本发明涉及航天技术领域，特别涉及一种推进系统、方法及航天器。
背景技术：
航天器的推进系统作为执行机构，用于为卫星提供控制力矩，以执行卫星姿态和轨道控制任务。因此，推进系统的可靠性和控制精度尤为重要。
相关技术中，航天器的推进系统采用多个喷嘴，以满足多方位推进需求，如实现微纳卫星六轴姿态控制的8喷口设置，又如的10喷口设置，然而，过多的喷口设置使得推进系统的结构较为复杂，不利于加工装配，而且管路过长，易增加沿程压力损失，导致降低了控制的准确度，系统的可靠性无法得到保证，降低使用体验，亟待解决。
技术实现要素：
本发明提供一种推进系统、方法及航天器，以解决相关技术中过多的喷口设置不利于加工装配，而且易增加沿程压力损失，导致降低了控制的准确度，系统的可靠性无法得到保证等技术问题。
本发明第一方面实施例提供一种航天器的推进系统，包括：推进本体，所述推进本体中设置有推进剂，其中，所述推进本体的推进侧设置有喷嘴；驱动组件，用于驱使所述喷嘴产生形变；控制组件，用于根据推进任务控制所述驱动组件驱动所述喷嘴产生形变，并在形变结束，使得所述喷嘴的喷向达到所述推进任务对应的目标喷向后，控制所述喷嘴喷射所述推进剂。
本发明实施例的航天器的推进系统，可以驱使喷嘴产生形变，从而执行推进任务时，控制喷嘴产生形变，以在形变后的喷嘴的喷向达到推进任务对应的目标喷向后，控制喷嘴喷射推进剂，推进所述航天器，基于喷嘴形变改变喷向，精简化结构、降低加工装配难度的同时，有效保证喷向的准确度，提升推进系统的可靠性。由此，解决了相关技术中过多的喷口设置不利于加工装配，而且易增加沿程压力损失，导致降低了控制的准确度，系统的可靠性无法得到保证等技术问题。
另外，根据本发明上述实施例的航天器的推进系统还可以具有以下附加的技术特征：
可选地，在本发明的一个实施例中，所述喷嘴的材料为可形变的形状记忆材料。
可选地，在本发明的一个实施例中，所述驱动组件包括：与所述喷嘴对应设置的第一加热器；设置于所述喷嘴内的温度传感器，用于检测所述喷嘴的实际温度；第一控制器，用于控制所述第一加热器对所述喷嘴进行加热，使得所述实际温度达到所述目标喷向对应的第一形变温度。
可选地，在本发明的一个实施例中，所述驱动组件包括：与所述喷嘴对应设置的第二加热器；设置于所述喷嘴内的压力传感器，用于检测所述喷嘴的实际压力；第二控制器，用于控制所述第二加热器对所述喷嘴进行加热，使得基于所述实际压力得到的实际温度达到所述目标喷向对应的第二形变温度。
可选地，在本发明的一个实施例中，所述喷嘴通过打印机由三维模型转换为具有层片信息的stl(stereolithography，立体光刻)文件，并对所述stl文件切片处理后，根据每层的轮廓信息打印制得。
可选地，在本发明的一个实施例中，所述喷嘴包括多个子喷嘴，其中，所述多个子喷嘴的喷射方式由所述推进任务的推进轨迹得到，以确定每个子喷嘴的形变温度及形变时间。
可选地，在本发明的一个实施例中，所述推进本体包括：推进剂贮箱，用于存储所述推进剂；缓冲箱，所述缓冲箱与所述推进剂贮箱、所述喷嘴之间设置有管路，用于在喷射之前，预先存储所述推进剂。
可选地，在本发明的一个实施例中，所述可形变的形状记忆材料可以为niti合金、铜基合金或者铁基合金，所述喷嘴可以为拉瓦尔喷口。
本发明第二方面实施例提供一种航天器的推进方法，采用上述的航天器的推进系统，其中，所述方法包括：获取推进任务；根据所述推进任务控制驱动组件驱动喷嘴产生形变；在形变后的所述喷嘴的喷向达到所述推进任务对应的目标喷向后，控制所述喷嘴喷射所述推进剂。
本发明实施例的航天器的推进方法，可以驱使喷嘴产生形变，从而执行推进任务时，控制喷嘴产生形变，以在形变后的喷嘴的喷向达到推进任务对应的目标喷向后，控制喷嘴喷射推进剂，推进所述航天器，基于喷嘴形变改变喷向，精简化结构、降低加工装配难度的同时，有效保证喷向的准确度，提升推进系统的可靠性。由此，解决了相关技术中过多的喷口设置不利于加工装配，而且易增加沿程压力损失，导致降低了控制的准确度，系统的可靠性无法得到保证等技术问题。
本发明第三方面实施例提供一种航天器，其包括上述的航天器的推进系统。该航天器可以驱使喷嘴产生形变，从而执行推进任务时，控制喷嘴产生形变，以在形变后的喷嘴的喷向达到推进任务对应的目标喷向后，控制喷嘴喷射推进剂，推进所述航天器，基于喷嘴形变改变喷向，精简化结构、降低加工装配难度的同时，有效保证喷向的准确度，提升推进系统的可靠性。由此，解决了相关技术中过多的喷口设置不利于加工装配，而且易增加沿程压力损失，导致降低了控制的准确度，系统的可靠性无法得到保证等技术问题。
本发明附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
本发明上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1为根据本发明实施例的航天器的推进系统的方框示意图；
图2为根据本发明一个实施例的喷嘴状态示意图；
图3为根据本发明另一个实施例的喷嘴状态示意图；
图4为根据本发明一个具体实施例的驱动组件的示意图；
图5为根据本发明一个实施例的航天器的方框示意图；
图6为根据本发明实施例的航天器的推进方法的流程图。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
下面参考附图描述本发明实施例的推进系统、方法及航天器。针对上述背景技术中心提到的相关技术中因采用过多的喷口，使得供给管路和控制系统在结构和控制上都较为复杂，而且管路过长会引起的沿程压力损失很大，甚至一些推进系统加工装配难度高等问题，本发明提供了一种航天器的推进系统，在该系统中，通过控制喷嘴产生形变来调整喷射方向，并在形变后的喷嘴的喷向达到推进任务对应的目标喷向后，控制喷嘴喷射推进剂，从而达到推进航天器的目的，不但在结构和控制上简化了推进系统，而且工作效率高，简单易实现。由此，解决了相关技术中过多的喷口设置不利于加工装配，而且易增加沿程压力损失，导致降低了控制的准确度，系统的可靠性无法得到保证等技术问题。
具体而言，图1为本发明实施例所提供的一种航天器的推进系统的方框示意图。
如图1所示，该航天器的推进系统10包括：推进本体100、驱动组件200和控制组件300。
其中，推进本体100中设置有推进剂，其中，如图2所示，推进本体100的推进侧可以设置有喷嘴101，其可以用于推进剂喷射方向的控制，借以实现不同姿态和轨道的调控。
驱动组件200用于驱使喷嘴101产生形变。
可以理解的是，为区别于相关技术的多个喷口的设置方式，本发明实施例在实现航天器的推进方向的调整功能时，可以基于喷嘴101发生形变，使得喷向发生改变，进而实现改变航天器的推进方向的目的。需要说明的是，如果较复杂的推进方式，也可以使用多个喷嘴进行形变，原理类似，由本领域技术人员根据实际情况进行设置，为减少冗余，在此不作具体限制。
控制组件300用于根据推进任务控制驱动组件200驱动喷嘴101产生形变，并在形变结束，使得喷嘴101的喷向达到推进任务对应的目标喷向后，控制喷嘴101喷射推进剂，推进航天器。
具体而言，本发明实施例在执行推进任务时，如在航天器需要改变推进方向时，可以通过任何一种方式使得喷嘴101发生形变，形变之后的喷嘴101朝向会发生改变，进而改变推进系统10的喷向，达到改变推进方向的目的。需要说明的是，对于目标喷向的确认，可以是根据推进任务的当前进程(如执行推进任务的第一飞行进程或者执行推进任务的第二飞行进程)确定，即可以由本领域技术人员根据实际情况进行设置，在此不作具体限定。
可选地，在本发明的一个实施例中，喷嘴101可以为拉瓦尔喷口，喷嘴101的喷向可根据喷向需求进行调整，即根据喷向需求调整喷嘴101与推进本体100的推进侧的夹角。
作为一种可能实现的方式，喷嘴101喷向的调整可以通过可形变的形状记忆材料的记忆效应进行实现。例如，如图2所示，喷嘴101与推进本体100的推进侧的夹角在驱动组件200驱动喷嘴101产生形变之前为90°，如图3所示，在驱动组件200驱动喷嘴101产生形变后角度会发生变化，例如角度可以变为75°，即喷嘴101更加靠近推进侧，鉴于90°的喷嘴101和75°的喷嘴101的喷向明显不同，如90°的喷嘴101可以推进航天器水平移动，而75°的喷嘴101可以推进航天器旋转运动，从而达到改变推进方向的目的。
为便有本领域技术人员理解本发明实施例的原理，下面对一种可能实现的方式进行具体阐述，但并不仅限于此种实现方式，以下列举实施例，示意性说明。
可选地，在本发明的一个实施例中，喷嘴101的材料为可形变的形状记忆材料。其中，可形变的形状记忆材料可以包括但不限于：niti合金、铜基合金和铁基合金。需要强调的是，可形变的形状记忆材料可以为niti合金、铜基合金(cuznal和cual)或者铁基合金，但是，相比于铜基合金和铁基合金，niti合金比重低，有更加优良的形状记忆功能，优选地，ni的质量分数为50％～60％。
本领域技术人员应该理解到的是，通过控制喷嘴101产生形变来调整喷射方向，并在形变后的喷嘴101的喷向达到推进任务的当前进程的目标喷向后，控制喷嘴101喷射推进剂，推进航天器，不但在结构和控制上简化了推进系统，而且工作效率更高，简单易实现。
可选地，在本发明的一个实施例中，如图4所示，驱动组件200包括：第一加热器201、温度传感器202和第一控制器(图中未示出)。其中，第一加热器201与喷嘴101对应设置；温度传感器202设置于喷嘴101内，温度传感器202用于检测喷嘴101的实际温度；第一控制器用于控制第一加热器201对喷嘴101进行加热，使得实际温度达到目标喷向对应的第一形变温度。
可以理解的是，第一形变温度与喷向和推进本体100间的夹角通过驱动训练进行设置。
在实际执行过程中，如图2所示，温度传感器202可以嵌入在喷嘴101内，通过调节第一加热器201可以实现对喷嘴101温度的调节，如在接收到加热指令后，第一加热器201可以开始工作，喷嘴101在温度达到第一形变温度后会发生形变，其中，第一形变温度可按照喷向需求与可形变的形状记忆材料的相变点进行变更，如第一形变温度为70℃。
基于其他相关实施例的说明可以理解到的是，温度传感器202可以实时监测数据，并将检测数据发送至第一控制器，第一控制器可以根据返回数据判断下一步操作，例如，目标喷向对应的第一形变温度为70℃，当温度传感器202监测到温度达到70℃，第一控制器可以控制喷嘴101调整喷向。需要说明的是，温度传感器202可以采用柔性温敏传感器，温度传感器202可与喷嘴101共形，即使喷嘴101发生形变也不会失效，从而确保实时监测数据的可靠性。
进一步地，本实施例可以通过如下方式对第一形变温度与喷向和推进本体100间的夹角的驱动训练，以实现上述实施例的形变的目的。
例如，对增材制造完成的喷嘴101进行加载，使其弯曲至设定角度值，如75°，然后再卸载，启动第一加热器201，对喷嘴101进行加热，喷嘴101升温至形变点，如70℃后，喷嘴101恢复至初始角度后第一加热器201停止工作，喷嘴101降温。重复循此过程多次，如可以重复此过程10次，从而即可完成喷嘴101的驱动训练，进而在后续实际执行过程中，达到上述的随温度而产生形变的目的，保证控制的准确度，简单可靠。
需要说明的是，增材制造方式包括但不限于粉材式金属增材制造，如激光选区熔化、等离子选区融化、激光近净成形和喷墨式打印；丝材金属增材制造，如电弧增材制造，在此不作具体限定。
可选地，在本发明的一个实施例中，喷嘴101通过打印机由三维模型转换为具有层片信息的stl文件，并对stl文件切片处理后，根据每层的轮廓信息打印制得。
举例而言，增材制造的方式流程可以为：喷嘴101通过打印机由三维模型转换为具有层片信息的stl文件，并对stl文件切片处理后，根据每层的轮廓信息打印得到。简言之，本发明实施例可以利用专用软件对stl文件进行切片处理，以得到每层的轮廓信息，从而将该文件导入打印机中进行打印，精简化结构，有效降低加工装配难度。
综上，本实施例的航天器的推进系统10采用增材制造的方式加工，不仅制备方法简单，而且还可以减少装配，减轻质量。
可选地，在本发明的一个实施例中，驱动组件200包括：第二加热器、压力传感器和第二控制器。第二加热器与喷嘴101对应设置；压力传感器设置于喷嘴101内，压力传感器用于检测喷嘴101的实际压力；第二控制器，用于控制第二加热器对喷嘴101进行加热，使得基于实际压力得到的实际温度达到目标喷向对应的第二形变温度。
可以理解的是，第二形变温度与喷向和推进本体间100的夹角通过驱动训练进行设置。
可以理解的是，压力传感器可以嵌入在喷嘴101内，通过调节第二加热器可以实现对喷嘴101温度的调节，如在接收到加热指令后，第二加热器可以开始工作，喷嘴101在温度达到第二形变温度后会发生形变，压力传感器可以采集因形变产生的压力，其中，第二形变温度可按照喷向需求与可形变的形状记忆材料的相变点进行变更，如第二形变温度与第一形变温度相等，都为70℃。
基于其他相关实施例的说明可以理解到的是，压力传感器可以实时监测数据，并将检测数据发送至第二控制器，第二控制器可以根据返回数据判断下一步操作，例如，目标喷向对应的第二形变温度为70℃，当压力传感器采集到因形变产生的压力达到预设值时，第二控制器可以控制喷嘴101调整喷向。要说明的是，压力值与温度值呈正比关系，压力传感器可以采用柔性传感器，压力传感器可与喷嘴101共形，即使喷嘴101发生形变也不会失效，从而确保实时监测数据的可靠性。
基于上述温度传感器和压力传感器，本领域技术人员可以明确的是，本发明实施例并不局限于形变的方式，也不局限于温度检测的方式。
进一步地，本发明实施例中通过第二形变温度与喷向和推进本体100间的夹角通过驱动训练进行设置，与上述通过第一形变温度与喷向和推进本体100间的夹角通过驱动训练进行设置的方式相同，为避免冗余，在此不做详细赘述。
可选地，在本发明的一个实施例中，喷嘴101包括多个子喷嘴，其中，多个子喷嘴的喷射方式由航天器的推进轨迹得到，以确定每个子喷嘴的形变温度及形变时间。可以理解的是，为进一步提高本发明实施例的航天器的推进系统10的实用性，其可以设置多个子喷嘴，例如设置六个子喷嘴实现六轴平移与旋转，即在具体的推进过程中，通过多个子喷嘴共同协作的方式，提高控制的精细程度和适用性，有效满足航天器的推进需求，提升使用体验。
以下列举实施例，示意性说明，如图2所示，当喷嘴101的温度小于第一形变温度时，喷嘴101的喷向保持与推进本体100的推进侧垂直；此时，当喷嘴101喷出推进剂时，将实现推进器沿-x方向的平移。当温度大于第一形变温度时，喷嘴101喷向发生改变，与推进本体100的推进侧的角度发生变化，如图3所示，此时，当喷嘴101喷出推进剂时，将实现推进器沿 y方向的旋转。若喷嘴101安装于推进本体100的 y面，喷嘴101未发生形变，即保持与 y面垂直时，喷嘴101喷出推进剂，将实现沿-y方向的平移。当喷嘴101发生形变后，喷出推进剂时，将发生沿-x方向的旋转。需要说明的是，将喷嘴101安装于推进本体100的其他几个面所产生的效果与上述喷嘴101安装于推进本体100的 y面的效果一致，为避免冗余，在此不做详细赘述。
可选地，在本发明的一个实施例中，推进本体100包括：推进剂贮箱和缓冲箱。其中，推进剂贮箱用于存储推进剂；缓冲箱与推进剂贮箱、喷嘴101之间设置有管路，用于在喷射之前，预先存储推进剂。
可以理解的是，本发明实施例的推进主体100内可以设置有推进剂贮箱和缓冲箱，可以用于推进剂的存储和输送。缓冲箱可以通过管路分别与推进剂贮箱和喷嘴101连接，缓冲箱可以预先存储有推进剂，当需要进行喷射时，不但可以便于喷射，而且有效保证控制的准确度。
本发明实施例的航天器的推进系统，可以驱使喷嘴产生形变，从而执行推进任务时，控制喷嘴产生形变，以在形变后的喷嘴的喷向达到推进任务的当前进程的目标喷向后，控制喷嘴喷射推进剂，推进所述航天器，基于喷嘴形变改变喷向，精简化结构、降低加工装配难度的同时，有效保证喷向的准确度，提升推进系统的可靠性。由此，解决了相关技术中过多的喷口设置不利于加工装配，而且易增加沿程压力损失，导致降低了控制的准确度，系统的可靠性无法得到保证等技术问题。
如图5所示，本发明实施例还提出了一种航天器20，该航天器20包括上述的航天器的推进系统10。根据本发明实施例提出的航天器，本发明实施例的航天器的推进方法，可以驱使喷嘴产生形变，从而执行推进任务时，控制喷嘴产生形变，以在形变后的喷嘴的喷向达到推进任务的当前进程的目标喷向后，控制喷嘴喷射推进剂，推进所述航天器，基于喷嘴形变改变喷向，精简化结构、降低加工装配难度的同时，有效保证喷向的准确度，提升推进系统的可靠性。由此，解决了相关技术中过多的喷口设置不利于加工装配，而且易增加沿程压力损失，导致降低了控制的准确度，系统的可靠性无法得到保证等技术问题。
如图6所示，本发明实施例还提出了一种航天器的推进方法，采用上述实施例所述的航天器的推进系统，其中，方法包括：
步骤s601：获取推进任务。
步骤s602：根据推进任务控制驱动组件驱动喷嘴产生形变。
步骤s603：在形变后的喷嘴的喷向达到推进任务的目标喷向后，控制喷嘴喷射推进剂。
需要说明的是，前述对航天器的推进系统实施例的解释说明也适用于该实施例的航天器的推进方法，此处不再赘述。
本发明实施例的航天器的推进方法，可以驱使喷嘴产生形变，从而执行推进任务时，控制喷嘴产生形变，以在形变后的喷嘴的喷向达到推进任务对应的目标喷向后，控制喷嘴喷射推进剂，推进所述航天器，基于喷嘴形变改变喷向，精简化结构、降低加工装配难度的同时，有效保证喷向的准确度，提升推进系统的可靠性。由此，解决了相关技术中过多的喷口设置不利于加工装配，而且易增加沿程压力损失，导致降低了控制的准确度，系统的可靠性无法得到保证等技术问题。
为了实现上述实施例，本发明还提出了一种电子设备，包括：至少一个处理器和存储器。其中，存储器与至少一个处理器通信连接，其中，存储器存储有可被至少一个处理器执行的指令，指令被设置为用于执行上述实施例的航天器的推进方法，如以用于：
获取推进任务。
根据推进任务控制驱动组件驱动喷嘴产生形变。
在形变后的喷嘴的喷向达到推进任务的目标喷向后，控制喷嘴喷射推进剂。
为了实现上述实施例，本发明还提出了一种非临时性计算机可读存储介质，其存储计算机指令，计算机指令用于使计算机执行上述实施例的航天器的推进方法。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或n个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“n个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
流程图中或在此以其他方式描述的任何过程或方法描述可以被理解为，表示包括一个或更n个用于实现定制逻辑功能或过程的步骤的可执行指令的代码的模块、片段或部分，并且本发明的优选实施方式的范围包括另外的实现，其中可以不按所示出或讨论的顺序，包括根据所涉及的功能按基本同时的方式或按相反的顺序，来执行功能，这应被本发明的实施例所属技术领域的技术人员所理解。
在流程图中表示或在此以其他方式描述的逻辑和/或步骤，例如，可以被认为是用于实现逻辑功能的可执行指令的定序列表，可以具体实现在任何计算机可读介质中，以供指令执行系统、装置或设备(如基于计算机的系统、包括处理器的系统或其他可以从指令执行系统、装置或设备取指令并执行指令的系统)使用，或结合这些指令执行系统、装置或设备而使用。就本说明书而言，"计算机可读介质"可以是任何可以包含、存储、通信、传播或传输程序以供指令执行系统、装置或设备或结合这些指令执行系统、装置或设备而使用的装置。计算机可读介质的更具体的示例(非穷尽性列表)包括以下：具有一个或n个布线的电连接部(电子装置)，便携式计算机盘盒(磁装置)，随机存取存储器(ram)，只读存储器(rom)，可擦除可编辑只读存储器(eprom或闪速存储器)，光纤装置，以及便携式光盘只读存储器(cdrom)。另外，计算机可读介质甚至可以是可在其上打印所述程序的纸或其他合适的介质，因为可以例如通过对纸或其他介质进行光学扫描，接着进行编辑、解译或必要时以其他合适方式进行处理来以电子方式获得所述程序，然后将其存储在计算机存储器中。
应当理解，本发明的各部分可以用硬件、软件、固件或它们的组合来实现。在上述实施方式中，n个步骤或方法可以用存储在存储器中且由合适的指令执行系统执行的软件或固件来实现。如，如果用硬件来实现和在另一实施方式中一样，可用本领域公知的下列技术中的任一项或他们的组合来实现：具有用于对数据信号实现逻辑功能的逻辑门电路的离散逻辑电路，具有合适的组合逻辑门电路的专用集成电路，可编程门阵列(pga)，现场可编程门阵列(fpga)等。
本技术领域的普通技术人员可以理解实现上述实施例方法携带的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件完成，所述的程序可以存储于一种计算机可读存储介质中，该程序在执行时，包括方法实施例的步骤之一或其组合。
此外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理模块中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个模块中。上述集成的模块既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。所述集成的模块如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，也可以存储在一个计算机可读取存储介质中。
上述提到的存储介质可以是只读存储器，磁盘或光盘等。尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。
1.一种航天器的推进系统，其特征在于，包括：
推进本体，所述推进本体中设置有推进剂，其中，所述推进本体的推进侧设置有喷嘴；
驱动组件，用于驱使所述喷嘴产生形变；以及
控制组件，用于根据推进任务控制所述驱动组件驱动所述喷嘴产生形变，并在形变结束，使得所述喷嘴的喷向达到所述推进任务对应的目标喷向后，控制所述喷嘴喷射所述推进剂。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述喷嘴的材料为可形变的形状记忆材料。
3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述驱动组件包括：
与所述喷嘴对应设置的第一加热器；
设置于所述喷嘴内的温度传感器，用于检测所述喷嘴的实际温度；
第一控制器，用于控制所述第一加热器对所述喷嘴进行加热，使得所述实际温度达到所述目标喷向对应的第一形变温度。
4.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述驱动组件包括：
与所述喷嘴对应设置的第二加热器；
设置于所述喷嘴内的压力传感器，用于检测所述喷嘴的实际压力；
第二控制器，用于控制所述第二加热器对所述喷嘴进行加热，使得基于所述实际压力得到的实际温度达到所述目标喷向对应的第二形变温度。
5.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述喷嘴通过打印机由三维模型转换为具有层片信息的stl文件，并对所述stl文件切片处理后，根据每层的轮廓信息打印制得。
6.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述喷嘴包括多个子喷嘴，其中，所述多个子喷嘴的喷射方式由所述推进任务的推进轨迹得到，以确定每个子喷嘴的形变温度及形变时间。
7.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述推进本体包括：
推进剂贮箱，用于存储所述推进剂；
缓冲箱，所述缓冲箱与所述推进剂贮箱、所述喷嘴之间设置有管路，用于在喷射之前，预先存储所述推进剂。
8.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述可形变的形状记忆材料为niti合金、铜基合金或者铁基合金，所述喷嘴为拉瓦尔喷口。
9.一种航天器的推进方法，其特征在于，采用如权利要求1-8任一项所述的航天器的推进系统，其中，所述方法包括：
获取推进任务；
根据所述推进任务控制驱动组件驱动喷嘴产生形变；以及
在形变后的所述喷嘴的喷向达到所述推进任务的目标喷向后，控制所述喷嘴喷射所述推进剂。
10.一种航天器，其特征在于，包括：如权利要求1-8任一项所述的航天器的推进系统。
技术总结