任世勇， 虞育松*， 汪旭东， 陈 君， 刘旭辉， 张 榛

1. 北京交通大学，机电学院氢能与航天推进技术实验室, 100044 北京 2. 北京控制工程研究所, 100094 北京

0 引 言

近年来小型卫星因其具有成本低、重量轻、体积小、性能高、研制周期短等特点受到许多国家的重视[1].传统的冷态气体例如氮气常被用作小型航天器的推进剂，但使用氮气为推进剂的推进系统的主要缺点是它的储存密度相对较低，即使在高压下也是如此.这就需要一个大的储罐，而小的航天器往往要求推进系统拥有较小体积和质量.最近，高沸点易液化的烃类燃料在推进方面的应用越来越受到重视[2-3].其中，异丁烷在20℃时的饱和压力为0.302 MPa，非常方便实现常温下的低压液态储存，从而可使推进剂供给系统的结构简单和紧凑[4]，因此，丁烷推进系统在小型航天器方向拥有广阔的前景.

国外对丁烷推进系统的研究和应用较早.英国的萨里空间中心在2000年首次将丁烷推进系统用在SNAP-1A卫星上[5].并且在2002年英国萨里大学的GIBBON等[6]设计并建立了模拟DMC(灾害监测卫星)丁烷推进系统的试验模型，研究发现推力器在15 W电加热功率下的暖机时间(加热至200℃)为10 min.200℃条件下的推力器比冲要比室温下提高30%.此后萨里空间中心将丁烷微推进系统应用在大量的卫星上[7-9].除英国外还有南非、日本、韩国、瑞典、加拿大、美国[10-14]等国家对丁烷推进系统也有所研究.

国内虽然对丁烷推进系统的发展进行了关注，但主要以调研为主，缺乏相关的仿真……