适用于ThinSats平台真空电弧推进器结构

微纳卫星在轨任务执行过程中，轨道维持、姿态调整、离轨操作都离不开小功率推进系统的支撑，这款适配ThinSats平台的真空电弧推进器，正是针对立方星级别的微小航天器设计的动力单元，可在近地轨道的真空环境下稳定输出微牛级推力，满足微纳卫星长期在轨的动力需求。从实际应用场景来看，这类推进器主要搭载在1U-3U规格的ThinSats卫星上，这类卫星通常用于大气探测、低轨通信组网、空间科学试验等任务，受卫星平台自身重量、供电能力、安装空间的严格限制，传统的化学推进、冷气推进系统要么重量超标，要么比冲不足，无法适配这类微型卫星的使用需求，真空电弧推进器凭借结构紧凑、功耗低、比冲适中的特性，成为这类微小卫星动力方案的优选。

从功能特性来看，该推进器依靠真空环境下的电弧放电烧蚀阴极工质，电离产生的等离子体经电场加速喷出形成推力，整个工作过程不需要高压储箱、复杂管路供应系统，仅靠固态金属阴极作为工质源，大幅降低了系统复杂度与漏液、漏气的失效风险。推进器的放电触发模块、阴极进给结构、喷口绝缘组件全部集成在主体壳体内，不需要额外外接独立的功能单元，可直接通过卫星平台的供电总线与控制总线连接，接收星载计算机的点火指令、推力调节指令，完成预设的推进动作。

设计过程中首先要考虑的是空间环境的适配性，近地轨道存在高低温交变、高能粒子辐照、真空出气等特殊工况，因此所有外露结构件都选用低出气率的金属与绝缘材料，避免在轨运行过程中材料挥发污染卫星光学载荷、太阳能帆板。阴极进给结构采用微型步进驱动的弹性顶紧机构，可在每次放电烧蚀后自动补偿阴极损耗，保证放电间隙始终维持在设计区间内，避免间隙过大导致触发起弧失败，或是间隙过小导致阴极短路的问题。绝缘组件采用耐高温的陶瓷材质，可承受电弧放电过程中上千摄氏度的瞬时高温，同时隔绝阴极与阳极壳体之间的导通路径，避免出现内部放电短路的故障。

安装边界方面，该推进器整体采用圆柱式主体结构，外径控制在适配ThinSats卫星安装面板的标准接口范围内，轴向长度不超过卫星平台预留的推进舱段空间，安装法兰上的定位孔与卫星结构板的安装孔位完全匹配，不需要额外设计转接支架即可直接固定。推进器的喷口轴线与卫星质心的安装偏差控制在极小范围内，避免推力输出时产生额外的干扰力矩，增加卫星姿态控制系统的负载。供电接口采用标准的微矩形电连接器，引脚定义匹配ThinSats平台的通用接口规范，接线时不需要重新定义引脚功能，可直接插接完成电气连接。

从结构细节来看，阳极壳体作为推进器的主体承载结构，既承担等离子体加速喷管的功能，又作为整个组件的安装基座，内壁做了抛光处理降低等离子体的壁面损耗，外壁设置有散热鳍片结构，可将电弧放电产生的热量通过辐射方式散到外部空间，避免内部组件温度过高超出器件工作温度范围。触发电极设置在阴极侧方，与阴极保持极小的放电间隙，仅需要施加较低的触发电压即可击穿间隙形成初始电弧，降低对卫星平台高压电源的功率要求。阴极采用金属材料制备，单次点火的烧蚀量经过精确计算，可满足卫星全生命周期内的总冲需求，不需要中途更换工质。

实际建模过程中，所有配合面的公差都按照航天结构件的装配要求设置，陶瓷绝缘件与金属壳体之间采用过盈配合加高温胶接的固定方式，既保证连接强度，又避免不同材料热膨胀系数差异导致的温度交变下松动失效。所有棱角位置都做了圆角处理，避免在轨装配过程中产生锐边划伤，同时减少空间环境下的应力集中问题，提升结构的抗振动、抗冲击能力，能够承受卫星发射阶段的过载力学环境，不会出现结构变形、组件脱落的问题。