專利名稱：一種探測器推進(jìn)艙及其工作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航天探測領(lǐng)域，特別是涉及到一種火星或者其他行星的探測器的推進(jìn)艙。
技術(shù)背景
目前，我國火星探測計(jì)劃由CZ-3C運(yùn)載火箭將火星探測器(環(huán)繞探測器、推進(jìn)艙、 硬著陸器)直接送入地球奔火逃逸軌道。進(jìn)入逃逸軌道后的火星探測器需要還完成奔火飛行、近火制動、姿態(tài)調(diào)整等過程后才能進(jìn)入預(yù)定環(huán)火軌道進(jìn)行環(huán)火飛行推進(jìn)艙負(fù)責(zé)奔火過程的姿軌控，以及近火制動，推進(jìn)艙燃料耗盡后，推進(jìn)艙拋棄。發(fā)明內(nèi)容
為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提供了一種探測器推進(jìn)艙，包括一前蓋，其特征在于，包括設(shè)于所述前蓋內(nèi)部的電子單元，所述電子單元包括一電源模塊和一電控制模塊，所述電源模塊用于該推進(jìn)艙的配電和供電，所述電控制模塊完成對該推進(jìn)艙的控制；一與所述前蓋連接的推進(jìn)艙本體，所述推進(jìn)艙本體內(nèi)部設(shè)有一容置結(jié)構(gòu)；一設(shè)于所述容置結(jié)構(gòu)內(nèi)的燃料單元，所述燃料單元為該推進(jìn)艙提供燃料；一與所述推進(jìn)艙本體連接的固定結(jié)構(gòu)，用于固定所述燃料單元；一與所述推進(jìn)艙本體連接的接口結(jié)構(gòu)，用于與運(yùn)載火箭及地面支持設(shè)備的對接； 以及安裝在該推進(jìn)艙外側(cè)的的動力單元，所述動力單元用于為該推進(jìn)艙加速、制動和姿態(tài)調(diào)整。
較佳地，所述電源模塊用于該推進(jìn)艙的配電和供電，所述電控制模塊通過控制該推進(jìn)艙的多路電磁閥和電加熱片完成對推進(jìn)艙動力單元的控制，同時監(jiān)測并控制推進(jìn)艙內(nèi)的溫度。
較佳地，所述推進(jìn)艙本體為圓柱形，其內(nèi)部的容置結(jié)構(gòu)為蜂窩型筒狀夾層結(jié)構(gòu)，該蜂窩型筒狀夾層結(jié)構(gòu)包括多個中空的圓筒；所述推進(jìn)艙本體外表面的材質(zhì)采用碳纖維蒙皮，所述蜂窩型筒狀夾層結(jié)構(gòu)的材質(zhì)采用金屬鋁。
較佳地，所述燃料單元包括多個充滿燃料的橢球形貯箱和一充滿惰性氣體的復(fù)合材質(zhì)氣瓶，所述氣瓶用于控制所述橢球形貯箱使其進(jìn)入待消耗位置。
較佳地，所述圓筒與所述橢球形貯箱的數(shù)量和體形匹配，所述各橢球形貯箱分別安裝在各圓筒內(nèi)。
較佳地，所述固定結(jié)構(gòu)包括固定在所述推進(jìn)艙本體前端的第一貯箱支架和固定在所述推進(jìn)艙本體后端的第二貯箱支架，所述第一貯箱支架設(shè)有多個第一圓孔和一第二圓孔，所述第二支架設(shè)有與所述第一貯箱支架第一圓孔數(shù)量相同的第一圓孔；所述第一圓孔與所述橢球形貯箱匹配并使所述橢球形貯箱的位置固定，所述第二圓孔與所述氣瓶匹配并使所述氣瓶的位置固定。較佳地，所述動力單元包括一主推力器和一姿態(tài)推力器，所述主推力器安裝在所述固定結(jié)構(gòu)，所述姿態(tài)推力器安裝在所述推進(jìn)艙本體外表面。較佳地，所述主推力器包括一臺450N的主發(fā)動機(jī)，所述姿態(tài)推力器包括ION的俯仰發(fā)動機(jī)2臺、ION偏航發(fā)動機(jī)選擇2臺以及ION的滾動發(fā)動機(jī)選擇8臺。較佳地,所述接口結(jié)構(gòu)通過膠接配合鉚接和螺接與所述推進(jìn)艙本體連接。
本發(fā)明同時也提供了一種探測器推進(jìn)艙的工作方法，其用于奔火飛行，依次進(jìn)行以下步驟
地面發(fā)射動作，該動作過程推進(jìn)艙處于休眠狀態(tài)并承受發(fā)射過程導(dǎo)致力學(xué)過載、振動、噪聲環(huán)境；
奔火動作，該動作完成奔火軌道修正、軌道維持、以及奔火段姿控推進(jìn)；
近火制動，該動作將探測器的飛行速度降低，使探測器被火星引力捕獲，進(jìn)入一個大橢圓軌道；
環(huán)火飛行動作，該動作對探測器的環(huán)火軌道姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整，使探測器進(jìn)入預(yù)定軌道，探測器進(jìn)入預(yù)定軌道后推進(jìn)艙與探測器分離。較佳地，在推進(jìn)艙進(jìn)行地面發(fā)射動作過程中，推進(jìn)艙底部與運(yùn)載火箭的接口適配器相連接，頂部與環(huán)繞器相連接，兩個硬著陸器側(cè)掛于推進(jìn)艙；在奔火動作過程中，推進(jìn)艙位于探測器的尾部，火星環(huán)繞器位于探測器頂部；在近火制動過程中，推進(jìn)艙位于探測器飛行的前部。本發(fā)明提供了一種探測器推進(jìn)艙及其工作方法，可以完成了對行星探測器在往行星轉(zhuǎn)移過程中的軌道修正、軌道維持、姿態(tài)調(diào)整以及近火制動、環(huán)火飛行等任務(wù)；本發(fā)明可用于火星探測和其他深空星際探測軌道運(yùn)輸任務(wù)，其結(jié)構(gòu)簡單，設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)較小，尤其適用于無人探測器遠(yuǎn)距離深空探測任務(wù)。


圖I為本發(fā)明提供的一種探測器推進(jìn)艙結(jié)構(gòu)示意 圖2為本發(fā)明提供的一種探測器推進(jìn)艙工作過程示意圖。
具體實(shí)施例方式參見示出本發(fā)明實(shí)施例的附圖，下文將更詳細(xì)地描述本發(fā)明。然而，本發(fā)明可以以許多不同形式實(shí)現(xiàn)，并且不應(yīng)解釋為受在此提出之實(shí)施例的限制。相反，提出這些實(shí)施例是為了達(dá)成充分及完整公開，并且使本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員完全了解本發(fā)明的范圍。這些附圖中，為清楚起見，可能放大或縮小了層及區(qū)域的尺寸及相對尺寸。
實(shí)施例如圖I所示，本發(fā)明提供的一種探測器推進(jìn)艙，包括一設(shè)于該推進(jìn)艙前端的前蓋1，還包括設(shè)于前蓋I內(nèi)部的電子單兀，電子單兀包括一電源模塊和一電控制模塊，所述電源模塊用于該推進(jìn)艙的配電和供電，所述電控制模塊完成對該推進(jìn)艙的控制；
一與所述前蓋連接的推進(jìn)艙本體2，推進(jìn)艙本體2內(nèi)部設(shè)有一容置結(jié)構(gòu)；
一設(shè)于所述容置結(jié)構(gòu)內(nèi)的燃料單元，所述燃料單元為該推進(jìn)艙提供燃料；
一與所述推進(jìn)艙本體連接的固定結(jié)構(gòu)，用于固定所述燃料單元；
一與所述推進(jìn)艙本體連接的接口結(jié)構(gòu)，用于與運(yùn)載火箭及地面支持設(shè)備的對接；以及安裝在該推進(jìn)艙外側(cè)的的動力單元，所述動力單元用于為該推進(jìn)艙加速、制動和姿態(tài)調(diào)整。在本實(shí)施例中，電源模塊用于該推進(jìn)艙的配電和供電，所述電控制模塊通過控制該推進(jìn)艙的多路電磁閥和電加熱片完成對推進(jìn)艙動力單元的控制，同時監(jiān)測并控制推進(jìn)艙內(nèi)的溫度。具體的，電源模塊主要是完成推進(jìn)艙奔火飛行過程中的配電和環(huán)火軌道分離后的供電；電控制模塊包括控制機(jī)構(gòu)、執(zhí)行部件推進(jìn)機(jī)構(gòu)以及設(shè)于設(shè)于二者中間的轉(zhuǎn)換機(jī)構(gòu)，其中轉(zhuǎn)換機(jī)構(gòu)的功能是接收控制機(jī)構(gòu)的控制指令，并根據(jù)這些指令按時準(zhǔn)確地控制推進(jìn)機(jī)構(gòu)的各種電磁閥(約41路)和電加熱片(約20路)，同時采集推進(jìn)艙內(nèi)所有溫度模擬量，并對溫度模擬量轉(zhuǎn)換成具體數(shù)據(jù)數(shù)據(jù)，同時將溫度數(shù)據(jù)上傳控制機(jī)構(gòu)后按照設(shè)定的控溫規(guī)則完成對該推進(jìn)艙的固檢和溫度控制。推進(jìn)艙本體2為圓柱形，其內(nèi)部的容置結(jié)構(gòu)為蜂窩型筒狀夾層結(jié)構(gòu)，該蜂窩型筒狀夾層結(jié)構(gòu)包括多個中空的圓筒；推進(jìn)艙本體2外表面的材質(zhì)采用碳纖維蒙皮，所述蜂窩型筒狀夾層結(jié)構(gòu)的材質(zhì)采用金屬鋁。具體使用時，本例的推進(jìn)艙本體2外表面的材質(zhì)采用M55J/AG-80碳纖維蒙皮。所述燃料單元包括多個充滿燃料的橢球形貯箱3和一充滿惰性的氣體的復(fù)合材質(zhì)氣瓶，氣瓶用于控制橢球形貯箱3使其進(jìn)入待消耗位置。在本例中，共設(shè)有六瓶容積積為100L的橢球形貯箱3，其內(nèi)部充滿雙元N204/MMH為燃料；氣瓶容積為30L，內(nèi)部充滿氦氣或者氮?dú)猓鋬?nèi)部氣壓為35MPa。推進(jìn)艙本體2內(nèi)的各圓筒與橢球形貯箱3的數(shù)量和體形匹配，各橢球形貯箱3分別安裝在各圓筒內(nèi)。所述固定結(jié)構(gòu)包括固定在推進(jìn)艙本體2前端的第一貯箱支架和固定在推進(jìn)艙本體2后端的第二貯箱支架，第一貯箱支架設(shè)有多個第一圓孔和一第二圓孔，第二貯箱支架設(shè)有與第一貯箱支架第一圓孔數(shù)量相同的第一圓孔；所述第一圓孔與橢球形貯箱3匹配并使橢球形貯箱3的位置固定，所述第二圓孔與氣瓶匹配并使所述氣瓶的位置固定。所述動力單元包括一主推力器和姿態(tài)推力器，主推力器包括一臺450N的主發(fā)動機(jī)；姿態(tài)推力器包括ION的俯仰發(fā)動機(jī)2臺、ION偏航發(fā)動機(jī)選擇2臺以及ION的滾動發(fā)動機(jī)選擇8臺。接口結(jié)構(gòu)通過膠接配合鉚接和螺接與推進(jìn)艙本體2連接。如圖2所示，本發(fā)明提供的一種探測器推進(jìn)艙的工作方法，該方法包括該推進(jìn)艙做的以下幾個動作
地面發(fā)射動作，該動作過程推進(jìn)艙處于休眠狀態(tài)并承受發(fā)射過程導(dǎo)致力學(xué)過載、振動、噪聲環(huán)境；
奔火動作，該動作完成奔火軌道修正、軌道維持、以及奔火段姿控推進(jìn)；
近火制動，該動作將探測器的飛行速度降低，使探測器被火星引力捕獲，進(jìn)入一個大橢圓軌道；
環(huán)火飛行動作，該動作對探測器的環(huán)火軌道姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整，使探測器進(jìn)入預(yù)定軌道，探測器進(jìn)入預(yù)定軌道后推進(jìn)艙與探測器分離。
各動作是依次進(jìn)行的，推進(jìn)艙在A飛往B的過程中做出地面發(fā)射動作，從C飛往F 的過程中做出奔火動作，從G飛往H的過程中做出近火制動，在I階段做出環(huán)火飛行動作， 并最終與探測器分離。
發(fā)射動作在各動作期間推進(jìn)艙在探測器上的位置也是不斷變化的，其中在推進(jìn)艙進(jìn)行地面發(fā)射動作過程中，推進(jìn)艙底部與運(yùn)載火箭的接口適配器相連接，頂部與環(huán)繞器相連接，兩個硬著陸器側(cè)掛于推進(jìn)艙；在奔火動作過程中，推進(jìn)艙位于探測器的尾部，火星環(huán)繞器位于探測器頂部；在近火制動過程中，推進(jìn)艙位于探測器飛行的前部。
以上公開的本發(fā)明優(yōu)選實(shí)施例只是用于幫助闡述本發(fā)明。優(yōu)選實(shí)施例并沒有詳盡敘述所有的細(xì)節(jié)，也不限制該發(fā)明僅為所述的具體實(shí)施方式
。顯然，根據(jù)本說明書的內(nèi)容， 可作很多的修改和變化。本說明書選取并具體描述這些實(shí)施例，是為了更好地解釋本發(fā)明的原理和實(shí)際應(yīng)用，從而使所屬技術(shù)領(lǐng)域技術(shù)人員能很好地理解和利用本發(fā)明。本發(fā)明僅受權(quán)利要求書及其全部范圍和等效物的限制。
本發(fā)明提供了一種探測器推進(jìn)艙及其工作方法，可以完成了對行星探測器在往行星轉(zhuǎn)移過程中的軌道修正、軌道維持、姿態(tài)調(diào)整以及近火制動、環(huán)火飛行等任務(wù)；本發(fā)明可用于火星探測和其他深空星際探測軌道運(yùn)輸任務(wù)，其結(jié)構(gòu)簡單，設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)較小，尤其適用于無人探測器遠(yuǎn)距離深空探測任務(wù)。
權(quán)利要求
1.一種探測器推進(jìn)艙，包括一設(shè)于該推進(jìn)艙前端的前蓋，其特征在于，包括設(shè)于所述前蓋內(nèi)部的電子單元，所述電子單元包括一電源模塊和一電控制模塊，所述電源模塊用于該推進(jìn)艙的配電和供電，所述電控制模塊完成對該推進(jìn)艙的控制；一與所述前蓋連接的推進(jìn)艙本體，所述推進(jìn)艙本體內(nèi)部設(shè)有一容置結(jié)構(gòu)；一設(shè)于所述容置結(jié)構(gòu)內(nèi)的燃料單元，所述燃料單元為該推進(jìn)艙提供燃料；一與所述推進(jìn)艙本體連接的固定結(jié)構(gòu)，用于固定所述燃料單元；一與所述推進(jìn)艙本體連接的接口結(jié)構(gòu)，用于與運(yùn)載火箭及地面支持設(shè)備的對接；以及安裝在該推進(jìn)艙外側(cè)的的動力單元，所述動力單元用于為該推進(jìn)艙加速、制動和姿態(tài)調(diào)整。
2.如權(quán)利要求I所述的探測器推進(jìn)艙，其特征在于，所述電源模塊用于該推進(jìn)艙的配電和供電，所述電控制模塊通過控制該推進(jìn)艙的多路電磁閥和電加熱片完成對推進(jìn)艙動力單元的控制，同時監(jiān)測并控制推進(jìn)艙內(nèi)的溫度。
3.如權(quán)利要求I所述的探測器推進(jìn)艙，其特征在于，所述推進(jìn)艙本體為圓柱形，其內(nèi)部的容置結(jié)構(gòu)為蜂窩型筒狀夾層結(jié)構(gòu)，該蜂窩型筒狀夾層結(jié)構(gòu)包括多個中空的圓筒；所述推進(jìn)艙本體外表面的材質(zhì)采用碳纖維蒙皮，所述蜂窩型筒狀夾層結(jié)構(gòu)的材質(zhì)采用金屬鋁。
4.如權(quán)利要求3所述的探測器推進(jìn)艙，其特征在于，所述燃料單元包括多個充滿燃料的橢球形貯箱和一充滿惰性的氣體的復(fù)合材質(zhì)氣瓶，所述氣瓶用于控制所述橢球形貯箱使其進(jìn)入待消耗位置。
5.如權(quán)利要求4所述的探測器推進(jìn)艙，其特征在于，所述圓筒與所述橢球形貯箱的數(shù)量和體形匹配，所述各橢球形貯箱分別安裝在各圓筒內(nèi)。
6.如權(quán)利要求4所述的探測器推進(jìn)艙，其特征在于，所述固定結(jié)構(gòu)包括固定在所述推進(jìn)艙本體前端的第一貯箱支架和固定在所述推進(jìn)艙本體后端的第二貯箱支架，所述第一貯箱支架設(shè)有多個第一圓孔和一第二圓孔，所述第二貯箱支架設(shè)有與所述第一貯箱支架第一圓孔數(shù)量相同的第一圓孔；所述第一圓孔與所述橢球形貯箱匹配并使所述橢球形貯箱的位置固定，所述第二圓孔與所述氣瓶匹配并使所述氣瓶的位置固定。
7.如權(quán)利要求I所述的探測器推進(jìn)艙，其特征在于，所述動力單元包括一主推力器和一姿態(tài)推力器。
8.如權(quán)利要求7所述的探測器推進(jìn)艙，其特征在于，所述主推力器包括一臺450N的主發(fā)動機(jī)，所述姿態(tài)推力器包括ION的俯仰發(fā)動機(jī)2臺、ION偏航發(fā)動機(jī)選擇2臺以及ION的滾動發(fā)動機(jī)選擇8臺。
9.如權(quán)利要求I所述的探測器推進(jìn)艙，其特征在于，所述接口結(jié)構(gòu)通過膠接配合鉚接和螺接與所述推進(jìn)艙本體連接。
10.一種探測器推進(jìn)艙的工作方法，其用于奔火飛行，其特征在于，依次進(jìn)行以下步驟地面發(fā)射動作，該動作過程推進(jìn)艙處于休眠狀態(tài)并承受發(fā)射過程導(dǎo)致力學(xué)過載、振動、 噪聲環(huán)境；奔火動作，該動作完成奔火軌道修正、軌道維持、以及奔火段姿控推進(jìn)；近火制動，該動作將探測器的飛行速度降低，使探測器被火星引力捕獲，進(jìn)入一個大橢圓軌道；環(huán)火飛行動作，該動作對探測器的環(huán)火軌道姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整，使探測器進(jìn)入預(yù)定軌道，探測器進(jìn)入預(yù)定軌道后推進(jìn)艙與探測器分離。
11.如權(quán)利要求9所述的方法，其特征在于，在推進(jìn)艙進(jìn)行地面發(fā)射動作過程中，推進(jìn)艙底部與運(yùn)載火箭的接口適配器相連接，頂部與環(huán)繞器相連接，兩個硬著陸器側(cè)掛于推進(jìn)艙；在奔火動作過程中，推進(jìn)艙位于探測器的尾部，火星環(huán)繞器位于探測器頂部；在近火制動過程中，推進(jìn)艙位于探測器飛行的前部。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種探測器推進(jìn)艙，包括一設(shè)于該推進(jìn)艙前端的前蓋，還包括設(shè)于所述前蓋內(nèi)部的電子單元，該電子單元用于配電、供電以及控制該推進(jìn)艙，一內(nèi)部設(shè)有一容置結(jié)構(gòu)的推進(jìn)艙本體和一設(shè)于所述容置結(jié)構(gòu)內(nèi)的燃料單元，以及一用于固定所述燃料單元的固定結(jié)構(gòu)，該推進(jìn)艙通過接口結(jié)構(gòu)與運(yùn)載火箭及地面支持設(shè)備的對接并通過安裝在該推進(jìn)艙外側(cè)的的動力單元為該推進(jìn)艙加速、制動和姿態(tài)調(diào)整；本推進(jìn)艙的工作方法包括奔火動作、近火制動及環(huán)火飛行動作等動作。本發(fā)明可用于火星探測和其他深空星際探測軌道運(yùn)輸任務(wù)，其結(jié)構(gòu)簡單，設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)較小，尤其適用于無人探測器遠(yuǎn)距離深空探測任務(wù)。
文檔編號B64G1/40GK102975869SQ20121053841
公開日2013年3月20日 申請日期2012年12月13日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月13日
發(fā)明者徐博, 袁勇, 禹志, 楊劍峰, 徐大富, 茍永杰, 歐岳峰, 劉娟, 盛英華, 康志宇 申請人:上海宇航系統(tǒng)工程研究所