并且保证良好的力学性能。通过该设计，加速离子可以通过阴极栅极，如果其轨迹上不再发生碰撞，则可以到达电极间区域的另一侧。离子会在阴极附近来回飞行，直到发生碰撞。这些往复振荡离子遇到三维静电场的压缩效应，渐渐的会在笼状阴极中心形成虚拟阳极，即一个电势很高的电势垒，而电子也会开始进入虚拟阳极对通入的氩气ar形成放电电离。
44.在惯性静电约束的作用下，高效能的放电电离已经形成，需要把ar+离子加速引出，形成推力器等离子体束流，才能产生推力完成推进任务。电磁线圈6、导磁喷管7形成磁场8，并且电磁线圈6提供可调磁场，硅钢材料的导磁喷管7形成收敛扩张型的磁场及磁感线
结构，最后收敛扩张的磁场构型能加速引出离子，从而形成等离子体束流9的作用。为约束等离子体束流发散角，并进一步加速等离子体，采用了导磁材料硅钢作为等离子体束流的引出装置，磁感线的方向指向阳极壳体外部。根据电离等离子体的电子温度和离子能量，属于低温等离子体范畴，因此可以采用较弱的磁场引出阴极中心区域的部分等离子体，给电磁线圈通电0-5a的直流电，形成100g-500g的磁场。ar+离子和电子在磁场的作用下会沿着磁感线运动，运动的半径遵循拉莫尔回旋半径：r为离子和电子的旋转半径，m为粒子质量，v为粒子速度，q为电荷量，b为当地磁场强度。
45.从公式中可以看出，电子的质量极小，ar+离子的质量则较大，因此在沿磁感线加速向出口运动的过程中，动量会出现很大的差异，电子的回旋半径小不会脱离磁场束缚，离子的质量和动量大，回旋半径一直增加，会出现跨越甚至脱离磁感线的现象，即离子和电子在随着下游磁场的减弱而出现分离现象。最终ar+脱离磁场束缚被加速喷出，从而等离子体束流9被磁喷管高速引出，推力器所获得的反作用力就是推力，由此为卫星在太空中提供调姿变轨的动力。
46.进一步地，由于本发明采用了惯性静电约束这种全新的电离方式，这种电离方式的功率跨度大，且体积上缩比更容易实现，在此基础上的电推力器会具备电离度高，可大幅缩比的优势。下面对本发明的电推力器的缩比设计进行描述。
47.离子在鞘层中产生，其热速度与背景气体大致相同：电子的漂移速度如下：其中，vi为电离区离子速度，k为波尔茨曼常数，tn为中性气体温度，mi为离子质量，ve为电子漂移速度，e为元电荷量，v
dl
为电离区域势垒电势，me为电子质量。引入朗缪尔条件，电势垒所在的电离区域半径可以表示为：vs为电离区域外部的等离子体空间电位，v
dl
为电离区域势垒电势，r是放电形成之后等离子体双层两端之间的电阻值，β是一个无量纲的比例系数，可以通过实验得到，nn为中性气体数密度。由此，可以得出了放电区域的准确半径r
sdl
，而阴极区域半径需要高于放电区域半径，因此阴极区域的半径rc》r
sdl
。在满足此放电电离前提条件下，可根据所需的放电功率，对推力器的阴极阳极尺寸进行缩比设计，缩比范围大，而功率上限取决于阴极材料的抗溅射程度。
48.也就是说，本发明还提出一种基于上述推力器进行缩比的设计方法，可以根据上
述的参数来求出阴极区域的半径。
49.上文描述的仅仅是有关本发明的精神和原理的示例性实施方式。本领域技术人员可以明白，在不背离所述精神和原理的前提下，可以对所描述的示例做出各种变化，这些变化及其各种等同方式均被本发明人所预想到，并落入由本发明的权利要求所限定的范围内。