一种适用于航天器的模块化单组元推进系统的制作方法

本实用新型涉及航天航空领域，尤其涉及一种适用于航天器的模块化单组元推进系统。

背景技术：

单组元推进系统是指使用单组元推进剂作为工质的推进系统。在该系统中，存贮在贮箱内的推进剂在高压气体挤压下排出贮箱出口，在阀门的开关作用下进入发动机催化剂床，在高温条件下经催化分解为高温燃气，由喷管喷出产生反作用力，控制航天器的姿态和轨道运动。常见的单元推进系统结构复杂且只适用重量级比较小的卫星，单元推进系统的自重也比较大，成本也高，不利于推广使用。

为此，提出一种适用于航天器的模块化单组元推进系统。本推进系统可为航天器提供轨道控制功能，且有冗余设计，各部件技术成熟、结构简单、可靠性高，性能稳定，寿命长，成本可控。

技术实现要素：

本实用新型的目的在于提供一种适用于航天器的模块化单组元推进系统，以克服在施工和生产过程中设备的安装难度和维护难度，降低投资成本和生产成本，从而有效的提高工业生产率和产品品质的稳定，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种适用于航天器的模块化单组元推进系统，该模块化单组元推进系统包括安装框架，贮箱，过滤器，自锁阀，压力传感器，发动机，气加排阀和液加排阀。

优选的，所述气加排阀和液加排阀安装在贮箱的底部。

优选的，所述压力传感器连接于贮箱和自锁阀之间，用于测量贮箱压力，检测系统的性能。

优选的，所述自锁阀是贮箱和发动机之间的总开关，是在发动机上游设计的推进剂控制阀门，能切断或提供从贮箱向发动机提供的液体推进剂。

优选的，所述发动机包括电磁阀，毛细管，催化剂床和喷管。

优选的，所述适用于航天器的模块化单组元推进系统包括五个发动机。

好处在于，5个发动机有对角两台是备份，其余3个可以选择中心1个推力器工作，也可以选择对角2个推力器工作，也可以选择3个推力器一起工作，稳态工作为主，脉冲为辅。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：

本实用新型提出的适用于航天器的模块化单组元推进系统可为航天器提供轨道控制功能，且有冗余设计，各部件技术成熟、结构简单、可靠性高，性能稳定，寿命长，成本可控。采用带推进剂模块化设计，适用于百公斤级航天器，总体只需预留安装接口和电接口，操作方便、适用性强，全系统干重不超过6.2公斤，满载不超过13公斤，外形尺寸不超过300x280x570mm，可为初始质量为200kg的航天器实现80m/s的速度增量。

附图说明

图1为本实用新型的整体结构示意图和主视图；

图2为本实用新型的左视图；

图3为本实用新型的俯视图；

图4为本实用新型的三维图；

图5为本实用新型的系统原理图；

图6为本实用新型的发动机的结构示意图；

图7为本实用新型的发动机的三维图。

图中：1、安装框架；2、贮箱；3、过滤器；4、自锁阀；5、压力传感器；6、发动机；7、气加排阀；8、液加排阀；9、电磁阀；10、毛细管；11、催化剂床；12、喷管。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

请参阅图1-图7，本实用新型提供一种技术方案：

如图1-图3所示，一种适用于航天器的模块化单组元推进系统包括安装框架1，贮箱2，过滤器3，自锁阀4，压力传感器5，发动机6，气加排阀7，液加排阀8；如图4所示，气加排阀7和液加排阀8安装在贮箱2的底部。

推进剂经液加排阀8由贮箱2底部注入，增压气体经气加排阀7由贮箱2顶部注入，自锁阀4和发动机上的电磁阀9在航天器加注推进剂后一直处于关闭状态；当星箭分离后自锁阀4打开，贮箱2在表面张力和增压气体的作用下，经过滤器3、自锁阀4向发动机提供推进剂，利用发动机6控制航天器的升、降轨和轨道倾角调整。自锁阀4、发动机电磁阀9的动作指令由星载计算机发出，压力传感器5、自锁阀4和发动机电磁阀9供电由航天器集中提供，压力传感器5模拟量遥测信号传输至星载计算。整个推进系统根据航天器结构特性进行模块化设计，可在与航天器安装前完成加注，系统内各部件集成在安装框架上，通过安装框架1与航天器快速安装。各部件通过管路和接头连接件组成整个推进系统。贮箱2主要是用来贮存单组元推进剂，利用表面张力的原理，贮箱2内部的表面张力管理装置将液体推时剂和增压气体分离开，保证在失重状态下仍能为发动机提供不夹带气体的推进剂，确保发动机6的正常工作。过滤器3的功能是过滤液路中的多余物，防止多余物污染下游自锁阀4或发动机6，避免造成系统泄漏或发动机6的毛细管堵塞，保证发动机6的正常工作。当推进剂流经过滤器3时，介质中所有大于过滤精度的颗粒将被挡住，对系统起到过滤作用。自锁阀4是贮箱2和发动机之间的总开关，是在发动机6上游设计的推进剂控制阀门，能切断或提供从贮箱向发动机6提供的液体推进剂。自锁阀4具有双稳自锁特点，能耗极低，可靠性高。压力传感器5连接于贮箱2和自锁阀4之间，用于测量贮箱2压力，检测系统的性能。气加排阀7和液加排阀8分别用于航天器在地面上对贮箱2进行加注气体和推进剂。同时在飞行试验工作期间保证推进剂和气体不向外泄漏。当发生特殊情况或特殊要求时，可以将推进剂、增压气体从推贮箱2中排出。气、液加注阀在使用完毕后，拧紧阀芯，拆下地面连接的管路，再拧上螺堵，使加排阀接口形成两道串联的防外漏密封面。

如图5-7所示，一种适用于航天器的模块化单组元推进系统中包含五个发动机，发动机6由电磁阀9、毛细管10、催化剂床11、喷管12等组成。发动机6主要作为航天器的轨道调整机构，采用单组元推进剂，经过催化分解后产生气体加速喷出，推进剂化学能转化为动能。5个发动机有对角两台是备份，其余3个可以选择中心1个推力器工作，也可以选择对角2个推力器工作，也可以选择3个推力器一起工作，稳态工作为主，脉冲为辅。

该模块化单组元推进系统可为航天器提供轨道控制功能，且有冗余设计，各部件技术成熟、结构简单、可靠性高，性能稳定，寿命长，成本可控。

该模块化单组元推进系统采用带推进剂模块化设计，适用于百公斤级航天器，总体只需预留安装接口和电接口，操作方便、适用性强，全系统干重不超过6.2公斤，满载不超过13公斤，外形尺寸不超过300×280×570mm，可为初始质量为200kg的航天器实现80m/s的速度增量。

尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本实用新型的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用。的范围由所附权利要求及其等同物限定。