航天器推进系统及其高工况的启动方法与流程

1.本发明涉及航天器轨控技术领域，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。


背景技术：

2.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。
3.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。


技术实现要素：

4.针对现有技术中的缺陷，本发明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。
5.根据本发明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；
6.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；
7.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。
8.一些实施方式中，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。
9.一些实施方式中，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。
10.一些实施方式中，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。
11.本发明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：
12.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；
13.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；
14.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；
15.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；
16.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。
17.一些实施方式中，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。
18.一些实施方式中，所述压力阈值根据地面遥控指令能够在轨进行修改调整。
19.一些实施方式中，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力与所述燃料气路单向流动管理装置的开启压力的差值，所述第四压力传感器的压力阈值为所述第二压力传感器的压力值减去所述氧化剂贮箱至所述轨控发动机之间的系统管路的流阻，所述第五压力传感器的压力阈值为所述第三压力传感器的压力值减去所述燃料贮箱至所述轨控发动机之间的系统管路的流阻。
20.一些实施方式中，所述步骤s4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。
21.一些实施方式中，所述延时指令设定的时间保留预定的余量，确保所述第二压力传感器与所述第三压力传感器的压力值低于所述第一压力传感器的压力值。
22.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
23.本发明保留了航天器推进系统传统的长寿命高可靠低压气路设计方案的同时，解决了由于航天器高温任务剖面引起的推进系统高压，进而导致轨控发动机在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，保证了高工况下变轨的可靠性。
附图说明
24.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：
25.图1为本技术航天器推进系统的架构图。
具体实施方式
26.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。
27.实施例1
28.本实施例提供了一种航天器推进系统，特别涉及一种适用于高工况的航天器轨控系统，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。如图1所示，其系统的架构为：
29.增压气体管理模块1通过气体减压装置2分别与燃料贮箱7、氧化剂贮箱8的进口连通，用于向燃料贮箱7和氧化剂贮箱8内注入增压气体，挤压贮箱内的推进剂以预定压力和
流速进入轨控发动机9。本领域知晓的，上述燃料贮箱7和氧化剂贮箱8的进口是指增压气体的进气口。于气体减压装置2的气体出口处设有第一压力传感器101。气体减压装置2与燃料贮箱7之间依次设有燃料气路单向流动管理装置3和燃料气路阀门模块5。燃料气路单向流动管理装置3仅允许增压气体管理模块1内的气体进入燃料贮箱7内，预定压力下禁止燃料贮箱7内的燃料气体向着增压管理模块1流动。燃料气路阀门模块5根据指令进行气路的开启和关闭，控制增压气体管理模块1内的高压气体在相应时段进入燃料贮箱7。气体减压装置2与氧化剂贮箱8之间依次设有氧化剂单向流动管理装置4和氧化剂气路阀门模块6。氧化剂单向流动管理装置4仅允许增压气体管理模块1内的气体进入氧化剂贮箱8内，预定压力下禁止氧化剂贮箱8内的氧化剂气体向着增压管理模块1流动。氧化剂阀门模块6根据指令进行气路的开启和关闭，控制增压气体管理模块1内的高压气体在相应时段进入氧化剂贮箱8。燃料贮箱7和氧化剂贮箱8的推进剂出口分别与轨控发动机9的推进剂进口相连通。于氧化剂贮箱8的出口处设置第二压力传感器102。于燃料贮箱7的出口处设置第三压力传感器103。于轨控发动机9的氧化剂进口处设置第四压力传感器104。于轨控发动机9的燃料进口处设置第五压力传感器105。
30.本实施例的工作原理为：轨控发动机9在点火启动前，控制系统根据第一压力传感器101的静压值相对于第二压力传感器102和第三压力传感器103中的任一个压力传感器的静压值的高低，而决定是否开启燃料气路阀门模块5与氧化剂气路阀门模块6。当第二压力传感器102与第三压力传感器103中的任一个压力传感器的静压值均高于第一压力传感器101时，燃料气路阀门模块5与氧化剂气路阀门模块6根据指令成关闭状态，轨控发动机9此时采用落压方式启动点火。待轨控发动机9采用落压方式启动点火一定时间后，再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。本实施例中，在贮箱高温高压的情况下，轨控发动机先采用落压方式点火启动，解决了由于航天器高温任务剖面引起的推进贮箱高压，进而导致轨控发动机在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，保证了高工况下变轨的可靠性。
31.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的具体操作为：
32.自主管理程序的方式为：在轨控发动机9点火启动前，通过地面上注指令启动轨控发动机9高工况点火的自主管理程序。自主管理程序对第二压力传感器102、第三压力传感器103、第四压力传感器104以及第五压力传感器105的压力值进行判读。当自主管理程序判定第二压力传感器102、第三压力传感器103、第四压力传感器104以第五压力传感器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，自主管理程序控制开启燃料气路阀门模块5和氧化剂气路阀门模块6。进而轨控发动机9的点火启动由落压方式切换为恒压模式，轨控发动机9以恒压模式点火工作直至变轨结束。其中，压力阈值为贮箱及发动机入口的合理压力值，具体如下：第二压力传感器102的压力阈值为气体减压装置2的锁闭压力与氧化剂气路单向流动管理装置4的开启压力的差值；第三压力传感器103的压力阈值为气体减压装置2的锁闭压力与燃料气路单向流动管理装置5的开启压力的差值，第四压力传感器104的压力阈值为第二压力传感器102的压力值减去氧化剂贮箱8至轨控发动机9之间的系统管路的流阻，第五压力传感器105的压力阈值为素数第三压力传感器103的压力值减去燃料贮箱7至轨控发动机9之间的系统管路的流阻。一些实施方式中，压力阈值根据地面遥
控指令能够在轨进行修改调整。
33.延迟指令的方式为：在轨控发动机9点火启动前，通过地面上注延时指令，延时指令用以在轨控发动机9以落压方式点火启动的预定时间后，指令燃料气路阀门模块5和氧化剂气路阀门模块6开启。延时指令设定的时间保留预定的余量，确保第二压力传感器102与第三压力传感器103的压力值低于第一压力传感器101的压力值。
34.实施例2
35.本实施例2是在实施1的基础上形成的一种航天器推进系统高工况的启动方法，采用如权利要求1的航天器推进系统，包括如下步骤：
36.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，当第一压力传感器101的静压值小于第二压力传感器102或第一压力传感器101的静压值小于第三压力传感器103的静压值时，判断推进系统处于高工况状态。
37.s2，轨控发动机高工况启动条件判断：通过地面对第四压力传感器104和第五压力传感器105进行遥测判读，确定第四压力传感器104或第五压力传感器105的静压值不超过轨控发动机9的预设压力值。
38.s3，轨控发动机落压方式启动点火：经步骤s1和步骤s2后，燃料气路阀门模块5与氧化剂气路阀门模块6根据指令关闭阀门，在燃料贮箱7、氧化剂贮箱8与增压气体管理模块1隔断状态下，轨控发动机9以落压方式启动点火。
39.s4，轨控发动机点火模式的切换：经步骤s3，伴随着轨控发动机9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轨控发动机9的点火模式由落压方式切换为恒压模式。
40.在轨控发动机9点火启动前，通过地面上注指令启动轨控发动机9高工况点火的自主管理程序。自主管理程序对第二压力传感器102、第三压力传感器103、第四压力传感器104以及第五压力传感器105的压力值进行判读。当自主管理程序判定第二压力传感器102、第三压力传感器103、第四压力传感器104以第五压力传感器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，自主管理程序控制开启燃料气路阀门模块5和氧化剂气路阀门模块6。进而轨控发动机9的点火启动由落压方式切换为恒压模式，轨控发动机9以恒压模式点火工作直至变轨结束。其中，压力阈值为贮箱及发动机入口的合理压力值，具体如下：第二压力传感器102的压力阈值为气体减压装置2的锁闭压力与氧化剂气路单向流动管理装置4的开启压力的差值；第三压力传感器103的压力阈值为气体减压装置2的锁闭压力与燃料气路单向流动管理装置5的开启压力的差值，第四压力传感器104的压力阈值为第二压力传感器102的压力值减去氧化剂贮箱8至轨控发动机9之间的系统管路的流阻，第五压力传感器105的压力阈值为素数第三压力传感器103的压力值减去燃料贮箱7至轨控发动机9之间的系统管路的流阻。一些实施方式中，压力阈值根据地面遥控指令能够在轨进行修改调整。
41.延迟指令的方式为：在轨控发动机9点火启动前，通过地面上注延时指令，延时指令用以在轨控发动机9以落压方式点火启动的预定时间后，指令燃料气路阀门模块5和氧化剂气路阀门模块6开启。延时指令设定的时间保留预定的余量，确保第二压力传感器102与第三压力传感器103的压力值低于第一压力传感器101的压力值。
42.s5，轨控发动机恒压模式点火工作：经步骤s4，轨控发动机9的点火模式由落压方
式切换为恒压模式时，燃料气路阀门模块5与氧化剂气路阀门模块6根据指令开启，在燃料贮箱7、氧化剂贮箱8与增压气体管理模块1保持连通状态下，轨控发动机9以恒压模式点火工作直至变轨结束。
43.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。
44.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1-4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)进行遥测判读，确定所述第四压力传感器(104)或所述第五压力传感器(105)的静压值不超过所述轨控发动机(9)的预设压力值；
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(5)与所述氧化剂气路阀门模块(6)根据指令关闭阀门，在所述燃料贮箱(7)、所述氧化剂贮箱(8)与所述增压气体管理模块(1)隔断状态下，所述轨控发动机(9)以落压方式启动点火；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(9)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(9)的点火模式由落压方式切换为恒压模式；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(9)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(5)与所述氧化剂气路阀门模块(6)根据指令开启，在所述燃料贮箱(7)、所述氧化剂贮箱(8)与所述增压气体管理模块(1)保持连通状态下，所述轨控发动机(9)以恒压模式点火工作直至变轨结束。6.根据权利要求5所述的航天器推进系统高工况的启动方法，其特征在于，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(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)。7.根据权利要求6所述的航天器推进系统高工况的启动方法，其特征在于，所述压力阈值根据地面遥控指令能够在轨进行修改调整。8.根据权利要求6所述的航天器推进系统高工况的启动方法，其特征在于，所述第二压力传感器(102)的压力阈值为所述气体减压装置(2)的锁闭压力与所述氧化剂气路单向流动管理装置(4)的开启压力的差值；所述第三压力传感器(103)的压力阈值为所述气体减压装置(2)的锁闭压力与所述燃料气路单向流动管理装置(5)的开启压力的差值，所述第四压力传感器(104)的压力阈值为所述第二压力传感器(102)的压力值减去所述氧化剂贮箱(8)至所述轨控发动机(9)之间的系统管路的流阻，所述第五压力传感器(105)的压力阈值为所述第三压力传感器(103)的压力值减去所述燃料贮箱(7)至所述轨控发动机(9)之间的系统管路的流阻。9.根据权利要求5所述的航天器推进系统高工况的启动方法，其特征在于，所述步骤s4中，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。10.根据权利要求9所述的航天器推进系统高工况的启动方法，其特征在于，所述延时指令设定的时间保留预定的余量，确保所述第二压力传感器(102)与所述第三压力传感器(103)的压力值低于所述第一压力传感器(101)的压力值。

技术总结
本发明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。


技术研发人员：潘一力 曹伟 孙迎霞 汪卉 周一彬 李群广 俞俊翔
受保护的技术使用者：上海空间推进研究所
技术研发日：2022.12.05
技术公布日：2023/5/23