航天器推进系统及其高工况的启动方法技术方案

本发明专利技术涉及航天器推进技术领域内的一种航天器推进系统及其高工况的启动方法，包括：增压气体管理模块通过气体减压装置分别与燃料贮箱、氧化剂贮箱的进口连通，轨控发动机分别与燃料贮箱、氧化剂贮箱的出口连通，气体减压装置与燃料贮箱之间依次设置有燃料气路单向流动管理装置和燃料气路阀门模块，气体减压装置与氧化剂贮箱之间的管路中依次设置有氧化剂气路单向流动管理装置和氧化剂气路阀门模块，气体减压装置的出口、氧化剂贮箱的出口、燃料贮箱的出口、轨控发动机的氧化剂进口以及燃料进口分别设有压力传感器。本发明专利技术解决了在贮箱高温高压工况下，轨控发动机以常规的恒压启动过程中气路单向管理装置存在的反向承压问题。问题。问题。

【技术实现步骤摘要】
航天器推进系统及其高工况的启动方法


[0001]本专利技术涉及航天器轨控
，具体地，涉及一种航天器推进系统及航天器轨控发动机在高系统压力下启动的方法，特别是针对由航天器高温引起的推进系统贮箱压力升高的工况下可靠启动的方法。

技术介绍

[0002]近年来，随着航天技术的不断发展，对航天器长寿命和高温适应性提出了很高的要求。深空探测领域的探测器，如我国的小行星探测任务、美国的金星探测任务等，均具有长期在轨和航天器高温的任务剖面。长期在轨问题对于航天器推进系统提出了长寿命的要求，如小行星探测任务的在轨飞行寿命达到10年之久，需要推进系统对低压气路进行可靠管理，因此推进系统设计中常见的方法是在氧化剂和燃料贮箱的气路分别设置气路阀模块+单向流动管理装置，以实现氧化剂和燃料贮箱气路的有效隔离，防止氧化剂和燃料蒸汽互窜混合引发爆炸，确保推进系统低压气路长期在轨的可靠安全。航天器高温环境会造成推进系统的贮箱在飞行过程中可能会长期面临30～50℃，甚至更高工作温度，而一般航天器的贮箱的温度为30℃以内，因此在有限的贮箱容积下，推进剂高温膨胀，贮箱可能会面临由于高温引起的高压问题，即贮箱气垫的压力高于气路单向管理装置出口的压力。航天器轨控发动机一般均采用恒压变轨方式进行启动点火，即在贮箱与增压气路连通的状态下进行点火动作。而在贮箱高温高压的情况下，恒压点火启动时，气路阀门管理模块打开，就有可能会造成了单向管理装置下游压力高于上游压力，造成反向承压，严重的情况会导致单向管理装置反向密封失效，对航天器长寿命在轨带来隐患。因此，需要针对高温带来的系统高压问题，需要设计一种推进系统在高工况下可靠安全启动的方法。
[0003]专利文献CN106439494(申请号CN201610822166.0)专利文献公开了一种卫星推进系统的气路模块，该模块采用了气路阀门模块+单向阀来隔离贮箱上游的推进剂蒸汽。专利文献CN106134409B(申请号：CN201318001673.5)公开了一种单向阀结构，该阀门广泛采用在长寿命的推进系统中用于隔离氧化剂和燃料贮箱气路的推进剂蒸汽，保证推进系统低压气路长期在轨的安全可靠。该种阀门优选的使用条件是不要反向承压。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种航天器推进系统及其高工况的启动方法。
[0005]根据本专利技术提供的一种航天器推进系统，包括增压气体管理模块、燃料贮箱、氧化剂贮箱以及轨控发动机；
[0006]所述增压气体管理模块通过气体减压装置分别与所述燃料贮箱、所述氧化剂贮箱的进口连通，所述轨控发动机分别与所述燃料贮箱、所述氧化剂贮箱的出口连通，所述气体减压装置与所述燃料贮箱之间依次设置有燃料气路单向流动管理装置和燃料气路阀门模块，所述气体减压装置与所述氧化剂贮箱之间的管路中依次设置有氧化剂气路单向流动管
理装置和氧化剂气路阀门模块，所述气体减压装置的出口设有第一压力传感器，所述氧化剂贮箱的出口设有第二压力传感器，所述燃料贮箱的出口设有第三压力传感器，所述轨控发动机的氧化剂进口、燃料进口分别设有第四压力传感器和第五压力传感器；
[0007]所述第二压力传感器与所述第三压力传感器中任一压力传感器的静压值大于所述第一压力传感器的静压值时，所述轨控发动机先通过落压方式启动点火，再由落压方式转入恒压模式，所谓落压方式是指当所述轨控发动机点火启动时，所述燃料气路阀门模块和所述氧化剂气路阀门模块为关闭状态，所述燃料贮箱与所述氧化剂贮箱与所述气路增压模块不连通的情况下，所述轨控发动机进行启动点火。
[0008]一些实施方式中，所述轨控发动机采用自主管理程序的方式或延迟指令的方式将推进系统工作模式由落压方式切换为恒压模式。
[0009]一些实施方式中，采用自主管理程序的方式为：在所述轨控发动机点火启动前，通过地面上注指令启动所述轨控发动机高工况点火的自主管理程序，所述自主管理程序对所述第二压力传感器、所述第三压力传感器、所述第四压力传感器以及所述第五压力传感器的压力值进行判读，当所述自主管理程序判定所述第二压力传感器、所述第三压力传感器、所述第四压力传感器以所述第五压力传感器中的至少3个传感器的压力值小于等于设定的压力阈值后，所述自主管理程序控制开启所述燃料气路阀门模块和所述氧化剂气路阀门模块。
[0010]一些实施方式中，采用延迟指令的方式为：在所述轨控发动机点火启动前，通过地面上注延时指令，所述延时指令用以在所述轨控发动机以落压方式点火启动的预定时间后，指令所述燃料气路阀门模块和所述氧化剂气路阀门模块开启。
[0011]本专利技术还提供了一种航天器推进系统高工况的启动方法，采用所述的航天器推进系统，包括如下步骤：
[0012]S1，推进系统高工况状态判断：航天器变轨前，通过地面对推进系统压力进行遥测判读，当所述第一压力传感器的静压值小于所述第二压力传感器或所述第一压力传感器的静压值小于所述第三压力传感器的静压值时，判断推进系统处于高工况状态；
[0013]S2，轨控发动机高工况启动条件判断：通过地面对所述第四压力传感器和所述第五压力传感器进行遥测判读，确定所述第四压力传感器或所述第五压力传感器的静压值不超过所述轨控发动机的预设压力值；
[0014]S3，轨控发动机落压方式启动点火：经步骤S1和步骤S2后，所述燃料气路阀门模块与所述氧化剂气路阀门模块根据指令关闭阀门，在所述燃料贮箱、所述氧化剂贮箱与所述增压气体管理模块隔断状态下，所述轨控发动机以落压方式启动点火；
[0015]S4，轨控发动机点火模式的切换：经步骤S3，伴随着所述轨控发动机的点火启动，采用自主管理程序的方式或延迟指令的方式将所述轨控发动机的点火模式由落压方式切换为恒压模式；
[0016]S5，轨控发动机恒压模式点火工作：经步骤S4，所述轨控发动机的点火模式由落压方式切换为恒压模式时，所述燃料气路阀门模块与所述氧化剂气路阀门模块根据指令开启，在所述燃料贮箱、所述氧化剂贮箱与所述增压气体管理模块保持连通状态下，所述轨控发动机以恒压模式点火工作直至变轨结束。
[0017]一些实施方式中，所述步骤S4中，采用自主管理程序的方式为：在所述轨控发动机
点火启动前，通过地面上注指令启动所述轨控发动机高工况点火的自主管理程序，所述自主管理程序对所述第二压力传感器、所述第三压力传感器、所述第四压力传感器以及所述第五压力传感器的压力值进行判读，当所述自主管理程序判定所述第二压力传感器、所述第三压力传感器、所述第四压力传感器以所述第五压力传感器中的至少3个传感器的压力值小于等于设定的压力阈值后，所述自主管理程序控制开启所述燃料气路阀门模块和所述氧化剂气路阀门模块。
[0018]一些实施方式中，所述压力阈值根据地面遥控指令能够在轨进行修改调整。
[0019]一些实施方式中，所述第二压力传感器的压力阈值为所述气体减压装置的锁闭压力与所述氧化剂气路单向流动管理装置的开启压力的差值；所述第三压力传感器的压力阈值为所述气体减压装置的锁闭压本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器推进系统，其特征在于，包括增压气体管理模块(1)、燃料贮箱(7)、氧化剂贮箱(8)以及轨控发动机(9)；所述增压气体管理模块(1)通过气体减压装置(2)分别与所述燃料贮箱(7)、所述氧化剂贮箱(8)的进口连通，所述轨控发动机(9)分别与所述燃料贮箱(7)、所述氧化剂贮箱(8)的出口连通，所述气体减压装置(2)与所述燃料贮箱(7)之间依次设置有燃料气路单向流动管理装置(3)和燃料气路阀门模块(5)，所述气体减压装置(2)与所述氧化剂贮箱(8)之间的管路中依次设置有氧化剂气路单向流动管理装置(4)和氧化剂气路阀门模块(6)，所述气体减压装置(2)的出口设有第一压力传感器(101)，所述氧化剂贮箱(8)的出口设有第二压力传感器(102)，所述燃料贮箱(7)的出口设有第三压力传感器(103)，所述轨控发动机(9)的氧化剂进口、燃料进口分别设有第四压力传感器(104)和第五压力传感器(105)；所述第二压力传感器(102)与所述第三压力传感器(103)中任一压力传感器的静压值大于所述第一压力传感器(101)的静压值时，所述轨控发动机(9)先通过落压方式启动点火，再由落压方式转入恒压模式，所谓落压方式是指当所述轨控发动机(9)点火启动时，所述燃料气路阀门模块(5)和所述氧化剂气路阀门模块(6)为关闭状态，所述燃料贮箱(7)与所述氧化剂贮箱(8)与所述气路增压模块不连通的情况下，所述轨控发动机(9)进行启动点火。2.根据权利要求1所述的航天器推进系统，其特征在于，所述轨控发动机(9)采用自主管理程序的方式或延迟指令的方式将推进系统工作模式由落压方式切换为恒压模式。3.根据权利要求2所述的航天器推进系统，其特征在于，采用自主管理程序的方式为：在所述轨控发动机(9)点火启动前，通过地面上注指令启动所述轨控发动机(9)高工况点火的自主管理程序，所述自主管理程序对所述第二压力传感器(102)、所述第三压力传感器(103)、所述第四压力传感器(104)以及所述第五压力传感器(105)的压力值进行判读，当所述自主管理程序判定所述第二压力传感器(102)、所述第三压力传感器(103)、所述第四压力传感器(104)以所述第五压力传感器(105)中的至少3个传感器的压力值小于等于设定的压力阈值后，所述自主管理程序控制开启所述燃料气路阀门模块(5)和所述氧化剂气路阀门模块(6)。4.根据权利要求2所述的航天器推进系统，其特征在于，采用延迟指令的方式为：在所述轨控发动机(9)点火启动前，通过地面上注延时指令，所述延时指令用以在所述轨控发动机(9)以落压方式点火启动的预定时间后，指令所述燃料气路阀门模块(5)和所述氧化剂气路阀门模块(6)开启。5.一种航天器推进系统高工况的启动方法，其特征在于，采用如权利要求1
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4任一所述的航天器推进系统，包括如下步骤：S1，推进系统高工况状态判断：航天器变轨前，通过地面对推进系统压力进行遥测判读，当所述第一压力传感器(101)的静压值小于所述第二压力传感器(102)或所述第一压力传感器(101)的静压值小于所述第三压力传感器(103)的静压值时，判断推进系统处于高工况状态；S2，轨控发动机高工况启动条件判断：通过地面对所述第四压力传感器(104)和所述第五压力传感器(105)进行遥测...

【专利技术属性】
技术研发人员：潘一力，曹伟，孙迎霞，汪卉，周一彬，李群广，俞俊翔，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：