CN1021470C - 卫星的低压反作用式控制推进系统 - Google Patents

Abstract

一种把远地点反作用式发动机(AKM)和推力控制系统(RCS)的功能一体化的空间飞行器推进系统。采用了能使重量减轻的主贮箱和增压系统的泵输送系统。通过由一个气体加压系统对其内部进行加压，以及向推力控制系统推进器的工作提供高压的小波纹管贮箱使推力控制系统推进器工作。系统因不用高的内压力而使采用重量轻的主推进剂箱成为可能。也使泵输送系统的许多优点得以实现。若干实施例介绍了各种波纹管贮箱进行循环的方法。

Description

本发明涉及到一种卫星推进系统，特别是一种低压反作用式控制推进系统。

通常，用无人运载火箭或有人驾驶空间穿梭机，把必须推入象地球同步轨道那样的高地球轨道的空间飞行器如无人卫星先送入低地球轨道。进入低高度轨道后，多数卫星必须靠自身的推进系统推入应到的最终轨道位置。在以前的一种推进系统技术中，首先通过起动一台固体燃料近地点火箭反作用式发动机对卫星进行加速，该发动机用完后被分离抛弃，然后通过起动一台液体燃料远点反作用式发动机（AKM）到达最终轨道。新一代的卫星使用唯一的一台液体燃料远地点反作用式发动机来执行轨道转移任务。被送入高地球轨道的卫星，也配备有一些较小的推进发动机，它们含有用来改变空间飞行器的轨道和位置，以及保持空间站的推力控制系统（RCS）。在卫星及其推进系统的设计中，设计者经常为改善其效率、性能、可靠性和使用寿命而努力。

通常的卫星推进系统在美国专利No.4385489和No.4533067以及No.4609169中已经公开。

一种现代的卫星推进系统，如美国专利No.4609169，把推力控制系统与远点反作用式发动机的两个燃料供应系统一体化。为了使推力控制系统能利用远地点反作用式发动机未消耗的剩余燃料，这种综合是必要的。如果两个燃料供应系统是分离的，这些燃料就不能被利用。这两种推进系统都是靠控制能产生反作用力的自燃（在接触的状态下燃烧）液体燃料和 氧化剂（下面统称为推进剂）的混合而工作的。液体燃料和氧化剂箱都有一个初始加高压的气体空间。在远地点反作用式发动机点火期间通过使用外部气压源（典型的是氦气）调节燃料和氧化剂箱的压力，以保持在上述高压水平上。在远地点反作用式发动机点火完成时，燃料箱的压力调节也就结束了。箱中剩余的推进剂由工作在被认为是“排放”状态的推力控制系统推进器所使用。因为推力控制系统推进器周期性地消耗箱内燃料，所以推进剂的压力逐渐降低到推力控制系统推进器不能再有效和可靠地工作的压力点处。因此，尽管仍保持着燃料和氧化剂的供应，但在一个给定的压力值下，推力控制系统必然会不起作用。因此，空间飞行器必需携带更多的燃料和氧化剂，以保证有足够的可用燃料和氧化剂以满足所需的推力控制系统功能。

上述当今所用的这种综合空间飞行器推进系统有一些缺点。因为燃料和氧化剂箱必须设计成能承受高的内部压力，所以它们必须是具有相当质量的，非常结实的厚壁箱体。此外，为提供所需的增压值并控制压力，箱的加压系统必然非常复杂。箱内残留的燃料和氧化剂的存在，降低了空间飞行器的整级效率（定义为初始的可用推进质量被整级质量相除的值）。最后，推进器必须被设计成能在很宽的推进剂供应压力范围内工作，要折衷设计，这种设计达不到最优性能。上述考虑的问题，对现在的一体化液体燃料卫星推进系统的效率和性能造成了重要的限制。

空间飞行器推进系统的设计师现在已把他们的注意力转移到设计泵式输送推进系统上。泵式输送系统采用了一个燃料加压泵，它接受由贮箱来的液体燃料或氧化剂，然后在压力下把它们输送给推进器。对泵式输送系统。唯一的要求是供给泵的燃料在泵工作期间不能出现 气穴。所以，液体燃料贮箱仅需加很低的压力。泵式输送系统的优点包括更高的性能和更大的整级效率。由于使用了更轻的薄壁液体贮箱和更小的、不太复杂的贮箱加压系统而得到更高的整级效率。此外，泵式输送系统有可能利用贮箱内几乎全部的液体并提供几乎不变的推进剂压力。尽管使远地点反作用式发动机具有了上述优点，但是在设计较小的、与泵式输送远地点反作用式发动机一起工作的推力控制系统中，遇到了一些问题。小型推力控制系统不能用和远地点反作用式发动机相同的泵进行工作。这是因为对推力控制系统的每一次机动工作，启动和停止这些较大的泵流量设备是不切实际的。也没有合适的用于推力控制系统的更小的泵供当前使用。推进剂箱内的压力不足以使一般推力控制系统的推进剂工作。新型的推力控制系统泵或低压推力控制系统推进器的研制、试验和鉴定是一种极费钱和费时的过程。因此，在对使泵式输送系统所具有的一些优点失去作用的推进系统不做修改的情况下就把压力输送推力控制系统综合到泵式输送远地点反作用式发动机中去是不现实的。

在发明者对本发明的研究过程中，考虑了一些不同设计解决方案。一种推荐的改进推进系统使用了一种泵式输送远地点反作用式发动机，该发动机就远地点反作用式发动机的性能而言，取得了成功（由于不变的推进剂输送压力）和使用了薄壁轻重量的推进剂箱而增加了整级效率。远地点反作用式发动机的功能一完成，系统就使用一个专门的低压推力控制系统推进器。该推进器以和通常的压力输送系统同样的方式工作。也就是，推进器在完全的排放方式下工作，一直到它的最低工作压力处为止。这种设计方案的优点在于：该系统使远地点反作用式发动机和推力控制系统一体化。它不比现有系统复杂，与现有系统 相比，改善了整级效率。然而，这种设计方案有一些缺点。首先，必须研制一种新型低压推力控制系统推进器，这是一个主要的和费钱的任务。其次，推进器输送系统的温度要求是极其严格的。推进器入口处3.52公斤/厘米²的压力形成推力控制系统推进器燃烧室的压力大约为1.41公斤/厘米²。通常使用的一种氧化剂的汽化压力，在37.8℃时为2.32公斤/厘米²，在27.8℃时为1.41公斤/厘米²。若燃烧室压力等于或接近于汽化压力，则液体将发生干扰推进器工作的相变。因此，为了防止推进器燃烧室内的液体汽化，就需要精确控制温度。最后，和通常的高压推力控制系统推进器相比，要考虑低压推力控制系统推进器的较低的性能。这个较低的性能，随着影响远地点反作用式发动机工作所需推进剂质量的复合作用，将增加用于高度控制的推进剂需要量。

另一个推荐的设计方案是提供一种非一体化的系统，它用一台泵供给远地点反作用式发动机和一个分离的、在完全排放方式下工作的推力控制系统的推进系统。因为排放式推力控制系统的推进系统的推进剂箱比向远地点反作用式发动机输送推进剂所需要的要小得多，所以，高压贮箱质量的不利方面就降到最小了。推力控制系统的压力排放范围可以从大约24.61公斤/厘米²到7.03公斤/厘米²。由于不需增加新元件，故这种排放式系统的优点在于简单。这种设计方案的主要缺点在于远地点反作用式发动机液体贮箱内的剩余燃料不能用于推力控制系统（由于该系统是分离的）并造成空间飞行 器在其全部寿命期间的较低的性能。

还有一种设计方案是装有蓄液器，它或者用远地点反作用式发动机的燃料泵，或者用更小的辅助泵对小型高压贮箱进行补充。这些贮箱可以正常排放并可用由空间飞行器的电池供电的泵进行补充。这种系统的优点是，主贮箱和氦气系统最适于泵式输送系统。这种系统的缺点是，在寿命通常为大约10年的空间飞行器工作期间，辅助泵必须工作若干次。而一种可以在10年使用寿命期间可靠工作的泵还没有研制出来或通过鉴定。若使用远地点反作用式发动机泵，因为其流量比补充小推力控制系统的蓄液器所需的要大得多，故系统工作效率低。最后，系统多余地要求并联几个泵和高度复杂的管道和电气系统，因此，该设计方案也被认为是不能接受的。

本发明的目的是提供一种高效率的、一体化的卫星推力控制系统/远地点反作用式发动机的推进系统，该系统在泵式输送远地点反作用式发动机的优点失去作用，而对推力控制系统的功能或设计要求变化不附加苛刻限制的情况下，具有泵式输送远地点反作用式发动机的优点。

根据本发明通过配备把加压后的推进剂供给推力控制系统的波纹管贮箱，使卫星推进系统具有上述所需的特点。这些波纹管贮箱通过一个使燃料和氧化剂加压到推力控制系统有效工作压力的辅助气体加压装置进行加压。波纹管贮箱具有一个小的加压推进剂溶积，一旦推进剂消耗完，就要循环进行补充。在本说明里讨论了各种使波 纹管进行循环的方法。在第一个实施例中，在波纹管贮箱排空过程中产生的流动压差被用于使波纹管循环。而第二个实施例在波纹管循环过程中利用了卫星自转动量。虽然波纹管贮箱必须设计成耐高压的，但是它们还是比较小的。因此，不会把明显的质量负担加到系统上。根据本发明的推进系统提供了一种一体化系统，该系统通过利用泵式输送远地点反作用式发动机固有的优点，不使整个系统的效率和复杂性受到显著限制，从而具有高效率。

对于那些掌握本发明要通过下面结合附图对推荐的实施例，所附权利要求进行说明的技术的人来说，本发明更多的好处和优点是明显的。在这些附图中：

图1是安装在一个有代表性的通讯卫星上的、常用的液体推进系统的总图。

图2是根据现有技术的一个代表性的一体化推力控制系统与远地点反作用式发动机的推进系统原理图。

图3是根据本发明的推进系统的波纹管贮箱部分的原理性视图。

图4是根据本发明的第一个实施例的，显示了把推进剂输送给推进器的推进系统简化原理说明图。

图5是图4所示的，表示在排空状态下的波纹管推进系统的简化原理说明图。

图6是图3所示的，表示了在补充状态下的波纹管的推进系统 的简化原理说明图。

图7是图3所示的，表示了波纹管重新加压后的推进系统原理视图。

图8是图3所示的，用来把推进剂输送给多个远地点反作用式发动机和推力控制系统推进器的全推进系统的形象化视图。

图9是根据本发明第二个实施例的波纹管图。

图10是根据本发明第二个实施例的，采用了图9所示的波纹管的推进系统的简化说明图。

图1和图2表示了一种根据现有技术的推力系统10，该技术被引入可能是轨道中的各种类型空间飞行器之一的卫星12。如前所述，卫星12可能先进入低地球轨道，再用推进系统10把空间飞行器推入所需轨道并校正方向。如图2详细表示的，推进系统10含有多个供应远地点反作用式发动机18的燃料箱14和氧化剂箱16，以及一对推力控制系统推进器组合20和22，每个推进器组合含有一个或多个单推进器。远地点反作用式发动机喷管和推力控制系统的喷管与几个推进剂箱一起在图1中示出。氦气瓶24用来对燃料和氧化剂箱14和16加压。用实线表示的管道用于连接图2所示的不同部件。氦气瓶24通过含有常开爆炸阀28、锁紧阀30、常闭爆炸阀26、压力调节器32和检查阀34的管道33，与燃料和氧化剂箱14和16相连。燃料和氧化剂从有关的贮箱取出，通过有常闭爆炸阀36和常开爆炸阀38的分支管道35，送往远地点反作用式发动机18。燃料 和氧化剂同样地通过管道37和39与一对推力控制系统推进器组合20和22相连（每个组合包含一个或多个单推进器）。推进剂的流动是通过锁紧阀40和42来控制的。如前面及本说明所述，“爆炸阀”这个术语指的是，通常用烟火来启动，仅能改变一次，从一种常开状态到常闭状态或反之亦然的一种阀。锁紧阀通常是可以根据控制指令在常开和常闭状态之间进行转换的电气操纵阀。

根据现有技术的推进系统10的使用按下列步骤进行。贮箱14和16内的燃料和氧化剂最初被加压到接近18.28公斤/厘米²。在远地点反作用式发动机点火期间，激励爆炸阀26，贮箱14和16内的压力，通过氦气瓶24和调节器32进行调节，以维持在所需的压力上。通过引爆爆炸阀36使远地点反作用式发动机开始工作。远地点反作用式发动机工作一结束，爆炸阀38被引爆以阻止推进剂泄漏。当远地点功能完成时，通过引爆炸阀28，使贮箱14和16的压力调节停止。箱内剩余的推进剂用于推力控制系统组合20和22。推力控制系统的工作在一种完全排放方式下进行。也就是，液体在箱内现有的压力下输送出来。当前设计的推力控制系统推剂器在输送压力降至接近9.14公斤/厘米²时还能工作。所以，一旦到达2∶1的排放率时（18.28公斤/厘米²的初始压力降至9.14公斤/厘米²），推力控制系统的有效工作就停止了。如前所述，目前的推进系统10具有因贮箱14和16内剩余燃料的存在而固有的低效率。使用要求能承受所受内压的厚壁和沉重的贮箱14和16，也限制了这类推进系统 技术的效率。此外，在设计必须在输送压力范围内工作的推力控制系统组合的推进器20和22时，提出了若干折衷设计方案。

从图3到图8表示了根据本发明的第一个实施例的推进系统46那些实质上与以前的系统10的部件相同的推进系统46的部件，用相同的参考数字表示。为便于说明，推进系统46在这些图中以简化形式画出。其中，仅画出一个单推进器56和燃料或氧化剂输送系统，主要是因为它们都一样。推进系统46采用了一个泵输送远地点反作用式发动机和一个可以重新加注的波纹管贮箱48输送的推力控制系统。如图3所示，配有一个内部可伸缩的波纹管52的波纹管贮箱48，装有一对机械限位器53来限制波纹管52的最大伸展量。一对行程开关55和57用来感测出波纹管的位置。开关55和57可以是任何种类的位置传感元件，如微动开关、近程开关、轻型断续器等等。氦气由高压气瓶24供给并送入波纹管贮箱48内和波纹管52外（下称气体部分一侧63），它促使波纹管伸缩。而波纹管内部容积（下称推进剂一侧61）和燃料或氧化剂箱14或16以及推力控制系统推进器56相连。本发明另一个实施例可具备波纹管贮箱及气体部分一侧63在波纹管里面而推进剂一侧61在波纹管外面的特点。在把氦气输送给波纹管贮箱48的管道上，配有调节器58和阀门59。检查阀60防止从贮箱14或16来的燃料或氧化剂在管道67中倒流。阀62调节推进剂从管道69到推力控制系统推进器56的流量。排气口64和阀66装在和波纹管贮箱48的气体部分一侧相连的管 道71上。正如下面要详细说明的那样，排气口64用来把气体部分一侧63的气体排入空间。为了防止因气体通过排气口快速膨胀而引起排气口64冻结，可以安装节流孔或其它形式的气流限制器。

现在，参考图4到图7说明推进系统46的工作。贮箱14和16在发射前开始被加压，波纹管贮箱推进剂一侧开始加注推进剂。图4说明了在卫星发射期间或在推力控制系统推进器56点火期间各部分的状况。阀66是关闭的，在压力下的氦气通过打开阀门59送入波纹管贮箱48的气体部分一侧，在波纹管贮箱48内的氦气压力，建议调节到大约18.2公斤/厘米²。因而，该气体压力把同一压力（或稍低一些）的燃料或氧化剂输送给推力控制系统推进器56。推力控制系统推进器56可以燃烧消耗波纹管贮箱内推进剂侧61的推进剂。作为一种交替工作形式，波纹管贮箱48的气体一侧63一加上压力，阀59就会关闭，波纹管贮箱可以在排放方式下工作。若在排放方式下工作，为避免推进器性能恶化，波纹管52最好排放到2∶1的范围或再小些。使阀62工作来调节送往推力控制系统推进器56的推进剂流量。

图5说明了波纹管贮箱48内的燃料被推力控制系统推进器56 消耗以后（或达到排放边界以后）的推进系统各部分的状态。现在参考图6，按行程开关所指示，一旦此条件达到后，阀59关闭，阀66打开。把波纹管贮箱48的气体部分一侧63的气体排到空间去。在气体一侧63的气体排出后，波纹管52面临着在气体一侧的压力低于推进剂一侧61的压力，由于推进剂箱14或16被加上一个低压，引起了波纹管的扩张。此条件满足后，检查阀60打开，波纹管52被重新加注，直到波纹管到达上限位器53。

按行程开关57指示，波纹管完成重新加注后，出现了图7所示的图形。其中，阀66重新关闭，阀59打开对波纹管52的气体一侧63加压。如上所述，根据波纹管贮箱48重新加压的情况，阀59可以继续打开进行压力调整，或关闭使波纹管52在排放方式下工作。

根据本发明的推进系统46的一个显著优点是它可以把薄壁主推进剂箱14和16用于远地点反作用式发动机和推力控制系统推进器的推进系统。该薄壁贮箱的性能是能满足要求的，这是因为主推进剂箱仅把压力加到足以把推进剂输送给远地点反作用式发动机和波纹管贮箱46的程度。尽管推进系统的氦气系统比一些以前所描述的设计方案的氦气系统要大，但并没大到足以形成一个严重的设计缺陷。该推进系统的另一个优点是除了波纹管贮箱48的飞行鉴定和设计合适的阀及节流孔外，实际上没有新的技术要求。

图8表示了一个应用了推进系统46的原理和特点的完整系统。在该图中，与图2到图7所示通用部件相同的部件都用同一参考数字编号。如图8所示，推进系统46包含有多个加低压的燃料箱14和氧化剂箱16（与图2所示推进系统不同）以向远地点反作用式发动 机供给燃料和氧化剂。还配备了一对推力控制系统推进器组合20和22。氦气瓶24用于向燃料和氧化剂贮箱14和16及波纹管贮箱48加压，并通过管道33和65与它们相接。低压增压气体通过爆炸阀26、锁紧阀30、调节器32、常开爆炸阀28和气体检查阀34的管道33加于燃料和氧化剂箱14和16。由通过爆炸阀36和38以及推进剂泵94和96的管道35把燃料和氧化剂供给远地点反作用式发动机。包括单向阀60的管道67也把燃料和氧化剂输送给波纹管贮箱48。压力氦气由通过调节器58和阀59的管道65输送给波纹管贮箱。流向推进器组合20和22的推进剂流量由在管道69处的阀62来控制，波纹管贮箱48的排放由管道71上的阀66控制。推进系统46象图3至图7所示系统一样准确地工作并表明了每一个推力控制系统的推进器组合20和22都由与之有关的波纹管贮箱48供给燃料和氧化剂。

可以展望对上述波纹管推力控制系统的推进系统46作若干改进为了使性能优于现在的系统，可以研制较高压力的推力控制系统。当今飞行器所用波纹管贮箱对105.5公斤/厘米²使用压力具有高可靠性，这种较高压力系统要求改进氦气加压系统和推力控制系统的推进器，然而主贮箱和推进剂贮存不作更改。可以采用象所需那样多的波纹管贮箱48把燃料和氧化剂供给同样多的推力控制系统推进器组合20和22。波纹管系统也可以通过把它作为一台输送氧化剂的排液变容泵而用作一种对液体贮箱进行加注的无泵流体输送系 统。波纹管容器进而可以通过把诸如水银那样的重材料注入波纹管和通过把它作为一种自转平衡控制或重力偏移机构的中心从一个贮箱输入另一个贮箱而把它作为一种平衡系统来使用。

根据本发明第二个实施例，图10所示的推进系统146，像推进系统46一样采用一个波纹管贮箱148。该系统与推进系统46主要不同处在于：波纹管贮箱148是由旋转的空间飞行器12的离心力梯度来进行重新加压的。推进系统146也配有氦气瓶24。该氦气瓶通过含有阀59和调节器58的管道65对波纹管148加压。主贮箱14或16的推进剂由通过单向阀60的管道67送入波纹管贮箱148，并通过管道69和阀62把波纹管148内的燃料送入推力控制系统推进器56。在波纹管容器148的气体一侧163和主储存箱14或16间连接一根带阀66的管道179，而不是像第一实施例那样，提供一根把波纹管气体一侧163的气体排入外空的管道71。图9展示了波纹管贮箱148的详图，其中波纹管152包括机械限位器153，行程开关155和157，可有选择的包含一个较厚的缸体151。把波纹管容器148安装成使箭头A指出的离心力梯度趋向于引起波纹管扩展的方向。

在工作中，把推进系统146安装到卫星12的自转部分因而产生离心力梯度，该梯度作用在活塞151和波纹管贮箱148中的推进剂上，在必要时对推进剂一侧161进行推进剂加注。如图10所示，在需要时对波纹管152进行加注时，阀66打开，作用在活塞151和（或）推 进剂一侧161的氧化剂上的离心力，在波纹管推进剂一侧产生一个减压，引起在主贮箱14或16内的燃料加注到波纹管的其他方向，推进系统像前述的系统46一样工作。

根据本发明的上述两个实施例和现有系统相比有一些显著的优点。此两系统46和146的主贮存箱14和16可以做得很薄和很轻，因为它们仅需承受足以防止泵94的入口处出现气穴的压力（通常3.52公斤/厘米²），此外，低压主贮箱要求较少的氦气，导致一个减轻了的加压系统，该系统进而向推力控制系统的推进器提供推进剂的较高平均压力。并产生较好的性能，此提高了的性能既对（初始的推力控制要求降低;又对一给定的推进剂压力而言提高了使用寿命。此外主贮箱的剩余物可以完全被推力控制系统推进器所消耗。留下的剩余燃料可以忽略不计。因此，若主要的泵输送远地点反作用式发动机18的性能比预定的高的话，那么，多余的推进剂可以由推力控制系统的推进器所使用。

在上面描述构成了本发明所推荐的实施例的时候，还是提倡在不背离所附权利要求的适当范围和合理的含义情况下允许对本发明进行修改，变化和改变。

Claims (8)

1、一种用于卫星的低压反作用式控制推进系统，包括至少一个提供气压的气压源装置，至少二个分别用于贮存和在气压作用下输送液体燃料和氧化剂的推进剂箱，至少一个远地点反作用式发动机(或称第一推进器)至少一个用于控制系统的推进器(或称第二推进器)，其特征在于：

a.在往第一推进器供给氧化剂和燃料的输送管道上各设置一个增压泵(94、96)；

b.通常对应于两个用于氧化剂或燃料的推进剂箱设置一个波纹管贮箱(48、148)，该波纹管在贮箱壳体内可伸缩并将贮箱内腔分成两个密封隔绝的空间，在氧化剂或燃料推进剂箱的输出端一般通过一个单向阀(60)连接至第二推进器(20、22、56)；在波纹管贮箱的另一端引出一管道并通过至少一个截止阀(59)连接至气压源(24)；在上述截止阀(59)和波纹管贮箱间的管道上引出一管道并经过一个阀门(66)通入

部空间。

2、根据权利要求1所述的卫星推进系统，其特征是，它进而包括，把推进剂箱（14，16）和波纹管贮箱（48，148）的推进剂部分相联的第一根管道（67），在第一根管道上的用于检控第一根管道内推进剂流量的第一个阀门装置（60），把气压源（24）和波纹管贮箱（48，148）的气体部分（63，163）相联的第二根管道（33，65），第二根管道上的第二个阀门装置（59），把第二推进器（20，22，56）和波纹管贮箱的推进剂部分（61）相联的第三根管道（69），在第三根管道（69）上用于控制流向推进器的推进剂流量的第三个阀门装置（62），与波纹管贮箱（48，148）的气体部分相连用于排空波纹管的气体部分的第四根管道（71），以及在第四根管道上的第四个阀门装置（66），当波纹管的推进剂部分充满推进剂时，可以对波纹管的气体部分加压，因此在第三个阀门（62）打开时，对流向推进器的推进剂加压，在该系统中通过打开第四个阀门（66）和关闭第二个阀门（59）而排空波纹管贮箱的气体部分，并可以使波纹管贮箱的推进剂部分再加注推进剂。

3、根据权利要求1的卫星推进系统，其特征是，所述第四根管道（71）把气体排向空间。

4、根据权利要求1的卫星推进系统，其特征是，所述推进系统（46，146）被固定在卫星自转部分上，因此当把波纹管贮箱（48，148）安装到卫星自转部分时，离心力作用在波纹管上，促进波纹管气体部分（63，163）和推进剂部分（61）的容积发生改变，其中第四根管道（71）与推进剂箱（14，16）相联。

5、根据权利要求4的卫星推进系统，其特征是，某一质量被固定到波纹管（52，152）上以增加波纹管上的离心力。

6、根据权利要求1的卫星推进系统，其特征是，波纹管贮箱（48，148）进而含有一个机械限位装置（53，153），用于限制波纹管贮箱的推进部分体积的改变范围。

7、根据权利要求1的卫星推进系统，其特征是，波纹管贮箱（48，148）还有用于感测波纹管贮箱推进剂部分的推进剂容积的装置。

8、根据权利要求7的卫星推进系统，其特征是其中敏感装置有一个能感测波纹管位置的行程开关（55，57，155，157）。

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