CN110406699A - 用于空间动力系统的推进与发电一体化装置及其操作方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，包括姿轨控发动机模块、燃气发生器模块、涡轮‑电机模块，所述姿轨控发动机模块和燃气发生器模块分别与推进剂供应系统连接，所述燃气发生器模块出口与涡轮‑电机模块相连，燃气吹动涡轮作功输出轴功率带动电机发电；所述涡轮‑电机模块下游与用电设备连接，为用电设备提供大功率电能。本发明装置可以同时满足空间飞行器对动力及大功率电能的需求，除提供飞行器所需动力外，还可在飞行器有大功率电能需求时，提供大功率电能，实现飞行器推进系统与发电系统的一体化设计，而且基于推进剂在轨补加技术可对装置进行推进剂补加，可实现装置长期在轨服役。
Description
技术领域
本发明涉及空间飞行器技术领域，具体地，涉及用于空间动力系统的推进与发电一体化装置及其操作方法。
背景技术
目前空间飞行器所需电源主要依赖于太阳能帆板供电，太阳能帆板发电功率一般在数千瓦至数十千瓦量级，如神州飞船1～4kW，东五平台20kW,国际空间站110kW，适用于电能需求小的航天器，且仅能在光照面工作，背光面只能利用蓄电池中的有限电能，因此，其容量有限，飞行器载荷的应用受到很大限制。如功率需求超过100kW以上的空间飞行器，需要太阳帆面积大概在几百平米，尺寸非常大，对飞行器的定向精度、扰动控制等带来很大困难，是难以逾越的技术难题。另外一个空间能源利用形式是核能发电，核燃料电池为防核辐射污染需加厚重屏蔽防护装置，重量上并无优势，其发电功率则仅有数千瓦，大功率核电源技术攻关难度大，短期内还无法实现大功率核电源的空间工程应用，并且受到国际公约的制约。若飞行器有大功率电能需求(百千瓦至兆瓦级)，则太阳能发电系统和核燃料电池目前均难以满足需求。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种用于空间动力系统的推进与发电一体化装置及其操作方法，以满足现有空间飞行器对动力及大功率电能的需求，克服现有空间飞行器推进系统功能单一的缺陷。
根据本发明提供的一种用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，包括姿轨控发动机模块、燃气发生器模块、涡轮-电机模块，所述姿轨控发动机模块和燃气发生器模块分别与推进剂供应系统连接，燃气发生器模块出口与涡轮-电机模块相连，所述涡轮-电机模块下游与用电设备连接。
进一步地，所述姿轨控发动机模块是双组元推进剂发动机或单组元推进剂发动机。
进一步地，所述姿轨控发动机模块包括姿控发动机组和轨控发动机，为飞行器的姿态调整和变轨提供动力支撑。
进一步地，所述燃气发生器模块包括电磁阀、喷注器和燃烧室，其中喷注器入口和出口分别与电磁阀和燃烧室连接，燃烧室出口与涡轮-电机模块相连，推进剂在燃气发生器模块内燃烧，向涡轮-电机模块输出高温高压燃气。
进一步地，所述电磁阀与喷注器通过法兰连接，连接处通过橡胶密封圈密封，所述燃烧室与喷注器通过电子束焊接。
进一步地，所述涡轮-电机模块包括涡轮、电机和轴，所述涡轮和电机同轴布置，所述涡轮的进口与所述燃气发生器模块连接，所述电机的出口与用电负载相连，将燃气发生器模块输入的高温高压燃气转换为大功率电能输出给用电负载。
进一步地，所述涡轮的进口与所述燃气发生器模块通过法兰连接，连接处通过石墨密封圈密封，涡轮出口设置对称分布的管路，涡轮废气通过对称管路排除，不对飞行器产生额外的推力和力矩影响。
进一步地，所述推进剂供应系统里为常规推进剂或低温推进剂，所述常规推进剂或低温推进剂输出至姿轨控发动机模块和燃气发生器模块。
进一步地，所述常规推进剂选自单组元推进剂无水肼、双组元推进剂甲基肼/四氧化二氮、偏二甲肼/四氧化二氮中的至少一种，所述低温推进剂为双组元推进剂液氧/液甲烷等。
本发明还提供一种用于空间动力系统的推进与发电一体化装置的操作方法，包括以下步骤：
S1、推进剂供应系统将推进剂通过供应管路分别输送至姿轨控发动机模块和燃气发生器模块；
S2、当空间飞行器需要姿态控制或变轨时，启动姿轨控发动机模块，为飞行器提供姿态控制或变轨需要的推力；
S3、当空间飞行器应急需要大功率电能时，启动燃气发生器模块，系统向燃气发生器模块输出推进剂，燃气发生器模块通过燃烧推进剂产生高温高压气体驱动下游涡轮做功，带动发电机发电，继而向下游用电设备提供应急电能，涡轮产生的废气通过管路对称排放；
S4、当空间飞行器推进剂剩余量较少时，通过推进剂在轨补加技术，对空间飞行器实施推进剂在轨补加，实现推进剂可持续供应，以维持空间飞行器正常运行。推进剂在轨补加技术是指在空间轨道上为低轨大型空间平台、GEO轨道的高价值目标、机动飞行器等航天器进行气、液补给的技术，类似于现有的“空中加油机”，不但能够延长卫星的寿命、降低卫星全寿命周期费用，而且能够有效提高空间飞行器的机动能力、生存能力。可通过运载火箭发射携带足够量的推进剂的服务飞行器入轨，与空间目标飞行器(如本方案的推进发电一体化装置)进行交会对接后，实现气液管路连通，将服务飞行器中的推进剂输送至目标飞行器中完成推进剂在轨补加。也可通过天基在轨服务平台释放服务飞行器与目标飞行器(如本方案的推进发电一体化装置)进行交会对接后，完成推进剂在轨补加。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明的用于空间动力系统的推进与发电一体化装置在常规飞行器推进系统中增加应急发电装置，主要包括燃气发生器、涡轮、发电机等，利用燃气发生器出口高温高压燃气吹动下游涡轮做功，带动发电机输出电能，使空间飞行器动力系统不仅可提供空间飞行器动力，亦可在飞行器有大功率电能需求时，提供大功率电能；
2、本发明的用于空间动力系统的推进与发电一体化装置通过推进剂在轨补加方式，可实现推进剂的可持续供应，保证装置稳定的可持续在轨运行。
3、本发明的用于空间动力系统的推进与发电一体化装置解决了空间飞行器对大功率电能需求的问题，是目前空间飞行器对大功率电源需求的有效解决途径，具有系统原理简单，可靠及可实现能力强等优点。
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为本发明的结构示意图。
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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
在本实施例中，本发明提供的一种用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，包括姿轨控发动机模块、燃气发生器模块、涡轮-电机模块，所述姿轨控发动机模块和燃气发生器模块分别与推进剂供应系统连接，所述燃气发生器模块出口与涡轮-电机模块相连，燃气吹动涡轮作功输出轴功率带动电机发电；所述涡轮-电机模块下游与用电设备连接，为用电设备提供大功率电能。本发明装置可以同时满足空间飞行器对动力及大功率电能的需求，除提供飞行器所需动力外，还可在飞行器有大功率电能需求时，提供大功率电能，实现飞行器推进系统与发电系统的一体化设计，而且基于推进剂在轨补加技术可对装置进行推进剂补加，可实现装置长期在轨服役。
接下来对本发明进行详细的描述。
本发明的目的是提供一种用于空间动力系统的推进与发电一体化装置及其操作方法，以满足现有空间飞行器对动力及大功率电能的需求，克服现有空间飞行器推进系统功能单一的缺陷。
如图1所示，一种用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，包括姿轨控发动机模块1、燃气发生器模块2、涡轮-电机模块3，姿轨控发动机模块1和燃气发生器模块2分别与推进剂供应系统连接，燃气发生器模块出口2与涡轮-电机模块3相连，涡轮-电机模块3下游与用电设备连接。
所述姿轨控发动机模块是双组元推进剂发动机或单组元推进剂发动机。
所述姿轨控发动机模块1包括姿控发动机组11和轨控发动机12，推进剂在发动机内燃烧产生高温高压燃气，为飞行器的姿态调整和变轨提供动力支撑。
所述燃气发生器模块2包括电磁阀21、喷注器22和燃烧室23，其中喷注器入口和出口分别与电磁阀和燃烧室连接，燃烧室出口与涡轮-电机模块相连，推进剂在燃气发生器模块内燃烧，向涡轮-电机模块输出高温高压燃气。电磁阀与喷注器通过法兰连接，连接处通过橡胶密封圈密封，所述燃烧室与喷注器通过电子束焊接。
所述涡轮-电机模块3包括涡轮31、电机32和轴33，涡轮和电机同轴布置，所述涡轮的进口与所述燃气发生器模块连接，所述电机的出口与用电负载相连，将燃气发生器模块输入的高温高压燃气转换为大功率电能输出给用电负载。所述涡轮的进口与所述燃气发生器模块通过法兰连接，连接处通过石墨密封圈密封，涡轮出口设置对称分布的管路，涡轮废气通过对称管路排除，不对飞行器产生额外的推力和力矩影响。
所述推进剂供应系统为姿轨控发动机模块和燃气发生器模块输出常规推进剂或低温推进剂。
所述常规推进剂选自单组元推进剂无水肼、双组元推进剂甲基肼/四氧化二氮、偏二甲肼/四氧化二氮中的至少一种，所述低温推进剂为双组元推进剂液氧/液甲烷等。
本发明还提供一种用于空间动力系统的推进与发电一体化装置的操作方法，包括以下步骤：
S1、推进剂供应系统将推进剂通过供应管路分别输送至姿轨控发动机模块和燃气发生器模块；
S2、当空间飞行器需要姿态控制或变轨时，启动姿轨控发动机模块，为飞行器提供姿态控制或变轨需要的推力；
S3、当空间飞行器应急需要大功率电能时，启动燃气发生器模块，系统向燃气发生器模块输出推进剂，燃气发生器模块通过燃烧推进剂产生高温高压气体驱动下游涡轮做功，带动发电机发电，继而向下游用电设备提供应急电能，涡轮产生的废气通过管路对称排放；
S4、当空间飞行器推进剂剩余量较少时，通过推进剂在轨补加技术，对空间飞行器实施推进剂在轨补加，实现推进剂可持续供应，以维持空间飞行器正常运行。推进剂在轨补加技术是指在空间轨道上为低轨大型空间平台、GEO轨道的高价值目标、机动飞行器等航天器进行气、液补给的技术，类似于现有的“空中加油机”，不但能够延长卫星的寿命、降低卫星全寿命周期费用，而且能够有效提高空间飞行器的机动能力、生存能力。可通过运载火箭发射携带足够量的推进剂的服务飞行器入轨，与空间目标飞行器(如本方案的推进发电一体化装置)进行交会对接后，实现气液管路连通，将服务飞行器中的推进剂输送至目标飞行器中完成推进剂在轨补加。也可通过天基在轨服务平台释放服务飞行器与目标飞行器(如本方案的推进发电一体化装置)进行交会对接后，完成推进剂在轨补加。
综上所述，本发明的用于空间动力系统的推进与发电一体化装置是在常规飞行器推进系统的基础上集成基于推进剂化学能的大功率发电装置，除提供飞行器所需的动力外，可在飞行器有大功率电能需求时，立即提供大功率电能，实现飞行器推进系统与发电系统的一体化设计，是解决现有空间飞行器对大功率电源需求的有效解决途径。同时基于推进剂在轨补加技术可实现装置的推进剂补加，实现装置长期在轨服役。
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，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (10)
1.一种用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，其特征在于，包括，姿轨控发动机模块、燃气发生器模块、涡轮-电机模块，所述姿轨控发动机模块和燃气发生器模块分别与推进剂供应系统连接，燃气发生器模块出口与涡轮-电机模块相连，所述涡轮-电机模块下游与用电设备连接。
2.根据权利要求1所述的用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，其特征在于，所述姿轨控发动机模块包括姿控发动机组和轨控发动机，推进剂在发动机内燃烧产生高温高压燃气，为飞行器的姿态调整和变轨提供动力支撑。
3.根据权利要求1所述的用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，其特征在于，所述姿轨控发动机模块是双组元发动机或单组元发动机。
4.根据权利要求1所述的用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，其特征在于，所述燃气发生器模块包括电磁阀、喷注器和燃烧室，其中喷注器入口和出口分别与电磁阀和燃烧室连接，燃烧室出口与涡轮-电机模块相连，推进剂在燃气发生器模块内燃烧，向涡轮-电机模块输出高温高压燃气。
5.根据权利要求4所述的用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，其特征在于，所述电磁阀与喷注器通过法兰连接，连接处通过橡胶密封圈密封，所述燃烧室与喷注器通过电子束焊接。
6.根据权利要求1所述的用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，其特征在于，所述涡轮-电机模块包括涡轮、电机和轴，所述涡轮和电机同轴布置，所述涡轮的进口与所述燃气发生器模块连接，所述电机的出口与用电负载相连，将燃气发生器模块输入的高温高压燃气转换为大功率电能输出给用电负载。
7.根据权利要求6所述的用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，其特征在于，所述涡轮的进口与所述燃气发生器模块通过法兰连接，连接处通过石墨密封圈密封。
8.根据权利要求1所述的用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，其特征在于，所述推进剂供应系统里为常规推进剂或低温推进剂，所述常规推进剂或低温推进剂输出至姿轨控发动机模块和燃气发生器模块。
9.根据权利要求1所述的用于空间动力系统的推进与发电一体化装置，其特征在于，所述常规推进剂选自单组元推进剂无水肼、双组元推进剂甲基肼/四氧化二氮、偏二甲肼/四氧化二氮中的至少一种，所述低温推进剂为双组元推进剂液氧/液甲烷。
10.一种权利要求1所述的用于空间动力系统的推进与发电一体化装置的操作方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、推进剂供应系统将推进剂通过供应管路分别输送至姿轨控发动机模块和燃气发生器模块；
S2、当空间飞行器需要姿态控制或变轨时，启动姿轨控发动机模块，为飞行器提供姿态控制或变轨需要的推力；
S3、当空间飞行器应急需要大功率电能时，启动燃气发生器模块，系统向燃气发生器模块输出推进剂，燃气发生器模块通过燃烧推进剂产生高温高压气体驱动下游涡轮做功，带动发电机发电，继而向下游用电设备提供应急电能，涡轮产生的废气通过管路对称排放；
S4、当空间飞行器推进剂剩余量较少时，通过推进剂在轨补加技术，对空间飞行器实施推进剂在轨补加，实现推进剂可持续供应，以维持空间飞行器正常运行。
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