CN114291297B - 月面发射飞行器推进系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种月面发射飞行器推进系统，包括：气瓶、高压压传、充气阀、气路电爆阀、高压自锁阀、减压阀、贮箱、加排阀、液路电爆阀、轨控自锁阀、低压压传、自锁阀、轨控发动机、姿控发动机和轨控管路。该推进系统克服了月面高温生存、月面不平整起飞、飞行过程推进剂晃动等难题，可以用于月面飞行器使用。

Description

月面发射飞行器推进系统

技术领域

本发明涉及航天推进系统技术领域，具体地，涉及一种月面发射飞行器推进系统。

背景技术

月面飞行器需要在月面停留一段时间后月面发射，推进系统需要适应月面的高温环境、月面不平整和月面发射时的热环境，具体包括：贮箱温度可达60℃、姿控发动机可达135℃、轨控发动机模块温度可达80℃；

此外，由于月面不平整，飞行器需要适应15°状态起飞要求；飞行过程中，推进剂晃动将对飞行器姿态产生不利影响。

专利文献CN102390547A(申请号：CN201110293873.2)公开了一种带矢量喷管的激光推进飞行器。该激光推进飞行器包括有效载荷及控制仪器舱(1)、推进剂贮箱(2)、平面反射镜(3)、凹抛物面反射镜(4)、凸抛物面反射镜(5)、高透射率平板玻璃(6)、激光推进发动机(7)。有效载荷及控制仪器舱位于飞行器的头部，推进剂贮箱位于飞行器中部，与有效载荷及控制仪器舱相邻。凹抛物面反射镜和凸抛物面反射镜位于飞行器腹部靠后的位置，两者共轴线和焦点。在凸抛物面反射镜的下方是高透射率平面玻璃，为圆形平面玻璃，直径比凹抛物面反射镜略大，嵌于飞行器腹部壳体。在凹抛物面反射镜的顶部是平面反射镜。然而该专利并未克服月面高温生存、月面不平整起飞、飞行过程推进剂晃动等难题。

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月面发射飞行器推进系统。

根据本发明提供的月面发射飞行器推进系统，包括：气瓶、高压压传、充气阀、气路电爆阀、高压自锁阀、减压阀、贮箱、加排阀、液路电爆阀、轨控自锁阀、低压压传、自锁阀、轨控发动机、姿控发动机和轨控管路；

所述气瓶、高压压传、充气阀、气路电爆阀通过金属管路交叉连接；

所述高压自锁阀、减压阀、贮箱通过金属管路依次连接在气路电爆阀后；

所述加排阀、液路电爆阀通过金属管路与贮箱交叉连接；

所述轨控自锁阀、自锁阀通过金属管路与液路电爆阀交叉连接；

所述姿控发动机通过金属管路与自锁阀连接；

所述轨控管路、低压压传、轨控发动机通过金属管路依次连接在轨控自锁阀后；

通过电缆实现对所述高压压传、气路电爆阀、高压自锁阀、液路电爆阀、轨控自锁阀、低压压传、自锁阀、轨控发动机和姿控发动机的控制。

优选的，所述气瓶用于贮存高压氦气；

所述高压压传用于监视气瓶中氦气的压力；

所述充气阀用于发射前向气瓶中充气，并保证充气后可靠密封；

所述气路电爆阀用于隔离高压氦气，当系统工作时，气路电爆阀在火工品电爆作用下打开，实现高压气体向下游联通，并一直保持开启状态，系统中配套2个气路电爆阀，起到相互冗余的作用。

优选的，所述高压自锁阀用于隔离高压氦气，具有开位和关位两个状态，根据系统使用的要求进行开关切换，实现高压氦气的供应和隔断；

所述减压阀用于将高压氦气减压成低压气体，并保证稳定的供应；

所述贮箱用于贮存推进剂，所述贮箱的数量为4，其中2个装填氧化剂，2个装填燃料；

所述加排阀用于向贮箱中加注推进剂，每个贮箱配套1个；

所述液路电爆阀用于隔离推进剂，当系统需要工作时，液路电爆阀在火工品电爆作用下打开，实现推进剂向下游联通，并一直保持开启状态，系统中每只贮箱下游配套2个液路电爆阀，起到相互冗余的作用。

优选的，所述轨控自锁阀用于在轨控发动机供应管路上隔离推进剂，具有开位和关位两个状态，当系统需要工作时，轨控自锁阀打开，实现推进剂向轨控发动机供应；轨控发动机工作后，轨控自锁阀关闭，提升轨控管路密封可靠性；系统中每路推进剂下游配套2个轨控自锁阀，起到相互冗余的作用；

所述低压压传用于监视系统中不同位置的压力；

所述自锁阀用于在姿控发动机供应管路上隔离推进剂，具有开位和关位两个状态，当系统需要工作时，姿控自锁阀打开，实现推进剂向姿控发动机供应；姿控发动机工作后，自锁阀关闭，提升姿控管路密封可靠性；系统中使用4个自锁阀将姿控发动机分成主份和备份两组，两组发动机起到相互冗余的作用；

所述轨控发动机用于探测器月面发射，轨控控制；

所述姿控发动机用于探测器姿态调整，满足俯仰、偏航和滚动的姿态控制需求；

所述轨控管路用于向轨控发动机供应推进剂。

优选的，飞行器发射前气瓶压力在20℃时设定为32.5MPa。

优选的，所述贮箱压力不高于减压阀锁闭压力，在飞行器发射前，贮箱预增压在20℃时为1.25MPa。

优选的，所述贮箱采用金属膜片作为推进剂管理装置，所述金属膜片将贮箱分成气腔和液腔两部分，推进剂在液腔，减压后的氦气进入贮箱气腔，挤压膜片向下翻转变形，将推进剂从贮箱中挤出，实现推进剂的供应；

所述金属膜片与推进剂液面贴合，减少推进剂晃动，减少干扰力矩。

优选的，所述姿控发动机为耐高温发动机，并采取高温排气使用策略；

所述轨控管路采取避免管路超压的月面管理策略，所述轨控发动机在月面发射时使用，将所述轨控管路充填设置在起飞前，充填以后，所述轨控自锁阀保持开启，使所述轨控管路与所述贮箱保持联通，避免封闭状态的轨控管路在月面高温状态下由于推进剂膨胀而发生超压故障。

优选的，在起飞前，打开轨控发动机进行真空放气，同时对发动机开关功能进行检查，然后打开轨控自锁阀进行轨控管路充填，通过压力传感器确认轨控发动机是否关闭、轨控自锁阀是否打开、系统建压是否满足预设要求；

当发动机点火后，在预设时间间隔后对轨控发动机阀门、轨控自锁阀发送打开指令，避免系统水击使阀门关闭的故障；同时设定自主程序，当轨控发动机推力不满足预设要求时，对姿控发动机进行自主开机，弥补发动机推力。

优选的，设置冗余备份措施：

通过气路电爆阀和高压自锁阀的配置实现并联控制；

所述贮箱出口采用并联的液路电爆阀；

所述姿控发动机分支设计采用冗余备份，对姿控发动机承担的轨控功能和姿态调整功能进行备份；

液体推进剂的管理，采用液路电爆阀、自锁阀、发动机自锁阀或电磁阀三级安全管理。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明提出的推进系统克服了月面高温生存、月面不平整起飞、飞行过程推进剂晃动等难题，可以用于月面飞行器使用。

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为月面发射飞行器推进系统原理图；

图2为金属膜片贮箱结构示意图；

图3为阀芯受力分析图；

附图标记为：

气瓶1                减压阀6              低压压传11

高压压传2            贮箱7                自锁阀12

充气阀3              加排阀8              轨控发动机13

气路电爆阀4          液路电爆阀9          姿控发动机14

高压自锁阀5          轨控自锁阀10         轨控管路15

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。

实施例：

本发明提供了一种月面发射飞行器推进系统，包括：

1、推进系统工作模式

如图1，推进系统为恒压挤压式双组元统一系统，增压气体为氦气，推进剂为绿色四氧化二氮、甲基肼。

增压气体贮存在气瓶1内。系统工作前常闭气路电爆阀4实现高压气瓶与下游低压贮箱等的可靠隔离。高压自锁阀5设置在减压阀6上游，在气路电爆阀电爆实现高压气路沟通后，用于实现对高压气体管理。减压阀6是推进系统的关键组件，其功能是通过减压阀将高压气体节流减压为贮箱使用的工作压力，并保持其输出压力的稳定。经减压阀减压后的氦气分成两路，分别进入氧、燃贮箱气端接口。

贮箱7采用金属膜片贮箱，贮箱内部的金属膜片实现了增压气体与推进剂的可靠物理隔离，因此贮箱气路进口直接与减压阀出口连接。

推进系统采用轨控发动机13、姿控发动机14单独管理方式。轨控发动机模块上游氧路和燃路分别设置主备份并联大流量自锁阀10进行推进剂管理；姿控发动机分为主份、备份两组，采用4只小流量自锁阀12实现对两组发动机的氧路、燃路分别进行管理。飞行中，正常情况下，小流量自锁阀为开启状态，GNC系统自主选择发动机实现轨控或姿控功能；当不需要某组工作时，或发现某路自锁阀下游出现泄漏时，可以将该组的自锁阀关闭，切断推进剂的供应。

根据飞行程序，在轨飞行中，推进系统有恒压挤压、落压两种工作模式，其中月面发射前为落压模式工作，贮箱初始预增压压力为1.25MPa(贮箱温度为20℃)，月面发射段为恒压挤压模式工作。

在月面工作段，推进系统需要适应月面的高温环境，贮箱要能承受内部的推进剂体积膨胀和气腔压力升高，特别是安装在舱外的姿控发动机在高温环境下应能可靠启动和工作。

起飞前进行贮箱增压、轨控管路充填，轨控发动机具备工作条件。在月面发射段，轨控发动机点火工作，实现月面起飞。

系统中充气阀3用于气瓶充气。高压压传2用于监视气瓶压力。加排阀8用于贮箱加注推进剂。低压压传11用于监视推进剂供应管路压力。

2、月面高温的环境下，气瓶压力精确管理方法

气瓶压力如果设置过高，在月面高温作用下，可能超出气瓶额定压力要求，带来安全风险。如果气瓶压力设置过低，有可能造成系统气量不足，同时浪费运载资源。因此合理确定气瓶压力非常重要。

气瓶初始压力的确定主要由以下因素确定：a)气量满足任务需求，气瓶末压需满足减压阀工作最低入口压力不低于4.5MPa的要求；b)在月面高温环境下，压力升高后，不超过气瓶额定压力(即35±0.5MPa)。c)月面发射之前，气瓶消耗量估算。

气瓶初始压力设定为P1，月面发射前气瓶消耗气量为δP，(P1-δP)为月面压力，该压力根据理想气体状态方程可以计算温升后压力的变化。不同的飞行过程，耗气量δP不同，需要飞控打靶数据进行估算。还需要考虑δP为零的极限情况。

本推进系统中，气瓶初始压力设定为32.5MPa(20℃)，考虑气瓶消耗量后，估算在月面工作段气瓶压力不会超过35.4MPa，满足不超过气瓶额定压力要求。

3、贮箱精确预增压的方法

贮箱压力如果设置过高，在月面高温作用下，可能超出贮箱额定压力要求，带来安全风险。如果贮箱压力设置过低，低于姿控发动机可靠工作的最低压力，既不能满足探测器使用要求，又给姿控发动机带来故障风险。因此合理确定贮箱预增压压力非常重要。

贮箱预增压后，推进系统以落压的方式工作，满足探测器姿态控制的需求。在月面发射前，贮箱增压至减压阀设定压力，推进系统以恒压的方式工作。贮箱预增压压力需要的精确确定，主要考虑如下3个方面的因素来确定：a)预增压压力应低于减压阀锁闭压力；b)预增压后，在月面高温环境下，压力升高后，不超过贮箱额定压力(即2.0MPa)；c)对在轨系统压力进行精确估算，满足姿控发动机可靠工作所需的入口压力。

系统减压阀锁闭压力约为1.95MPa。在月面高温下，贮箱中推进剂的密度随温度升高而变小，由于推进剂质量不变，所以推进剂占用的体积将增加，造成贮箱气腔的容积变小，根据理想气体状态方程，可以计算出最终贮箱的压力。姿控发动机可靠工作的压力范围是1.0～2.0MPa。由于是落压工作，在轨推进剂耗量会影响发动机的入口压力，进而影响发动机提供的推力。通过对管路充填量和在轨任务精确计算，预测落月前消耗推进剂5.5kg。

经过以上分析和计算，确定贮箱预增压压力设定为1.25MPa(20℃)。当推进剂消耗5.5kg情况下，月面最高压力估算为1.70MPa；落压工作末期，10N发动机最低入口压力1.1MPa，满足10N工作需求。极限情况下，如果推进剂不消耗，月面压力最高为1.92MPa，低于减压阀锁闭压力。

4、金属膜片作为推进剂管理装置，减少月面倾斜和探测器晃动的不利影响

推进系统采用金属膜片贮箱作为推进剂管理装置，其构造见附图2。其工作原理是通过金属膜片的有序翻转实现推进的排放，向下游发动机提供不夹气的推进剂。由于金属膜片的有一定的厚度，不管膜片向上还是向下翻转均需要克服一定的压差。在月面工作段，由于月球表面不平整，探测器倾斜一定角度，根据联通器原理，推进剂将在贮箱间串流。据估算，月面倾斜带来的贮箱间推进剂压差约为1.2KPa。如果推进剂串流，需要克服金属膜片向上翻转的压差，该压差为20KPa，远大于液面倾斜带来的压差。因此，金属膜片贮箱可以避免推进剂在贮存模块内串流，有利于系统均衡排放。

此外，在月面起飞过程中，探测器姿态变化比较剧烈。如果贮箱内的推进剂晃动将给探测器带来干扰力矩。本发明使用的金属膜片贮箱其膜片可以紧紧与推进剂液面贴合，避免推进剂晃动，减少干扰力矩。

5、月面耐高温发动机

发动机的开关动作由电磁阀来进行控制，电磁阀工作原理是阀芯主要受到3个力。分别是提供密封比压的簧片力、系统压力和提供阀门开启的电磁力。当电磁力大于簧片力和系统压力时，阀芯将向开位运动。同时，阀芯需要有一定的活动行程，才能最终开启，详见附图3。

电磁阀行程需满足公式(1)要求，同时，根据阀门的响应要求、开关裕度和使用温度等因素综合确定最终行程。

式中：

A_th：为流道截面积，其由流量、介质密度、压差和雷诺数确定；

d：为阀门口径，其由流速、流量和介质密度确定；

b：为阀座刃口宽度，其由密封结构确定；

h：阀门行程；

根据标准，阀门电磁力按公式(2)设计：

式中：

φ_δ：为工作气隙磁通，受行程影响；

μ₀：导磁率；

S_δ：为工作气隙截面积；

由公式(2)可知，阀门行程对电磁力有较大影响，行程越大，电磁力越小，开启裕度越低。

一般空间系统用电磁阀使用温度不超过60℃。主要是由于电磁阀中使用的氟塑料在高温推进剂浸泡下，会发生溶胀。如果膨胀量超过阀门行程，阀芯会顶死，造成阀门无法开启，发动机也就无法正常工作。

本发明通过试验，测得氟塑料在135℃推进剂接触、承受力学载荷和长时间浸泡工况下溶胀量为0.28mm。所以阀门行程需要大于溶胀量。根据公式(2)计算不同行程下的电磁力，考虑阀门开启裕度，最终将阀门行程确定为0.40±0.05mm。

通过阀芯材料高温溶胀试验、阀门行程分析和电磁计算的基础上，将高温推进剂对阀芯溶胀影响纳入了发动机设计，研制了耐135℃的发动机。

6、高温排气方法，避免了高温下推进剂汽化引起的推力降低问题

月面135℃高温会导致发动机液路管路中的推进剂汽化，如果此时发动机工作，发动机推力将降低，满足不了探测器控制的要求。而且，由于发动机安装位置不同，在太阳辐射下，有的发动机温度较高，推进剂发生汽化，推力降低；有的发动机温度较低，推进剂不汽化，保持正常推力。在探测器起飞过程中，多台发动机推力不一致，将给探测器带来干扰力矩。

本发明提出了高温排气方法。根据发动机及其管路上的温度测点判断推进剂是否汽化，当温度超过90℃时，判定推进剂已经汽化。根据发动机入口管长度，估算汽化的推进剂质量。发动机按照开0.128s/关0.128s的脉冲类型进行点火，点火消耗的推进剂质量需要大于管路中汽化推进剂质量，所以可以避免后续月面发射推力降低。选用此脉冲类型是由于该类型脉冲既能较快消耗汽化推进剂，所产生的冲量又不足以推动探测器移动。高温排气在月面发射前1min执行，避免推力降低问题影响月面发射。同时也避免了排气过早，在太阳辐射下再次发生管路推进剂汽化。

7、轨控管路充填管理避免管路超压

按照常规的推进系统工作模式，发射后轨控管路增压到1.85MPa。在月面工作时，由于环境温度的升高，推进剂随之温度升高，密度下降，体积增加。由于自锁阀与轨控发动机阀门之间构成封闭管路，其压力会快速升高，超过阀门和管路额定使用压力(2.0MPa)，为产品带来安全隐患。

根据轨控管路超压试验结果，封闭轨控管路压力对管路温度的变化非常敏感：在0.6～3.2MPa范围内，燃路压力对温度的变化率是0.4MPa/℃，氧路压力对温度的变化率是0.8MPa/℃。轨控管路压力随温度的爬升比较迅速。因此，很多探测器为避免管路超压，需要频繁开启轨控自锁阀泄压。

嫦娥五号探测器推进分系统采用轨控管路在起飞前充填的策略，有效避免了超压的风险。具体策略如下：

在月面起飞前1h，进行轨控管路的真空放气和推进剂充填。

充填后，就进行轨控3000N发动机起飞状态设置，轨控管路前的大流量自锁阀保持开启，与贮箱保持联通，这样轨控管路温度与贮箱保持一致，就不会发生轨控管路超压。

8、提出高可靠月面发射起飞程序

高可靠月面发射起飞程序如下：

a)在起飞前，打开轨控发动机(13)，将轨控管路中的气体放空，轨控压传读数从0.1MPa变为0MPa，然后发动机关闭。据此可以判定发动机开启功能正常，轨控压传正常。

b)打开轨控自锁阀(10)进行轨控管路充填，轨控压传从0MPa变为1.85MPa。据此可以确认轨控自锁阀打开执行正常，轨控发动机关闭功能正常，系统减压阀输出正常。

c)T0秒发送轨控发动机开机指令，在T+1秒对上述轨控发动机阀门、轨控自锁阀发送打开指令，避免系统水击使阀门关闭的故障。

d)设定自主控制程序，通过GNC判断发动机推力，如果轨控发动机推力不足，多台姿控发动机(14)自主开机，弥补发动机推力。

本月面发射程序对影响月面发射工作的组件功能和状态进行了确认，对可能出现的故障模式制定了预防措施，具有高可靠的特点。

9、高可靠推进系统

本发明的推进系统既满足系统使用功能，又进行了必要的冗余备份，具有高可靠的特点：

a)通过气路电爆阀(4)和高压自锁阀(5)的配置实现并联控制，确保高压气路可靠供应。

b)贮箱出口采用并联的液路电爆阀(9)方案，确保推进剂的可靠供应。

c)姿控发动机(14)分支设计采用冗余备份，由姿控发动机承担的轨控功能和姿态调整功能均实现了备份。

d)液体推进剂的管理，采用液路电爆阀(9)、自锁阀(10)、轨控发动机(13)自锁阀(或电磁阀)三级安全管理，确保推进剂的可靠、安全使用。

e)充气阀、加注阀和测试口等接口环节，均采取两道以上密封设计。

f)轨控发动机进行单机高可靠验证，发动机寿命按在轨工作时间的10倍考核。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。

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 (9)

1.一种月面发射飞行器推进系统，其特征在于，包括：气瓶(1)、高压压传(2)、充气阀(3)、气路电爆阀(4)、高压自锁阀(5)、减压阀(6)、贮箱(7)、加排阀(8)、液路电爆阀(9)、轨控自锁阀(10)、低压压传(11)、自锁阀(12)、轨控发动机(13)、姿控发动机(14)和轨控管路(15)；

所述气瓶(1)、高压压传(2)、充气阀(3)、气路电爆阀(4)通过金属管路交叉连接；

所述高压自锁阀(5)、减压阀(6)、贮箱(7)通过金属管路依次连接在气路电爆阀(4)后；

所述加排阀(8)、液路电爆阀(9)通过金属管路与贮箱(7)交叉连接；

所述轨控自锁阀(10)、自锁阀(12)通过金属管路与液路电爆阀(9)交叉连接；

所述姿控发动机(14)通过金属管路与自锁阀(12)连接；

所述轨控管路(15)、低压压传(11)、轨控发动机(13)通过金属管路依次连接在轨控自锁阀(10)后；

通过电缆实现对所述高压压传(2)、气路电爆阀(4)、高压自锁阀(5)、液路电爆阀(9)、轨控自锁阀(10)、低压压传(11)、自锁阀(12)、轨控发动机(13)和姿控发动机(14)的控制；

所述姿控发动机(14)为耐高温发动机，并采取高温排气使用策略；

所述轨控管路(15)采取避免管路超压的月面管理策略，所述轨控发动机(13)在月面发射时使用，将所述轨控管路(15)充填设置在起飞前，充填以后，所述轨控自锁阀(10)保持开启，使所述轨控管路(15)与所述贮箱(7)保持联通，避免封闭状态的轨控管路(15)在月面高温状态下由于推进剂膨胀而发生超压故障。

2.根据权利要求1所述的月面发射飞行器推进系统，其特征在于，所述气瓶(1)用于贮存高压氦气；

所述高压压传(2)用于监视气瓶中氦气的压力；

所述充气阀(3)用于发射前向气瓶中充气，并保证充气后可靠密封；

所述气路电爆阀(4)用于隔离高压氦气，当系统工作时，气路电爆阀(4)在火工品电爆作用下打开，实现高压气体向下游联通，并一直保持开启状态，系统中配套2个气路电爆阀(4)，起到相互冗余的作用。

3.根据权利要求1所述的月面发射飞行器推进系统，其特征在于，所述高压自锁阀(5)用于隔离高压氦气，具有开位和关位两个状态，根据系统使用的要求进行开关切换，实现高压氦气的供应和隔断；

所述减压阀(6)用于将高压氦气减压成低压气体，并保证稳定的供应；

所述贮箱(7)用于贮存推进剂，所述贮箱(7)的数量为4，其中2个装填氧化剂，2个装填燃料；

所述加排阀(8)用于向贮箱(7)中加注推进剂，每个贮箱(7)配套1个；

所述液路电爆阀(9)用于隔离推进剂，当系统需要工作时，液路电爆阀(9)在火工品电爆作用下打开，实现推进剂向下游联通，并一直保持开启状态，系统中每只贮箱(7)下游配套2个液路电爆阀(9)，起到相互冗余的作用。

4.根据权利要求1所述的月面发射飞行器推进系统，其特征在于，所述轨控自锁阀(10)用于在轨控发动机(13)供应管路上隔离推进剂，具有开位和关位两个状态，当系统需要工作时，轨控自锁阀(10)打开，实现推进剂向轨控发动机(13)供应；轨控发动机(13)工作后，轨控自锁阀(10)关闭，提升轨控管路(15)密封可靠性；系统中每路推进剂下游配套2个轨控自锁阀(10)，起到相互冗余的作用；

所述低压压传(11)用于监视系统中不同位置的压力；

所述自锁阀(12)用于在姿控发动机(14)供应管路上隔离推进剂，具有开位和关位两个状态，当系统需要工作时，自锁阀(12)打开，实现推进剂向姿控发动机(14)供应；姿控发动机(14)工作后，自锁阀(12)关闭，提升轨控管路(15)密封可靠性；系统中使用4只自锁阀(12)将姿控发动机(14)分成主份和备份两组，两组发动机起到相互冗余的作用；

所述轨控发动机(13)用于探测器月面发射，轨控控制；

所述姿控发动机(14)用于探测器姿态调整，满足俯仰、偏航和滚动的姿态控制需求；

所述轨控管路(15)用于向轨控发动机供应推进剂。

5.根据权利要求1所述的月面发射飞行器推进系统，其特征在于，飞行器发射前气瓶(1)压力在20℃时设定为32.5MPa。

6.根据权利要求1所述的月面发射飞行器推进系统，其特征在于，所述贮箱(7)压力不高于减压阀(6)锁闭压力，在飞行器发射前，贮箱(7)预增压在20℃时为1.25MPa。

7.根据权利要求1所述的月面发射飞行器推进系统，其特征在于，所述贮箱(7)采用金属膜片作为推进剂管理装置，所述金属膜片将贮箱分成气腔和液腔两部分，推进剂在液腔，减压后的氦气进入贮箱气腔，挤压膜片向下翻转变形，将推进剂从贮箱中挤出，实现推进剂的供应；

所述金属膜片与推进剂液面贴合，减少推进剂晃动，减少干扰力矩。

8.根据权利要求1所述的月面发射飞行器推进系统，其特征在于，在起飞前，打开轨控发动机(13)进行真空放气，同时对发动机开关功能进行检查，然后打开轨控自锁阀(10)进行轨控管路(15)充填，通过压力传感器确认轨控发动机(13)是否关闭、轨控自锁阀(10)是否打开、系统建压是否满足预设要求；

当发动机点火后，在预设时间间隔后对轨控发动机(13)阀门、轨控自锁阀(10)发送打开指令，避免系统水击使阀门关闭的故障；同时设定自主程序，当轨控发动机(13)推力不满足预设要求时，对姿控发动机(14)进行自主开机，弥补发动机推力。

9.根据权利要求1所述的月面发射飞行器推进系统，其特征在于，设置冗余备份措施：

通过气路电爆阀(4)和高压自锁阀(5)的配置实现并联控制；

所述贮箱(7)出口采用并联的液路电爆阀(9)；

所述姿控发动机(14)分支设计采用冗余备份，对姿控发动机(14)承担的轨控功能和姿态调整功能进行备份；

液体推进剂的管理，采用液路电爆阀(9)、自锁阀(12)、发动机自锁阀或电磁阀三级安全管理。

Images