CN114476141B - 月球着陆飞行器推进方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种月球着陆飞行器推进方法及系统，包括：气瓶、充气阀、气路电爆阀、高压自锁阀、减压阀、压力传感器、氧化剂单向阀、燃烧剂单向阀、破裂膜片、加排阀、轨控发动机开机自锁阀、轨控发动机关机自锁阀、燃烧剂贮箱、氧化剂贮箱、气路连通管、液路连通管、液路电爆阀、轨控发动机、姿控自锁阀、姿控发动机和气路自锁阀。本发明实现了月球着陆飞行器推进系统结构质量的轻质化，与采用常规技术方案相比质量减轻20％以上；通过高精度控制混合比和并联贮箱均衡排放性能，提高了推进剂利用效率，能显著降低推进剂的加注量要求。
Description
技术领域
本发明涉及空间推进系统技术领域，具体地，涉及一种月球着陆飞行器推进方法及系统。
背景技术
随着科学和技术的发展，航天探测的领域从近地空间不断向月球、火星、木星、小行星、太阳边际等深空领域拓展。具备了脱离近地空间的技术后，人们就开始了月球探测活动。月球探测活动可以分为飞掠探测、绕飞探测、着陆探测、巡视探测、采样返回探测等方式，其中的飞掠探测难度相对较低，绕飞探测要求探测器能够在月面近月制动、成功捕获月球后环绕月球飞行。着陆探测又可分为硬着陆探测和软着陆探测，硬着陆探测是探测器采用较高速度撞击月球探测，软着陆探测要求探测器平稳、安全着陆到月面。
专利文献CN106516169B(申请号：CN201610953239.X)公开了一种星球表面着陆系统，包括载荷舱、连接机构和火箭旋翼组合发动机，载荷舱用于承载有效载荷和存储推进剂，一个以上的火箭旋翼组合发动机通过连接机构与载荷舱连接，所述火箭旋翼组合发动机包括外壳、旋翼以及设置在外壳内用于驱动旋翼的动力系统，所述旋翼设置在外壳的顶部且与外壳内的动力系统连接，旋翼在动力系统的驱动下旋转产生气动升力，提供着陆时星球表面着陆系统减速所需要的阻力，通过调节各火箭旋翼组合发动机上旋翼的转速，实现整个星球表面着陆系统的俯仰、滚转和偏航运动。但该发明没有根据飞行器推进系统的本身特点和发动机安装布局构型制定的剩余推进剂和增压气体钝化处理方法。
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球着陆飞行器推进方法及系统。
根据本发明提供的一种月球着陆飞行器推进系统，包括：
气瓶：通过底支座和箍带安装，固定在充气阀上游；
气路电爆阀与高压自锁阀：固定在充气阀和减压阀之间，高压自锁阀下游连接减压阀；
减压阀：下游通过氧化剂单向阀、燃烧剂单向阀和两个破裂膜片组合；
压力传感器：固定于减压阀与氧化剂单向阀、燃烧剂单向阀之间；
加排阀：固定在破裂膜片的下游；
轨控发动机开机自锁阀：与轨控发动机关机自锁阀固定在气路自锁阀的下游；
燃烧剂贮箱与氧化剂贮箱：使用局部管理表面张力贮箱贮存推进剂，通过气路连通管把两个燃烧剂贮箱的气路和两个氧化剂贮箱的气路分别连通，通过液路连通管把两个燃烧剂贮箱的液路和两个氧化剂贮箱的液路分别连通；
液路电爆阀：固定在燃烧剂贮箱、氧化剂贮箱的下游，物理隔离推进剂与下游液路管路；；
轨控发动机：固定在轨控发动机开机自锁阀的下游；
姿控自锁阀：固定在液路电爆阀的下游；
姿控发动机：位于姿控自锁阀的下游。
优选地，推进系统的组件通过钛合金导管连接成一个封闭整体，钛合金导管包括直径18mm、12mm、10mm、8mm和6mm共5种规格；
充气阀用于给气瓶充填气压大于一定数值的气体，气路电爆阀在推进系统工作前物理隔离气压大于一定数值的气体和下游管路，液路电爆阀在推进剂充填前物理隔离推进剂与下游液路管路，推进系统的气压大于一定数值的气路通过气路电爆阀和高压自锁阀实现隔离，高压自锁阀下游连接减压阀，减压阀把气压大于一定数值的气体减低为工作压力气体后通过单向阀、和破裂膜片输送到氧化剂贮箱和燃烧剂贮箱；破裂膜片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贯通，之后的氧化剂、燃烧剂隔离由单向阀、单独实现；
所述的推进系统通过使用布置在飞行器上对称布置的横向2台姿控发动机同时点火的方式消耗剩余推进剂、排放增压气体，钝化发动机对称工作不产生附加力和力矩，能够使用的钝化发动机组合分别为1-1、2-2、3-3、4-4。
优选地，在所述气瓶中：
贮存增压气体，推进系统工作过程不断向贮箱、输送挤压气体，气瓶由无焊缝一体成型结构的铝合金材料的金属内衬和PBO纤维缠绕的方式制造，气瓶通过底支座和箍带安装，气瓶箍带在空载和充压状态的安装力矩为1.5±0.5N·m；
在所述氧化剂单向阀、燃烧剂单向阀中：
氧化剂单向阀和燃烧剂单向阀使用串联双阀芯冗余密封结构、阀芯设置阻尼孔、在0.3L/s～1.21L/s流量范围工作流阻不超过0.05MPa，氧化剂单向阀、燃烧剂单向阀与减压阀进行联合冲击试验后安装；
在所述燃烧剂贮箱和氧化剂贮箱中：
所述的燃烧剂贮箱和氧化剂贮箱采用局部管理方式的球形表面张力贮箱，燃烧剂贮箱和氧化剂贮箱的液腔容积相同、均为500-5升，其中-5是下标，标称500升，下差为495升，范围为495升～500升；贮箱、内部均设置不超过5升的PMD管理装置和4片沿贮箱中心十字布置的防旋、防晃阻尼叶片，贮箱、的气端和液端设置连通管；
贮箱、通过气路连通管把2个燃烧剂贮箱的气路和2个氧化剂贮箱的气路分别连通，通过液路连通管把2个燃烧剂贮箱的液路和2个氧化剂贮箱的液路分别连通，气路连通管设置在贮箱上端球冠13±1·处，标称13度、上下偏差各1度，气路连通管与贮箱的上球冠垂直焊接连接，气路连通管内径不小于10.4mm，液路连通管设置在贮箱下端球冠21±1·处，标称21度、上下偏差各1度，液路连通管与贮箱的下球冠垂直焊接连接，液路连通管内径不小于16.4mm，通过设置贮箱的气路和液路连通管实现相同组元贮箱里的推进剂同步消耗；
贮箱、用于贮存和向发动机供应不加气的推进剂，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，配备4个等体积球形贮箱、水平安装，其中2个装填氧化剂、2个装填燃烧剂。
优选地，所述的轨控发动机和姿控发动机输出连续变化的轨控推力和横向平移推力实现飞行器悬停选址、平移躲避障碍物，轨控发动机输出推力包括两种：能输出7500N固定推力和输出5000N～1500N范围间的任意推力，姿控发动机输出150N推力。
优选地，所述的轨控发动机输出连续变化的轨控推力实现悬停选址中，所述的轨控发动机的开机、关机控制使用电磁气动方式，通过轨控发动机开机自锁阀、轨控发动机关机自锁阀联动控制实现驱动气体控制轨控发动机的开机和关机；
所述的轨控发动机的连续变推力调节使用步进电机3-2-1升频控制策略，步进电机使用1kHz控制频率、一个控制周期的第一步保持时间为3ms、第二步保持时间为2ms、第三步及以后步数保持时间仍为1ms。
根据本发明提供的一种月球着陆飞行器推进方法，采用所述的月球着陆飞行器推进系统，执行包括：
步骤S1：连接成推进系统；
步骤S2：推进系统经测试合格后贮箱、加注推进剂、气瓶充填增压气体；
步骤S3：飞行器随运载火箭发射，发射过程推进空间环境考核；
步骤S4：进行推进管路真空排气、贮箱、增压和推进剂充填进管路；
步骤S5：姿控发动机、轨控发动机点火工作，进行姿态、轨道控制，完成轨道调整和软着陆到月球表面；
步骤S6：落月后进行剩余推进剂和增压气体排放的安全钝化处理。
优选地，推进系统的组件通过钛合金导管连接成一个封闭整体，钛合金导管包括直径18mm、12mm、10mm、8mm和6mm共5种规格；
充气阀用于给气瓶充填气压大于一定数值的气体，气路电爆阀在推进系统工作前物理隔离气压大于一定数值的气体和下游管路，液路电爆阀在推进剂充填前物理隔离推进剂与下游液路管路，推进系统的气压大于一定数值的气路通过气路电爆阀和高压自锁阀实现隔离，高压自锁阀下游连接减压阀，减压阀把气压大于一定数值的气体减低为工作压力气体后通过单向阀、和破裂膜片输送到氧化剂贮箱和燃烧剂贮箱；破裂膜片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贯通，之后的氧化剂、燃烧剂隔离由单向阀、单独实现；
所述的推进系统通过使用布置在飞行器上对称布置的横向2台姿控发动机同时点火的方式消耗剩余推进剂、排放增压气体，钝化发动机对称工作不产生附加力和力矩，能够使用的钝化发动机组合分别为1-1、2-2、3-3、4-4。
优选地，在所述气瓶中：
贮存增压气体，推进系统工作过程不断向贮箱、输送挤压气体，气瓶由无焊缝一体成型结构的铝合金材料的金属内衬和PBO纤维缠绕的方式制造，气瓶通过底支座和箍带安装，气瓶箍带在空载和充压状态的安装力矩为1.5±0.5N·m；
在所述氧化剂单向阀、燃烧剂单向阀中：
氧化剂单向阀和燃烧剂单向阀使用串联双阀芯冗余密封结构、阀芯设置阻尼孔、在0.3L/s～1.21L/s流量范围工作流阻不超过0.05MPa，氧化剂单向阀、燃烧剂单向阀与减压阀进行联合冲击试验后安装；
在所述燃烧剂贮箱和氧化剂贮箱中：
所述的燃烧剂贮箱和氧化剂贮箱采用局部管理方式的球形表面张力贮箱，燃烧剂贮箱和氧化剂贮箱的液腔容积相同、均为500-5升，其中-5是下标，标称500升，下差为495升，范围为495升～500升；贮箱、内部均设置不超过5升的PMD管理装置和4片沿贮箱中心十字布置的防旋、防晃阻尼叶片，贮箱、的气端和液端设置连通管；
贮箱、通过气路连通管把2个燃烧剂贮箱的气路和2个氧化剂贮箱的气路分别连通，通过液路连通管把2个燃烧剂贮箱的液路和2个氧化剂贮箱的液路分别连通，气路连通管设置在贮箱上端球冠13±1·处，标称13度、上下偏差各1度，气路连通管与贮箱的上球冠垂直焊接连接，气路连通管内径不小于10.4mm，液路连通管设置在贮箱下端球冠21±1·处，标称21度、上下偏差各1度，液路连通管与贮箱的下球冠垂直焊接连接，液路连通管内径不小于16.4mm，通过设置贮箱的气路和液路连通管实现相同组元贮箱里的推进剂同步消耗；
贮箱、用于贮存和向发动机供应不加气的推进剂，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，配备4个等体积球形贮箱、水平安装，其中2个装填氧化剂、2个装填燃烧剂。
优选地，所述的轨控发动机和姿控发动机输出连续变化的轨控推力和横向平移推力实现飞行器悬停选址、平移躲避障碍物，轨控发动机输出推力包括两种：能输出7500N固定推力和输出5000N～1500N范围间的任意推力，姿控发动机输出150N推力。
优选地，所述的轨控发动机输出连续变化的轨控推力实现悬停选址中，所述的轨控发动机的开机、关机控制使用电磁气动方式，通过轨控发动机开机自锁阀、轨控发动机关机自锁阀联动控制实现驱动气体控制轨控发动机的开机和关机；
所述的轨控发动机的连续变推力调节使用步进电机3-2-1升频控制策略，步进电机使用1kHz控制频率、一个控制周期的第一步保持时间为3ms、第二步保持时间为2ms、第三步及以后步数保持时间仍为1ms。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明实现了月球着陆飞行器推进系统结构质量的轻质化，与采用常规技术方案相比质量减轻20％以上；
2、本发明通过高精度控制混合比和并联贮箱均衡排放性能，提高了推进剂利用效率，能显著降低推进剂的加注量要求；
3、本发明通过输出连续的变推力实现飞行器在月面悬停，简化了飞行器在月面上悬停选址和躲避障碍物的控制模式，提高了月面软着陆的可靠性；
4、本发明根据飞行器推进系统的本身特点和发动机安装布局构型制定的剩余推进剂和增压气体钝化处理方法，安全可靠，既简化了实施方式，也提高了钝化处理的可靠性和安全性。
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为单向阀和破裂膜片组合安全隔离示意图；
图2为电磁气动阀控制变轨发动机开机、关机方式示意图；
图3为发动机开机并联贮箱气、液路连通管示意图；
图4为发动机关机并联贮箱气、液路连通管示意图；
图5为钝化发动机选择示意图；
图6为一种月球着陆飞行器推进系统原理图；
图7为一种月球着陆飞行器推进系统总装布局构型图。
图6中：
1为气瓶；
2为充气阀；
3为气路电爆阀；
4为高压自锁阀；
5为减压阀；
6为压力传感器；
7为氧化剂单向阀；
8为燃烧剂单向阀；
9为破裂膜片；
10为加排阀；
11为轨控发动机开机自锁阀；
12为轨控发动机关机自锁阀；
13为燃烧剂贮箱；
14为氧化剂贮箱；
15为气路连通管；
16为液路连通管；
17为液路电爆阀；
18为轨控发动机；
19为姿控自锁阀；
20为姿控发动机；
21为气路自锁阀。
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：
根据本发明提供的一种月球着陆飞行器推进系统，如图1-图7所示，包括：
气瓶1：通过底支座和箍带安装，固定在充气阀2上游；
气路电爆阀3与高压自锁阀4：固定在充气阀2和减压阀5之间，高压自锁阀4下游连接减压阀5；
减压阀5：下游通过氧化剂单向阀7、燃烧剂单向阀8和两个破裂膜片9组合；
压力传感器6：固定于减压阀5与氧化剂单向阀7、燃烧剂单向阀8之间；
加排阀10：固定在破裂膜片9的下游；
轨控发动机开机自锁阀11：与轨控发动机关机自锁阀12固定在气路自锁阀21的下游；
燃烧剂贮箱13与氧化剂贮箱14：使用局部管理表面张力贮箱贮存推进剂，通过气路连通管15把两个燃烧剂贮箱13的气路和两个氧化剂贮箱14的气路分别连通，通过液路连通管16把两个燃烧剂贮箱13的液路和两个氧化剂贮箱14的液路分别连通；
液路电爆阀17：固定在燃烧剂贮箱13、氧化剂贮箱14的下游，物理隔离推进剂与下游液路管路；；
轨控发动机18：固定在轨控发动机开机自锁阀11的下游；
姿控自锁阀19：固定在液路电爆阀17的下游；
姿控发动机20：位于姿控自锁阀19的下游。
具体地，推进系统的组件通过钛合金导管连接成一个封闭整体，钛合金导管包括直径18mm、12mm、10mm、8mm和6mm共5种规格；
充气阀2用于给气瓶1充填气压大于一定数值的气体，气路电爆阀3在推进系统工作前物理隔离气压大于一定数值的气体和下游管路，液路电爆阀17在推进剂充填前物理隔离推进剂与下游液路管路，推进系统的气压大于一定数值的气路通过气路电爆阀3和高压自锁阀4实现隔离，高压自锁阀4下游连接减压阀5，减压阀5把气压大于一定数值的气体减低为工作压力气体后通过单向阀7、8和破裂膜片9输送到氧化剂贮箱14和燃烧剂贮箱13；破裂膜片9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9贯通，之后的氧化剂、燃烧剂隔离由单向阀7、8单独实现；
所述的推进系统通过使用布置在飞行器上对称布置的横向2台姿控发动机20同时点火的方式消耗剩余推进剂、排放增压气体，钝化发动机对称工作不产生附加力和力矩，能够使用的钝化发动机组合分别为1-1、2-2、3-3、4-4。
具体地，在所述气瓶1中：
贮存增压气体，推进系统工作过程不断向贮箱13、14输送挤压气体，气瓶1由无焊缝一体成型结构的铝合金材料的金属内衬和PBO纤维缠绕的方式制造，气瓶1通过底支座和箍带安装，气瓶1箍带在空载和充压状态的安装力矩为1.5±0.5N·m；
在所述氧化剂单向阀7、燃烧剂单向阀8中：
氧化剂单向阀7和燃烧剂单向阀8使用串联双阀芯冗余密封结构、阀芯设置阻尼孔、在0.3L/s～1.21L/s流量范围工作流阻不超过0.05MPa，氧化剂单向阀7、燃烧剂单向阀8与减压阀5进行联合冲击试验后安装；
在所述燃烧剂贮箱13和氧化剂贮箱14中：
所述的燃烧剂贮箱13和氧化剂贮箱14采用局部管理方式的球形表面张力贮箱，燃烧剂贮箱13和氧化剂贮箱14的液腔容积相同、均为500-5升，其中-5是下标，标称500升，下差为495升，范围为495升～500升；贮箱13、14内部均设置不超过5升的PMD管理装置和4片沿贮箱中心十字布置的防旋、防晃阻尼叶片，贮箱13、14的气端和液端设置连通管；
贮箱13、14通过气路连通管15把2个燃烧剂贮箱13的气路和2个氧化剂贮箱14的气路分别连通，通过液路连通管16把2个燃烧剂贮箱13的液路和2个氧化剂贮箱14的液路分别连通，气路连通管15设置在贮箱上端球冠13±1·处，标称13度、上下偏差各1度，气路连通管15与贮箱的上球冠垂直焊接连接，气路连通管15内径不小于10.4mm，液路连通管16设置在贮箱下端球冠21±1·处，标称21度、上下偏差各1度，液路连通管16与贮箱的下球冠垂直焊接连接，液路连通管16内径不小于16.4mm，通过设置贮箱的气路和液路连通管16实现相同组元贮箱里的推进剂同步消耗；
贮箱13、14用于贮存和向发动机供应不加气的推进剂，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，配备4个等体积球形贮箱13、14水平安装，其中2个装填氧化剂、2个装填燃烧剂。
具体地，所述的轨控发动机18和姿控发动机20输出连续变化的轨控推力和横向平移推力实现飞行器悬停选址、平移躲避障碍物，轨控发动机输出推力包括两种：能输出7500N固定推力和输出5000N～1500N范围间的任意推力，姿控发动机20输出150N推力。
具体地，所述的轨控发动机18输出连续变化的轨控推力实现悬停选址中，所述的轨控发动机18的开机、关机控制使用电磁气动方式，通过轨控发动机开机自锁阀11、轨控发动机关机自锁阀12联动控制实现驱动气体控制轨控发动机的开机和关机；
所述的轨控发动机18的连续变推力调节使用步进电机3-2-1升频控制策略，步进电机使用1kHz控制频率、一个控制周期的第一步保持时间为3ms、第二步保持时间为2ms、第三步及以后步数保持时间仍为1ms。
实施例2：
实施例2为实施例1的优选例，以更为具体地对本发明进行说明。
本领域技术人员可以将本发明提供的一种月球着陆飞行器推进方法，理解为月球着陆飞行器推进系统的具体实施方式，即所述月球着陆飞行器推进系统可以通过执行所述月球着陆飞行器推进方法的步骤流程予以实现。
根据本发明提供的一种月球着陆飞行器推进方法，采用所述的月球着陆飞行器推进系统，执行包括：
步骤S1：装配连接成推进系统；
步骤S2：推进系统经测试合格后贮箱13、14加注推进剂、气瓶1充填增压气体；
步骤S3：飞行器随运载火箭发射，发射过程推进空间环境考核；
步骤S4：进行推进管路真空排气、贮箱13、14增压和推进剂充填进管路；
步骤S5：姿控发动机20、轨控发动机18点火工作，进行姿态、轨道控制，完成轨道调整和软着陆到月球表面；
步骤S6：落月后进行剩余推进剂和增压气体排放的安全钝化处理。
具体地，推进系统的组件通过钛合金导管连接成一个封闭整体，钛合金导管包括直径18mm、12mm、10mm、8mm和6mm共5种规格；
充气阀2用于给气瓶1充填气压大于一定数值的气体，气路电爆阀3在推进系统工作前物理隔离气压大于一定数值的气体和下游管路，液路电爆阀17在推进剂充填前物理隔离推进剂与下游液路管路，推进系统的气压大于一定数值的气路通过气路电爆阀3和高压自锁阀4实现隔离，高压自锁阀4下游连接减压阀5，减压阀5把气压大于一定数值的气体减低为工作压力气体后通过单向阀7、8和破裂膜片9输送到氧化剂贮箱14和燃烧剂贮箱13；破裂膜片9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9贯通，之后的氧化剂、燃烧剂隔离由单向阀7、8单独实现；
所述的推进系统通过使用布置在飞行器上对称布置的横向2台姿控发动机20同时点火的方式消耗剩余推进剂、排放增压气体，钝化发动机对称工作不产生附加力和力矩，能够使用的钝化发动机组合分别为1-1、2-2、3-3、4-4。
具体地，在所述气瓶1中：
贮存增压气体，推进系统工作过程不断向贮箱13、14输送挤压气体，气瓶1由无焊缝一体成型结构的铝合金材料的金属内衬和PBO纤维缠绕的方式制造，气瓶1通过底支座和箍带安装，气瓶1箍带在空载和充压状态的安装力矩为1.5±0.5N·m；
在所述氧化剂单向阀7、燃烧剂单向阀8中：
氧化剂单向阀7和燃烧剂单向阀8使用串联双阀芯冗余密封结构、阀芯设置阻尼孔、在0.3L/s～1.21L/s流量范围工作流阻不超过0.05MPa，氧化剂单向阀7、燃烧剂单向阀8与减压阀5进行联合冲击试验后安装；
在所述燃烧剂贮箱13和氧化剂贮箱14中：
所述的燃烧剂贮箱13和氧化剂贮箱14采用局部管理方式的球形表面张力贮箱，燃烧剂贮箱13和氧化剂贮箱14的液腔容积相同、均为500-5升，其中-5是下标，标称500升，下差为495升，范围为495升～500升；贮箱13、14内部均设置不超过5升的PMD管理装置和4片沿贮箱中心十字布置的防旋、防晃阻尼叶片，贮箱13、14的气端和液端设置连通管；
贮箱13、14通过气路连通管15把2个燃烧剂贮箱13的气路和2个氧化剂贮箱14的气路分别连通，通过液路连通管16把2个燃烧剂贮箱13的液路和2个氧化剂贮箱14的液路分别连通，气路连通管15设置在贮箱上端球冠13±1·处，标称13度、上下偏差各1度，气路连通管15与贮箱的上球冠垂直焊接连接，气路连通管15内径不小于10.4mm，液路连通管16设置在贮箱下端球冠21±1·处，标称21度、上下偏差各1度，液路连通管16与贮箱的下球冠垂直焊接连接，液路连通管16内径不小于16.4mm，通过设置贮箱的气路和液路连通管16实现相同组元贮箱里的推进剂同步消耗；
贮箱13、14用于贮存和向发动机供应不加气的推进剂，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，配备4个等体积球形贮箱13、14水平安装，其中2个装填氧化剂、2个装填燃烧剂。
具体地，所述的轨控发动机18和姿控发动机20输出连续变化的轨控推力和横向平移推力实现飞行器悬停选址、平移躲避障碍物，轨控发动机输出推力包括两种：能输出7500N固定推力和输出5000N～1500N范围间的任意推力，姿控发动机20输出150N推力。
具体地，所述的轨控发动机18输出连续变化的轨控推力实现悬停选址中，所述的轨控发动机18的开机、关机控制使用电磁气动方式，通过轨控发动机开机自锁阀11、轨控发动机关机自锁阀12联动控制实现驱动气体控制轨控发动机的开机和关机；
所述的轨控发动机18的连续变推力调节使用步进电机3-2-1升频控制策略，步进电机使用1kHz控制频率、一个控制周期的第一步保持时间为3ms、第二步保持时间为2ms、第三步及以后步数保持时间仍为1ms。
实施例3：
实施例3为实施例1的优选例，以更为具体地对本发明进行说明。
本发明涉及一种月球着陆飞行器推进系统，属于空间推进系统技术领域，适用于月球软着陆探测，对小天体或其它行星的软着陆探测也具有重要的参考价值。
本发明公开了一种月球着陆飞行器推进系统，由气瓶、充气阀、气路电爆阀、高压自锁阀、减压阀、压力传感器、氧化剂单向阀、燃烧剂单向阀、破裂膜片、加排阀、轨控发动机开机自锁阀、轨控发动机关机自锁阀、燃烧剂贮箱、氧化剂贮箱、气路连通管、液路连通管、液路电爆阀、轨控发动机、姿控自锁阀、姿控发动机、气路自锁阀组成。使用无焊缝金属内衬和高强度PBO复合材料缠绕的气瓶贮存高压气体，使用能够大范围变流量的单向阀和破裂膜片组合进行安全隔离，使用局部管理表面张力贮箱贮存推进剂，使用变推力发动机和姿控发动机实现在月面上悬停选址和躲避障碍，使用贮箱连通管控制并联贮箱均衡同步排放，具备着陆到月面后排出剩余工作介质的安全钝化处理能力。
本发明适用于月球着陆飞行器从环绕月球飞行到软着陆月面过程的变轨推力和姿控推力输出，能够输出恒定及连续变化的轨控推力、平移推力和多种脉冲宽度的姿控推力，实现着陆飞行器安全软着陆到月球表面及落月后的安全钝化处理。本发明的月球着陆飞行器推进系统的结构质量轻、推进剂利用率高、混合比控制精度高，对月球软着陆具有普遍的适用性，对小天体着陆或其它行星的软着陆也具有重要的参考价值。
月球着陆飞行器推进运作时大致的流程：
(1)气瓶、充气阀、气路电爆阀等全部组件装配连接成推进系统；
(2)推进系统经测试合格后贮箱加注推进剂、气瓶充填增压气体；
(3)飞行器随运载火箭发射，发射过程推进承受力、热等空间环境考核；
(4)进行推进管路真空排气、贮箱增压和推进剂充填进管路，完成发动机点火工作前的全部准备工作；
(5)姿控发动机、轨控发动机点火工作，进行姿态、轨道控制，完成轨道调整和软着陆到月球表面；
(6)落月后进行剩余推进剂和增压气体排放的安全钝化处理。
实施例4：
实施例4为实施例1的优选例，以更为具体地对本发明进行说明。
一种月球着陆飞行器推进系统：
该月球着陆飞行器推进系统包括气瓶(1)、充气阀(2)、气路电爆阀(3)、高压自锁阀(4)、减压阀(5)、压力传感器(6)、氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)、破裂膜片(9)、加排阀(10)、轨控发动机开机自锁阀(11)、轨控发动机关机自锁阀(12)、燃烧剂贮箱(13)、氧化剂贮箱(14)、气路连通管(15)、液路连通管(16)、液路电爆阀(17)、轨控发动机(18)、姿控自锁阀(19)、姿控发动机(20)、气路自锁阀(21)。
推进系统的全部21种组件通过钛合金导管、按照图5的连接关系连接成一个封闭整体，钛合金导管包括直径18mm、12mm、10mm、8mm、6mm共5种规格。
充气阀用于给气瓶充填高压气体，加注阀用于给贮箱加注推进剂，气路电爆阀在推进系统工作前物理隔离高压气体和下游管路，液路电爆阀在推进剂充填前物理隔离推进剂与下游液路管路。
所述的气瓶(1)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纤维缠绕的方式制造，气瓶通过底支座和箍带安装，气瓶箍带在空载和充压状态的安装力矩均为1.5±0.5N·m。
所述的减压阀(5)的下游通过氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)和2个破裂膜片(9)组合进行推进剂安全隔离，见图1。
所述的氧化剂单向阀(7)和燃烧剂单向阀(8)使用串联双阀芯冗余密封结构、阀芯设置阻尼孔、在0.3L/s～1.21L/s流量范围工作流阻不超过0.05MPa，氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)与减压阀(5)进行联合冲击试验后安装。
所述的燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)采用局部管理方式的球形表面张力贮箱，燃烧剂贮箱和氧化剂贮箱的液腔容积相同、均为500-5L，其中-5是下标，标称500L(升)，下差为495L(升)，范围为495～500L(升)。贮箱内部均设置不超过5L的PMD管理装置和4片沿贮箱中心十字布置的防旋、防晃阻尼叶片，贮箱的气端和液端设置连通管。
所述的贮箱(13)、(14)通过气路连通管(15)把2个燃烧剂贮箱的气路和2个氧化剂贮箱的气路分别连通，通过液路连通管(16)把2个燃烧剂贮箱的液路和2个氧化剂贮箱的液路分别连通，气路连通管设置在贮箱上端球冠13±1·处，标称13度(角度)、上下偏差各1度，气路连通管与贮箱的上球冠垂直焊接连接、气路连通管内径不小于10.4mm，液路连通管设置在贮箱下端球冠21±1·处，标称21度(角度)、上下偏差各1度，、液路连通管与贮箱的下球冠垂直焊接连接、液路连通管内径不小于16.4mm，通过设置贮箱的气路和液路连通管实现相同组元贮箱里的推进剂同步消耗，贮箱连通管示意图见图2。
所述的轨控发动机(18)和姿控发动机(20)输出连续变化的轨控推力和横向平移推力实现飞行器悬停选址、平移躲避障碍物，轨控发动机输出7500N、5000N～1500N推力，轨控发动机输出推力包括两种：既能输出7500N固定推力，也能输出5000N～1500N范围间的任意推力，姿控发动机输出150N推力。
所述的轨控发动机输出连续变化的轨控推力实现悬停选址：所述的轨控发动机(18)的开机、关机控制使用电磁气动方式，通过轨控发动机开机自锁阀(11)、轨控发动机关机自锁阀(12)联动控制实现驱动气体控制轨控发动机的开机和关机(见图3)，减轻控制阀的质量、提高轨控发动机开机和关机的可靠性。
所述的轨控发动机输出连续变化的轨控推力实现悬停选址：所述的轨控发动机(18)的连续变推力调节使用步进电机3-2-1升频控制策略，步进电机使用1kHz控制频率、一个控制周期的第一步保持时间为3ms、第二步保持时间为2ms、第三步及以后步数保持时间仍为1ms。
所述的推进系统具备着陆到月面后排出剩余推进剂和增压气体的安全钝化处理能力，通过使用布置在飞行器上对称布置的横向2台姿控发动机同时点火的方式消耗剩余推进剂、排放增压气体，钝化发动机对称工作不产生附加力和力矩，可以使用的钝化发动机组合分别为1-1、2-2、3-3、4-4(见图4)。
实施例5：
实施例5为实施例1的优选例，以更为具体地对本发明进行说明。
本发明的技术解决的问题是：克服现有技术的不足之处，采用姿、轨控统一供应的恒压挤压式推进系统，使用高强度复合材料气瓶、局部管理表面张力贮、变推力发动机、贮箱连通管等技术，既能满足月球着陆飞行器软着陆月面和安全钝化的要求，也同时实现了质量轻、比冲性能高、推进剂利用效率高等特点，对软着陆月球具有普遍的适应性。
本发明的一种月球着陆飞行器推进系统的技术方案：采用姿、轨控统一供应的恒压挤压式推进系统(系统原理图见图5)，使用高强度复合材料气瓶贮存高压气体、使用局部管理的表面张力贮箱贮存推进剂、使用连续变推力发动机和平移姿控发动机实现了在月面上悬停选址和躲避障碍，通过贮箱连通管控制并联贮箱均衡同步排放，具备着陆到月面后排出剩余工作介质的安全钝化处理能力。
所述的高强度复合材料气瓶，用于贮存增压气体，推进系统工作过程不断向贮箱输送挤压气体。气瓶采用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纤维缠绕的方式制造，气瓶通过底支座和箍带安装，气瓶箍带在空载和充压状态的安装力矩均为1.5±0.5N·m。
所述推进系统的高压气路通过气路电爆阀和高压自锁阀实现隔离，高压自锁阀下游连接减压阀，减压阀把高压气体减低为工作压力气体后通过单向阀和破裂膜片输送到氧化剂贮箱和燃烧剂贮箱。破裂膜片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贯通，之后的氧化剂、燃烧剂隔离由单向阀单独实现，单向阀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。
所述的局部管理表面张力贮箱，用于贮存和向发动机供应不加气的推进剂，根据月球着陆飞行的任务特点，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。为优化布局和质心控制，配备4个等体积球形贮箱水平安装，其中2个装填氧化剂、2个装填燃烧剂。通过独特设计，局部管理的表面张力贮箱实现了质量轻、大流量、变流量、低流阻、高可靠等特点。
所述的使用连续变推力发动机和平移姿控发动机实现了在月面上悬停选址和躲避障碍，飞行器在着陆月面过程中通过变轨发动机输出减速推力实现飞行器降低落月速度、避免硬着陆月面。因为月面存在众多的环形山脉、沟壑等障碍物，飞行器降落到一定高度后需要悬停、判断着陆点是否满足安全着陆要求，如果不满足要求飞行器要平移机动避开障碍物后再继续下降着陆。悬停过程变轨发动机连续输出变化的推力，维持飞行器在月面上相对静止。如果判断预定着陆点有障碍物，飞行器在悬停的同时使用横向机动发动机产生横向平移推力，避开障碍物。变轨发动机的推力大、流量大，如果使用传统的直动式控制阀会导致控制阀的质量很大，采用了电磁气动阀对主发动机开机、关机联动控制，实现了轻质量、高可靠的特点。使用步进电机实施变推力调节，针对步进电机的固有振荡特性采用3-2-1升频控制策略控制电机运动。步进电机使用1kHz控制频率、一个控制周期的第一步保持时间为3ms、第二步保持时间为2ms、第三步及以后步数保持时间仍为1ms。提高步进电机转动的可靠性。
所述的通过贮箱连通管控制并联贮箱均衡同步排放，因为推进系统相同组元配置了两个贮箱，在发动机工作过程中两个贮箱内的推进剂消耗速率可能不相同，这样就会带来质心不平衡、干扰力矩增大、推进剂利用率低等问题。通过在同种并联贮箱的气、液路同时使用连通管，有效解决了这个问题，通过地面试验和飞行试验进行了充分验证。
所述的具备着陆到月面后排出剩余工作介质的安全钝化处理能力，因为飞行器着陆到月面后会经历月昼期间的高温环境，为保证飞行器在月昼期间的安全需要把剩余的推进剂和增压气体安全排出。采用对称布置的姿控发动机同时点火工作的方式消耗剩余推进剂和排放增压气体的钝化方式，因为发动机对称工作不产生干扰力和干扰力矩。因为推进系统采用表面张力贮箱贮存推进剂，贮箱的气、液腔联通，发动机可以直接排放增压气体。
实施例6：
实施例6为实施例1的优选例，以更为具体地对本发明进行说明。
一种月球着陆飞行器推进系统，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2只高压复合材料气瓶内，贮箱为4只相同容积的表面张力贮箱：2只贮存氧化剂，2只贮存燃烧剂，轨控发动机采用1台7500N变推力发动机，配置16台150N姿控发动机，姿控发动机按功能、安装部位分为数量完全相同的二组，当某一台姿控发动机故障时，具备姿控重组能力。
本发明的具体实现技术指标为：
发动机配置和推力要求：配置1台变轨发动机，变轨发动机的额定推力7500N、具备连续变推力能力，配置16台150N推力的姿控发动机；
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)；
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1.5％；
功耗：常值功耗(含压力传感器)≤18W；
推进剂供应最大工况：6×150N+7500N同时点火。
本发明的月球着陆器推进系统的系统原理图如图5所示，推进系统由7500N变推力发动机、姿控发动机机组、压力传感器、贮箱、气瓶、充气阀、加排阀、单向阀、高压自锁阀、小流量自锁阀、液路电爆阀、气路电爆阀等组成。贮箱之间设置气路、液路连通管。系统共配置17台发动机，包括1台7500N发动机和16台150N发动机。150N发动机分为完全相同的主备份两组，通过自锁阀进行管理，任意一组工作正常可完成所需的姿控任务。
本发明的月球着陆器推进系统的总装结构布局构型见图6，贮箱对称布置在结构舱体的“十字”隔板之间，采用两端固定方式，贮箱底端法兰与承力板轴向固定，贮箱顶端采用三根拉杆与“十字”隔板径向固定。气瓶位于侧板外侧，采用底部支架和箍带方式安装。变推力发动机位于舱体结构中心，姿控发动机分布在外部斜面板上。
在运载火箭发射前，月面着陆器推进系统进行状态设置，阀门、发动机设置为初始状态，压力传感器处于加电遥测监测状态。在环月飞行段，月球着陆器推进系统的电磁阀、自锁阀供电，完成姿控管路、轨控管路的真空放气，进行姿控管路、轨控管路推进剂的充填和贮箱增压，推进系统的发动机具备了点火工作条件。
在环月轨道转移期间，推进系统的发动机工作，使飞行器从环形轨道降轨到动力下降前的椭圆轨道。在轨道调整期间，7500N发动机点火工作、输出降轨的速度增量，150N姿控发动机点火工作、稳定降轨姿态。在动力下降段软着陆过程中，轨控发动机和姿控发动机为软着陆提供制轴向推力和横向推力，7500N变推力发动机在多种推力工况快速变化及连续变推力调节工作，150N姿控发动机为着陆姿态保持与控制提供所需的控制力矩，实现了飞行器安全软着陆到月面。落月后，使用2台对称布置的150N发动机点火工作，完成了剩余推进剂的消耗和增压气体排放的钝化处理工作。
2020年11月，月面着陆飞行器由长征五号火箭发射入轨，经历地月转移、近月制动后平稳落月，飞行过程推进系统的各组件工作正常、功能和性能指标满足要求，推进系统圆满完成了全部飞行任务。
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)
1.一种月球着陆飞行器推进系统，其特征在于，包括：
气瓶(1)：通过底支座和箍带安装，固定在充气阀(2)上游；
气路电爆阀(3)与高压自锁阀(4)：固定在充气阀(2)和减压阀(5)之间，高压自锁阀(4)下游连接减压阀(5)；1个气路电爆阀(3)与高压自锁阀(4)串联后，与另一个气路电爆阀(3)并联；
减压阀(5)：下游通过氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)和两个破裂膜片(9)组合；
压力传感器(6)：固定于减压阀(5)与氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)之间；
加排阀(10)：固定在破裂膜片(9)的下游；
轨控发动机开机自锁阀(11)：与轨控发动机关机自锁阀(12)固定在气路自锁阀(21)的下游；
燃烧剂贮箱(13)与氧化剂贮箱(14)：使用局部管理表面张力贮箱贮存推进剂，通过气路连通管(15)将两个燃烧剂贮箱(13)的气路连通，并且通过另外一个气路连通管(15)将两个氧化剂贮箱(14)的气路分别连通，通过液路连通管(16)将两个燃烧剂贮箱(13)的液路连通，并且通过另一个液路连通管(16)将两个氧化剂贮箱(14)的液路分别连通；
液路电爆阀(17)：固定在燃烧剂贮箱(13)、氧化剂贮箱(14)的下游，物理隔离推进剂与下游液路管路；
轨控发动机(18)：固定在轨控发动机开机自锁阀(11)的下游；
姿控自锁阀(19)：固定在液路电爆阀(17)的下游；
姿控发动机(20)：位于姿控自锁阀(19)的下游；
推进系统的气瓶(1)、气路电爆阀(3)、高压自锁阀(4)、减压阀(5)、压力传感器(6)、氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)、加排阀(10)、破裂膜片(9)、轨控发动机开机自锁阀(11)、燃烧剂贮箱(13)、氧化剂贮箱(14)、液路电爆阀(17)、轨控发动机(18)、姿控自锁阀(19)、姿控发动机(20)和气路自锁阀(21)通过钛合金导管连接成一个封闭整体，钛合金导管包括直径18mm、12mm、10mm、8mm和6mm共5种规格；
充气阀(2)用于给气瓶(1)充填气压大于一定数值的气体，气路电爆阀(3)在推进系统工作前物理隔离气压大于一定数值的气体和下游管路，液路电爆阀(17)在推进剂充填前物理隔离推进剂与下游液路管路，推进系统的气压大于一定数值的气路通过气路电爆阀(3)和高压自锁阀(4)实现隔离，高压自锁阀(4)下游连接减压阀(5)，减压阀(5)把气压大于一定数值的气体减低为工作压力气体后通过氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)和破裂膜片(9)输送到氧化剂贮箱(14)和燃烧剂贮箱(13)；破裂膜片(9)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(9)贯通，之后的氧化剂、燃烧剂隔离由氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)单独实现；
所述的推进系统通过使用布置在飞行器上对称布置的横向2台姿控发动机(20)同时点火的方式消耗剩余推进剂、排放增压气体，钝化发动机对称工作不产生附加力和力矩，能够使用的钝化发动机组合分别为1-1、2-2、3-3、4-4，1-1、2-2、3-3、4-4分别代表布置在对称位置，工作时推力互相抵消的两台姿控发动机。
2.根据权利要求1所述的月球着陆飞行器推进系统，其特征在于：
在所述气瓶(1)中：
贮存增压气体，推进系统工作过程不断向燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)输送挤压气体，气瓶(1)由无焊缝一体成型结构的铝合金材料的金属内衬和PBO纤维缠绕的方式制造，气瓶(1)通过底支座和箍带安装，气瓶(1)箍带在空载和充压状态的安装力矩为1.5±0.5N·m；
在所述氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)中：
氧化剂单向阀(7)和燃烧剂单向阀(8)使用串联双阀芯冗余密封结构、阀芯设置阻尼孔、在0.3L/s～1.21L/s流量范围工作流阻不超过0.05MPa，氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)与减压阀(5)进行联合冲击试验后安装；
在所述燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)中：
所述的燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)采用局部管理方式的球形表面张力贮箱，燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)的液腔容积相同、均为500-5升，其中-5是下标，标称500升，下差为495升，范围为495升～500升；燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)内部均设置不超过5升的PMD管理装置和4片沿贮箱中心十字布置的防旋、防晃阻尼叶片，燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)的气端和液端设置连通管；
通过气路连通管(15)将两个燃烧剂贮箱(13)的气路连通，并且通过另外一个气路连通管(15)将两个氧化剂贮箱(14)的气路连通，通过液路连通管(16)将两个燃烧剂贮箱(13)的液路连通，并且通过另一个液路连通管(16)将两个氧化剂贮箱(14)的液路连通，气路连通管(15)设置在贮箱上端球冠13±1·处，标称13度、上下偏差各1度，气路连通管(15)与贮箱的上球冠垂直焊接连接，气路连通管(15)内径不小于10.4mm，液路连通管(16)设置在贮箱下端球冠21±1·处，标称21度、上下偏差各1度，液路连通管(16)与贮箱的下球冠垂直焊接连接，液路连通管(16)内径不小于16.4mm，通过设置贮箱的气路和液路连通管(16)实现相同组元贮箱里的推进剂同步消耗；
燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)用于贮存和向发动机供应不加气的推进剂，采用贮箱出口局部管理PMD技术方案，贮箱设置防旋和防晃叶片装置，配备4个等体积球形燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)水平安装，其中2个装填氧化剂、2个装填燃烧剂。
3.根据权利要求1所述的月球着陆飞行器推进系统，其特征在于：
所述的轨控发动机(18)和姿控发动机(20)输出连续变化的轨控推力和横向平移推力实现飞行器悬停选址、平移躲避障碍物，轨控发动机输出推力包括两种：能输出7500N固定推力和输出5000N～1500N范围间的任意推力，姿控发动机(20)输出150N推力。
4.根据权利要求3所述的月球着陆飞行器推进系统，其特征在于：
所述的轨控发动机(18)输出连续变化的轨控推力实现悬停选址中，所述的轨控发动机(18)的开机、关机控制使用电磁气动方式，通过轨控发动机开机自锁阀(11)、轨控发动机关机自锁阀(12)联动控制实现驱动气体控制轨控发动机的开机和关机；
所述的轨控发动机(18)的连续变推力调节使用步进电机3-2-1升频控制策略，步进电机使用1kHz控制频率、一个控制周期的第一步保持时间为3ms、第二步保持时间为2ms、第三步及以后步数保持时间仍为1ms。
5.一种月球着陆飞行器推进方法，其特征在于，采用权利要求1所述的月球着陆飞行器推进系统，执行包括：
步骤S1：装配连接成推进系统；
步骤S2：推进系统经测试合格后燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)加注推进剂、气瓶(1)充填增压气体；
步骤S3：飞行器随运载火箭发射，发射过程推进空间环境考核；
步骤S4：进行推进管路真空排气、燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)增压和推进剂充填进管路；
步骤S5：姿控发动机(20)、轨控发动机(18)点火工作，进行姿态、轨道控制，完成轨道调整和软着陆到月球表面；
步骤S6：落月后进行剩余推进剂和增压气体排放的安全钝化处理。
6.根据权利要求5所述的月球着陆飞行器推进方法，其特征在于：
推进系统的气瓶(1)、气路电爆阀(3)、高压自锁阀(4)、减压阀(5)、压力传感器(6)、氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)、加排阀(10)、破裂膜片(9)、轨控发动机开机自锁阀(11)、燃烧剂贮箱(13)、氧化剂贮箱(14)、液路电爆阀(17)、轨控发动机(18)、姿控自锁阀(19)、姿控发动机(20)和气路自锁阀(21)通过钛合金导管连接成一个封闭整体，钛合金导管包括直径18mm、12mm、10mm、8mm和6mm共5种规格；
充气阀(2)用于给气瓶(1)充填气压大于一定数值的气体，气路电爆阀(3)在推进系统工作前物理隔离气压大于一定数值的气体和下游管路，液路电爆阀(17)在推进剂充填前物理隔离推进剂与下游液路管路，推进系统的气压大于一定数值的气路通过气路电爆阀(3)和高压自锁阀(4)实现隔离，高压自锁阀(4)下游连接减压阀(5)，减压阀(5)把气压大于一定数值的气体减低为工作压力气体后通过氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)和破裂膜片(9)输送到氧化剂贮箱(14)和燃烧剂贮箱(13)；破裂膜片(9)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(9)贯通，之后的氧化剂、燃烧剂隔离由氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)单独实现；
所述的推进系统通过使用布置在飞行器上对称布置的横向2台姿控发动机(20)同时点火的方式消耗剩余推进剂、排放增压气体，钝化发动机对称工作不产生附加力和力矩，能够使用的钝化发动机组合分别为1-1、2-2、3-3、4-4，1-1、2-2、3-3、4-4分别代表布置在对称位置，工作时推力互相抵消的两台姿控发动机。
7.根据权利要求5所述的月球着陆飞行器推进方法，其特征在于：
在所述气瓶(1)中：
贮存增压气体，推进系统工作过程不断向燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)输送挤压气体，气瓶(1)由无焊缝一体成型结构的铝合金材料的金属内衬和PBO纤维缠绕的方式制造，气瓶(1)通过底支座和箍带安装，气瓶(1)箍带在空载和充压状态的安装力矩为1.5±0.5N·m；
在所述氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)中：
氧化剂单向阀(7)和燃烧剂单向阀(8)使用串联双阀芯冗余密封结构、阀芯设置阻尼孔、在0.3L/s～1.21L/s流量范围工作流阻不超过0.05MPa，氧化剂单向阀(7)、燃烧剂单向阀(8)与减压阀(5)进行联合冲击试验后安装；
在所述燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)中：
所述的燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)采用局部管理方式的球形表面张力贮箱，燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)的液腔容积相同、均为500-5升，其中-5是下标，标称500升，下差为495升，范围为495升～500升；燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)内部均设置不超过5升的PMD管理装置和4片沿贮箱中心十字布置的防旋、防晃阻尼叶片，燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)的气端和液端设置连通管；
通过气路连通管(15)将两个燃烧剂贮箱(13)的气路连通，并且通过另外一个气路连通管(15)将两个氧化剂贮箱(14)的气路连通，通过液路连通管(16)将两个燃烧剂贮箱(13)的液路连通，并且通过另一个液路连通管(16)将两个氧化剂贮箱(14)的液路连通，气路连通管(15)设置在贮箱上端球冠13±1·处，标称13度、上下偏差各1度，气路连通管(15)与贮箱的上球冠垂直焊接连接，气路连通管(15)内径不小于10.4mm，液路连通管(16)设置在贮箱下端球冠21±1·处，标称21度、上下偏差各1度，液路连通管(16)与贮箱的下球冠垂直焊接连接，液路连通管(16)内径不小于16.4mm，通过设置贮箱的气路和液路连通管(16)实现相同组元贮箱里的推进剂同步消耗；
燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)用于贮存和向发动机供应不加气的推进剂，采用贮箱出口局部管理PMD技术方案，贮箱设置防旋和防晃叶片装置，配备4个等体积球形燃烧剂贮箱(13)和氧化剂贮箱(14)水平安装，其中2个装填氧化剂、2个装填燃烧剂。
8.根据权利要求5所述的月球着陆飞行器推进方法，其特征在于：
所述的轨控发动机(18)和姿控发动机(20)输出连续变化的轨控推力和横向平移推力实现飞行器悬停选址、平移躲避障碍物，轨控发动机输出推力包括两种：能输出7500N固定推力和输出5000N～1500N范围间的任意推力，姿控发动机(20)输出150N推力。
9.根据权利要求8所述的月球着陆飞行器推进方法，其特征在于：
所述的轨控发动机(18)输出连续变化的轨控推力实现悬停选址中，所述的轨控发动机(18)的开机、关机控制使用电磁气动方式，通过轨控发动机开机自锁阀(11)、轨控发动机关机自锁阀(12)联动控制实现驱动气体控制轨控发动机的开机和关机；所述的轨控发动机(18)的连续变推力调节使用步进电机3-2-1升频控制策略，步进电机使用1kHz控制频率、一个控制周期的第一步保持时间为3ms、第二步保持时间为2ms、第三步及以后步数保持时间仍为1ms。
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Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0113622A1 (fr) * | 1982-12-14 | 1984-07-18 | Matra | Procédé et dispositif de propulsion pour satellites |
| DE4217051A1 (de) * | 1992-05-22 | 1993-12-02 | Deutsche Aerospace | Treibstoffversorgungssystem für Raketentriebwerke |
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| CN109630317A (zh) * | 2018-12-06 | 2019-04-16 | 上海空间推进研究所 | 基于电动泵的轨姿控一体化空间推进系统 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0113622A1 (fr) * | 1982-12-14 | 1984-07-18 | Matra | Procédé et dispositif de propulsion pour satellites |
| DE4217051A1 (de) * | 1992-05-22 | 1993-12-02 | Deutsche Aerospace | Treibstoffversorgungssystem für Raketentriebwerke |
| CN106894919A (zh) * | 2015-12-21 | 2017-06-27 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种基于连通管的并联贮箱均衡输送系统 |
| CN107701330A (zh) * | 2017-09-14 | 2018-02-16 | 北京控制工程研究所 | 一种不基于气体旁路的系统混合比主动控制方法 |
| CN109630317A (zh) * | 2018-12-06 | 2019-04-16 | 上海空间推进研究所 | 基于电动泵的轨姿控一体化空间推进系统 |
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