【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天推进系统，具体地，涉及一种月面飞跃验证飞行器推进系统。
技术介绍
1、月面飞跃探测器可以在月面多次飞跃及着陆，扩大了探测器的活动范围，具有巨大的实际应用和科学研究的价值。月面飞跃验证器主要目的是在地面环境对飞跃探测器在轨控制策略、工作模式进行测试和验证。
2、然而，目前的推进系统存在倾斜起飞、多次加注推进剂、推进剂晃动和无法实现推进剂可靠隔离等难题；
3、此外，在起飞过程中，探测器姿态变化比较剧烈，如果贮箱内的推进剂晃动将给探测器带来干扰力矩。
4、专利文献cn115743621a公开了一种多飞行器的推进剂补加系统，该多飞行器的推进剂补加系统，包括推进剂补加系统、第一推进剂被补加系统和第二推进剂被补加系统，所述推进剂补加系统包括有第一气瓶、第一高压自锁阀、第一减压阀、第一贮箱气腔、第一贮箱液腔、第一液路补加阀门和第一液路快断阀主动端。然而该专利无法完全解决目前存在的技术问题，也无法满足本专利技术的需求。
技术实现思路
1、针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种月面飞跃验证飞行器推进系统。
2、根据本专利技术提供的月面飞跃验证飞行器推进系统，包括：气瓶、高压压力传感器、充气阀、气路高压自锁阀、减压阀、单向阀、气路隔离自锁阀、气路加排阀、贮箱、液路加排阀、液路隔离自锁阀、管路加排阀、轨控发动机、姿控发动机、室压传感器和低压压力传感器；
3、所述气瓶、高压压力传感器、充气阀和气路高压自锁阀之间为星形连
4、所述减压阀一端与气路高压自锁阀另一端连接，减压阀另一端依次连接单向阀和气路隔离自锁阀；
5、所述气路加排阀、贮箱、气路隔离自锁阀之间为三角连接；
6、所述贮箱、液路加排阀、液路隔离自锁阀之间为三角连接；
7、所述液路隔离自锁阀、管路加排阀、低压压力传感器之间为三角连接；
8、所述轨控发动机与低压压力传感器连接；
9、所述室压传感器与轨控发动机连接；
10、所述姿控发动机与两个低压压力传感器并联，所述轨控发动机位于两个低压压力传感器之间。
11、优选地，所述贮箱采用橡胶膜片作为推进剂管理装置，通过橡胶膜片的有序翻转实现推进剂的排放，向下游的轨控发动机提供不夹气的推进剂。
12、优选地，所述贮箱为非金属囊式贮箱。
13、优选地，设置冗余备份措施，包括：
14、通过2组单向阀和气路隔离自锁阀的串联配置，将氧化剂和燃料贮箱气路进行隔离；将液路隔离自锁阀与发动机电磁阀连接，进行液体推进剂的管理；
15、第一次点火试验前，通过管路加排阀对液路进行抽真空；点火结束后，关闭气路隔离自锁阀和液路隔离自锁阀。
16、优选地，在气路高压自锁阀和单向阀之间设置减压阀。
17、优选地，所述贮箱的数量为4，其中2个装填氧化剂，2个装填燃料，推进剂为四氧化二氮、甲基肼；所述气瓶的数量为1，装填增压氦气。
18、优选地，工作前，探测器加电，打开液路隔离自锁阀对发动机管路进行推进剂充填；打开气路高压自锁阀，打开氧路和燃路的气路隔离自锁阀对贮箱增压，根据控制时序，轨控发动机和姿控发动机点火，系统为恒压模式工作，4只推进剂贮箱同步输出。
19、优选地，每个工况结束后，设置气路高压自锁阀、单向阀、气路隔离自锁阀和液路隔离自锁阀关闭，姿控发动机点火工作5s，点火1～2次，通过发动机工作将发动机管路泄压至预设安全范围内。
20、优选地，在推进剂补加前，打开贮箱的气路加排阀，贮箱泄压至常压，贮箱是液路加排阀连接加注设备，加注管路抽真空后进行充填，随后进行加注。
21、与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
22、(1)该推进系统克服了倾斜起飞、多次加注推进剂、推进剂晃动和推进剂可靠隔离等难题，用于月面飞跃的地面验证器使用；
23、(2)本专利技术使用的橡胶膜片贮箱其膜片可以紧紧与推进剂液面贴合，避免推进剂晃动，减少干扰力矩；
24、(3)所述贮箱采用非金属囊式贮箱，保证多次加注的安全性，满足地面试验过程中多次工作、多次加注需求；通过加满回排的方式，可以修正贮箱消耗不均衡和发动机混合比偏差带来重量偏离，保证贮箱中的推进剂量精确，有利于探测器质心稳定，便于配平；
25、(4)姿控发动机采取泄压策略，避免了产品停放期间，推进剂温度升高后，发生管路超压的情况；
26、(5)推进系统采取了热防护，减少发动机点火工作产生的羽流、高温带来的不利影响；
27、(6)通过2组单向阀和气路隔离自锁阀的串联配置，确保氧化剂和燃料贮箱气路可靠隔离；贮箱出口采用液路隔离自锁阀方案，用于保证贮箱加注后在地面贮存期间、加注后直至点火前与下游的安全隔离；姿控发动机分支设计采用隔离自锁阀冗余备份，由姿控发动机承担的轨控功能和姿态调整功能均实现了备份；液体推进剂的管理，采用液路隔离自锁阀、发动机电磁阀两级安全管理，确保推进剂的可靠、安全使用；第一次点火试验前，通过管路加排阀对液路进行抽真空，避免发动机夹气工作；点火结束后，关闭气路自锁阀和液路自锁阀，保障贮箱气、液路可靠隔离。
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1.一种月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，包括：气瓶(1)、高压压力传感器(2)、充气阀(3)、气路高压自锁阀(4)、减压阀(5)、单向阀(6)、气路隔离自锁阀(7)、气路加排阀(8)、贮箱(9)、液路加排阀(10)、液路隔离自锁阀(11)、管路加排阀(12)、轨控发动机(13)、姿控发动机(14)、室压传感器(15)和低压压力传感器(16)；
2.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，所述贮箱(9)采用橡胶膜片作为推进剂管理装置，通过橡胶膜片的有序翻转实现推进的排放，向下游的轨控发动机(13)提供不夹气的推进剂。
3.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，所述贮箱(9)为非金属囊式贮箱。
4.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，设置冗余备份措施，包括：
5.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，所述减压阀(5)将高压气体节流减压为贮箱使用的工作压力，并保持其输出压力的稳定。
6.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统
7.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，工作前，探测器加电，打开液路隔离自锁阀(11)对发动机管路进行推进剂充填；打开气路高压自锁阀(4)，打开氧路和燃路的气路隔离自锁阀(7)对贮箱(9)进行增压。
8.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，根据控制时序，轨控发动机(13)和姿控发动机(14)点火，系统为恒压模式工作，4只推进剂贮箱同步输出。
9.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，每个工况结束后，设置气路高压自锁阀(4)、减压阀(5)、气路隔离自锁阀(7)和液路隔离自锁阀(11)关闭，姿控发动机(14)点火工作5s，点火1～2次，通过发动机工作将发动机管路泄压至预设安全范围内。
10.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，在推进剂补加前，打开贮箱(9)的气路加排阀(8)，贮箱(9)泄压至常压，贮箱(9)是液路加排阀(10)连接加注设备，加注管路抽真空后进行充填，随后进行加注；贮箱采用先加满再回排的方式修正贮箱消耗不均衡和发动机混合比偏差带来重量偏离，保证贮箱中的推进剂量精确。
...【技术特征摘要】
1.一种月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，包括：气瓶(1)、高压压力传感器(2)、充气阀(3)、气路高压自锁阀(4)、减压阀(5)、单向阀(6)、气路隔离自锁阀(7)、气路加排阀(8)、贮箱(9)、液路加排阀(10)、液路隔离自锁阀(11)、管路加排阀(12)、轨控发动机(13)、姿控发动机(14)、室压传感器(15)和低压压力传感器(16)；
2.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，所述贮箱(9)采用橡胶膜片作为推进剂管理装置，通过橡胶膜片的有序翻转实现推进的排放，向下游的轨控发动机(13)提供不夹气的推进剂。
3.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，所述贮箱(9)为非金属囊式贮箱。
4.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，设置冗余备份措施，包括：
5.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，所述减压阀(5)将高压气体节流减压为贮箱使用的工作压力，并保持其输出压力的稳定。
6.根据权利要求1所述的月面飞跃验证飞行器推进系统，其特征在于，所述贮箱(9)的数量为4，其中2个装填氧化剂，2个装填燃料，推进剂为四氧化二...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵京，曹伟，潘一力，毕绍康，卫佳，陈鹏，李和军，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：
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