CN211230641U - 一种电动火箭发动机系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种电动火箭发动机系统，该系统包括推力室(1)、氧化剂增压泵(2)、燃料增压泵(3)、涡轮(4)、燃气发生器子系统(5)和电机(6)，电机(6)作为系统启动、关机、变推力及工况调整的主动力，传动连接氧化剂增压泵(2)、燃料增压泵(3)并为氧化剂、燃料增压，燃气发生器子系统(5)产生高温高压燃气驱动涡轮(4)主要在稳态工况时为电机(6)降低负荷；从而使电池重量大大降低且便于实现火箭回收，具有简单可靠，易于控制，价格低廉的特点。

Description

一种电动火箭发动机系统

技术领域

本实用新型涉及发动机系统领域，具体涉及一种电动火箭发动机系统。

背景技术

传统泵压式火箭发动机系统按发动机循环方式分为开式循环和闭式循环，开式循环主要是燃气发生器循环，闭式循环则主要包括分级燃烧循环与膨胀循环。而无论是开式循环还是闭式循环，由于其均涉及到采用部分推进剂燃烧或气化驱动涡轮，因此系统均较为复杂，控制均涉及到较为复杂的反馈。尤其是闭式循环，其反馈程度极深，系统复杂度与控制难度均堪称工业产品之最。再加上诸如推力室高温高压等特点，泵压式火箭发动机系统为自己筑就了一道高不可攀的技术门槛，只有少数航天强国才能够掌控。

而随着2018年1月21日“电子号”运载火箭的发射成功，这一领域出现了松动。“电子号”运载火箭以其全新的电动火箭发动机循环，为未来火箭发动机的设计指明了一条全新的道路：其推进剂增压的动力来源不再来自于涡轮，而仅由电机提供。这一循环方式使得系统具有设计、调试简单，发动机性能高，易维护使用、易扩展等特点。再加上火箭公司低廉的发射报价，使这一技术被业界称为“有可能大幅度降低小型火箭发动机的设计和制造难度”。

然而，电动火箭发动机循环存在致命弱点，即电池重量过高。从分析来看，即使以现有锂电池最高技术水平，为火箭一级提供泵增压动力所需要的电池重量也必须达到2t，而箭体总重不过10t。因此即使采用了各种减重的方法，其500km太阳同步轨道标称发射质量也仅为150kg，电池重量过高已经成为制约其发展的最大障碍。受到运力限制，目前“电子号”运载火箭尚不具备回收利用的能力。在运力有保障的情况下，火箭的回收利用能够进一步降低发射报价，提高竞争力。

实用新型内容

本实用新型的目的就是为了解决上述问题而提供一种能够大幅度降低电池重量且便于实现火箭回收的易于控制、简单可靠、价格低廉的电动火箭发动机系统。

本实用新型的目的通过以下技术方案实现：

一种电动火箭发动机系统，包括推力室、氧化剂增压泵、燃料增压泵、涡轮、燃气发生器子系统和电机，所述电机作为系统启动、关机、变推力及工况调整的主动力，传动连接燃料增压泵与氧化剂增压泵并分别为燃料与氧化剂增压，所述燃气发生器子系统出口与涡轮入口连接并提供高温高压燃气驱动涡轮，所述涡轮传动连接电机并主要在稳态工况时降低其负荷。

也可采用一个涡轮与一个电机为燃料增压泵连接，另一个涡轮与另一个电机为氧化剂增压泵连接的连接方式，所述燃料增压泵、氧化剂增压泵出口分别与推力室燃料入口、氧化剂入口相连。

所述涡轮出口直通大气或与推力室燃气入口连接。

为在回收过程中实现变推力，除采用泵改变压力与流量外，一般还需要在系统上设置调节流量的装置，比如可采用在推力室中设置用于调节系统推力的集成针栓式流量调节部件，或在系统中设置可调文氏管，或流量调节阀，或快速脉冲工作的电磁阀。集成了针栓式流量调节部件的推力室部件、可调文氏管、流量调节阀可直接调节推进剂流量，而快速脉冲工作的电磁阀则通过脉冲工作平均流量下降从而达到调节推进剂流量的作用，通过控制泵及这些部件可使推进剂流量发生改变，进而使推力室所输出推力改变。

与传统系统相比，本实用新型所述电动火箭发动机系统在启动、关机、变推力及工况调整时，均以电机为主或仅采用电机为动力开展工作；而燃气发生器子系统主要作用是在稳态工作时降低电机负荷，这一设计使该系统在降低了电池重量的同时，具备控制的快速性、稳定性和可靠性。

在启动、关机、变推力以及工况调整时，以电机为主或仅采用电机为动力通过改变转速使氧化剂增压泵与燃料增压泵增压能力改变，进而使推力快速改变，使系统快速切入工况。燃气发生器子系统也随之进行适应性调整。

与传统泵压式推进系统通过调节燃气发生器或预燃室燃烧过程，进而对涡轮转速进行调整相比，由于电机直接对泵速进行调整，其变推力的效果更快速、过程更可靠。其快速调整、易于控制的特性也可在故障出现时快速做出响应，亦可在飞行过程中根据需要进行调节，这一点对于提高空间旅游的旅客体验中有着重要的作用；对于其它利用火箭发动机的飞行器而言这一功能可以大幅度提高机动性，实现更多新的功能。

稳态工作时，电机驱动推进剂增压单元为氧化剂与燃料增压。增压后的推进剂在推力室中燃烧后产生推力。同时，燃气发生器子系统产生高温高压燃气推动涡轮，使其与电机共同提供推进剂增压单元所需要的动力；由于涡轮的作用，使电机用电量大大减少，甚至处于发电状态。由于单位燃气发生器子系统质量所输出的轴功率比远高于电池系统，因此其能够实现大幅度降低电池重量以及火箭重量的作用。

燃气发生器子系统有多种类型，包括固体燃气发生器子系统、定推力单组元燃气发生器子系统、定推力双组元燃气发生器子系统、变推力单组元挤压式燃气发生器子系统、变推力双组元挤压式燃气发生器子系统、副系统式燃气发生器子系统、变推力单组元泵压式燃气发生器子系统或变推力双组元泵压式燃气发生器子系统等。

固体燃气发生器子系统是指采用固体推进剂的燃气发生器子系统，其系统最为简单，但其基本只能实现一次启动，其对多次启动以及变推力的工况适应能力较差。

定推力单组元燃气发生器子系统是指采用恒压挤压式系统的单组元燃气发生器子系统，其能够方便的实现多次启动，但其对变推力工况的适应能力较差。

定推力双组元燃气发生器子系统是指采用恒压挤压式系统的双组元燃气发生器子系统，其也能够方便的实现多次启动，但其对变推力的工况适应能力同样较差。同时，由于涡轮材料承受温度的限制，双组元燃气发生器推进剂性能优势并不能发挥出来，而是需要通过改变混合比使燃气温度下降，这使其性能方面的优势大大下降，而其系统复杂度却较定推力单组元燃气发生器子系统要高很多。

变推力单组元挤压式燃气发生器子系统、变推力双组元挤压式燃气发生器子系统分别在定推力单组元燃气发生器子系统、定推力双组元燃气发生器子系统中设置了集成针栓式流量调节部件的推力室部件，或可调文氏管，或流量调节阀，或快速脉冲工作的电磁阀。

副系统式燃气发生器子系统中设置有双组元燃气发生器，双组元燃气发生器的氧化剂入口及燃料入口分别与氧化剂增压泵出口及燃料增压泵出口相连。所述双组元燃气发生器中可设置用于调节系统推力的集成针栓式流量调节部件，或在系统中设置可调文氏管，或流量调节阀，或快速脉冲工作的电磁阀，其能够实现多次启动与变推力，其具有结构简单的特点，但其与主系统间存在耦合，因此存在一定的控制难度。

具体地，变推力单组元泵压式燃气发生器子系统包括单组元推进剂贮箱、增压泵、单组元燃气发生器、电机，所述单组元推进剂贮箱出口与增压泵入口相连，增压泵出口与单组元燃气发生器入口相连，单组元燃气发生器出口通过管路与涡轮入口相连。电机与增压泵传动连接并提供动力，由于单组元发动机具有在很宽的压力范围内工作的特性，因此只需要改变泵速来调节系统压力、流量即可达到适应变推力工况的作用，是所有方案中适应变推力工况最便捷的方式；其结构也比较简单。

变推力双组元泵压式燃气发生器子系统包括子系统增压单元、双组元燃气发生器、第二电机。所述子系统增压单元包括第二氧化剂增压泵与第二燃料增压泵。所述第二氧化剂增压泵出口与双组元燃气发生器入口相连。电机与第二氧化剂增压泵传动连接并提供动力。所述第二燃料增压泵出口与双组元燃气发生器入口相连。电机与第二燃料增压泵传动连接并提供动力。所述双组元燃气发生器中可设置用于调节系统推力的集成针栓式流量调节部件，或在系统中设置可调文氏管，或流量调节阀，或快速脉冲工作的电磁阀。其采用两只泵分别调节氧化剂路与燃料路的压力、流量从而达到变推力的作用。与变推力双组元泵压式燃气发生器子系统相比，其变推力的过程略为复杂；但由于其能够从主系统中获取推进剂，因此其可省去贮箱等部件，具有一定的综合优势。

在主系统采用非自燃推进剂时，如采用主系统中的推进剂，则需要额外增加点火器与点火电路。为提高系统可靠性，变推力双组元泵压式燃气发生器子系统也可设置采用自燃推进剂的氧化剂贮箱与燃料贮箱。所述氧化剂贮箱出口与氧化剂增压泵入口相连，所述燃料贮箱出口与燃料增压泵相连。

前述变推力单组元泵压式燃气发生器子系统与自带贮箱的变推力双组元泵压式燃气发生器子系统中，贮箱中的推进剂均采用落压方式或自生增压方式增压；为保证火箭工作末期其仍旧能够正常工作，贮箱初始气垫较大，初始压力较高。为减少贮箱容积与重量，可采用高压气瓶、减压阀等为其提供增压气体。

单组元泵压式燃气发生器子系统亦可用作其它飞行器的燃气发生器子系统或推进系统。在作为推进系统使用时，一般还会有飞行器姿态控制方面的要求；此时直接采用增压泵来驱动推进剂难以达到姿态控制要求的低冲量、快响应，因此还需要设置姿控支路。所述姿控支路包括姿控贮箱、推力器、控制阀以及其它相关阀门、管路及附件，所述控制阀入口与增压泵出口相连，出口与姿控贮箱出口及推力器入口相连。姿控支路工作前，控制阀打开，增压泵工作将推进剂挤压至姿控贮箱内，增压完毕停止增压泵并关闭控制阀；姿控支路工作时，推力器打开，姿控贮箱中的推进剂在内部增压气体压力作用下流入推力器后产生推力。如此姿控支路与常规单组元落压式推进系统工作方式相同，能够满足姿态控制的要求，可应用于卫星等飞行器中。

除副系统式燃气发生器子系统外，本实用新型的燃气发生器子系统与发动机主系统之间基本只有通过涡轮为电机降低负荷的关联，因此与其之间耦合度较小，易于控制。燃气发生器子系统及涡轮可以作为一个模块与主系统相连，其设计、生产以及测试等方面与常规系统相比均可大大简化。这一特点也使本实用新型与电动循环系统在简单可靠，价格低廉等方面可以相提并论。

在运载火箭中运用本实用新型，可以在简单可靠、价格低廉的基础上，运载力得到极大提高，从而极大地提高竞争力。火箭总体可利用其控制更加灵活的特点完成控制难度更高的任务，如一级火箭的回收等，进一步提高发射竞争力。

与现有技术相比，本实用新型具有以下优点：

1、采用电机为主为氧化剂增压泵、燃料增压泵提供动力，采用燃气发生器与涡轮配合降低电机负荷，可以大大降低配套电池重量甚至降低至接近于零，适用于对重量要求严格的火箭等。

2、易于控制，能够便捷实现变推力，进而实现火箭回收等功能。

3、系统简单可靠、价格低廉、发射竞争力强。

附图说明

图1为实施例1中电动火箭发动机系统的结构示意图；

图2为实施例2中电动火箭发动机系统的结构示意图；

图3为实施例3中电动火箭发动机系统的结构示意图；

图4为实施例4中电动火箭发动机系统的结构示意图；

图5为实施例5中电动火箭发动机系统的结构示意图；

图6为实施例6中电动火箭发动机系统的结构示意图；

图7为实施例7中电动火箭发动机系统的结构示意图；

图8为实施例8中电动火箭发动机系统的结构示意图；

图9为实施例9中电动火箭发动机系统的结构示意图；

图10为实施例10中电动火箭发动机系统的结构示意图；

图11为实施例11中单组元泵压式推进系统的结构示意图。

图中：1-推力室；2-氧化剂增压泵；3-燃料增压泵；4-涡轮；5-燃气发生器子系统；6-电机；7-固体燃气发生器子系统；8-单组元推进剂贮箱；9-增压泵；10-单组元燃气发生器；11-第二电机；12-第二氧化剂贮箱；13-第二燃料贮箱；14-第二氧化剂增压泵；15-第二燃料增压泵；16-双组元燃气发生器；17-气瓶；18-减压阀；19-姿控贮箱；20-推力器；21-控制阀；22-流量调节阀；23-可调文氏管。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本实用新型进行详细说明。

实施例1

如图1所示，一种电动火箭发动机系统，该系统包括推力室1、氧化剂增压泵2、燃料增压泵3、涡轮4、燃气发生器子系统5和电机6。所述电机6传动连接燃料增压泵3与氧化剂增压泵2并分别为燃料与氧化剂增压，所述涡轮4传动连接电机6并降低电机负荷。所述燃气发生器子系统5出口与涡轮4入口连接并提供高温高压燃气驱动涡轮4。所述涡轮4出口直通大气。

图中实线为燃料和氧化剂流动路线，虚线为燃气发生器所产生燃气流动路线，该系统稳态工作时，电机6驱动推进剂增压单元为氧化剂与燃料增压。增压后的推进剂在推力室1中燃烧后产生推力。同时，燃气发生器子系统5产生高温高压燃气推动涡轮4，使其与电机6共同提供推进剂增压单元所需要的动力；由于涡轮4的作用，使电机6用电量大大减少，甚至处于发电状态。

本实例中，推力室1内部集成了针栓式流量调节部件。系统通过调节电机6转速以及推力室1内部针栓行程即可便捷地实现推力的调整；燃气发生器亦需要进行适应性调整。

实施例2

如图2所示，本实施例与实施例1的区别在于采用一个涡轮与一个电机为燃料增压泵3连接，另一个涡轮与另一个电机为氧化剂增压泵2连接的连接方式，以及所述涡轮4出口与推力室1燃气入口连接。本实施例中，通过不同的电机分别驱动燃料增压泵3与氧化剂增压泵2，使调整更加更灵活，特别是在氧化剂与燃料混合比的调整上。此外，涡轮4出口燃气导入至推力室1能够提高燃料利用效率，提高发动机性能；但系统压力提高，控制难度增大，使用时需要综合考虑。

实施例3

如图3所示，本实施例是实施例1中燃气发生器5为固体燃气发生器子系统7的具体实施例。发动机工作时，固体燃气发生器子系统7中的固体药柱被点燃后产生高温高压燃气，推动涡轮4做功以减轻电机负荷。其实现多次启动较为困难，一般只按固定程序工作。

实施例4

如图4所示，本实施例是实施例1中燃气发生器5为定推力单组元燃气发生器子系统的具体实施例。所述定推力单组元燃气发生器子系统主要由气瓶17、减压阀18、单组元推进剂贮箱8、单组元燃气发生器10组成。其中气瓶17出口连接减压阀18入口，减压阀18出口连接单组元推进剂贮箱8入口、单组元推进剂贮箱8出口连接单组元燃气发生器10入口，单组元燃气发生器10出口连接涡轮4。发动机工作时，气瓶17内的高压气体经减压阀18减压后变成压力恒定的增压气体，推动单组元推进剂贮箱8中的推进剂进入到单组元燃气发生器10中产生高温高压燃气，推动涡轮4做功以减轻电机负荷。其可方便实现多次启动，但实现变推力等工况较困难。

实施例5

如图5所示，本实施例是实施例1中燃气发生器5为定推力双组元燃气发生器子系统的具体实施例，主要由气瓶17、减压阀18、第二氧化剂贮箱12、第二燃料贮箱13、双组元燃气发生器16组成。其中气瓶17出口连接减压阀18入口，减压阀18出口分别连接第二氧化剂贮箱12与第二燃料贮箱13入口、第二氧化剂贮箱12与第二燃料贮箱13、出口又分别连接双组元燃气发生器16的氧化剂入口及燃料入口，双组元燃气发生器10出口连接涡轮4。发动机工作时，气瓶17内的高压气体经减压阀18减压后变成压力恒定的增压气体，推动第二氧化剂贮箱12与第二燃料贮箱13中的推进剂进入到双组元燃气发生器16中产生高温高压燃气，推动涡轮4做功以减轻电机负荷。其可方便实现多次启动，但实现变推力等工况较困难。

实施例6

如图6所示，本实施例是实施例1中燃气发生器5为变推力单组元挤压式燃气发生器子系统的具体实施例，其在实施例4的基础上增加了流量调节阀22。流量调节阀22入口与单组元推进剂贮箱8出口相连，出口与单组元燃气发生器10入口相连。发动机工作时，通过流量调节阀22调节燃气发生器子系统流量，即可改变涡轮输出功率。其能够实现多次启动及变推力，但通过节流方式调节流量使系统产生了额外的消耗。

实施例7

如图7所示，本实施例是实施例1中燃气发生器5为变推力双组元挤压式燃气发生器子系统的具体实施例，其在实施例5的基础上增加了可调文氏管23。可调文氏管23入口与第二氧化剂贮箱12或第二燃料贮箱13出口相连，出口与双组元燃气发生器16相应入口相连。发动机工作时，通过可调文氏管23调节燃气发生器子系统流量，即可改变涡轮输出功率。其能够实现多次启动及变推力，但通过节流方式调节流量使系统产生了额外的消耗。

实施例8

如图8所示，本实施例是实施例1中燃气发生器5为副系统式燃气发生器子系统的具体实施例。燃气发生器子系统5中设置有双组元燃气发生器16，双组元燃气发生器16的氧化剂入口及燃料入口分别与氧化剂增压泵2出口及燃料增压泵3出口相连。其能够实现多次启动，在双组元燃气发生器16中内部集成针栓式流量调节部件后可实现变推力。其具有结构简单的特点，但其作为副系统，与主系统间存在耦合，存在一定的控制难度。

实施例9

如图9所示，本实施例是实施例1中燃气发生器5为变推力单组元泵压式燃气发生器子系统的具体实施例。其在实施例4的基础上增加了第二电机11与增压泵9。第二电机11与增压泵9传动相连，增压泵9入口与单组元推进剂贮箱8出口相连，出口与单组元燃气发生器10入口相连。发动机工作时，通过电机调节增压泵9转速，从而调节燃气发生器子系统流量与压力，即可改变涡轮输出功率。其能够方便地实现多次启动及变推力。

实施例10

如图10所示，本实施例是实施例1中燃气发生器5为变推力双组元泵压式燃气发生器子系统的具体实施例。所述变推力双组元泵压式燃气发生器子系统包括加了第二电机11、第二氧化剂增压泵14与第二燃料增压泵15。第二电机11与第二氧化剂增压泵14及第二燃料增压泵15传动相连，第二氧化剂增压泵14入口与火箭氧化剂贮箱出口相连，第二燃料增压泵15入口与火箭燃料贮箱出口相连，第二氧化剂增压泵14出口、第二燃料增压泵15出口分别与双组元燃气发生器16氧化剂入口、燃料入口相连。发动机工作时，通过电机11调节第二氧化剂增压泵14与第二燃料增压泵15转速，从而调节燃气发生器子系统流量与压力，即可改变涡轮输出功率。所述双组元燃气发生器16内部集成了针栓式流量调节部件。其能够方便地实现多次启动及变推力。

实施例11

如图11所示，本实施例是实施例9中变推力单组元泵压式燃气发生器子系统作为单组元泵压式推进系统应用的实施例。与实施例9中的单组元泵压式燃气发生器子系统相比，采用推力器20代替了实施例9中的单组元燃气发生器10，并增加了姿控支路。所述姿控支路包括姿控贮箱19、推力器20、控制阀21以及其它相关阀门、管路及附件，所述控制阀21入口与增压泵9出口相连，出口与姿控贮箱19出口及推力器20入口相连。姿控支路工作前，控制阀21打开，增压泵9工作将推进剂挤压至姿控贮箱19内，增压完毕停止增压泵9并关闭控制阀21；姿控支路工作时，推力器20打开，姿控贮箱19中的推进剂在内部增压气体压力作用下流入推力器20后产生推力。与传统单组元推进系统相比，其能够有效降低推进系统重量且方便地实现变推力。

上述的对实施例的描述是为便于该技术领域的普通技术人员能理解和使用实用新型。熟悉本领域技术的人员显然可以容易地对这些实施例做出各种修改，并把在此说明的一般原理应用到其他实施例中而不必经过创造性的劳动。因此，本实用新型不限于上述实施例，本领域技术人员根据本实用新型的揭示，不脱离本实用新型范畴所做出的改进和修改都应该在本实用新型的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种电动火箭发动机系统，其特征在于，该系统包括推力室(1)、氧化剂增压泵(2)、燃料增压泵(3)、涡轮(4)、燃气发生器子系统(5)和电机(6)，

所述氧化剂增压泵(2)和燃料增压泵(3)分别用于增压氧化剂和燃料，并将增压后的氧化剂和燃料混合通入所述推力室(1)；

所述电机(6)传动连接所述燃料增压泵(3)与氧化剂增压泵(2)，作为系统启动、关机、变推力及工况调整的主动力；所述涡轮(4)传动连接所述电机(6)，并在稳态工况时降低所述电机(6)负荷；

所述燃气发生器子系统(5)与所述涡轮(4)连接，提供高温高压燃气以驱动所述涡轮(4)。

2.根据权利要求1所述的一种电动火箭发动机系统，其特征在于，所述的电机(6)与涡轮(4)设置一组或两组，

采用一组时，电机(6)同时传动连接氧化剂增压泵(2)与燃料增压泵(3)；

采用两组时，其中一电机(6)传动连接氧化剂增压泵(2)；另一电机(6)传动连接燃料增压泵(3)。

3.根据权利要求1所述的一种电动火箭发动机系统，其特征在于，所述涡轮(4)的出口直通大气或与推力室(1)的燃气入口连接。

4.根据权利要求1所述的一种电动火箭发动机系统，其特征在于，所述推力室(1)中设置用于调节系统推力的集成针栓式流量调节部件。

5.根据权利要求1-4任一项所述的一种电动火箭发动机系统，其特征在于，所述燃气发生器子系统(5)采用固体燃气发生器子系统(7)、定推力燃气发生器子系统、变推力挤压式燃气发生器子系统、副系统式燃气发生器子系统或变推力泵压式燃气发生器子系统中的一种；

其中，所述定推力燃气发生器子系统包括依次连接的气路增压部件、推进剂贮箱及燃气发生器，燃气发生器的出口连接涡轮(4)。

6.根据权利要求5所述的一种电动火箭发动机系统，其特征在于，在所述定推力燃气发生器子系统中设置集成针栓式流量调节部件的推力室部件，或可调文氏管，或流量调节阀，或快速脉冲工作的电磁阀，形成变推力挤压式燃气发生器子系统。

7.根据权利要求5所述的一种电动火箭发动机系统，其特征在于，在所述定推力燃气发生器子系统中设置增压泵，所述增压泵连接第二电机(11)，形成变推力泵压式燃气发生器子系统；

所述气路增压部件包括气瓶(17)与减压阀(18)，或者采用落压或自生增压方式替换气瓶(17)与减压阀(18)。

8.根据权利要求5所述的一种电动火箭发动机系统，其特征在于，

当所述推进剂贮箱及燃气发生器为单组元推进剂贮箱(8)与单组元燃气发生器(10)时，形成单组元燃气发生器子系统；

当所述推进剂贮箱及燃气发生器为第二氧化剂贮箱(12)、第二燃料贮箱(13)与双组元燃气发生器(16)时，形成双组元燃气发生器子系统。

9.根据权利要求8所述的一种电动火箭发动机系统，其特征在于，所述双组元燃气发生器(16)的氧化剂入口及燃料入口分别与氧化剂增压泵(2)出口及燃料增压泵(3)出口相连，形成副系统式燃气发生器子系统。

10.根据权利要求8所述的一种电动火箭发动机系统，其特征在于，所述单组元燃气发生器子系统中的单组元燃气发生器(10)替换为推力器(20)，并增加姿控支路；

所述姿控支路包括姿控贮箱(19)、控制阀(21)及多个推力器(20)，所述控制阀(21)设于所述增压泵(9)与姿控贮箱(19)之间；所述姿控贮箱(19)的出口连接多个推力器(20)。

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