载人航天器重复使用推进系统的制作方法

1.本发明涉及空间推进系统技术领域，具体地，涉及载人航天器重复使用推进系统。


背景技术：

2.具备了脱离近地空间的技术后，人们就开始了载人航天探测活动。中国在1999年实现了载人航天器神舟一号试验船首次飞行试验，2022年已完成中国空间站的建造，具备了航天员在轨驻留、开展各种空间科学试验的能力。
3.随着航天探测活动的开展，航天探测技术取得了巨大进步，为降低研制成本，各航天大国和主要航天企业纷纷开展了重复使用航天技术研发，space-x公司首先实现了火箭一级发动机的的重复使用，促进了重复使用航天技术的进一步发展。航天技术是高风险和高成本行业，如果能实现重复使用，将会极大降低研发成本和研发时间，具有重大经济效益和社会效益。


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载人航天器重复使用推进系统。
5.根据本发明提供的一种载人航天器重复使用推进系统，包括气瓶模块、贮箱模块、气路测试模块、吹除模块、排放模块以及发动机模块，气瓶模块下游连接气路阀门模块，气路阀门模块分别连接贮箱模块和吹除模块，贮箱模块下游连接排放模块，吹除模块、贮箱模块以及排放模块分别连接发动机模块；
6.航天器回程前，气瓶模块通过气路阀门模块对贮箱模块进行增压；航天器着陆地面前，通过排放模块实现推进剂的排放，吹除模块对发动机模块进行吹除；航天器落地后，贮箱模块通过清洗、烘干、吹除，气路阀门模块进行减压阀性能测试，发动机模块进行检查、维护，实现系统重复使用。
7.优选的，发动机模块采用绿色无毒的han基推进剂。
8.优选的，气瓶模块包括气瓶、充气阀以及压力传感器，气瓶固定在充气阀和压力传感器的上游。
9.优选的，气路阀门模块包括气路高压电爆阀、气路高压自锁阀、高压测试口、减压阀、低压测试口以及气路低压自锁阀，气路高压电爆阀和气路高压自锁阀依次连接于充气阀和高压测试口之间，高压测试口下游连接减压阀，减压阀下游与低压测试口、气路低压自锁阀连接，气路低压自锁阀下游分别连接气路横向连通自锁阀、压力传感器、贮箱模块以及吹除模块。
10.优选的，关闭气路高压自锁阀和气路低压自锁阀，高压测试口通入规定流量和压力的高压氮气，低压测试口排出减压后氮气，测试减压阀出口压力。
11.优选的，贮箱模块包括安全阀、贮箱气端加排阀、贮箱、贮箱液端加排阀、推进剂浓度测试口、贮箱管理自锁阀以及液路测试口，安全阀的上游连接气路低压自锁阀，安全阀的
下游与贮箱气端加排阀和贮箱的进口连接，贮箱下游与贮箱液端加排阀、贮箱管理自锁阀和压力传感器连接，贮箱上集成了推进剂浓度测试口，贮箱管理自锁阀上游与贮箱出口连接，贮箱管理自锁阀下游与液路测试口、排放模块以及发动机模块连接。
12.优选的，排放模块包括推进剂排放自锁阀、推进剂排放单向阀以及过滤器，贮箱管理自锁阀下游与推进剂排放自锁阀进口连接，推进剂排放自锁阀下游与推进剂排放单向阀连接，推进剂排放单向阀的出口安装过滤器。
13.优选的，吹除模块包括吹除电爆阀和吹除单向阀，吹除电爆阀的上游连接气路低压自锁阀，吹除电爆阀下游连接吹除单向阀，吹除单向阀的下游与发动机模块中发动机管理自锁阀的进口和贮箱管理自锁阀的出口连接，发动机管理自锁阀的下游连接发动机模块中姿控发动机。
14.优选的，姿控发动机喷口采用粘贴单面带胶的聚酰亚胺薄膜，聚酰亚胺薄膜直径比发动机喷口大mm，聚酰亚胺薄膜通过圆周外圆和12mm*8mm的方柄与发动机喷口外壁粘贴。
15.优选的，压力传感器分别固定于气瓶与充气阀、气路低压自锁阀与横向连通自锁阀、贮箱液端加排阀与贮箱管理自锁阀之间。
16.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
17.(1)本发明使用han基推进剂做推进系统的能源工质，实现了航天器推进剂介质无毒化，既保证了航天员的安全，也提高了航天器维修、测试、加注等过程的安全性。
18.(2)本发明在航天器返回着陆地面前能把剩余的推进剂全部排出，并对发动机和液路管路内残余的推进剂进行吹除，既提高了航天器着陆地面过程的安全性，也为航天器后续重复使用过程的检查、测试设置了有利条件。
19.(3)本发明从组件产品到系统集成都开展了重复使用设计，制定了各级产品的重复使用准则，组件和推进系统都具备了重复使用能力，降低了研制费用、节省了研制时间。
附图说明
20.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：
21.图1是一种载人航天器重复使用推进系统原理图；
22.图2是重复使用贮箱示意图；
23.图3是减压阀在线测试原理示意图；
24.图4是推进剂排放敞口部位防护示意图；
25.图5是发动机喷口敞口部位防护示意图。
26.图中标号：
27.1-气瓶、2-充气阀、3-压力传感器、4-高压气路电爆阀、5-气路高压自锁阀、6-高压测试口、7-减压阀、8-低压测试口、9-气路低压自锁阀、10-气路横向自锁阀、11-安全阀、12-吹除电爆阀、13-吹除单向阀、14-发动机管理自锁阀、15-贮箱气端加排阀、16-贮箱、17-贮箱液端加排阀、18-推进剂浓度测试口、19-贮箱管理自锁阀、20-推进剂排放自锁阀、21-推进剂排放单向阀、22-过滤器、23-姿控发动机、24-液路测试口。
具体实施方式
28.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。
29.实施例1
30.根据本发明提供的一种载人航天器重复使用推进系统，如图1所示，包括气瓶模块、贮箱模块、气路测试模块、吹除模块、排放模块以及发动机模块，气瓶模块下游连接气路阀门模块，气路阀门模块分别连接贮箱模块和吹除模块，贮箱模块下游连接排放模块，吹除模块、贮箱模块以及排放模块分别连接发动机模块；
31.航天器回程前，气瓶模块通过气路阀门模块对贮箱模块进行增压；航天器着陆地面前，通过排放模块实现推进剂的排放，吹除模块对发动机模块进行吹除；航天器落地后，贮箱模块通过清洗、烘干、吹除，气路阀门模块进行减压阀性能测试，发动机模块进行检查、维护，实现系统重复使用。
32.推进系统使用绿色无毒的han基推进剂，han基推进剂具有无毒、低温高能、高安全特点。han基推进剂的完全分解产物是n2、h20与c02，理论分解燃烧温度达到1200℃以上，高于常规单组元肼类物质的9000℃～1000℃范围，具有更高能量。
33.实施例2
34.本实施例2是在实施例1的基础上完成的，如图1所示，具体的：
35.气瓶模块包括气瓶1、充气阀2以及压力传感器3，气路阀门模块包括气路高压电爆阀4、气路高压自锁阀5、高压测试口6、减压阀7、低压测试口8以及气路低压自锁阀9，贮箱模块包括安全阀11、贮箱气端加排阀15、贮箱16、贮箱液端加排阀17、推进剂浓度测试口18、贮箱管理自锁阀19以及液路测试口24，排放模式包括推进剂排放自锁阀20、推进剂排放单向阀21以及过滤器22，吹除模块包括吹除电爆阀12和吹除单向阀13，发动机模块包括发动机管理自锁阀14和姿控发动机23。
36.如图1所示，气瓶1采用金属内衬和复合材料缠绕方式制造，通过支座和箍带安装于航天器上，其他组件通过模块集成安装在航天器上，10台姿控发动机23布置在航天器外壁。气瓶1固定在充气阀2和压力传感器3的上游，推进系统在气瓶1下游设置高压气路电爆阀4，高压气路电爆阀4出口与环控系统和回收系统的高压气路连接，实现了航天器的推进、环控与回收高压供气一体化设计，三个系统的高压气体均采用高纯氮气。气路高压电爆阀4和气路高压自锁阀5依次连接于充气阀2和高压测试口6之间，高压测试口6下游连接减压阀7，减压阀7下游与低压测试口8、气路低压自锁阀9连接，气路低压自锁阀9下游分别连接气路横向连通自锁阀10、压力传感器3、安全阀11以及吹除电爆阀12。优选的，在气路低压自锁阀9下游设置串联的吹除电爆阀12和吹除单向阀13，航天器降落地面前打开吹除电爆阀12、发动机管理自锁阀14和发动机实现对发动机吹除，保证发动机和液路管路洁净，为后续重复使用前的测试设置有利条件。吹除电爆阀12下游连接吹除单向阀13，吹除单向阀13的下游与发动机管理自锁阀14的进口和贮箱管理自锁阀19的出口连接，安全阀11的下游与贮箱气端加排阀15和贮箱16的进口连接，贮箱16下游与贮箱液端加排阀17、贮箱管理自锁阀19和压力传感器3连接，贮箱16上集成了推进剂浓度测试口18，贮箱管理自锁阀19上游与贮箱
16出口连接，贮箱管理自锁阀19下游与液路测试口24、发动机管理自锁阀14和推进剂排放自锁阀20进口连接，推进剂排放自锁阀20下游与推进剂排放单向阀21连接，推进剂排放单向阀21的出口安装过滤器22，发动机管理自锁阀14的下游连接姿控发动机23。压力传感器3分别固定于气瓶1与充气阀2、气路低压自锁阀9与横向连通自锁阀10、贮箱液端加排阀17与贮箱管理自锁阀19之间。关闭气路高压自锁阀5和气路低压自锁阀9，高压测试口6通入规定流量和压力的高压氮气，低压测试口8排出减压后氮气，测试减压阀7出口压力。
37.本发明的载人航天器重复使用推进系统的贮箱采用抽真空法加注，加注120kg重量的han基推进剂。高压供气与环控系统和回收系统采用一体化设计方案，气瓶充氮气，充气压力为35mpa。在航天器发射前，推进系统进行状态设置，阀门、发动机设置为初始状态，压力传感器3处于加电遥测监测状态。在航天器返回地球前发动机催化床加热启动，然后电磁阀加电，再依次打开发动机管理自锁阀14和4台400n姿控发动机23进行管路真空放气，真空放气完成关闭发动机管理自锁阀14和姿控发动机23。随后打开气路高压自锁阀5和气路低压自锁阀9进行贮箱16增压，增压完成打开贮箱管理自锁阀19和发动机管理自锁阀14进行推进剂管路充填，发动机具备了点火工作条件。航天器返回地球过程，发动机根据gnc指令点火工作，执行俯仰、偏航和滚动姿态控制功能。航天器着陆地面前，关闭气路自锁阀(气路高压自锁阀5、气路低压自锁阀9和横向连通自锁阀10)、打开推进剂排放自锁阀20排放剩余推进剂，然后打开吹除电爆阀12和10台姿控发动机23进行发动机吹除。
38.航天器落地后，对推进系统进行外观检查，拆除姿控发动机23，检查发动机催化剂状态和发动机完好程度。在航天器上进行贮箱16和液路管路清洗、吹除和烘干，开展减压阀7在线通气性能检查。发动机检查、维修完成后把姿控发动机23再次安装到航天器上，进行推进系统集成后的系统气密检查、电性能测试、充气和推进剂加注等工作，推进系统具备了重复使用能力，能够再次执行飞行试验任务。
39.其中，推进系统敞口部位开展防护设计，避免发射过程和返回地球着陆地面过程多余物进入系统内部。推进剂排放口和姿控发动机23喷口两类敞口开展了防护设计。推进剂排放口采用安装推进剂排放单向阀21和过滤器22组合的方式，防止航天器返回着陆地面过程多余物进入推进系统内部，如图4所示；姿控发动机23喷口采用粘贴单面带胶的聚酰亚胺薄膜，聚酰亚胺薄膜直径比发动机喷口大4mm，聚酰亚胺薄膜通过圆周外圆和12mm*10mm的方柄与姿控发动机23喷口外壁粘贴，在航天器待发射阶段和发射过程保护姿控发动机23内腔，防止雨滴和潮气进入姿控发动机23，如图5所示。推进系统在航天器返回着陆地面前，能够把剩余的推进剂排出，保证航天器着陆过程安全。推进系统在航天器返回过程着陆地面前，能够对姿控发动机23进行吹除，保证姿控发动机23洁净。
40.更为具体的，具体实现技术指标为：
41.发动机配置和推力要求：配置10台400n推力的姿控发动机23；
42.工作介质：气路：氦气(n2)，液路：han基推进剂；
43.推进剂加注量：≥120kg@15℃(即在15℃温度条件120kg)；
44.功耗：发动机脉冲峰值功耗≤50w；加热峰值功耗：≤100w；
45.系统工作模式：最大工作模式7台发动机同时开机，最小工作模式1台发动机开机。
46.贮箱16在航天器返回地面后，具备在航天器上进行在线清洗、烘干、检测能力，检测合格后能够继续继续加注推进剂，重复使用。贮箱16使用金属外壳和胶囊内衬组合方式，
胶囊内贮存推进剂，胶囊外和金属外壳之间贮存推进剂挤压气体。贮箱16气端上端、液端下端均设置一个气路接口和一个液路接口，气端的气路接口与贮箱16进气管连接、气端的液路接口连接贮箱进口加排阀15，液端的液路接口连接贮箱出口加排阀17、液端的气路接口连接推进剂浓度测试口18。航天器返回地球后，通过贮箱气端加排阀15和贮箱液端加排阀17向贮箱充填、排放清洗液、烘干气体，实现贮箱在线清洗、烘干。通过打开推进剂浓度测试口18,能够测试贮箱囊外推进剂浓度，确认贮箱胶囊的漏率是否满足重复使用要求，如图2所示。
47.姿控发动机23在航天器返回地球后，具备在航天器上拆卸、检测、维护能力，检测、维护合格后能够再次安装到航天器上，进行重复使用。姿控发动机23采用24度球头螺纹连接、具备反复拆装能力，发动机拆除后通过ct或x光检测催化剂的完好程度，催化剂检测后通过漏率检查和发动机电磁阀动作检查确认姿控发动机23的密封性和漏率特性，检查和维护后姿控发动机23再次安装到航天器上，具备重复使用能力。
48.发动机管理自锁阀19下游的液路管路在航天器返回地面后，具备在航天器上在线清洗、吹除、烘干能力，处理完成后的液路管路能进行气密等各种检测。姿控发动机23拆除后，关闭贮箱管理自锁阀19，从液路测试口24通入清洗液、酒精和热氮气，从十台姿控发动机23进口管路连接处和排液单向阀21出口分别排出，清洗液、酒精和热氮气反复冲洗不少于3次。
49.航天器返回地面检测、维修后，所述的推进系统具备在航天器上进行气密检测、电性能测试和减压阀性能测试能力，测试合格后推进系统就具备了重复使用能力。推进系统气密检测、电性能测试的测试流程和测试方法与推进系统第一次测试时相同；减压阀性能测试首先关闭减压阀上、下游的气路高压自锁阀5和气路低压自锁阀9，然后采用地面测试设备和管路从高压测试口6通入规定流量和压力的高压氮气，从低压测试口8排出减压后氮气并测试出口压力，两路减压阀分别测试，如图3所示。
50.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。
51.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：
1.一种载人航天器重复使用推进系统，其特征在于，包括气瓶模块、贮箱模块、气路测试模块、吹除模块、排放模块以及发动机模块，所述气瓶模块下游连接所述气路阀门模块，所述气路阀门模块分别连接所述贮箱模块和所述吹除模块，所述贮箱模块下游连接所述排放模块，所述吹除模块、所述贮箱模块以及所述排放模块分别连接所述发动机模块；航天器回程前，所述气瓶模块通过所述气路阀门模块对所述贮箱模块进行增压；航天器着陆地面前，通过所述排放模块实现推进剂的排放，所述吹除模块对所述发动机模块进行吹除；航天器落地后，所述贮箱模块通过清洗、烘干、吹除，所述气路阀门模块进行减压阀性能测试，所述发动机模块进行检查、维护，实现系统重复使用。2.根据权利要求1所述的载人航天器重复使用推进系统，其特征在于，所述发动机模块采用绿色无毒的han基推进剂。3.根据权利要求1所述的载人航天器重复使用推进系统，其特征在于，所述气瓶模块包括气瓶(1)、充气阀(2)以及压力传感器(3)，所述气瓶(1)固定在所述充气阀(2)和所述压力传感器(3)的上游。4.根据权利要求3所述的载人航天器重复使用推进系统，其特征在于，所述气路阀门模块包括气路高压电爆阀(4)、气路高压自锁阀(5)、高压测试口(6)、减压阀(7)、低压测试口(8)以及气路低压自锁阀(9)，所述气路高压电爆阀(4)和所述气路高压自锁阀(5)依次连接于所述充气阀(2)和所述高压测试口(6)之间，所述高压测试口(6)下游连接所述减压阀(7)，所述减压阀(7)下游与所述低压测试口(8)、所述气路低压自锁阀(9)连接，所述气路低压自锁阀(9)下游分别连接气路横向连通自锁阀(10)、所述压力传感器(3)、所述贮箱模块以及所述吹除模块。5.根据权利要求4所述的载人航天器重复使用推进系统，其特征在于，关闭所述气路高压自锁阀(5)和所述气路低压自锁阀(9)，所述高压测试口(6)通入规定流量和压力的高压氮气，所述低压测试口(8)排出减压后氮气，测试所述减压阀(7)出口压力。6.根据权利要求1所述的载人航天器重复使用推进系统，其特征在于，所述贮箱模块包括安全阀(11)、贮箱气端加排阀(15)、贮箱(16)、贮箱液端加排阀(17)、推进剂浓度测试口(18)、贮箱管理自锁阀(19)以及液路测试口(24)，所述安全阀(11)的上游连接所述气路低压自锁阀(9)，所述安全阀(11)的下游与所述贮箱气端加排阀(15)和所述贮箱(16)的进口连接，所述贮箱(16)下游与所述贮箱液端加排阀(17)、所述贮箱管理自锁阀(19)和所述压力传感器(3)连接，所述贮箱(16)上集成了所述推进剂浓度测试口(18)，所述贮箱管理自锁阀(19)上游与所述贮箱(16)出口连接，所述贮箱管理自锁阀(19)下游与所述液路测试口(24)、所述排放模块以及所述发动机模块连接。7.根据权利要求6所述的载人航天器重复使用推进系统，其特征在于，所述排放模块包括推进剂排放自锁阀(20)、推进剂排放单向阀(21)以及过滤器(22)，所述贮箱管理自锁阀(19)下游与所述推进剂排放自锁阀(20)进口连接，所述推进剂排放自锁阀(20)下游与所述推进剂排放单向阀(21)连接，所述推进剂排放单向阀(21)的出口安装所述过滤器(22)。8.根据权利要求1所述的载人航天器重复使用推进系统，其特征在于，所述吹除模块包括吹除电爆阀(12)和吹除单向阀(13)，所述吹除电爆阀(12)的上游连接所述气路低压自锁阀(9)，所述吹除电爆阀(12)下游连接所述吹除单向阀(13)，所述吹除单向阀(13)的下游与所述发动机模块中发动机管理自锁阀(14)的进口和所述贮箱管理自锁阀(19)的出口连接，
所述发动机管理自锁阀(14)的下游连接所述发动机模块中姿控发动机(23)。9.根据权利要求8所述的载人航天器重复使用推进系统，其特征在于，所述姿控发动机(23)喷口采用粘贴单面带胶的聚酰亚胺薄膜，聚酰亚胺薄膜直径比发动机喷口大4mm，聚酰亚胺薄膜通过圆周外圆和12mm*10mm的方柄与发动机喷口外壁粘贴。10.根据权利要求1所述的载人航天器重复使用推进系统，其特征在于，所述压力传感器(3)固定于所述气瓶(1)与所述充气阀(2)、所述气路低压自锁阀(9)与所述横向连通自锁阀(10)、所述贮箱液端加排阀(17)与所述贮箱管理自锁阀(19)之间。

技术总结
本发明提供了一种涉及空间推进系统技术领域的载人航天器重复使用推进系统，包括气瓶模块、贮箱模块、气路阀门模块、吹除模块、排放模块以及发动机模块，气瓶模块下游连接气路阀门模块，气路阀门模块分别连接贮箱模块和吹除模块，贮箱模块下游连接排放模块，吹除模块、贮箱模块以及排放模块分别连接发动机模块；航天器回程前，气瓶模块通过气路阀门模块对贮箱模块进行增压；航天器着陆地面前，通过排放模块实现推进剂的排放，吹除模块对发动机模块进行吹除；航天器落地后，贮箱模块通过清洗、烘干、吹除，气路阀门模块进行减压阀性能测试，发动机模块进行检查、维护，实现系统重复使用。本发明使用绿色无毒推进剂、安全性好，具备重复使用能力，具有普遍的适用性。具有普遍的适用性。具有普遍的适用性。


技术研发人员：魏彦祥 刘建盈 顾帅华 李想 吴天宇 孙小艺 王云舒
受保护的技术使用者：上海空间推进研究所
技术研发日：2022.12.20
技术公布日：2023/5/6