高度集成可重复使用的冷气推进系统的制作方法

本发明涉及空间推进系统领域，具体地，涉及一种高度集成可重复使用的冷气推进系统。

背景技术：

1、随着商业航天的不断发展，冷气推进系统在探空火箭、小型运载火箭、小卫星等飞行器上的应用越来越多，冷气推进系统相比于传统的化学推进系统，系统简单可靠，同时具有进入门槛低，研制成本低等特点。传统的冷气推进系统由气瓶、电爆阀、减压阀、冷气发动机等组件组成，各组件之间通过管路连接，这种连接方式会导致占用空间较多，无法满足某些空间尺寸的要求非常苛刻的飞行器；同时，电爆阀为一次使用的组件，无法重复使用。传统的冷气推进系统工作原理如图3所示，通过充气阀将高压氮气充入气瓶中，电爆阀将高压氮气与下游系统隔离；系统工作时，电爆阀通电打开，高压氮气经过减压阀，减压至冷气发动机入口所需压力；需要对飞行器调姿时，控制系统打开相应冷气发动机电磁阀的开关，氮气通过冷气发动机喷管喷出，产生反推力，实现飞行器的姿态控制。

2、目前有些探空火箭、小型运载火箭提出了整体重复使用的需求，因此，发明人认为需要提供一种高度集成可重复使用的冷气推进系统，采用高压自锁阀实现高压气体隔离的功能，同时高压自锁阀可以多次重复使用。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种高度集成可重复使用的冷气推进系统。

2、根据本发明提供的一种高度集成可重复使用的冷气推进系统,包括气瓶，所述气瓶的壳体上设置有气体流通管道及多个安装接口，所述气瓶上安装有充气阀、自锁阀、减压阀、安全阀、压力传感器以及多台冷气发动机，所述充气阀用于为所述气瓶充气，所述自锁阀用于密封所述气瓶，所述减压阀与冷气发动机入口连通，所述减压阀用于所述气瓶内高压气体减压，所述安全阀用于所述减压阀出口超压时泄压，所述压力传感器用于测量所述减压阀后压力，所述冷气发动机用于飞行器的俯仰、偏航、滚动姿态控制。

3、优选地，所述气瓶的壳体上设置有减压阀前测试口和减压阀后测试口，用于气密性检查。

4、优选地，所述气瓶的容积不小于1.9l，总冲不小于400n·s。

5、优选地，所述气瓶采用钛合金内衬复合材料缠绕，结构包络尺寸不超过ф220mm×270mm。

6、优选地，所述充气阀为单向阀，通过螺纹安装在所述气瓶壳体的安装接口上。

7、优选地，所述自锁阀采用气动先导式结构，通过螺纹安装在所述气瓶壳体的安装接口上。

8、优选地，所述减压阀采用二级减压结构，通过螺纹安装在所述气瓶壳体的安装接口上。

9、优选地，所述安全阀通过螺纹安装在所述气瓶壳体的安装接口上，所述压力传感器通过螺纹安装在所述气瓶壳体的安装接口上。

10、优选地，六台所述冷气发动机通过螺钉、法兰对称安装在所述气瓶的壳体上，所述气瓶上一组相对的侧面均安装有两台所述冷气发动机，另一组相对的侧面均安装有一台所述冷气发动机。

11、优选地，所述气瓶通过壳体上端面的多个螺钉及赤道径向的多个螺钉与舱体连接。

12、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

13、本发明通过多个阀门直接安装在气瓶壳体上，没有管路和接头，大幅减小冷气推进系统包络尺寸；高度集成化设计，仅通过气瓶赤道径向约束和气瓶壳体上端面轴向约束与舱体连接固定，其他组件均为内部接口，冷气推进系统具有非常好的力学环境适应性；可用于探空火箭、小型运载火箭、小卫星等飞行器的姿态控制，且随探空火箭、小型运载火箭回收后，冷气推进系统可以重复使用，降低火箭发射成本。

技术特征：

1.一种高度集成可重复使用的冷气推进系统，其特征在于，包括气瓶(1)，所述气瓶(1)的壳体上设置有气体流通管道及多个安装接口，所述气瓶(1)上安装有充气阀(2)、自锁阀(3)、减压阀(4)、安全阀(5)、压力传感器(6)以及多台冷气发动机(7)，所述充气阀(2)用于为所述气瓶(1)充气，所述自锁阀(3)用于密封所述气瓶(1)，所述减压阀(4)与冷气发动机入口连通，所述减压阀(4)用于所述气瓶(1)内高压气体减压，所述安全阀(5)用于所述减压阀(4)出口超压时泄压，所述压力传感器(6)用于测量所述减压阀(4)后压力，所述冷气发动机(7)用于飞行器的俯仰、偏航、滚动姿态控制。

2.如权利要求1所述的高度集成可重复使用的冷气推进系统，其特征在于，所述气瓶(1)的壳体上设置有减压阀前测试口(8)和减压阀后测试口(9)，用于气密性检查。

3.如权利要求1所述的高度集成可重复使用的冷气推进系统，其特征在于，所述气瓶(1)的容积不小于1.9l，总冲不小于400n·s。

4.如权利要求1所述的高度集成可重复使用的冷气推进系统，其特征在于，所述气瓶(1)采用钛合金内衬复合材料缠绕，结构包络尺寸不超过ф220mm×270mm。

5.如权利要求1所述的高度集成可重复使用的冷气推进系统，其特征在于，所述充气阀(2)为单向阀，通过螺纹安装在所述气瓶(1)壳体的安装接口上。

6.如权利要求1所述的高度集成可重复使用的冷气推进系统，其特征在于，所述自锁阀(3)采用气动先导式结构，通过螺纹安装在所述气瓶(1)壳体的安装接口上。

7.如权利要求1所述的高度集成可重复使用的冷气推进系统，其特征在于，所述减压阀(4)采用二级减压结构，通过螺纹安装在所述气瓶(1)壳体的安装接口上。

8.如权利要求1所述的高度集成可重复使用的冷气推进系统，其特征在于，所述安全阀(5)通过螺纹安装在所述气瓶(1)壳体的安装接口上，所述压力传感器(6)通过螺纹安装在所述气瓶(1)壳体的安装接口上。

9.如权利要求1所述的高度集成可重复使用的冷气推进系统，其特征在于，六台所述冷气发动机(7)通过螺钉、法兰对称安装在所述气瓶(1)的壳体上，所述气瓶(1)上一组相对的侧面均安装有两台所述冷气发动机(7)，另一组相对的侧面均安装有一台所述冷气发动机(7)。

10.如权利要求1所述的高度集成可重复使用的冷气推进系统，其特征在于，所述气瓶(1)通过壳体上端面的多个螺钉及赤道径向的多个螺钉与舱体连接。

技术总结本发明提供了一种高度集成可重复使用的冷气推进系统，包括气瓶，气瓶的壳体上设置有气体流通管道及多个安装接口，气瓶上安装有充气阀、自锁阀、减压阀、安全阀、压力传感器以及多台冷气发动机，充气阀用于充气，自锁阀用于密封，减压阀用于气瓶内高压气体减压，安全阀用于泄压，压力传感器用于测量压力，冷气发动机用于飞行器姿态控制。本发明没有管路和接头，大幅减小冷气推进系统包络尺寸；高度集成化设计，仅通过气瓶赤道径向约束和气瓶壳体上端面轴向约束与舱体连接固定，其他组件均为内部接口，冷气推进系统具有非常好的力学环境适应性；随探空火箭、小型运载火箭回收后，冷气推进系统可以重复使用，降低火箭发射成本。技术研发人员：周明龙,李红峰,潘振兴,张舜禹,岳文骏,潘帅兵,戴禹受保护的技术使用者：上海空间推进研究所技术研发日：技术公布日：2024/7/15