用于空间飞行器的模块化动力系统技术方案

用于空间飞行器的模块化动力系统。本实用新型专利技术组成包括：发动机模块，所述发动机模块位于整个系统的最下方；推进剂模块与所述发动机模块连接；挤压模块与所述推进剂模块连接；载荷模块设置在所述挤压模块上方；所述发动机模块、所述推进剂模块、所述挤压模块以及所述载荷模块之间通过支撑结构进行连接固定。本实用新型专利技术将所有气路阀门、管路以及高压气瓶等集成到挤压模块，将所有推进剂阀门、管路以及贮箱等集成到推进剂模块，将推力室、电磁阀以及伺服机构等集成到发动机模块，使动力系统结构简化，极大提高了动力系统总装效率，降低生产成本，节约空间，增强了系统可靠性和可维护性。增强了系统可靠性和可维护性。增强了系统可靠性和可维护性。

【技术实现步骤摘要】
用于空间飞行器的模块化动力系统
[0001]
：
[0002]本技术涉及一种用于空间飞行器的模块化动力系统。
[0003]
技术介绍
：
[0004]空间姿轨控发动机被广泛应用于火箭上面级和卫星，是飞行任务成败与否的关键。双组元姿轨控发动机因具有高比冲、高精度、可多次启动、推力范围广等优势，被广泛应用于飞行器动力系统。而双组元发动机包含高压气瓶、贮箱、推力室、阀门以及管路等，存在系统组件多，管路布局复杂，空间利用率较低，安装繁琐，维护不方便等诸多问题。
[0005]
技术实现思路
：
[0006]本技术的目的是提供一种用于空间飞行器的模块化动力系统，解决了气路系统阀门组件和管路布局复杂、空间利用率低、安装繁琐以及维护不方便的问题。
[0007]上述的目的通过以下的技术方案实现：
[0008]一种用于空间飞行器的模块化动力系统，包括：
[0009]发动机模块，所述发动机模块位于整个系统的最下方；
[0010]推进剂模块，所述推进剂模块与所述发动机模块连接；
[0011]挤压模块，所述挤压模块与所述推进剂模块连接；
[0012]载荷模块，所述载荷模块设置在所述挤压模块上方；
[0013]所述发动机模块、所述推进剂模块、所述挤压模块以及所述载荷模块之间通过支撑结构进行连接固定。
[0014]进一步地，所述挤压模块包括环形气瓶，所述环形气瓶具有充气口，所述环形气瓶内的高压气体经过阀门和传感器组合到达挤压模块第一气体出口和到达挤压模块第二气体出口，所述第一气体出口与气体第三管路连接，所述第二气体出口与气体第四管路连接。
[0015]进一步地，所述第一气体出口经过气体第三管路到达推进剂模块的挤压气体第一入口；
[0016]所述第二气体出口经过气体第四管路到达推进剂模块的挤压三通入口。
[0017]所述的用于空间飞行器的模块化动力系统，所述推进剂模块包括推进剂第一贮箱和推进剂第二贮箱；
[0018]所述推进剂第一贮箱上方具有挤压气体第一入口，推进剂从推进剂阀门经推进剂第一管路到达发动机模块的推进剂第一入口；
[0019]所述推进剂第一贮箱的三通入口与三通连接，所述三通具有三通第一出口、三通第二出口；
[0020]所述三通第一出口与挤压气体第二入口连接，所述挤压气体第二入口与推进剂第二贮箱连接，所述推进剂第二贮箱内推进剂从推进剂阀门经推进剂第二管路到达发动机模块的推进剂第二入口；
[0021]所述三通第二出口与气体第二管路一端连接，所述气体第二管路另一端与发动机模块的气体入口连接，推进剂经气体入口达到电磁阀。
[0022]进一步地，所述第一推进剂入口为燃料入口，所述第二推进剂入口为氧化剂入口。
[0023]进一步地，所述推进剂第一贮箱为燃料贮箱，所述推进剂第二贮箱为氧化剂贮箱。
[0024]进一步地，所述推进剂阀门由加排阀、膜片阀以及过滤器组成。
[0025]进一步地，所述发动机模块包括发动机，所述发动机由推力室与电磁阀通过螺栓固定连接组成，所述发动机与支撑结构之间通过伺服机构进行连接。
[0026]进一步地，所述伺服机构为至少4个，满足发动机沿四个方向的摆动。
[0027]本技术的有益效果：
[0028]本技术将发动机模块、推进剂模块、挤压模块以及载荷模块之间通过支撑结构进行连接固定，将复杂的动力系统简化为发动机模块、推进剂模块以及挤压模块。将所有气路阀门、管路以及高压气瓶等集成到挤压模块，将所有推进剂阀门、管路以及贮箱等集成到推进剂模块，将推力室、电磁阀以及伺服机构等集成到发动机模块，使动力系统结构简化，极大提高了动力系统总装效率，降低生产成本，节约空间，增强了系统可靠性和可维护性。解决了气路系统阀门组件和管路布局复杂、空间利用率低、安装繁琐以及维护不方便的问题。使得动力系统布局更加紧凑，质量有效降低，可靠性显著增加，对双组元液体姿轨控发动机具有良好的适用性。
[0029]附图说明：
[0030]附图1是本技术的结构示意图。
[0031]附图2是本技术挤压模块的结构示意图。
[0032]附图3是本技术推进剂模块的结构示意图。
[0033]附图4是本技术发动机模块的结构示意图。
[0034]其中，上述附图包括以下附图标记：
[0035]100、发动机模块；
[0036]110、推力室；
[0037]120、电磁阀；121、第一推进剂入口；122、第二推进剂入口；123、气体入口；
[0038]130、伺服机构；
[0039]200、推进剂模块；
[0040]210、挤压气体第一入口；
[0041]220、推进剂第一贮箱；
[0042]230、三通；231、三通入口；232、三通第一出口；233、三通第二出口；
[0043]240、气体第一管路及挤压气体第二入口；
[0044]250、气体第二管路；
[0045]260、推进剂第一管路；
[0046]270、推进剂第二管路；
[0047]280、推进剂阀门；
[0048]290、推进剂第二贮箱；
[0049]300、挤压模块；
[0050]310、充气口；
[0051]320、高压气瓶；
[0052]330、挤压模块第一气体出口；
[0053]340、气体第三管路；
[0054]350、挤压模块第二气体出口；
[0055]360、气体第四管路；
[0056]370、阀门和传感器；
[0057]400、载荷模块；
[0058]666、支撑结构。
[0059]具体实施方式：
[0060]为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
[0061]本技术提供了一种用于空间飞行器的模块化动力系统，如附图1所示，本实施例的用于空间飞行器的模块化动力系统包括：发动机模块100、推进剂模块200和挤压模块300。载荷模块400设置在挤压模块300上方，发动机模块100、推进剂模块200、挤压模块300以及载荷模块400之间通过支撑结构666进行连接固定。
[0062]所述支撑结构666材料为铝合金，支撑结构经过轻量化设计，并通过三角形肋条保证结构强度。
[0063]如附图2所示，所述挤压模块300是由充气口310、高压气瓶320、挤压模块第一气体出口330、气体第三管路340、挤压模块第二气体出口350、气体第四管路360以及阀门和传感器370组成。
...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于空间飞行器的模块化动力系统，其特征在于，包括：发动机模块（100），所述发动机模块（100）位于整个系统的最下方；推进剂模块（200），所述推进剂模块（200）与所述发动机模块（100）连接；挤压模块（300），所述挤压模块（300）与所述推进剂模块（200）连接；载荷模块（400），所述载荷模块（400）设置在所述挤压模块（300）上方；所述发动机模块（100）、所述推进剂模块（200）、所述挤压模块（300）以及所述载荷模块（400）之间通过支撑结构（666）进行连接固定。2.根据权利要求1所述的用于空间飞行器的模块化动力系统，其特征在于，所述挤压模块（300）包括环形气瓶（320），所述环形气瓶（320）具有充气口（310），所述环形气瓶（320）内的高压气体经过阀门和传感器组合（370）到达挤压模块第一气体出口（330）和到达挤压模块第二气体出口（350），所述第一气体出口（330）与气体第三管路（340）连接，所述第二气体出口（350）与气体第四管路（360）连接。3.根据权利要求2所述的用于空间飞行器的模块化动力系统，其特征在于，所述第一气体出口（330）经过气体第三管路（340）到达推进剂模块（200）的挤压气体第一入口（210）；所述第二气体出口（350）经过气体第四管路（360）到达推进剂模块（200）的挤压三通入口（231）。4.根据权利要求3所述的用于空间飞行器的模块化动力系统，其特征在于，所述推进剂模块（200）包括推进剂第一贮箱（220）和推进剂第二贮箱（290）；所述推进剂第一贮箱（220）上方具有挤压气体第一入口（210），推进剂从推进剂阀门（280）经推进剂第一管路...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙夺，王明哲，郭利明，刘业奎，李文鹏，申帅帅，余鹏，杨海峰，
申请(专利权)人：北京宇航推进科技有限公司，
类型：新型
国别省市：