[发明专利]月面发射飞行器推进系统

权利要求书

1.一种月面发射飞行器推进系统，其特征在于，包括：气瓶(1)、高压压传(2)、充气阀(3)、气路电爆阀(4)、高压自锁阀(5)、减压阀(6)、贮箱(7)、加排阀(8)、液路电爆阀(9)、轨控自锁阀(10)、低压压传(11)、自锁阀(12)、轨控发动机(13)、姿控发动机(14)和轨控管路(15)；

所述气瓶(1)、高压压传(2)、充气阀(3)、气路电爆阀(4)通过金属管路交叉连接；

所述高压自锁阀(5)、减压阀(6)、贮箱(7)通过金属管路依次连接在气路电爆阀(4)后；

所述加排阀(8)、液路电爆阀(9)通过金属管路与贮箱(7)交叉连接；

所述轨控自锁阀(10)、自锁阀(12)通过金属管路与液路电爆阀(9)交叉连接；

所述姿控发动机(14)通过金属管路与自锁阀(12)连接；

所述轨控管路(15)、低压压传(11)、轨控发动机(13)通过金属管路依次连接在轨控自锁阀(10)后；

通过电缆实现对所述高压压传(2)、气路电爆阀(4)、高压自锁阀(5)、液路电爆阀(9)、轨控自锁阀(10)、低压压传(11)、自锁阀(12)、轨控发动机(13)和姿控发动机(14)的控制；

所述姿控发动机(14)为耐高温发动机，并采取高温排气使用策略；

所述轨控管路(15)采取避免管路超压的月面管理策略，所述轨控发动机(13)在月面发射时使用，将所述轨控管路(15)充填设置在起飞前，充填以后，所述轨控自锁阀(10)保持开启，使所述轨控管路(15)与所述贮箱(7)保持联通，避免封闭状态的轨控管路(15)在月面高温状态下由于推进剂膨胀而发生超压故障。

2.根据权利要求1所述的月面发射飞行器推进系统，其特征在于，所述气瓶(1)用于贮存高压氦气；

所述高压压传(2)用于监视气瓶中氦气的压力；

所述充气阀(3)用于发射前向气瓶中充气，并保证充气后可靠密封；

所述气路电爆阀(4)用于隔离高压氦气，当系统工作时，气路电爆阀(4)在火工品电爆作用下打开，实现高压气体向下游联通，并一直保持开启状态，系统中配套2个气路电爆阀(4)，起到相互冗余的作用。

3.根据权利要求1所述的月面发射飞行器推进系统，其特征在于，所述高压自锁阀(5)用于隔离高压氦气，具有开位和关位两个状态，根据系统使用的要求进行开关切换，实现高压氦气的供应和隔断；

所述减压阀(6)用于将高压氦气减压成低压气体，并保证稳定的供应；

所述贮箱(7)用于贮存推进剂，所述贮箱(7)的数量为4，其中2个装填氧化剂，2个装填燃料；

所述加排阀(8)用于向贮箱(7)中加注推进剂，每个贮箱(7)配套1个；

所述液路电爆阀(9)用于隔离推进剂，当系统需要工作时，液路电爆阀(9)在火工品电爆作用下打开，实现推进剂向下游联通，并一直保持开启状态，系统中每只贮箱(7)下游配套2个液路电爆阀(9)，起到相互冗余的作用。

4.根据权利要求1所述的月面发射飞行器推进系统，其特征在于，所述轨控自锁阀(10)用于在轨控发动机(13)供应管路上隔离推进剂，具有开位和关位两个状态，当系统需要工作时，轨控自锁阀(10)打开，实现推进剂向轨控发动机(13)供应；轨控发动机(13)工作后，轨控自锁阀(10)关闭，提升轨控管路(15)密封可靠性；系统中每路推进剂下游配套2个轨控自锁阀(10)，起到相互冗余的作用；

所述低压压传(11)用于监视系统中不同位置的压力；

所述自锁阀(12)用于在姿控发动机(14)供应管路上隔离推进剂，具有开位和关位两个状态，当系统需要工作时，自锁阀(12)打开，实现推进剂向姿控发动机(14)供应；姿控发动机(14)工作后，自锁阀(12)关闭，提升轨控管路(15)密封可靠性；系统中使用4只自锁阀(12)将姿控发动机(14)分成主份和备份两组，两组发动机起到相互冗余的作用；

所述轨控发动机(13)用于探测器月面发射，轨控控制；

所述姿控发动机(14)用于探测器姿态调整，满足俯仰、偏航和滚动的姿态控制需求；

所述轨控管路(15)用于向轨控发动机供应推进剂。