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申请/专利权人：中国长城工业集团有限公司;中国空间技术研究院

摘要：本发明公开了一种可分离独立推进舱系统，包括：独立推进舱结构、燃烧剂贮箱、氧化剂贮箱、独立推进舱蓄电池、N推力器、北斗短报文终端、N发动机、一体化太阳敏感器、独立推进舱控制单元和氦气瓶；其中，燃烧剂贮箱、氧化剂贮箱、氦气瓶设置于独立推进舱结构的侧壁；独立推进舱蓄电池与独立推进舱结构相连接；N推力器通过支架与独立推进舱结构连接；北斗短报文终端与独立推进舱结构连接；N发动机设置于独立推进舱结构的底部；一体化太阳敏感器与独立推进舱结构连接；独立推进舱控制单元通过螺钉与独立推进舱结构连接。本发明实现了高轨卫星平台推进系统的分离设计，对提升卫星承载能力以及提高卫星在轨使用寿命有显著优势。

主权项：1.一种可分离独立推进舱系统，其特征在于包括：独立推进舱结构1、燃烧剂贮箱2、氧化剂贮箱3、独立推进舱蓄电池4、10N推力器5、北斗短报文终端6、490N发动机7、一体化太阳敏感器8、独立推进舱控制单元9和氦气瓶10；其中，所述燃烧剂贮箱2设置于所述独立推进舱结构1的侧壁；所述氧化剂贮箱3设置于所述独立推进舱结构1的侧壁；其中，所述氧化剂贮箱3与所述燃烧剂贮箱2相对；所述独立推进舱蓄电池4与所述独立推进舱结构1相连接；所述10N推力器5通过支架与独立推进舱结构连接；所述北斗短报文终端6通过螺钉与独立推进舱结构1连接；所述490N发动机7设置于所述独立推进舱结构1的底部；所述一体化太阳敏感器8通过太敏支架与独立推进舱结构1连接；所述独立推进舱控制单元9通过螺钉与独立推进舱结构1连接；所述氦气瓶10设置于所述独立推进舱结构1的侧壁；所述独立推进舱结构1包括1个中心承力筒和2个水平托架；其中，所述燃烧剂贮箱2通过一个水平托架与中心承力筒连接；所述氧化剂贮箱3通过另一个水平托架与中心承力筒连接；在中心承力筒、水平托架、燃烧剂贮箱和氧化剂贮箱之间形成了一个精确可控的尺寸约束关系，约束关系如下：V1＝43*π*R13+π*R12*H1V2＝43*π*R23+π*R22*H2L+R3*V1*ρ1＝1+x％M+R3*V2*ρ2其中，R1为燃烧剂贮箱内半径，L为燃烧剂贮箱中心到中心承力筒的长度，H1为燃烧剂贮箱高度，ρ1为燃烧剂密度，R2为氧化剂贮箱内半径，M为氧化剂贮箱中心到中心承力筒的长度，ρ2为氧化剂密度，H2为燃烧剂贮箱高度，R3为中心承力筒半径，x％为贮箱装填量与水平之间尺寸保持精度,V1为燃烧剂贮箱的体积，V2为氧化剂贮箱的体积；所述燃烧剂贮箱2用于存储双组元化学推进系统的绿色四氧化二氮，所述燃烧剂贮箱2的外壳和内部推进剂管理装置采用钛合金加工；所述氧化剂贮箱3用于存储双组元化学推进系统的甲基肼，所述氧化剂贮箱3的外壳和内部推进剂管理装置同样采用钛合金加工；所述独立推进舱蓄电池4是独立推进舱结构1的储能电源，作用是工作时把化学能转化为电能，为独立推进舱结构1的加热器和仪器设备长期供电；所述10N推力器5包括电磁阀和推力室；其中，所述电磁阀和所述推力室相连接；所述推力室包括喷注器和燃烧室喷管；其中，喷注器和燃烧室喷管相连接；所述喷注器采用双涡旋式方案，用耐高温钛合金机加而成；所述燃烧室喷管材料是铌合金，机加成形，所述燃烧室喷管的内外表面涂有硅化物抗氧化涂层；所述北斗短报文终端6接收北斗和全球定位导航系统CPS导航定位信号，完成定位解算，并将定位解算结果通过RS422串口发送给独立推进舱控制单元9；所述490N发动机7包括第二推力室和两个推进剂控制阀；其中，两个推进剂控制阀设置于推力室的阀门处；两个推进剂控制阀的作用是分别控制氧化剂和燃料的流动，通过推进剂控制阀的开启、关闭控制发动机的启动与关机；所述一体化太阳敏感器8测量太阳相对于一体化太阳敏感器的方位，输出的卫星滚动、俯仰姿态，用于建立变轨期间的点火姿态；组合体模式下，可分离独立推进舱系统与主星通过连接与分离机构随运载火箭发射入轨；星箭分离后，主星作为组合体主控制器，以可分离独立推进舱系统为执行机构驱动490N发动机7点火完成轨道抬升任务；星间分离后，以独立推进舱控制单元9为主控制器，自主建立离轨姿态，通过GNSS接收机自主确定轨道并完成离轨操作；可分离独立推进舱系统离轨减速后，飞行至国土短报文回传区域，通过短报文回传减速后轨道；当可分离独立推进舱系统达到预设离轨要求后，独立推进舱蓄电池4能源耗尽，完成钝化操作，随后进入地球大气层陨落；独立推进舱控制单元实现的具体功能为：a、对双组元推进系统8路10N电磁阀、7路自锁阀和1台490N发动机进行驱动控制，为3台压力传感器供电并采集其遥测输出；b、对安装在独立推进舱上的1台太阳敏感器、3台惯性测量单元、2台短报文终端进行供电和RS422串行通信；c、实现与主星姿轨控控制单元AOCU的通信功能；d、对双组元化学推进系统火工品进行起爆控制，对星间分离插头的电脱、包带爆炸螺栓起爆进行控制；e、与主星分离后，SPSE通过对可分离推进舱敏感器和执行机构的控制实现独立推进舱的离轨钝化操作。

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