CN114291300B - 地月往返飞行器推进系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种地月往返飞行器推进系统，包括增压气瓶、氧化剂贮箱、燃料贮箱、轨控发动机、第一发动机、第二发动机以及第三发动机；增压气瓶连通有高压气路模块，高压气路模块分别与氧化剂贮箱、燃料贮箱以及轨控发动机连通，高压气路模块与氧化剂贮箱和燃料贮箱之间连通有蒸汽隔离模块，高压气路模块与轨控发动机之间连通有气路高压自锁模块；氧化剂贮箱和燃料贮箱连通有液路电爆阀模块，通过液路大流量自锁模块与轨控发动机连通，并通过小流量自锁阀与第一发动机、第二发动机以及第三发动机连通。液路电爆阀模块通过按需的方式进行起爆，同时大流量自锁阀模块也采用按需打开的方式，起备份冗余功能，系统的可靠性高，且满足轻量化要求。

Description

地月往返飞行器推进系统

技术领域

本发明涉及航天姿控动力系统领域，具体地，涉及一种地月往返飞行器推进系统。

背景技术

随着航天技术的不断发展，姿轨控动力系统越来越向轻质、高性能方向发展，尤其针对深空领域，由于运载能力的限制以及科学探测任务的多样化，探测器总体对推进系统的干质量和性能要求越来越高。

月球探测是人类深空探测的开始，我国的探月工程也成功实施了“绕、落、回”三步走的探月工程计划。

三步走战略以月球采样返回任务最难，面临的工况最复杂、攻克的关键技术最多。对推进系统的要求同样很高，需要参与探测器运载发射段、地月转移段、近月制动段、环月飞行段、动力下降段、月面工作段、起飞上升段、交会对接段、环月等待段和月地转移段等全过程任务。月地往返飞行器主要解决月地月转移段、近月制动段、环月飞行段、交会对接段、环月等待段和月地转移段等任务，月地往返飞行器推进系统主要为飞行器在参与上述阶段任务提供推力和控制力矩。

现有公开号为CN113323771A的中国专利，其公开了一种用于空间飞行器的模块化动力系统及动力推进方法，包括：发动机模块，所述发动机模块位于整个系统的最下方；推进剂模块与所述发动机模块连接；挤压模块与所述推进剂模块连接；载荷模块设置在所述挤压模块上方；所述发动机模块、所述推进剂模块、所述挤压模块以及所述载荷模块之间通过支撑结构进行连接固定。本发明将所有气路阀门、管路以及高压气瓶等集成到挤压模块，将所有推进剂阀门、管路以及贮箱等集成到推进剂模块，将推力室、电磁阀以及伺服机构等集成到发动机模块。

发明人认为，目前急需一种适用于推进剂加注量大、结构紧凑、性能、可靠性和轻质化要求高的飞行器推进系统。

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地月往返飞行器推进系统。

根据本发明提供的一种地月往返飞行器推进系统,包括增压气瓶、氧化剂贮箱、燃料贮箱、轨控发动机、第一发动机、第二发动机以及第三发动机；所述增压气瓶的出气口连通有高压气路模块，所述高压气路模块的出气口分别与氧化剂贮箱、燃料贮箱以及轨控发动机连通，且所述高压气路模块与氧化剂贮箱和燃料贮箱之间分别连通有蒸汽隔离模块，所述高压气路模块与轨控发动机之间连通有气路高压自锁模块；所述氧化剂贮箱和燃料贮箱二者的出口均连通有液路电爆阀模块，任一所述液路电爆阀模块的出口均通过液路大流量自锁模块与轨控发动机连通，且任一所述液路电爆阀模块的出口均分别通过小流量自锁阀与第一发动机、第二发动机以及第三发动机连通。

优选地，所述高压气路模块包括气路电爆阀、第一气路高压自锁阀以及减压阀；所述增压气瓶的出气口分别与两个气路电爆阀的进气口连通，其一所述气路电爆阀的出气口与第一气路高压自锁阀连通，所述第一气路高压自锁阀的出气口分别与另一气路电爆阀的出气口和减压阀的进气口相互连通；所述气路高压自锁模块包括两个第二气路高压自锁阀，两个所述第二气路高压自锁阀的进气口与减压阀的出气口连通，且两个所述第二气路高压自锁阀的出气口与轨控发动机连通。

优选地，所述蒸汽隔离模块包括单向阀和破裂膜片，所述单向阀的进气口与减压阀的出气口连通，所述单向阀的出气口连接破裂膜片后与氧化剂贮箱或燃料贮箱连通。

优选地，所述液路电爆阀模块包括两个液路电爆阀，所述氧化剂贮箱或燃料贮箱的出口与两个液路电爆阀的进液口连通，两个所述液路电爆阀的出液口均与液路大流量自锁模块和小流量自锁阀的进液口连通；所述氧化剂贮箱或燃料贮箱的出口与两个液路电爆阀的进液口之间设置有节流孔板。

优选地，所述液路大流量自锁模块包括两个液路大流量自锁阀，两个所述液路大流量自锁阀的进液口均与两个液路电爆阀的出液口连通，且两个所述液路大流量自锁阀的出液口均与轨控发动机连通。

优选地，所述氧化剂贮箱和燃料贮箱二者均设置有多组，任一组所述氧化剂贮箱或燃料贮箱与增压气瓶之间均连通有高压气路模块和蒸汽隔离模块；任一组所述氧化剂贮箱或燃料贮箱与轨控发动机之间均连通有液路电爆阀模块和液路大流量自锁模块；任一所述氧化剂贮箱或燃料贮箱与第一发动机、第二发动机以及第三发动机之间均连通有液路电爆阀模块和小流量自锁阀。

优选地，还包括用于增压气瓶充气的充气阀、加排阀、测试口、高压压力传感器以及低压压力传感器；所述加排阀在氧化剂贮箱和燃料贮箱二者的进口和出口处分别设置有一个。

优选地，还包括推进线路盒，所述推进线路盒通过电缆连接阀门和传感器并采集遥测数据。

优选地，所述增压气瓶包括与舱体固定连接的上箍带和下底座，还包括橡胶垫，所述橡胶垫设置在增压气瓶和上箍带的连接处。

优选地，所述氧化剂贮箱和燃料贮箱二者结构相同，均包括壳体和PMD管理装置；所述PMD管理装置包括角收、筒收、中隔、液通以及液收，且所述贮箱的气嘴、液嘴连线与安装法兰的平面夹角包括22度。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明通过铝合金材料的金属内衬和高强度PBO纤维缠绕的方式制造的气瓶，在安全系数不变的基础上比传统碳纤维(T1000)缠绕的复合材料气瓶减重约 15％。

2、本发明通过月往返飞行器的全周期飞行任务剖面，识别出交会对接段侧向过载和推进剂量需求，按此推进剂最大需求量设计贮箱管理装置，确保了飞行全过程无夹气推进剂的供应。为提高贮箱与结构组合体的刚度，创造性的采用22°倾角安装法兰结构，同时减小了结构的外包络尺寸，有助于减少结构重量。

3、本发明通过选配高性能的3000N轨控发动机，比冲312s，推力精度±3％，提高了月地往返飞行器近月制动的精度，同时设置了8台150N发动机作为3000N故障时的备份，大大提高了系统的可靠性。

4、本发明通过对姿控发动机、发动机支架以及管路卡箍等减重设计，实现了地月往返飞行器推进系统结构质量的轻质化，与采用常规推进系统技术方案相比质量减轻20％以上。

5、本发明通过采用双阀座单向阀加破裂膜片的方式，有效的防止了推进剂蒸汽的互窜，与传统的单向阀加自锁阀隔离的方式相比，实现了减重，减小了气路流阻，对系统的混合比控制更为有利。

6、本发明通过氧化剂贮箱和燃料贮箱出口的设置并联液路电爆阀模块并采用按需起爆的方式进行起爆，同时轨控管路设置并联液路大流量自锁阀模块也采用按需打开的方式，起备份冗余功能，提高系统的可靠性。

7、本发明通过贮箱选配和轨控管路流阻精确调整的方式，实现混合比偏差优于2％和并联贮箱均衡排放优于3％，提高了推进剂利用效率，节约了推进剂。

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为本发明主要体现飞行器推进系统工作原理示意图；

图2为本发明主要体现增压气瓶整体结构示意图；

图3为本发明主要体现贮箱整体结构的示意图；

图4为本发明主要体现簧片式电磁阀姿控发动机整体结构示意图；

图5为本发明主要体现姿控发动机支架整体结构示意图；

图6为本发明主要体现卡箍组件整体结构示意图；

图7为本发明主要体现轨控液路管理示意图；

图8为本发明主要体现飞行器总装布局结构示意图。

图中所示：

增压气瓶1 第一气路高压自锁阀9

下底座101 第二气路高压自锁阀10

上箍带102 减压阀11

橡胶垫103 单向阀12

氧化剂贮箱2 破裂膜片13

壳体201 液路电爆阀14

管理装置202 液路大流量自锁阀15

角收221 小流量自锁阀16

筒收222 充气阀17

中隔223 加排阀18

液通224 测试口19

液收225 高压压力传感器21

燃料贮箱3 低压压力传感器22

轨控发动机4 推进线路盒23

第一发动机5 卡箍组件26

第二发动机6 上卡箍261

第三发动机7 尼龙下底座262

气路电爆阀8 节流孔板31

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1

如图1所示，根据本发明提供的一种地月往返飞行器推进系统，包括增压气瓶1、氧化剂贮箱2、燃料贮箱3、轨控发动机4、第一发动机5、第二发动机6以及第三发动机7。增压气瓶1的出气口连通有高压气路模块，高压气路模块的出气口分别与氧化剂贮箱2、燃料贮箱3以及轨控发动机4连通，且高压气路模块与氧化剂贮箱2和燃料贮箱3之间分别连通有蒸汽隔离模块，高压气路模块与轨控发动机4之间连通有气路高压自锁模块。

氧化剂贮箱2和燃料贮箱3二者的出口均连通有液路电爆阀模块，任一液路电爆阀模块的出口均通过液路大流量自锁模块与轨控发动机4连通，且任一液路电爆阀模块的出口均分别通过小流量自锁阀16与第一发动机5、第二发动机6以及第三发动机7连通。

打开高压气路模块，增压气瓶1内的高压气体经高压气路模块减压后经蒸汽隔离模块进入氧化剂贮箱2和燃料贮箱3，起爆氧化剂贮箱2和燃料贮箱3出口的液路电爆阀模块，推进剂在增压气体的挤压下进入小流量自锁阀16和液路大流量自锁模块前，打开相应的小流量自锁阀16和液路大流量自锁模块，使推进剂进入到轨控和姿控发动机前，分别打开轨控发动机4和姿控发动机的控制阀，轨控发动机4和姿控发动机点火产生推力，为航天器在轨飞行提供所需推力和控制力矩。可根据不同航天器的任务剖面，调整推进系统的增压、推进剂输送和点火程序。

如图1和图2所示，具体地，增压气瓶1的容积为53L，由无焊缝一体成型结构的铝合金材料的金属内衬和高强度PBO纤维湿法缠绕的方式制造。增压气瓶1包括与舱体固定连接的上箍带102和下底座101，还包括橡胶垫103，所述橡胶垫103设置在增压气瓶1和上箍带102的连接处。增压气瓶1通过上箍带102加下底座101的安装方式固定在舱体上，箍带与增压气瓶1之间的橡胶垫103的厚度为5mm，用于补偿增压气瓶1 充气后的膨胀量。且通过试验摸索出了能同时满足空载和满载状态下的增压气瓶1上箍带102的拧紧力矩为1.5±0.2N·m。

增压气瓶1的数量为4只，能够保证飞行器推进系统的工作需求，且四只增压气瓶1的出气口均与高压气路模块连通。高压气路模块包括气路电爆阀8、第一气路高压自锁阀9以及减压阀11，四个增压气瓶1的出气口均分别与两个气路电爆阀8的进气口连通，其一气路电爆阀8的出气口与第一气路高压自锁阀9连通，第一气路高压自锁阀9 的出气口分别与另一气路电爆阀8的出气口和减压阀11的进气口相互连通。

气路高压自锁模块包括两个第二气路高压自锁阀10，两个第二气路高压自锁阀10的进气口与减压阀11的出气口连通，且两个第二气路高压自锁阀10的出气口与轨控发动机4连通。

蒸汽隔离模块包括单向阀12和破裂膜片13，单向阀12的进气口与减压阀11的出气口连通，单向阀12的出气口连接破裂膜片13后与氧化剂贮箱2或燃料贮箱3连通。本申请中的单向阀12，采用串联双阀芯冗余密封结构、阀芯设置阻尼孔，在额定工况流量0.84L/s流量下流阻不超过0.05MPa，开启压差不超过0.1MPa，且可同时用于氧化剂路和燃料路蒸汽隔离。

减压阀11把高压气体减低为工作压力气体后通过单向阀12和破裂膜片13输送到氧化剂贮箱2或燃烧剂贮箱。破裂膜片13用于在推进系统加注推进剂后、发动机点火工作前隔离氧化剂、燃烧剂，发动机工作前破裂膜片13贯通，之后的氧化剂、燃烧剂隔离由单向阀12单独实现，单向阀12采用双阀芯串联冗余结构，提高隔离推进剂及其蒸汽的可靠性。

氧化剂贮箱2和燃料贮箱3二者结构相同，均采用局部管理方式的钛合金球形表面张力贮箱，容积均为680L，且均包括壳体201和PMD管理装置202。PMD管理装置202 包括角收221、筒收222、中隔223、液通224以及液收225，且贮箱的气嘴、液嘴连线与安装法兰的平面夹角为22度，增强了结构刚度，实现了大容积、质量轻、大流量、低流阻、高可靠等特点。

如图1和图3所示，局部管理表面张力贮箱，用于推进剂的贮存和向发动机供应不加气的推进剂，根据地月往返飞行的任务特点，尤其是交会对接段，安装于侧向的发动机工作，贮箱要承受侧向过载，且工作过程无沉底，因此贮箱采用独特的局部管理PMD 技术方案，贮箱设置防旋和防晃叶片装置，能有效抑制飞行过程推进剂的旋转、晃动，保证液体推进剂可靠覆盖贮箱出口，且在满足3000N发动机工作流量下流阻很小。

每只氧化剂贮箱2和燃料贮箱3的出口均设置有液路电爆阀模块，液路电爆阀模块包括两个液路电爆阀14，氧化剂贮箱2或燃料贮箱3的出口与两个液路电爆阀14的进液口连通，两个液路电爆阀14的出液口均与液路大流量自锁模块和小流量自锁阀16的进液口连通。

进一步地，氧化剂贮箱2或燃料贮箱3的出口与两个液路电爆阀14的进液口之间安装有节流孔板31。

如图1、图4和图5所示，轨控发动机4的氧化剂入口和燃料入口管路上各安装了一组液路大流量自锁模块，任一液路大流量自锁模块均包括两个液路大流量自锁阀15，两个液路大流量自锁阀15的进液口均与两个液路电爆阀14的出液口连通，且两个液路大流量自锁阀15的出液口均与轨控发动机4连通。任一液路电爆阀14的出液口均分别通过小流量自锁阀16与第一发动机5、第二发动机6以及第三发动机7连通。

轨控发动机4采用电磁气动控制方式，额定工况下输出推力3000N，推力精度±3％，比冲312s，为飞行器近月制动提高推力。同时设置了8台第一发动机5作为3000N故障时的备份，第一发动机5为姿控发动机。第一发动机5额定工况下输出推力150N，比冲290s，为飞行器近月制动提供备份，为月地返回提供推力。第二发动机6为姿控发动机，第二发动机6额定工况下输出推力25N，比冲285s，为飞行器交会对接提供推力和控制力矩。第二发动机6为姿控发动机，第三发动机7额定工况下输出推力12.2N，比冲285s，为飞行器在轨飞行各阶段提供推力和控制力矩。

第一发动机5和第二发动机6采用单阀座簧片电磁阀结构，实现发动机减重。第一发动机5、第二发动机6、第三发动机7的支架均采用复合材料，发动机支架包括M40 和8485树脂体系，并且在与发动机对接处粘贴聚酰亚胺隔热垫，进行减重设计。

飞行器推进系统还包括用于增压气瓶1充气的充气阀17、加排阀18、测试口19、高压压力传感器21以及低压压力传感器22。加排阀18在氧化剂贮箱2和燃料贮箱3 二者的进口和出口处分别设置有一个；测试口19在连接的气路电爆阀8和第一气路高压自锁阀9之间安装有一个，测试口19在连接的单向阀12和破裂膜片13之间安装有一个，测试口19在气路高压自锁模块的上游和下游分别安装有一个，测试口19在液路大流量自锁模块的进口安装有一个；高压压力传感器21在高压气路模块进口安装有一个；低压压力传感器22在氧化剂贮箱2和燃料贮箱3的出液口分别安装有一个，低压压力传感器22在气路高压自锁模块的入口和出口分别安装有一个，低压压力传感器22 在轨控发动机4的燃料进口和氧化剂进口分别安装有一个，低压压力传感器22在第一发动机5、第二发动机6以及第三发动机7的燃料进口和氧化剂进口分别安装有一个。用于地面和在轨飞行过程中的压力监测，在实现系统运行状态监测的同时减少压力传感器的配置，减少漏点同时实现减重。

飞行器推进系统还包括推进线路盒23，推进线路盒23采用双机热备份设计方案，推进线路盒23通过电缆连接阀门和传感器并采集遥测数据，完成系统阀门及压力传感器的一次电供电功能及二次电的变换；并根据控制系统的指令要求，通过总线按时准确地控制各负载(发动机、自锁阀)的工作；完成系统内部各遥测参数的采集，并通过RS-422 总线完成与综电系统的数据传输。

如图1和图6所示，总装导管采用卡箍组件26进行安装，卡箍组件26采用铝合金上卡箍261和尼龙下底座262101的组合方式设计，并进行减重设计。

如图1和图7所示，检测时配置一套地面工艺管路，其与正式产品管路走向一致，并与正式产品液路大流量自锁阀15组合进行对氧化剂贮箱2或燃料贮箱3出口至轨控发动机4入口轨控管路流阻调试，工艺管路与氧化剂贮箱2或燃料贮箱3的接口由焊接改为螺纹连接，与液路大流量自锁阀15的连接由焊接改为螺纹连接，方便拆卸和调试，流阻调试完成直接将节流孔板31安装至正式产品上，避免系统误差，缩短研制流程。

发明人认为本申请中的飞行器推进系统适用于推进剂加注量大、结构紧凑、性能、可靠性和轻质化要求高的航天器推进系统。本申请主要解决地月往返飞行器在地月转移、近月制动、环月飞行、交会对接和月地转移等阶段飞行过程中的变轨和姿态控制所需推力和控制力矩的问题。

本申请的具体实现技术指标为：

发动机配置和推力要求：配置1台轨控发动机4，额定推力3000N，配置8台150N 推力的姿控发动机，18台25N姿控发动机和12台10N姿控发动机；

工作介质：气路：氦气(He)，氧化剂：绿色四氧化二氮(MON-1)，燃烧剂：甲基肼(MMH)；

推进剂质量：在15℃下最大装填量3000kg；

均衡排放性能：推进剂消耗不均衡度优于3％；

系统混合比：系统混合比优于2％；

系统漏率：≤8×10^-4Pa·m³/s；

结构干质量：≤260kg；

功耗：常值功耗(含压力传感器)≤18W；

推进剂供应最大工况：2×10N+2×150N+3000N同时点火。

实施例2

如图1所示，基于实施例1，根据本发明提供的一种地月往返飞行器推进系统，氧化剂贮箱2和燃料贮箱3均设置有两个。任一氧化剂贮箱2或燃料贮箱3与增压气瓶1 之间均连通有高压气路模块和蒸汽隔离模块。任一氧化剂贮箱2或燃料贮箱3与轨控发动机4之间均连通有液路电爆阀14模块和液路大流量自锁模块；任一氧化剂贮箱2或燃料贮箱3与第一发动机5、第二发动机6以及第三发动机7之间均连通有液路电爆阀 14模块和小流量自锁阀16。

每只氧化剂贮箱2或燃料贮箱3出口的液路电爆阀14模块均采用按需起爆的方式进行起爆，正常情况下起爆1路，另一路起冗余备份作用。液路大流量自锁阀15也采用按需打开的方式，正常情况下开启其中一路，另一路起冗余备份作用。

采用MON-1/MMH恒压挤压式双组元统一系统，增压气体为He，贮存在四只高压气瓶内，贮箱为四只相同容积的表面张力贮箱：两只氧化剂贮箱2，两只燃料贮箱3，轨控发动机4采用1台3000N变推力发动机，配置8台第一动机机、18台第二发动机6和 12台第三发动机7，第一发动机5、第二发动机6以及第三发动机7按功能、安装部位分为的三组，当某一台姿控发动机故障时，具备姿控重组能力。

实施例3

如图1和图8所示，基于实施例2，根据本发明提供的一种地月往返飞行器推进系统，地月往返器推进系统的总装结构布局为四个表面张力贮箱通过法兰连接在承力球冠上，贮箱球心位于各象限偏45°线上，贮箱轴向与主发动机过载方向夹角为22°。四个增压气瓶1位于正负Z轴十字隔板两侧，增压气瓶1的安装形式采用柱段箍带加底部安装底座法兰的组合安装方式，箍带拧紧力矩为为1.5±0.2N·m，能同时满足空载和满载状态下的力学性能要求。轨控发动机4通过对接支架安装在承力球冠上，第一发动机5、第二发动机6以及第三发动机7通过机架安装在承力球冠下表面及I、III象限线的筒段外壁上。

在运载火箭发射前，推进线路盒23加电。在运载发射段，进行推进子系统内部各遥测参数的采集，并通过总线传输给数管分系统。进行电磁阀、自锁阀加电，完成姿控、轨控管路真空放气、姿控管路充填和贮箱增压等工作。

地月转移段，推进系统轨控发动机4和第一发动机5点火完成中途修正任务，近月制动段，轨控发动机4进行单次时长约1000s点火工作，总共完成两次近月制动任务。环月飞行段，姿控发动机多次工作完成姿态控制，对姿控发动机脉冲工作可靠性要求较高。

交会对接段，地月往返飞行器作为主动飞行器，与上升器交会对接。地月往返飞行器推进系统为对接姿态建立、交会对接过程中姿态控制和轨道控制提供控制力矩以及平移推力，确保交会对接的顺利进行。姿控发动机要进行多次点火工作，要求姿控发动机精度和可靠性高。同时该阶段也需要考虑姿控发动机工作引起的贮箱内推进剂晃动对交会对接精度的影响。

月地转移段，地月往返飞行器推进系统姿控发动机为变轨姿态建立提供控制力矩， 4台第一发动机5进行多次变轨，为顺利完成月地转移任务提供推力和控制力矩。

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及其各个装置、模块、单元以外，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及其各个装置、模块、单元以逻辑门、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功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元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功能的装置、模块、单元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装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。

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。

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 (6)

1.一种地月往返飞行器推进系统，其特征在于，包括增压气瓶(1)、氧化剂贮箱(2)、燃料贮箱(3)、轨控发动机(4)、第一发动机(5)、第二发动机(6)以及第三发动机(7)；

所述增压气瓶(1)的出气口连通有高压气路模块，所述高压气路模块的出气口分别与氧化剂贮箱(2)、燃料贮箱(3)以及轨控发动机(4)连通，且所述高压气路模块与氧化剂贮箱(2)和燃料贮箱(3)之间分别连通有蒸汽隔离模块，所述高压气路模块与轨控发动机(4)之间连通有气路高压自锁模块；

所述氧化剂贮箱(2)和燃料贮箱(3)二者的出口均连通有液路电爆阀模块，任一所述液路电爆阀模块的出口均通过液路大流量自锁模块与轨控发动机(4)连通，且任一所述液路电爆阀模块的出口均分别通过小流量自锁阀(16)与第一发动机(5)、第二发动机(6)以及第三发动机(7)连通；

所述高压气路模块包括气路电爆阀(8)、第一气路高压自锁阀(9)以及减压阀(11)；

所述增压气瓶(1)的出气口分别与两个气路电爆阀(8)的进气口连通，其一所述气路电爆阀(8)的出气口与第一气路高压自锁阀(9)连通，所述第一气路高压自锁阀(9)的出气口与另一气路电爆阀(8)的出气口均和减压阀(11)的进气口相互连通；

所述气路高压自锁模块包括两个第二气路高压自锁阀(10)，两个所述第二气路高压自锁阀(10)的进气口与减压阀(11)的出气口连通，且两个所述第二气路高压自锁阀(10)的出气口与轨控发动机(4)连通；

所述蒸汽隔离模块包括单向阀(12)和破裂膜片(13)，所述单向阀(12)的进气口与减压阀(11)的出气口连通，所述单向阀(12)的出气口连接破裂膜片(13)后与氧化剂贮箱(2)或燃料贮箱(3)连通；

所述氧化剂贮箱(2)和燃料贮箱(3)二者均设置有多组，任一组所述氧化剂贮箱(2)或燃料贮箱(3)与增压气瓶(1)之间均连通有高压气路模块和蒸汽隔离模块；

任一组所述氧化剂贮箱(2)或燃料贮箱(3)与轨控发动机(4)之间均连通有液路电爆阀(14)模块和液路大流量自锁模块；

任一所述氧化剂贮箱(2)或燃料贮箱(3)与第一发动机(5)、第二发动机(6)以及第三发动机(7)之间均连通有液路电爆阀(14)模块和小流量自锁阀(16)；

所述液路电爆阀模块包括两个液路电爆阀(14)，所述氧化剂贮箱(2)或燃料贮箱(3)的出口与两个液路电爆阀(14)的进液口连通，两个所述液路电爆阀(14)的出液口均与液路大流量自锁模块和小流量自锁阀(16)的进液口连通；

所述氧化剂贮箱(2)或燃料贮箱(3)的出口与两个液路电爆阀(14)的进液口之间设置有节流孔板(31)。

2.如权利要求1所述的地月往返飞行器推进系统，其特征在于，所述液路大流量自锁模块包括两个液路大流量自锁阀(15)，两个所述液路大流量自锁阀(15)的进液口均与两个液路电爆阀(14)的出液口连通，且两个所述液路大流量自锁阀(15)的出液口均与轨控发动机(4)连通。

3.如权利要求1所述的地月往返飞行器推进系统，其特征在于，还包括用于增压气瓶(1)充气的充气阀(17)、加排阀(18)、测试口(19)、高压压力传感器(21)以及低压压力传感器(22)；

所述加排阀(18)在氧化剂贮箱(2)和燃料贮箱(3)二者的进口和出口处分别设置有一个。

4.如权利要求1所述的地月往返飞行器推进系统，其特征在于，还包括推进线路盒(23)，所述推进线路盒(23)通过电缆连接阀门和传感器并采集遥测数据。

5.如权利要求1所述的地月往返飞行器推进系统，其特征在于，所述增压气瓶(1)包括与舱体固定连接的上箍带(102)和下底座(101)，还包括橡胶垫(103)，所述橡胶垫(103)设置在增压气瓶(1)和上箍带(102)的连接处。

6.如权利要求1所述的地月往返飞行器推进系统，其特征在于，所述氧化剂贮箱(2)和燃料贮箱(3)二者结构相同，均包括壳体(201)和PMD管理装置(202)；

所述PMD管理装置(202)包括角收(221)、筒收(222)、中隔(223)、液通(224)以及液收(225)，且所述贮箱的气嘴、液嘴连线与安装法兰的平面夹角包括22度。