CN105008226B - 具有电和固体燃料化学推进的空间推进模块 - Google Patents

Abstract

一种具体用于安装到例如卫星这样的空间飞行器、探测器或火箭上级的空间推进模块。根据本发明，该空间推进模块包括固体燃料化学推进器(10)，其具有主体(11)和至少一个电推进器(30)，所述至少一个电推进器(30)安装在该固体燃料化学推进器(10)的所述主体(11)上。

Description

具有电和固体燃料化学推进的空间推进模块

技术领域

本发明涉及一种空间推进模块。

这种空间推进模块可装配到诸如卫星、探测器或者火箭的上级等空间飞行器，仅提到一些示例。特别地对于实施轨道转移是有用的。

背景技术

卫星和其他空间飞行器通常装配有能使它们在空间中机动的推进器。特别地，对于发射器来说常见的做法是不直接地将它们的有效载荷带到有时非常遥远的其名义运行轨道。发射器因此在椭圆转移轨道上释放有效载荷，近地点相对接近地球，远地点位于运行轨道的高度上：在这种情况下，正是空间飞行器的推进器用于校正其轨迹，使得它加入了指定的运行轨道。

这种推进器通常为液体推进剂化学推进器：这种化学推进器能够提供几个g或几十个g的数量级的很大的加速量，但它们遭受到非常低的特定脉冲。特定脉冲(Isp)与推进器的推力除以被喷射物质的质量流率的比值成正比：这因此以某种方式表示推进器的能源效率。以这种方式装配的空间飞行器从而很快地达到其运行轨道，但它们必须本身承载更大重量的推进剂，这极大地增加了发射成本。

然而，电推进器已经经过多年的发展：这些推进器通过加速和喷射带电粒子产生推力，特别地离子。电推进器存在更好的、比化学推进器大约5倍到十倍的推力比。相反，它们提供非常小的、为10^-5g数量级的加速度。预期装配在一起的空间飞行器因此承载更少的燃料，这使得可以将更大载荷送入轨道或可以减少发射成本。然而，占用站所需的时间更长，通常为8个月到9个月的数量级，并且这意味着卫星随后被投入运行，这可能是经济上相当大的缺点。此外，由于轨迹修正更慢地发生，空间飞行器在多种场合以及更长时期穿过与转移轨道交叉的范艾伦辐射带：空间飞行器因此暴露于被辐射受损的高风险，因此它需要特殊的防护。

因此，存在对一种新型空间飞行器的真正的需求，其设置有至少部分地避免了上述现有技术推进设备固有的缺点的推进器。

发明内容

本说明书涉及一种空间推进模块，包括拥有主体和至少一个电推进器的固体推进剂化学推进器，所述至少一个电推进器安装在所述固体推进剂化学推进器的所述主体上。

固体推进剂化学推进器，以下也被称为固体推进器，提供了与液体推进剂化学推进器可比拟的一系列推力：它们因此可以很容易地代替液体推进器用于高推力类型使用，特别地作为空间飞行器的主推进器。当需要快速地实施机动时，因此有利地使用它们：例如，这能够应用到机动，用于留下一个对空间飞行器有害的环境，诸如范艾伦辐射带，例如，否则紧急机动。

而且，固体推进器不太复杂并且比相应的液体推进器更简单地准备，因此它们更便宜。特别地，固体推进剂更简单存储：具体地，它不需要加压罐、进给管、开/关控制阀或预热器。既不需要分别被存储的两个推进剂，也不需要用于在燃烧前混合的装置。除了增加简单性之外，固体推进器减少了机载设备的重量，从而相应地增加了该空间飞行器的可用负载重量，其为另一主要的经济优点。另外，固体推进剂的毒性通常少于液体推进剂，其从而使它们更少受到环境限制。

电推进器提供更小的推力，但它们获得更大的Isp：它们可以有利地代替化学推进器用于很少被持续时间所限制的机动，以及对于其空间飞行器发现其速度矢量仅在更长持续时间结束时明显地变化。

所述推进模块因此结合了固体推进器和电推进器的优点，同时减少了其各自缺陷的影响，利用了被实施的各种机动的具体特征。

例如，在轨道转移机动的情况下，这种推进模块因此是特别有利的，由于根据如相对于范艾伦带的其位置或根据其轨迹的特征，它能够使用其固体推进或电力推进，以利用强大推力或相反利用大型Isp。这种模块允许更大的有效载荷放到合适的位置，同时节约合理的转移持续时间，卫星很少或没有延迟地投入运营，并且通常转移的持续时间不超过2个月到3个月。当然，在适当的地方，也可以同时使用固体推进和电力推进。

最后，电推进器被安装在所述固体推进剂化学推进器的所述主体上的这种结构特别紧凑，并提供了一种推进模块，所述推进模块易于集成，从而改进作为独立模块的其特征，所述独立模块适于对需要这种推进作用的空间飞行器的大范围无实质性修改地被装配。

在特定的实施例中，所述固体推进剂化学推进器的所述主体由复合材料制成。这种类别的材料使得可以显著地节省重量，从而能够承载相应地更大负载。

在特定的实施例中，所述固体推进剂化学推进器包括燃料的填充，所述燃料被存储在所述主体，喷嘴以及电源和电子控制单元。

在特定的实施例中，所述固体推进剂化学推进器的所述喷嘴是可转向的。它能够有利地装配有两个机电致动器用于控制在偏航和在俯仰中的轨迹。

在特定的实施例中，所述电推进器经由紧固件结构安装在所述固体推进剂化学推进器的所述主体上，所述紧固件结构包括一个设置在所述固体推进剂化学推进器的所述主体顶端的顶部凸缘，以及一个设置在所述固体推进剂化学推进器的主体底部的底部凸缘。安装这些凸缘使得大部分紧固件可以在小尺寸的区域中组合在一起，从而提供更好的整体合理化，特别地通过在所述固体推进器上紧固所述电推进器所造成的机械应力的更好管理。特别地，可以为这些凸缘提供一种适于承受机械力而不损害所述固体推进器的主体，并且可能也适于阻尼振动的结构和/或形状。

在特定的实施例中，所述顶部凸缘是安装在所述主体上的圆柱凸缘或箍。

在特定的实施例中，所述顶部凸缘为安装在所述固体推进剂化学推进器的所述主体的裙部顶部的环形凸缘。

在其他实施例中，所述顶部凸缘为沿所述固体推进剂化学推进器的所述主体的顶部轮廓突出的余量。有利地，它可以仅仅由沿其顶部边缘设置的主体的侧壁的额外厚度所构成。

在特定的实施例中，所述底部凸缘是在所述主体作为箍被安装的圆柱形凸缘。该圆柱形凸缘因此可很容易地安装在所述主体周围，特别是通过箍收缩，而不对其损害。

在特定的实施例中，所述底部凸缘是安装在所述主体的裙部底部上的圆柱形箍凸缘。

在其他实施例中，所述底部凸缘为沿所述固体推进剂化学推进器的所述主体的底部轮廓突出的余量。

在特定的实施例中，所述电推进器包括电推进器构件和推进剂罐。所述推进器构件可以是任何已知类型的，并且特别地静止的等离子体类型；所述推进剂流体可以是各种类型，并且特别地它可以是氙、氪、氩或这些元件的混合物。

在特定的实施例中，所述电推进器还具有在所述推进流体罐和所述电推进器构件之间设置的压力调节器级。

在特定的实施例中，所述电推进器构件被紧固到所述底部凸缘并且优选地朝所述模块的后部被定位。该位置能使所述模块被向前推，同时减少来自所述电推进器构件粒子被投射到所述固体推进器的任何风险。

在特定的实施例中，所述推进流体罐被紧固在所述底部和顶部凸缘之间。

在特定的实施例中，所述模块进一步包括一个用于绕至少一个轴转向并包括至少一个气体推进器的转向控制系统。这种控制系统特别地可用于稳定在摇摆中的轨迹。所述推进器同样可以很好地使用冷气或热气。

在特定的实施例中，所述气体推进器被紧固到所述底部凸缘并与所述底部凸缘正切地被定位。

在特定的实施例中，用于所述气体推进器的气体是与用于所述电推进器相同的推进剂流体，并且它然后来自于所述电推进器的所述推进流体罐。

在其他实施例中，用于所述气体推进器的气体不同于所述推进剂流体并且来自于特定的罐。特别地，它可以是氮气罐。

在特定的实施例中，所述顶部凸缘设置有适于被连接到诸如卫星的空间飞行器的顶部机械接口。

在特定的实施例中，所述底部凸缘设置有适于被连接到空间发射器的底部机械接口。

在特定的实施例中，所述顶部和底部机械接口的直径相同。由于这些接口，当准备一任务时，所述推进模块可很容易地插入，而在卫星和发射器之间没有实质的附加适应过程。

在特定的实施例中，所述电推进器通过框架结构安装在所述固体推进剂化学推进器的主体上，所述框架结构被紧固在所述固体推进剂化学推进器周围。这种结构在将所述电推进器和任何辅助构件紧固在所述固体推进器周围方面提供了很大的自由度，所述框架结构的主体可能在不敏感区域中的少量点被紧固到所述固体推进器的主体，以避免损害所述主体。另外，在所述电推进器和所述固体推进器之间形成接口的这种框架结构在由每个推进器所产生的机械应力之间提供了更大的解耦。在这种情况下，可以使用先前存在的固体推进器，而没有极大的适配。

在特定的实施例中，所述框架结构具有截锥或圆柱形形状。

在特定的实施例中，所述电推进器构件被紧固到所述框架结构的内壁并朝所述模块的后部定位。相对于所述框架结构将所述电推进器布置在内侧首先用于避免在所述框架结构投射粒子，其次用于从可用在外侧表面上可获得用于紧固任何辅助构件的更多空间获益。

在特定的实施例中，所述推进流体罐被紧固到所述框架结构的外壁。它优选地相对于所述框架的主方向被正切地紧固，所述主方向与所述模块的主方向一致。

在特定的实施例中，用于绕至少一个轴转向的所述转向控制系统的所述气体推进器被紧固到所述框架结构的外壁，并且相对于所述模块的主方向被正切地定向。

在特定的实施例中，所述框架结构包括顶部支撑部，所述顶部支撑部在其顶端设置有适于被连接到诸如卫星的空间飞行器的顶部机械接口。

在特定的实施例中，所述框架结构包括一个截锥底部适配器部分，所述截锥底部适配器部分从顶部张开并在其底端设置有适于被连接到空间发射器的底部化学接口。由于这些接口，所述推进模块能偶很容易地代替在发射器的接口和诸如卫星的空间飞行器的接口之间通常需要的直径过渡适配器。

在特定的实施例中，所述推进模块还具有发电设备，通信设备以及使其独立运行的导航设备。

在阅读所提出模块的实施例的以下详细描述后，上述的特征和优点以及其他的显而易见。该详细描述参考附图。

附图说明

附图是图解性的并且首选寻求说明本发明的原理。

在附图中，在图与图之间，相同的元件(或元件的部分)引用相同的附图标记。而且，形成不同实施例的部件但具有类似功能的元件(或元件的部分)在附图中通过递增100、200等的数值所引用。

图1是一种推进模块的第一实施例。

图2A是一种推进模块的第二实施例的透视图。

图2B是在相反方向中观察所看到的图2A实施例的视图。

具体实施方式

为了使本发明更具体，以下参考附图详细地描述模块的实施例。应该记住的是，本发明并不局限于这些实施例。

图1示出了推进模块1的第一实施例。它包括固体推进剂化学推进器10，在其周围已经安装有构成电推进器30或辅助功能的一定数量的构件。

也被称为固体推进器的固体推进剂化学推进器10通常为绕主轴A的旋转体，并且包括一个封闭固体推进剂的填充的主体11，以及一个轴向地布置在主体11后面的喷嘴12。

喷嘴12通过在喷嘴12周围相互以90°布置的两个机电致动器13(在图1中仅一个是可见的)可转向。它们因此能够使该喷嘴可控，以作用在模块1以及因此其被装配到的空间飞行器的轨迹的偏航和俯仰组件。在另一实施例中，一种每个喷嘴由两个机电致动器在90°转向的两喷嘴结构同样可用于在摇摆中控制该空间飞行器。

这些致动器13由被紧固在主体11的侧表面上的致动器控制单元14所控制。另外，电池15也被紧固在主体11的侧表面上，从而当推进模块1的系统不从外部电源获益时，特别是当空间飞行器的太阳能电池板尚未展开时为推进模块1的系统供电。

主体11优选由复合材料制成。为了限制在由复合材料制成的主体11中形成的紧固件的数量，从而尽可能避免损坏主体，主体11设置有两个紧固件接口21和22。

第一个是安装在主体11的顶端的顶部紧固件法兰21。该顶部紧固件法兰21为环形形状，并且为优选地由铝合金制成的单独配件，其通过例如钉或螺纹紧固件安装在复合材料裙部11s上，该复合材料裙部11s向上延伸主体11的最大直径部分。

第二紧固件接口为安装在主体11的底端的底部紧固件法兰22。环形形状的该底端紧固件法兰22因此为优选由铝合金制成的单独配件，其通过例如钉或螺纹紧固件安装在复合材料裙部11i上，该复合材料裙部11i向下延伸主体11的最大直径部分。

这两个紧固件法兰21和22使电推进器30能被紧固在固体推进器10上。电推进器30包括多个电推力板31、供应推力板31的多个推进流体罐32、压力调节器装置33、电源以及用于每个推力板31的通常被称为动力处理单元(PPU)的电子控制单元34。

每个电推力板31为固定的等离子体推进器类型：它消耗推进流体以等离子体形式通过由所考虑的板31的PPU 34所产生的强电场作用电离和加速。通过反应，以这种方式从板31喷射的等离子体产生使模块1加速的推力。每个板31通过一附接件31a安装在底部紧固件法兰32上，使得它朝模块1的后部被引导。优选存在三个在轴A周围以120°间隔分布的这种板。从每个推力板31的推力方向可以形成相对于由轴A所限定的方向的小角度：在这种情况下，从该组推力板31的推力方向与在轴A上的一个点重合，该点优选位于由该推进模块和其所推动的空间飞行器构成的组件的重心。

该推进流体罐32包含操作推力板31所需的推进流体；其优选为氙。罐的数量不一定等于推力板31的数量：在该实施例中，模块1因此具有四个推进流体罐32(第四个被固体推进器10所遮盖)。每个推进流体罐32在第一端通过第一附接件32a被紧固到顶部紧固件法兰21，在第二端通过第二附接件32b被紧固到底部紧固件法兰22。它们因此布置为基本平行于轴A以及在围绕轴A 90°间隔处。

压力调节器装置33用于在推进流体被供应到推力板31之前，减少推进流体的压力。在该例中，仅提供了一个被紧固到底部紧固件法兰22的这种装置。另外，它也可局部地被紧固到自身端部被安装到这两个紧固件法兰21和22上的一个或两个长度构件。

每个PPU 34均用于向一个推力板31供应能够产生电场的电，该电场足够强大以使该推力板31可以工作。类似于压力调节器装置33，每个PPU 34均可局部地紧固到底部紧固件法兰22以及连接这两个紧固件法兰21和22的长度构件上，优选在它所的推力板31附近。

模块1还具有一气体推进器50，该气体推进器包括气罐51、第一喷嘴52a和第二喷嘴52b，该第二喷嘴52b沿与第一喷嘴52a相同的轴线相反方向。该气体推进器50被紧固到底部紧固件法兰22的方式使得这两个喷嘴52a和52b相对于轴A正切地布置：该推进器因此能够作用在模块1的轨迹的摇摆分量上。

在该实施例中，气体推进器通过一个电推进器板31的附接件31被紧固到底部紧固件法兰22上；然而它同样可以具有自己的附接件。

在该实施例中，气体推进器50使用来自自己的罐51的气体，具体为氮，或来自固体推进剂块燃烧的热气体；然而，在其他实施例中，可用来自推进流体罐32的气体驱动气体推进器50。在这种情况下，压力调节器装置33不仅实施如上所述的其主要功能，还可用于减少推进流体的压力到一个对于气体推进器50适合的压力。

除了上述特征以外，顶部和底部紧固件法兰21和22也被配置成存在遵守在航空航天领域中通用的标准和实践的顶部和底部机械接口61和62，以使模块1能通过其顶部机械接口61被紧固到空间飞行器，通过其底部机械接口62被紧固到发射器。

特别是，在该实施例中，该顶部和底部机械接口61和62的直径等同，使得模块1可以插入在空间飞行器和发射器之间，而不需要任何额外的特定适配器。

图2A和2B示出了推进模块100的第二实施例。它包括一个在其周围已经安装有框架结构120的固体推进剂化学推进器110，在该框架结构上紧固有构成电推进器130或辅助功能的各种构件。

也被称为固体推进器的固体推进剂化学推进器110大致与第一实施例的推进器10相同，因此不再详细地描述。

为了限制在主体111中形成的紧固件的数量，该紧固件优选由复合材料制成，从而尽量避免损坏该主体111，它设置有框架结构120。

优选由铝和碳纤维增强聚合物(CFRP)复合材料制成的该框架结构120可通过任何已知的例如紧固件、通过钉或通过螺纹紧固件安装在主体111周围。

这个框架结构120，具有截锥形状的顶部支撑部分121，其朝该模块100的后部张开，并用于将电推进器130紧固在固体推进器110上。电推进器130通常包括与第一实施例的电推进器30相同的构件：多个电推力板131、供应推力板131的多个推进流体罐132、压力调节器装置133，以及用于每个推力板131的PPU 134。

每个板131均经由一附接件131a安装在框架结构120的支撑部分121的内表面121a上，以朝模块1的后部引导。同样在该示例中，优选存在围绕轴A以120°的间隔分布的它们的三个。

每个推进流体罐132均通过分别设置在该罐132的第一端和第二端的第一附接件132a和第二附接件132b被紧固到支撑部分121的外侧表面121b。在该实施例中，罐132设置在与轴A大致正交的平面中，它们围绕轴A处于90°的间隔。

在该示例中，仅提供一个调节器装置133，其被紧固到支撑部分121的外侧表面121b。

每个PPU 134也被紧固到支撑部分121的外侧表面121b，优选在其驱动的推力板131的附近。

模块100还具有两个与第一实施例的气体推进器50大致相同的气体推进器150，具有气罐151、第一喷嘴152a，以及第二喷嘴152b，该第二喷嘴沿与第一喷嘴152a相同的轴线相反的方向。每个气体推进器150均被紧固到支撑部分121的外侧表面121b上，使得其两个喷嘴152a、152b相对于轴A正切地布置。另外，每个气体推进器150均设置在支撑部分121的底端，以受益于与轴A的较大距离，从而为其提供一个用于作用在该模块的轨迹的摇摆分量的大杠杆臂。

而且，除了上述特征以外，框架结构120还设置为具有遵守在航空航天领域中通用的标准和实践的顶部和底部机械接口161和162，以使模块100能通过其顶部机械接口161被紧固到空间飞行器，通过其底部机械接口162被紧固到发射器。这样，框架结构120的顶端设置为形成顶部机械接口161，而框架结构120包括与其成一直线并在其顶部支撑部分121背后的大致截锥形状的底部适配器部分125(然而其可能具有与支撑部分121不同的角度)，其底端设置为形成底部机械接口162。

通过该适配器部分125，可以调节底部机械接口162的直径，其方式为使其对应于发射器接口的标准直径：在这种情况下，由于顶部机械接口161的直径适于与空间飞行器的接口，因而该模块100可代替一种通常在发射器和诸如卫星的空间飞行器的接口之间所需要的直径转换适配器。

在本说明书中所描述的实施例经由非限制性说明给出，并且根据本说明书，本领域技术人员能够很容易修改这些实施例或设想其他的，而保持在本发明的范围内。

而且，这些实施例的各种特征可以独立地使用或它们可彼此结合。当它们结合时，这些特征可如上所述或以其他方式结合，本发明不限于在本说明书中所描述的特定组合。特别地，除非相反地规定，参考任一实施例所描述的特征可以类似方式被应用到任何其他实施例。

Claims (7)

1.一种空间推进模块，其特征在于，该空间推进模块包括一固体推进剂化学推进器(10)，该固体推进剂化学推进器具有由复合材料制成的主体(11)和至少一个电推进器(30),

所述至少一个电推进器(30)安装在所述固体推进剂化学推进器(10)的所述主体(11)上，

所述电推进器(30)经由一紧固件结构安装在所述固体推进剂化学推进器(10)的主体(11)上，所述紧固件结构包括一个设置在所述固体推进剂化学推进器(10)的主体(11)的顶端的顶部法兰(21)，以及一个设置在所述固体推进剂化学推进器(10)的主体(11)的底端的底部法兰(22)，所述顶部法兰(21)为安装在所述固体推进剂化学推进器(10)的主体(11)的顶裙部(11s)上的环形法兰，所述底部法兰(22)为安装在所述主体(11)的底裙部(11i)上的圆柱形法兰。

2.根据权利要求1所述的空间推进模块，其特征在于，所述电推进器(30)包括电推进器构件(31)和推进流体罐(32)，

所述电推进器构件(31)被紧固到所述底部法兰(22)上，

所述推进流体罐(32)被紧固在所述底部法兰(22)和顶部法兰(21)之间。

3.根据权利要求1所述的空间推进模块，其特征在于，它进一步包括一个用于绕至少一个轴转向并包括至少一个气体推进器(50)的转向控制系统，

所述气体推进器(50)被紧固到所述底部法兰(22)上，并与所述底部法兰(22)正切。

4.根据权利要求1所述的空间推进模块，其特征在于，所述顶部法兰(21)设置有适于被连接到一空间飞行器上的顶部机械接口(61)，

所述底部法兰(22)设置有适于被连接到空间发射器上的底部机械接口(62)。

5.一种空间推进模块，其特征在于，该空间推进模块包括一固体推进剂化学推进器(110)，该固体推进剂化学推进器具有由复合材料制成的主体(111)和至少一个电推进器(130)，

所述至少一个电推进器(130)安装在所述固体推进剂化学推进器(110)的所述主体(111)上，所述电推进器(130)通过截锥形或圆柱形的框架结构(120)安装在所述固体推进剂化学推进器(110)的主体(111)上，所述框架结构(120)被紧固在所述固体推进剂化学推进器(110)的周围，

该空间推进模块还包括一个用于绕至少一个轴转向并包括至少一个气体推进器(150)的转向控制系统，

所述气体推进器(150)被紧固到所述框架结构(120)的外侧壁(121b)上，并相对于所述模块(100)的主方向(A)正切。

6.根据权利要求5所述的空间推进模块，其特征在于，所述电推进器(130)包括电推进器构件(131)和推进流体罐(132)，

所述电推进器构件(131)被紧固到所述框架结构(120)的内侧壁(121a)上，

所述推进流体罐(132)被紧固到所述框架结构(120)的外侧壁(121b)上。

7.根据权利要求5所述的空间推进模块，其特征在于，所述框架结构(120)包括顶部支撑部分(121)，所述顶部支撑部分(121)在其顶端设置有适于连接到一空间飞行器的顶部机械接口(161)，以及

截锥形的底部适配器部分(125)，所述底部适配器部分(125)从所述顶部支撑部分(121)张开，并在其底端设置有适于连接到一空间发射器的底部机械接口(162)。