CN104260901A - 模块化的双组元推进系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种模块化的双组元推进系统，还包括：燃箱气体旁路模块、氧箱气体旁路模块、主气路模块、燃烧剂液路模块、氧化剂液路模块以及贮箱液口模块；其中，燃箱气体旁路模块设置在+Y侧仪器上安装板和+Y侧仪器下安装板形成的安装空间的左侧；氧箱气体旁路模块，氧箱气体旁路模块设置在承力筒的+Y侧且设置在+/-Y侧仪器上安装板和+/-Y侧仪器下安装板形成的安装空间的右侧；主气路模块设置在卫星本体的+Y侧仪器上安装板的-Z侧面上；燃烧剂液路模块设置在卫星本体的+Y侧仪器下安装板的-Z侧面上。本发明采用模块化布局后将传统的星上焊接工作的大部分移至星下操作，操作简单，检验方便，在很大程度上降低了总装焊接难度。

Description

模块化的双组元推进系统
技术领域
本发明涉及空间飞行器，具体地，涉及一种模块化的双组元推进系统。
背景技术
我国第二代静止道气象卫星，即风云四号采用双组元推进系统、多贮箱平铺布局的方案。推进系统需要完成卫星各阶段姿态以及轨道控制和调整的任务，包括卫星变轨机动、同步轨道定点捕获、位置保持、姿态调整等。推进系统具备下列功能：氦气贮存、氦气减压供应、推进剂贮存、推进剂管理分配、推进剂混合比调节和平衡排放控制以及变轨发动机和姿控推力器执行功能。
虽然高轨卫星的双组元推进系统在我国已有成熟应用，但风云四号卫星推进系统与其他高轨卫星推进系统(如东三、东四卫星)相比，在国内首次采用了多贮箱平铺布局的方案并同时首次增加了气体旁路模块，以满足推进剂剩余量测量、平衡排放和在轨混合比调节的要求。卫星推进系统的布局任务是寻求一种合理优化的系统布局设计，即在有限的安装空间内进行上百个推进系统部件的布局设计，既能实现推进系统的任务功能又便于总装、集成、焊接、后续探伤和检漏。本发明设计了一种模块化的双组元推进系统，操作方便，工艺简单，满足了任务需求。
目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内类似的资料。
发明内容
为了满足高轨卫星推进分系统日益复杂的要求，如推进剂剩余量精确测量、平衡排放以及在轨混合比调节等，解决推进系统众多部件，如电爆阀、加排阀和减压器等在卫星平台有限空间内总装、焊接，检验的可行性，以及为实现推进系统最优功能所要求的部件、管路对称布置等技术难题，本发明提供了一种模块化的双组元推进系统。
根据本发明提供的一种模块化的双组元推进系统，包括卫星本体，以所述卫星本体的轴向方向为Z轴，径向方向为X轴，相应的垂直于X轴的周向方向为Y轴建立坐标系，其中取向上为Z轴的正方向，向左为X轴的正方向，向前为Y轴的正方向；
所述卫星本体包括：
-轴向方向与卫星本体的轴向平行的承力筒10；
-在承力筒10的周向上均匀分布的多个分隔板；
-设置在承力筒10下端的底板14；
-相对设置在任意相邻两个分隔板之间的+Y侧仪器上安装板、-Y侧仪器上安装板、+Y侧仪器下安装板、-Y侧仪器下安装板；
-设置在任意相邻两个分隔板之间多个贮箱安装板；
还包括：燃箱气体旁路模块2、氧箱气体旁路模块4、主气路模块7、燃烧剂液路模块6、氧化剂液路模块以及贮箱液口模块5；
其中，所述燃箱气体旁路模块2设置在+Y侧仪器上安装板11和+Y侧仪器下安装板12形成的安装空间的左侧；所述氧箱气体旁路模块4设置在承力筒10的+Y侧且设置在+Y侧仪器上安装板、-Y侧仪器上安装板、+Y侧仪器下安装板、-Y侧仪器下安装板形成的安装空间的右侧；所述主气路模块7设置在卫星本体的+Y侧仪器上安装板11的-Z侧面上；所述燃烧剂液路模块6设置在卫星本体的+Y侧仪器下安装板12的-Z侧面上；所述氧化剂液路模块设置在卫星本体的-Y侧仪器下安装板的-Z侧面上；所述贮箱液口模块5设置在底板14的+Z侧面上。
优选地，还包括气容1，所述气容1设置在承力筒10柱段+Y侧的侧壁外侧且设置在+Y侧仪器上安装板、-Y侧仪器上安装板、+Y侧仪器下安装板、-Y侧仪器下安装板形成的安装空间内。
优选地，还包括加排阀3，所述加排阀3设置在贮箱安装板的外缘部。
优选地，所述燃箱气体旁路模块2和所述氧箱气体旁路模块4对称设置在承力筒10的+Y侧的安装空间内。
优选地，所述气容1的数量为2，并列设置在承力筒10柱段+Y侧的侧壁外侧。
优选地，还包括多个贮箱9，所述多个贮箱9的分别设置在贮箱安装板上。
优选地，所述贮箱液口模块5的数量为4，均匀分布于底板14的+Z侧面上；所述贮箱9的数量为4个，所述贮箱液口模块5与所述贮箱9的液口相邻。
优选地，所述加排阀3的数量为13，设置在贮箱安装板的+Z侧面或/和-Z侧面。
优选地，还包括多个推力器15，所述多个推力器15均匀设置在所述底板14的-Z侧面上。
优选地，还包括环形管路8，所述环形管路8的数量为4个，多个所述推力器15通过管路连接件与环形管路8连接。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明有效结合卫星本体的结构特点，使推进系统部件区域集中布置，同时采用模块化布局，既保证了推进系统的总装，焊接、检验的可行性，又给卫星的其它部件的布局留出了足够空间；采用模块化布局后，多个模块可先在地面进行并行装配与焊接，焊接完成后移植安装到卫星上进行星上焊接，将传统的星上焊接工作的大部分移至星下操作，操作简单，检验方便，在很大程度上降低了总装焊接难度，提高了推进分系统的可靠性与总装效率，大幅度缩短了卫星推进系统研制周期。
附图说明
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：
图1为本发明的一种结构示意图；
图2为本发明的另一种结构示意图；
图3是本发明中燃箱气体旁路模块的结构示意图；
图4是本发明中氧箱气体旁路模块结构示意图；
图5是本发明中主气路模块结构示意图；
图6是本发明中燃烧剂液路模块结构示意图；
图7是本发明中氧化剂液路模块结构示意图；
图8是本发明中贮箱液口模块结构示意图。
图中：
1为气容；
2为燃箱气体旁路模块；
3为加排阀；
4为氧箱气体旁路模块；
5为贮箱液口模块；
6为燃烧剂液路模块；
7为主气路模块；
8为环形管路；
9为贮箱；
10为承力筒；
11为+Y侧仪器上安装板；
12为+Y侧仪器下安装板；
13为管路；
14为底板；
15为10N推力器；
16为490N发动机；
17为燃箱气体旁路安装板；
18为高压自锁阀；
19为电爆阀；
20压力传感器；
21为通类连接件；
22为氧箱气体旁路安装板；
23为气体过滤器；
24为单向阀；
25为减压器；
26为小液体过滤器；
27为自锁阀；
28为低压压力传感器；
29为-Y侧仪器下安装板；
30为液体过滤器。
具体实施方式
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，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
在本实施例中，如图1至图8所示，本发明提供的模块化的双组元推进系统，包括卫星本体，以所述卫星本体的轴向方向为Z轴，径向方向为X轴，相应的垂直于X轴的周向方向为Y轴建立坐标系，其中取向上为Z轴的正方向，向左为X轴的正方向，向前为Y轴的正方向；所述卫星本体包括轴向方向与卫星本体的轴向平行的承力筒10，在承力筒10的周向上均匀分布的多个分隔板，设置在承力筒10下端的底板，相对设置在任意相邻两个分隔板之间的+Y侧仪器上安装板、-Y侧仪器上安装板、+Y侧仪器下安装板、-Y侧仪器下安装以及设置在两个分隔板之间多个贮箱安装板。
本发明提供的模块化的双组元推进系统还包括：燃箱气体旁路模块2、氧箱气体旁路模块4、主气路模块7、燃烧剂液路模块6、氧化剂液路模块以及贮箱液口模块5。
其中，所述燃箱气体旁路模块2设置在卫星本体的+Y侧仪器上安装板11和仪器下安装板12形成的安装空间的左侧；氧箱气体旁路模块4，所述氧箱气体旁路模块4设置在承力筒10的+Y侧且设置在+Y侧仪器上安装板、-Y侧仪器上安装板、+Y侧仪器下安装板、-Y侧仪器下安装板形成的安装空间的右侧。所述燃箱气体旁路模块和所述氧箱气体旁路模块对称设置在承力筒柱的+Y侧的安装空间内。所述主气路模块7设置在卫星本体的+Y侧仪器上安装板11的-Z侧面上；所述燃烧剂液路模块6设置在卫星本体的+Y侧仪器下安装板12的-Z侧面上；所述氧化剂液路模块设置在卫星本体的-Y侧仪器下安装板的-Z侧面上；所述贮箱液口模块5设置在底板14的+Z侧面上。
本发明提供的模块化的双组元推进系统还包括气容1，所述气容1设置在承力筒(10)柱段+Y侧的侧壁外侧且设置在+/-Y侧仪器上安装板和+/-Y侧仪器下安装板形成的安装空间内。所述气容1的数量为2，并列设置在承力筒10+Y侧的侧壁外侧。本发明提供的模块化的双组元推进系统还包括加排阀3，所述加排阀3设置在贮箱安装板的外缘部。本发明提供的模块化的双组元推进系统还包括管路13，所述管路13将各模块以及其他部件连接为整体，形成完整的推进分系统。本发明提供的模块化的双组元推进系统还包括多个贮箱9，所述多个贮箱9的分别设置在贮箱安装板上。所述贮箱液口模块5的数量为4，均匀分布于底板14的+Z侧面上；所述贮箱9的数量为4个，所述贮箱液口模块5与所述贮箱9的液口相邻。所述加排阀3数目为13，设置在贮箱安装板的+Z侧面和-Z侧面。本发明提供的模块化的双组元推进系统还包括多个推力器15，所述多个推力器15均匀设置在所述底板14的-Z侧面上。本发明提供的模块化的双组元推进系统还包括环形管路8，所述环形管路8的数量为4个，多个所述推力器通过管路连接件与环形管路8连接。
如图2所示，燃箱气体旁路模块2包括电爆阀19、高压自锁阀18、压力传感器20和通类连接件21，上述部件通过焊接方式连接成一体，整体安装于燃箱气体旁路安装板17上。
如图3所示，氧箱气体旁路模块4包括电爆阀19、高压自锁阀18、压力传感器20和通类连接件21，上述部件通过焊接方式连接一体，整体安装于氧箱气体旁路安装板22上。
如图4所示，所述主气路模块7包括电爆阀19、高压自锁阀18、单向阀24、气体过滤器23、减压器25和通类连接件21，上述部件通过焊接方式连接成一体，整体安装于卫星本体的+Y侧仪器上安装板11的-Z侧面上。
如图5所示，所述燃烧剂液路模块6包括电爆阀19、自锁阀27、液体过滤器30、小液体过滤器26、低压压力传感器28和通类连接件21，上述部件通过焊接方式连接成一体，整体安装于卫星本体的+Y侧仪器下安装板12的-Z侧面上。
如图6所示，所述氧化剂液路模块包括电爆阀19、自锁阀27、液体过滤器30、小液体过滤器26、低压压力传感器28和通类连接件21，上述部件通过焊接方式连接成一体，整体安装于卫星本体的-Y侧仪器下安装板29的-Z侧面上。
如图7所示，所述贮箱液口模块5包括电爆阀19、自锁阀27和通类连接件21，上述部件通过焊接方式连接成一体，整体安装于底板14的+Z侧面上面，靠近贮箱9的液口。
上述模块上星后通过管路13连接为整体，形成完整的推进系统，由于布局较集中，管路简短而且走向便捷。10N推力器15布局在星上较为分散，为了减少从燃料剂液路模块6到10N推力器15的管路长度，增加了4圈环形管路8。
发明提供的模块化的双组元推进系统在某静止轨道卫星推进分系统设计中，有效结合卫星平台的结构特点，各部件采用区域集中的模块化布局方式与星体结构连接，使推进系统部件区域集中布置，同时采用模块化布局，既保证了推进系统的总装，焊接、检验的可行性，又给卫星其它部件布局留出了足够空间；由于采用模块化布局后，多个模块可先在地面进行并行装配与焊接，焊接完成后移植安装到卫星上进行星上焊接，将传统的星上焊接工作大部分移至星下操作，操作简单，检验方便，在很大程度上降低了总装焊接难度，提高了推进分系统的可靠性与总装效率，大幅度缩短了卫星推进系统研制周期。
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形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (10)

1.一种模块化的双组元推进系统，包括卫星本体，以所述卫星本体的轴向方向为Z轴，径向方向为X轴，相应的垂直于X轴的周向方向为Y轴建立坐标系，其中取向上为Z轴的正方向，向左为X轴的正方向，向前为Y轴的正方向；
所述卫星本体包括：
-轴向方向与卫星本体的轴向平行的承力筒(10)；
-在承力筒(10)的周向上均匀分布的多个分隔板；
-设置在承力筒(10)下端的底板(14)；
-相对设置在任意相邻两个分隔板之间的+Y侧仪器上安装板、-Y侧仪器上安装板、+Y侧仪器下安装板、-Y侧仪器下安装板；
-设置在任意相邻两个分隔板之间多个贮箱安装板；
其特征在于，还包括：燃箱气体旁路模块(2)、氧箱气体旁路模块(4)、主气路模块(7)、燃烧剂液路模块(6)、氧化剂液路模块以及贮箱液口模块(5)；
其中，所述燃箱气体旁路模块(2)设置在+Y侧仪器上安装板(11)和+Y侧仪器下安装板(12)形成的安装空间的左侧；所述氧箱气体旁路模块(4)设置在承力筒(10)的+Y侧且设置在+Y侧仪器上安装板、-Y侧仪器上安装板、+Y侧仪器下安装板、-Y侧仪器下安装板形成的安装空间的右侧；所述主气路模块(7)设置在卫星本体的+Y侧仪器上安装板(11)的-Z侧面上；所述燃烧剂液路模块(6)设置在卫星本体的+Y侧仪器下安装板(12)的-Z侧面上；所述氧化剂液路模块设置在卫星本体的-Y侧仪器下安装板的-Z侧面上；所述贮箱液口模块(5)设置在底板(14)的+Z侧面上。
2.根据权利要求1所述的模块化的双组元推进系统，其特征在于，还包括气容(1)，所述气容(1)设置在承力筒(10)柱段+Y侧的侧壁外侧且设置在+Y侧仪器上安装板、-Y侧仪器上安装板、+Y侧仪器下安装板、-Y侧仪器下安装板形成的安装空间内。
3.根据权利要求1或2所述的模块化的双组元推进系统，其特征在于，还包括加排阀(3)，所述加排阀(3)设置在贮箱安装板的外缘部。
4.根据权利要求1所述的模块化的双组元推进系统，其特征在于，所述燃箱气体旁路模块(2)和所述氧箱气体旁路模块(4)对称设置在承力筒(10)的+Y侧的安装空间内。
5.根据权利要求2所述的模块化的双组元推进系统，其特征在于，所述气容(1)的数量为2，并列设置在承力筒(10)柱段+Y侧的侧壁外侧。
6.根据权利要求1所述的模块化的双组元推进系统，其特征在于，还包括多个贮箱(9)，所述多个贮箱(9)的分别设置在贮箱安装板上。
7.根据权利要求6所述的模块化的双组元推进系统，其特征在于，所述贮箱液口模块(5)的数量为4，均匀分布于底板(14)的+Z侧面上；所述贮箱(9)的数量为4个，所述贮箱液口模块(5)与所述贮箱(9)的液口相邻。
8.根据权利要求3所述的模块化的双组元推进系统，其特征在于，所述加排阀(3)的数量为13，设置在贮箱安装板的+Z侧面或/和-Z侧面。
9.根据权利要求1所述的模块化的双组元推进系统，其特征在于，还包括多个推力器(15)，所述多个推力器(15)均匀设置在所述底板(14)的-Z侧面上。
10.根据权利要求9所述的模块化的双组元推进系统，其特征在于，还包括环形管路(8)，所述环形管路(8)的数量为4个，多个所述推力器(15)通过管路连接件与环形管路(8)连接。
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Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105819006A (zh) * 2016-05-13 2016-08-03 北京空间飞行器总体设计部 一种用于航天器的气瓶支架
CN106628259A (zh) * 2016-11-16 2017-05-10 上海卫星工程研究所 串联式高刚度一体化承载结构
CN107264839A (zh) * 2017-05-18 2017-10-20 上海卫星工程研究所 卫星推进管路布局方法
CN107323694A (zh) * 2017-05-18 2017-11-07 上海卫星工程研究所 模块化的卫星推进舱
CN107600460A (zh) * 2017-07-27 2018-01-19 上海卫星工程研究所 一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星构型
CN107738760A (zh) * 2017-09-19 2018-02-27 上海卫星工程研究所 适用于大型卫星平台结构的六分均布式支撑装置
CN108298111A (zh) * 2017-12-26 2018-07-20 中国空间技术研究院 一种公用平台卫星化学推进分系统模块化布局方法
CN109050977A (zh) * 2018-07-02 2018-12-21 上海卫星工程研究所 一种基于双组元统一推进系统的高轨卫星总装方法
CN109367821A (zh) * 2018-06-14 2019-02-22 上海卫星工程研究所 一种geo轨道卫星推力器构型
CN109850191A (zh) * 2019-01-14 2019-06-07 北京卫星环境工程研究所 基于增强现实的航天器推进系统总装导引系统
CN111301722A (zh) * 2020-04-15 2020-06-19 北京宇航推进科技有限公司 贮箱支撑结构及具有其的双组元动力系统
CN112572840A (zh) * 2020-12-14 2021-03-30 兰州空间技术物理研究所 一种电推进系统贮供单元及其制造方法
CN113928598A (zh) * 2021-12-16 2022-01-14 亚太卫星宽带通信（深圳）有限公司 一种实现同步轨道卫星漂星的方法及装置
CN114229040A (zh) * 2021-12-17 2022-03-25 中国长城工业集团有限公司 一种可分离独立推进舱系统
CN114379825A (zh) * 2020-08-11 2022-04-22 中国科学院微小卫星创新研究院 小型高轨卫星公用平台推进系统

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109131944A (zh) * 2018-08-16 2019-01-04 上海空间推进研究所 模块化空间推进系统
CN109515759B (zh) * 2018-11-15 2020-11-10 中国空间技术研究院 一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN87106637A (zh) * 1986-10-01 1988-04-20 休斯航空公司 发射太空船的方法和装置
US6036143A (en) * 1997-12-18 2000-03-14 Trw Inc. Solar array-mounted stationkeeping and maneuvering thrusters
US20090206205A1 (en) * 2008-02-15 2009-08-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Aerospace vehicle system
CN101907040A (zh) * 2010-07-23 2010-12-08 北京航空航天大学 一种采用圆环贮箱的氮气冷气微推进装置
CN101907039A (zh) * 2010-07-23 2010-12-08 北京航空航天大学 一种采用三圆柱推进剂贮箱的氮气冷气微推进装置
US7967257B2 (en) * 2007-10-30 2011-06-28 Raytheon Company Space object deployment system and method
WO2013041598A1 (fr) * 2011-09-20 2013-03-28 Centre National D'etudes Spatiales Baie propulsive
CN103213692A (zh) * 2013-04-09 2013-07-24 北京控制工程研究所 主动调节卫星双组元推进系统并联贮箱平衡排放的方法
WO2013114049A1 (fr) * 2012-02-01 2013-08-08 Herakles Engin spatial a propulsion electrique et chimique a propergol solide.

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN87106637A (zh) * 1986-10-01 1988-04-20 休斯航空公司 发射太空船的方法和装置
US6036143A (en) * 1997-12-18 2000-03-14 Trw Inc. Solar array-mounted stationkeeping and maneuvering thrusters
US7967257B2 (en) * 2007-10-30 2011-06-28 Raytheon Company Space object deployment system and method
US20090206205A1 (en) * 2008-02-15 2009-08-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Aerospace vehicle system
CN101907040A (zh) * 2010-07-23 2010-12-08 北京航空航天大学 一种采用圆环贮箱的氮气冷气微推进装置
CN101907039A (zh) * 2010-07-23 2010-12-08 北京航空航天大学 一种采用三圆柱推进剂贮箱的氮气冷气微推进装置
WO2013041598A1 (fr) * 2011-09-20 2013-03-28 Centre National D'etudes Spatiales Baie propulsive
WO2013114049A1 (fr) * 2012-02-01 2013-08-08 Herakles Engin spatial a propulsion electrique et chimique a propergol solide.
CN103213692A (zh) * 2013-04-09 2013-07-24 北京控制工程研究所 主动调节卫星双组元推进系统并联贮箱平衡排放的方法

Cited By (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105819006A (zh) * 2016-05-13 2016-08-03 北京空间飞行器总体设计部 一种用于航天器的气瓶支架
CN105819006B (zh) * 2016-05-13 2017-12-08 北京空间飞行器总体设计部 一种用于航天器的气瓶支架
CN106628259A (zh) * 2016-11-16 2017-05-10 上海卫星工程研究所 串联式高刚度一体化承载结构
CN107264839A (zh) * 2017-05-18 2017-10-20 上海卫星工程研究所 卫星推进管路布局方法
CN107323694A (zh) * 2017-05-18 2017-11-07 上海卫星工程研究所 模块化的卫星推进舱
CN107264839B (zh) * 2017-05-18 2019-06-28 上海卫星工程研究所 卫星推进管路布局方法
CN107600460A (zh) * 2017-07-27 2018-01-19 上海卫星工程研究所 一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星构型
CN107738760A (zh) * 2017-09-19 2018-02-27 上海卫星工程研究所 适用于大型卫星平台结构的六分均布式支撑装置
CN108298111A (zh) * 2017-12-26 2018-07-20 中国空间技术研究院 一种公用平台卫星化学推进分系统模块化布局方法
CN109367821A (zh) * 2018-06-14 2019-02-22 上海卫星工程研究所 一种geo轨道卫星推力器构型
CN109367821B (zh) * 2018-06-14 2020-12-11 上海卫星工程研究所 一种geo轨道卫星推力器构型
CN109050977A (zh) * 2018-07-02 2018-12-21 上海卫星工程研究所 一种基于双组元统一推进系统的高轨卫星总装方法
CN109050977B (zh) * 2018-07-02 2020-07-14 上海卫星工程研究所 一种基于双组元统一推进系统的高轨卫星总装方法
CN109850191A (zh) * 2019-01-14 2019-06-07 北京卫星环境工程研究所 基于增强现实的航天器推进系统总装导引系统
CN111301722A (zh) * 2020-04-15 2020-06-19 北京宇航推进科技有限公司 贮箱支撑结构及具有其的双组元动力系统
CN114379825A (zh) * 2020-08-11 2022-04-22 中国科学院微小卫星创新研究院 小型高轨卫星公用平台推进系统
CN112572840A (zh) * 2020-12-14 2021-03-30 兰州空间技术物理研究所 一种电推进系统贮供单元及其制造方法
CN113928598A (zh) * 2021-12-16 2022-01-14 亚太卫星宽带通信（深圳）有限公司 一种实现同步轨道卫星漂星的方法及装置
CN114229040A (zh) * 2021-12-17 2022-03-25 中国长城工业集团有限公司 一种可分离独立推进舱系统
CN114229040B (zh) * 2021-12-17 2024-09-20 中国长城工业集团有限公司 一种可分离独立推进舱系统

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