应用于空间飞行器共底贮箱推进系统的制作方法

1.本发明涉及空间推进技术领域，具体地，涉及一种应用于空间飞行器共底贮箱推进系统。


背景技术：

2.长期在轨空间飞行器未曾使用过共底贮箱推进系统，这使得飞行器空间利用率未得到充分发挥。目前，共底贮箱仅在运载领域的低压条件下有所应用，且均应用于泵压式推进系统，其共底贮箱工作压力均较低，运载使用的共底贮箱共底部分承压设计裕度也较高，同时不会面临复杂、恶劣的空间飞行环境，因此往往系统不需要额外控制手段保证贮箱使用上的安全性，这使得运载领域使用的共底贮箱重量往往也较高，这种重量的代价面对当前载人深空探测显然是不合适的。
3.因此，发明人认为为了解决现有技术问题，为载人深空探测提供技术支撑，同时保证飞行器空间利用率最大化，需要提供一种应用于空间飞行器共底贮箱推进系统。


技术实现要素：

4.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种应用于空间飞行器共底贮箱推进系统。
5.根据本发明提供的一种应用于空间飞行器共底贮箱推进系统,包括：并联交叉气路系统、交叉供应液路系统、双层共底贮箱及其补压和泄压系统以及剩余量测量系统；所述并联交叉气路系统用于实现气路交叉供应所述双层共底贮箱；所述双层共底贮箱通过所述交叉供应液路系统为发动机交叉供应液路推进剂；所述补压和泄压系统用于调整所述双层共底贮箱的共底压差和绝对压力；所述剩余量测量系统用于在轨推进剂剩余量测量。
6.优选地，所述双层共底贮箱的上游分别设置有氧燃路系统减压阀，用于实现所述并联交叉气路系统的分压供应；所述减压阀输出的压力存在差值，用于为所述双层共底贮箱内部的共用底提供一个正向的安全压差；所述减压阀均并联冗余设置。
7.优选地，所述并联交叉气路系统的氧燃路气瓶和所述减压阀下游均设置有横向连通阀门。
8.优选地，所述双层共底贮箱能够作为飞行器承力结构件。
9.优选地，所述双层共底贮箱的氧燃气腔均设置有泄压装置，所述泄压装置通过自反馈系统实现泄压和控制共底压差。
10.优选地，所述补压和泄压系统的补压路减压阀的输出压力高于所述双层共底贮箱额定工作压力。
11.优选地，所述补压和泄压系统能够对所述并联交叉气路系统和所述交叉供应液路系统二者的系统混合比进行调整。
12.优选地，所述交叉供应液路系统包括第一发动机支路、第二发动机支路以及第三发动机支路，所述第一发动机支路设置有4台7500n发动机，所述第二发动机支路设置有8台
490n发动机，所述第三发动机支路设置有16台150n发动机。
13.优选地，所述第一发动机支路、所述第二发动机支路以及所述第三发动机支路均按照主、备路进行设置，所述主、备路上均设置有自锁阀，用于控制该路推进剂的供应。
14.优选地，所述剩余量测量系统通过超声波流量计进行在轨推进剂剩余量测量，所述超声波流量计设置在所述双层共底贮箱下游管路上。
15.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
16.1、本发明通过采用双层共底贮箱并作为承力结构件，充分利用了空间布局，在运载系统上使用安全性较高；通过系统自反馈调节方式控制共底贮箱在轨使用的可靠性安全性，同时系统具备气液路主备份多次切换、故障隔离及系统重构的功能，解决了中低压的共底贮箱在面临月面高低温情况下压力大范围波动等苛刻的使用条件，为后续技术的应用以及空间飞行器的设计提供良好的技术基础。
17.2、本发明通过推进系统中各个系统的配合，能够适用于各种工作模式，提供控制所需的推力或冲量；通过采用贮箱补压和泄压方案综合控制贮箱压差，当贮箱共底压差或贮箱绝对压力超出规定范围时，自反馈系统将自动执行系统补压操作将共底部分压差调整到安全范围内，当贮箱内绝对压力超过贮箱安全上限时，泄压装置通过自反馈系统实现自动泄压，同时实时控制共底压差，从而严格控制贮箱压力，保证共底贮箱使用的安全性。
18.3、本发明通过三种发动机均按照主、备路进行设置，主备路均设置有自锁阀控制该路推进剂的供应，任一组正常均可完成全部任务功能；当一组出现泄漏故障时，通过关闭对应路系统自锁阀实施整组隔离，切换至另一组工作；能够实现推进剂输送系统主备份切换及系统重构。
附图说明
19.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
20.图1为本发明主要体现应用于空间飞行器共底贮箱推进系统的整体结构示意图。
21.图中所示：
22.第一发动机支路1第二发动机支路2第三发动机支路3
具体实施方式
23.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
24.如图1所示，根据本发明提供的一种应用于空间飞行器共底贮箱推进系统，包括：并联交叉气路系统、交叉供应液路系统、双层共底贮箱及其补压和泄压系统以及剩余量测量系统；并联交叉气路系统用于实现气路交叉供应双层共底贮箱；双层共底贮箱通过交叉供应液路系统为发动机交叉供应液路推进剂；补压和泄压系统用于调整双层共底贮箱的共底压差和绝对压力；剩余量测量系统用于在轨推进剂剩余量测量。
25.本技术采用了共底贮箱的设计方案，贮箱成为了舱体的一部分，并作为承力结构
件，充分利用了空间布局。目前常规的空间载人飞行器未曾使用过共底贮箱，运载三级上虽常用共底贮箱，但其工作压力低、工作时间短，且不会面临复杂的空间温度环境，因此共底贮箱在运载系统上使用安全性较高。
26.本推进系统使用共底贮箱所面临的空间环境较运载更为复杂、恶劣，首先贮箱压力为中低压条件，且贮箱面临着复杂的月面高低温环境，这会导致贮箱压力波动较大，共底部分压差会随温度出现明显大范围的波动，因此，通过系统控制手段保证共底贮箱在轨使用的可靠性安全性是十分必要的。本技术在国内首次提出了应用于载人领域的空间飞行器共底贮箱推进系统，为某登月飞行器提供变轨及姿控等功能，通过系统自反馈调节方式控制共底贮箱在轨使用的安全性，同时系统具备气液路主备份多次切换、故障隔离及系统重构的功能。系统首次提出国内首个中低压模式下的登月共底贮箱方案，贮箱工作压力远高于共底部分压力设计值，此方案解决了中低压的共底贮箱在面临月面高低温情况下压力大范围波动等苛刻的使用条件，同时作为飞行器的承力结构件实现了整器空间的最优化利用，为后续技术的应用以及空间飞行器的设计提供良好的技术基础。
27.双层共底贮箱的上游分别设置有氧燃路系统减压阀，用于实现并联交叉气路系统的分压供应。并联交叉气路系统可实现气路的交叉供应，单路故障不会影响系统的正常工作。减压阀输出的压力存在差值，用于为双层共底贮箱内部的共用底提供一个正向的安全压差。气路系统低压路进行了分压设计，保证共底贮箱始终存在一个额定压差，同时气路单路故障情况下仍具备分压供应的能力。减压阀均并联冗余设置。并联交叉气路系统的氧燃路气瓶和减压阀下游均设置有横向连通阀门。
28.双层共底贮箱及其补压和泄压系统，贮箱可作为飞行器承力结构件，充分利用飞行器结构布局，实现了飞行器结构的最优化设计。双层共底贮箱工作压力为2～2.3mpa，而中间共底部分可承受的压差仅为0～0.3mpa。并联交叉气路系统和交叉供应液路系统均继承了常规载人飞行器推进系统，但气路设计上为保证共底贮箱的使用安全进行了分压设计，同时可保证气路任一路故障下仍然具备分压供应的能力，这为共底贮箱推进系统提供了第一层可靠保障。
29.双层共底贮箱的氧燃气腔均设置有泄压装置，泄压装置通过自反馈系统实现泄压和控制共底压差。补压和泄压系统的补压路减压阀的输出压力高于双层共底贮箱额定工作压力。双层共底贮箱为中低压使用环境，其共底部分承受的压差远低于贮箱工作压力，同时贮箱可作为飞行器承力结构件，这不仅提高了飞行器空间利用率也可显著减轻飞行器重量。为保证飞行器在经历复杂、苛刻的空间环境时安全可靠的工作，系统设置了共底贮箱自动补压以及泄压装置，当贮箱内共底部分压差超过规定范围时，自反馈系统将自动执行系统补压操作将共底部分压差调整到安全范围内，当贮箱内绝对压力超过贮箱安全上限时，泄压装置通过自反馈系统实现自动泄压，同时实时控制共底压差。
30.补压和泄压系统能够对并联交叉气路系统和交叉供应液路系统二者的系统混合比进行调整。补压和泄压系统可保证贮箱在面临复杂恶劣的空间环境下的使用安全性，通过自反馈系统实时动态调整共底压差以及贮箱的绝对压力，保证贮箱的使用安全性。系统补压装置还可在一定范围内对系统混合比进行适当调整，通过以上系统手段，为共底贮箱推进系统提供了第二层可靠保障。
31.剩余量测量系统通过超声波流量计进行在轨推进剂剩余量测量，实现了首次大流
量以及大范围下推进剂剩余量高精度测量，为系统在轨推进剂的使用提供可靠保证。超声波流量计设置在双层共底贮箱下游管路上。
32.交叉供应的液路系统最大限度的保证了液路推进剂供应的可靠性，同时单路故障可实现故障隔离。
33.交叉供应液路系统包括第一发动机支路1、第二发动机支路2以及第三发动机支路3，第一发动机支路1设置有4台7500n发动机，第二发动机支路2设置有8台490n发动机，第三发动机支路3设置有16台150n发动机。第一发动机支路1、第二发动机支路2以及第三发动机支路3均按照主、备路进行设置，主、备路上均设置有自锁阀，用于控制该路推进剂的供应。
34.推进系统按恒压挤压模式设计，变轨发动机与姿控发动机通过单只共底贮箱供应推进剂，在第一发动机支路1、第二发动机支路2以及第三发动机支路3各发动机支路上可设置阀门实现变轨发动机和姿控发动机的推进剂供给互相独立，同时也提高了推进剂供应的可靠性，系统液路设置了4台7500n发动机+8台490n发动机+16台150n发动机，发动机主、备份之间具备反复多次切换的能力。
35.贮箱上游分别设置了氧燃路系统阀门实现贮箱的分压供应，即在正常轨控发动机工作情况下，贮箱通过主路减压阀rvt1、rvt2对贮箱实现增压气体的供应，为保证共底贮箱的安全性，两路减压阀输出压力设计有一定的差值(通过这种设计方案，依靠减压阀保证贮箱始终存在一个压差，从而保证共底贮箱内部的共用底始终存在一个正向的安全压差)，为提高气路供应的故障容限能力，氧燃减压阀供应路均可进行并联冗余，当某一路减压阀故障可实现冗余切换。
36.氧燃路气瓶以及减压阀下游均设置了横向连通阀门(lvt5～7)，在单路故障的极端情况下仍可实现两路之间交叉供应，从而保证故障情况下系统可正常工作。系统设置了补压以及泄压装置，实现贮箱压力的动态调整，补压路由阀门lvt3、lvt4、lvt6、lvt9、lvt10以及rvt3、rvt4组成，补压路减压阀rvt3、rvt4的输出压力比贮箱额定工作压力更高，在贮箱压差接近共底安全裕度值时，可开启任一组元的补压路阀门对箱压进行适当调整，另外在系统混合比出现偏差时，也可适当抬高任一组元的箱压值起到调节系统混合比的作用；贮箱氧燃气腔均设置了泄压装置由阀门lvt13、lvt14组成，当贮箱绝对压力值过高影响贮箱安全时，可适当对贮箱进行泄压，保证贮箱安全。
37.本技术能够提供推力或冲量。推进系统的工作模式有姿态保持、调姿和姿态修正、月面着陆和起飞、轨道机动等，推进分系统能在各种工作模式下，提供控制所需的推力或冲量。
38.本技术能够实现推进剂输送系统主备份切换及系统重构。推进系统增压气体和推进剂贮存与输送的过程为：先打开气路相应电爆阀(pvt1～2)和自锁阀(lvt1～2、lvt11～12)进行系统增压，气路增压完成后电爆打开液路若干电爆阀(pvt3～4)，推进剂通过液路电爆阀充填至下游液路发动机自锁阀前。
39.第一发动机支路1、第二发动机支路2以及第三发动机支路3上的三种发动机均按照主、备路进行设置，主备路均设置有自锁阀控制该路推进剂的供应，任一组正常均可完成全部任务功能。当一组出现泄漏故障时，通过关闭对应路系统自锁阀实施整组隔离，切换至另一组工作。
40.本技术设置了补压以及泄压装置，能够实现贮箱压力动态调整。飞行器使用了共
底贮箱方案，在载人领域是首次，且为中低压使用环境，贮箱使用压力比运载领域高的多，飞行器面临着复杂的空间温度环境，推进系统使用上要严格控制贮箱压力，保证共底贮箱使用的安全性，在系统的设计上采用了贮箱补压和泄压方案综合控制贮箱压差，当贮箱共底压差或贮箱绝对压力超出规定范围时，自反馈系统将自动执行系统补压操作将共底部分压差调整到安全范围内，当贮箱内绝对压力超过贮箱安全上限时，泄压装置通过自反馈系统实现自动泄压，同时实时控制共底压差。
41.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。
42.以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

技术特征：
1.一种应用于空间飞行器共底贮箱推进系统，其特征在于，包括：并联交叉气路系统、交叉供应液路系统、双层共底贮箱及其补压和泄压系统以及剩余量测量系统；所述并联交叉气路系统用于实现气路交叉供应所述双层共底贮箱；所述双层共底贮箱通过所述交叉供应液路系统为发动机交叉供应液路推进剂；所述补压和泄压系统用于调整所述双层共底贮箱的共底压差和绝对压力；所述剩余量测量系统用于在轨推进剂剩余量测量。2.如权利要求1所述的应用于空间飞行器共底贮箱推进系统，其特征在于，所述双层共底贮箱的上游分别设置有氧燃路系统减压阀，用于实现所述并联交叉气路系统的分压供应；所述减压阀输出的压力存在差值，用于为所述双层共底贮箱内部的共用底提供一个正向的安全压差；所述减压阀均并联冗余设置。3.如权利要求2所述的应用于空间飞行器共底贮箱推进系统，其特征在于，所述并联交叉气路系统的氧燃路气瓶和所述减压阀下游均设置有横向连通阀门。4.如权利要求1所述的应用于空间飞行器共底贮箱推进系统，其特征在于，所述双层共底贮箱能够作为飞行器承力结构件。5.如权利要求1所述的应用于空间飞行器共底贮箱推进系统，其特征在于，所述双层共底贮箱的氧燃气腔均设置有泄压装置，所述泄压装置通过自反馈系统实现泄压和控制共底压差。6.如权利要求1所述的应用于空间飞行器共底贮箱推进系统，其特征在于，所述补压和泄压系统的补压路减压阀的输出压力高于所述双层共底贮箱额定工作压力。7.如权利要求1所述的应用于空间飞行器共底贮箱推进系统，其特征在于，所述补压和泄压系统能够对所述并联交叉气路系统和所述交叉供应液路系统二者的系统混合比进行调整。8.如权利要求1所述的应用于空间飞行器共底贮箱推进系统，其特征在于，所述交叉供应液路系统包括第一发动机支路(1)、第二发动机支路(2)以及第三发动机支路(3)，所述第一发动机支路(1)设置有4台7500n发动机，所述第二发动机支路(2)设置有8台490n发动机，所述第三发动机支路(3)设置有16台150n发动机。9.如权利要求8所述的应用于空间飞行器共底贮箱推进系统，其特征在于，所述第一发动机支路(1)、所述第二发动机支路(2)以及所述第三发动机支路(3)均按照主、备路进行设置，所述主、备路上均设置有自锁阀，用于控制该路推进剂的供应。10.如权利要求1所述的应用于空间飞行器共底贮箱推进系统，其特征在于，所述剩余量测量系统通过超声波流量计进行在轨推进剂剩余量测量，所述超声波流量计设置在所述双层共底贮箱下游管路上。

技术总结
本发明提供了一种应用于空间飞行器共底贮箱推进系统，包括并联交叉气路系统、交叉供应液路系统、双层共底贮箱及其补压和泄压系统以及剩余量测量系统；所述并联交叉气路系统用于实现气路交叉供应所述双层共底贮箱；所述双层共底贮箱通过所述交叉供应液路系统为发动机交叉供应液路推进剂；所述补压和泄压系统用于调整所述双层共底贮箱的共底压差和绝对压力；所述剩余量测量系统用于在轨推进剂剩余量测量。本发明通过采用双层共底贮箱并作为承力结构件，充分利用了空间布局，使用安全性较高；通过系统自反馈调节方式控制共底贮箱在轨使用的可靠性安全性，同时系统具备气液路主备份多次切换、故障隔离及系统重构的功能。故障隔离及系统重构的功能。故障隔离及系统重构的功能。


技术研发人员：王建海 王维 朱益涛 朱运盛 何才启 张梦超 杨峰
受保护的技术使用者：上海空间推进研究所
技术研发日：2022.12.28
技术公布日：2023/6/27