专利名称：一种探测器推进舱及其工作方法
技术领域：
本发明涉及航天探测领域，特别是涉及到一种火星或者其他行星的探测器的推进舱。
技术背景
目前，我国火星探测计划由CZ-3C运载火箭将火星探测器(环绕探测器、推进舱、 硬着陆器)直接送入地球奔火逃逸轨道。进入逃逸轨道后的火星探测器需要还完成奔火飞行、近火制动、姿态调整等过程后才能进入预定环火轨道进行环火飞行推进舱负责奔火过程的姿轨控，以及近火制动，推进舱燃料耗尽后，推进舱抛弃。发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供了一种探测器推进舱，包括一前盖，其特征在于，包括设于所述前盖内部的电子单元，所述电子单元包括一电源模块和一电控制模块，所述电源模块用于该推进舱的配电和供电，所述电控制模块完成对该推进舱的控制；一与所述前盖连接的推进舱本体，所述推进舱本体内部设有一容置结构；一设于所述容置结构内的燃料单元，所述燃料单元为该推进舱提供燃料；一与所述推进舱本体连接的固定结构，用于固定所述燃料单元；一与所述推进舱本体连接的接口结构，用于与运载火箭及地面支持设备的对接； 以及安装在该推进舱外侧的的动力单元，所述动力单元用于为该推进舱加速、制动和姿态调整。
较佳地，所述电源模块用于该推进舱的配电和供电，所述电控制模块通过控制该推进舱的多路电磁阀和电加热片完成对推进舱动力单元的控制，同时监测并控制推进舱内的温度。
较佳地，所述推进舱本体为圆柱形，其内部的容置结构为蜂窝型筒状夹层结构，该蜂窝型筒状夹层结构包括多个中空的圆筒；所述推进舱本体外表面的材质采用碳纤维蒙皮，所述蜂窝型筒状夹层结构的材质采用金属铝。
较佳地，所述燃料单元包括多个充满燃料的椭球形贮箱和一充满惰性气体的复合材质气瓶，所述气瓶用于控制所述椭球形贮箱使其进入待消耗位置。
较佳地，所述圆筒与所述椭球形贮箱的数量和体形匹配，所述各椭球形贮箱分别安装在各圆筒内。
较佳地，所述固定结构包括固定在所述推进舱本体前端的第一贮箱支架和固定在所述推进舱本体后端的第二贮箱支架，所述第一贮箱支架设有多个第一圆孔和一第二圆孔，所述第二支架设有与所述第一贮箱支架第一圆孔数量相同的第一圆孔；所述第一圆孔与所述椭球形贮箱匹配并使所述椭球形贮箱的位置固定，所述第二圆孔与所述气瓶匹配并使所述气瓶的位置固定。较佳地，所述动力单元包括一主推力器和一姿态推力器，所述主推力器安装在所述固定结构，所述姿态推力器安装在所述推进舱本体外表面。较佳地，所述主推力器包括一台450N的主发动机，所述姿态推力器包括ION的俯仰发动机2台、ION偏航发动机选择2台以及ION的滚动发动机选择8台。较佳地,所述接口结构通过胶接配合铆接和螺接与所述推进舱本体连接。
本发明同时也提供了一种探测器推进舱的工作方法，其用于奔火飞行，依次进行以下步骤
地面发射动作，该动作过程推进舱处于休眠状态并承受发射过程导致力学过载、振动、噪声环境；
奔火动作，该动作完成奔火轨道修正、轨道维持、以及奔火段姿控推进；
近火制动，该动作将探测器的飞行速度降低，使探测器被火星引力捕获，进入一个大椭圆轨道；
环火飞行动作，该动作对探测器的环火轨道姿态进行调整，使探测器进入预定轨道，探测器进入预定轨道后推进舱与探测器分离。较佳地，在推进舱进行地面发射动作过程中，推进舱底部与运载火箭的接口适配器相连接，顶部与环绕器相连接，两个硬着陆器侧挂于推进舱；在奔火动作过程中，推进舱位于探测器的尾部，火星环绕器位于探测器顶部；在近火制动过程中，推进舱位于探测器飞行的前部。本发明提供了一种探测器推进舱及其工作方法，可以完成了对行星探测器在往行星转移过程中的轨道修正、轨道维持、姿态调整以及近火制动、环火飞行等任务；本发明可用于火星探测和其他深空星际探测轨道运输任务，其结构简单，设计风险较小，尤其适用于无人探测器远距离深空探测任务。
图I为本发明提供的一种探测器推进舱结构示意 图2为本发明提供的一种探测器推进舱工作过程示意图。
具体实施例方式参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。然而，本发明可以以许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。相反，提出这些实施例是为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本发明的范围。这些附图中，为清楚起见，可能放大或缩小了层及区域的尺寸及相对尺寸。
实施例如图I所示，本发明提供的一种探测器推进舱，包括一设于该推进舱前端的前盖1，还包括设于前盖I内部的电子单兀，电子单兀包括一电源模块和一电控制模块，所述电源模块用于该推进舱的配电和供电，所述电控制模块完成对该推进舱的控制；
一与所述前盖连接的推进舱本体2，推进舱本体2内部设有一容置结构；
一设于所述容置结构内的燃料单元，所述燃料单元为该推进舱提供燃料；
一与所述推进舱本体连接的固定结构，用于固定所述燃料单元；
一与所述推进舱本体连接的接口结构，用于与运载火箭及地面支持设备的对接；以及安装在该推进舱外侧的的动力单元，所述动力单元用于为该推进舱加速、制动和姿态调整。在本实施例中，电源模块用于该推进舱的配电和供电，所述电控制模块通过控制该推进舱的多路电磁阀和电加热片完成对推进舱动力单元的控制，同时监测并控制推进舱内的温度。具体的，电源模块主要是完成推进舱奔火飞行过程中的配电和环火轨道分离后的供电；电控制模块包括控制机构、执行部件推进机构以及设于设于二者中间的转换机构，其中转换机构的功能是接收控制机构的控制指令，并根据这些指令按时准确地控制推进机构的各种电磁阀(约41路)和电加热片(约20路)，同时采集推进舱内所有温度模拟量，并对温度模拟量转换成具体数据数据，同时将温度数据上传控制机构后按照设定的控温规则完成对该推进舱的固检和温度控制。推进舱本体2为圆柱形，其内部的容置结构为蜂窝型筒状夹层结构，该蜂窝型筒状夹层结构包括多个中空的圆筒；推进舱本体2外表面的材质采用碳纤维蒙皮，所述蜂窝型筒状夹层结构的材质采用金属铝。具体使用时，本例的推进舱本体2外表面的材质采用M55J/AG-80碳纤维蒙皮。所述燃料单元包括多个充满燃料的椭球形贮箱3和一充满惰性的气体的复合材质气瓶，气瓶用于控制椭球形贮箱3使其进入待消耗位置。在本例中，共设有六瓶容积积为100L的椭球形贮箱3，其内部充满双元N204/MMH为燃料；气瓶容积为30L，内部充满氦气或者氮气，其内部气压为35MPa。推进舱本体2内的各圆筒与椭球形贮箱3的数量和体形匹配，各椭球形贮箱3分别安装在各圆筒内。所述固定结构包括固定在推进舱本体2前端的第一贮箱支架和固定在推进舱本体2后端的第二贮箱支架，第一贮箱支架设有多个第一圆孔和一第二圆孔，第二贮箱支架设有与第一贮箱支架第一圆孔数量相同的第一圆孔；所述第一圆孔与椭球形贮箱3匹配并使椭球形贮箱3的位置固定，所述第二圆孔与气瓶匹配并使所述气瓶的位置固定。所述动力单元包括一主推力器和姿态推力器，主推力器包括一台450N的主发动机；姿态推力器包括ION的俯仰发动机2台、ION偏航发动机选择2台以及ION的滚动发动机选择8台。接口结构通过胶接配合铆接和螺接与推进舱本体2连接。如图2所示，本发明提供的一种探测器推进舱的工作方法，该方法包括该推进舱做的以下几个动作
地面发射动作，该动作过程推进舱处于休眠状态并承受发射过程导致力学过载、振动、噪声环境；
奔火动作，该动作完成奔火轨道修正、轨道维持、以及奔火段姿控推进；
近火制动，该动作将探测器的飞行速度降低，使探测器被火星引力捕获，进入一个大椭圆轨道；
环火飞行动作，该动作对探测器的环火轨道姿态进行调整，使探测器进入预定轨道，探测器进入预定轨道后推进舱与探测器分离。
各动作是依次进行的，推进舱在A飞往B的过程中做出地面发射动作，从C飞往F 的过程中做出奔火动作，从G飞往H的过程中做出近火制动，在I阶段做出环火飞行动作， 并最终与探测器分离。
发射动作在各动作期间推进舱在探测器上的位置也是不断变化的，其中在推进舱进行地面发射动作过程中，推进舱底部与运载火箭的接口适配器相连接，顶部与环绕器相连接，两个硬着陆器侧挂于推进舱；在奔火动作过程中，推进舱位于探测器的尾部，火星环绕器位于探测器顶部；在近火制动过程中，推进舱位于探测器飞行的前部。
以上公开的本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式
。显然，根据本说明书的内容， 可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。
本发明提供了一种探测器推进舱及其工作方法，可以完成了对行星探测器在往行星转移过程中的轨道修正、轨道维持、姿态调整以及近火制动、环火飞行等任务；本发明可用于火星探测和其他深空星际探测轨道运输任务，其结构简单，设计风险较小，尤其适用于无人探测器远距离深空探测任务。
权利要求
1.一种探测器推进舱，包括一设于该推进舱前端的前盖，其特征在于，包括设于所述前盖内部的电子单元，所述电子单元包括一电源模块和一电控制模块，所述电源模块用于该推进舱的配电和供电，所述电控制模块完成对该推进舱的控制；一与所述前盖连接的推进舱本体，所述推进舱本体内部设有一容置结构；一设于所述容置结构内的燃料单元，所述燃料单元为该推进舱提供燃料；一与所述推进舱本体连接的固定结构，用于固定所述燃料单元；一与所述推进舱本体连接的接口结构，用于与运载火箭及地面支持设备的对接；以及安装在该推进舱外侧的的动力单元，所述动力单元用于为该推进舱加速、制动和姿态调整。
2.如权利要求I所述的探测器推进舱，其特征在于，所述电源模块用于该推进舱的配电和供电，所述电控制模块通过控制该推进舱的多路电磁阀和电加热片完成对推进舱动力单元的控制，同时监测并控制推进舱内的温度。
3.如权利要求I所述的探测器推进舱，其特征在于，所述推进舱本体为圆柱形，其内部的容置结构为蜂窝型筒状夹层结构，该蜂窝型筒状夹层结构包括多个中空的圆筒；所述推进舱本体外表面的材质采用碳纤维蒙皮，所述蜂窝型筒状夹层结构的材质采用金属铝。
4.如权利要求3所述的探测器推进舱，其特征在于，所述燃料单元包括多个充满燃料的椭球形贮箱和一充满惰性的气体的复合材质气瓶，所述气瓶用于控制所述椭球形贮箱使其进入待消耗位置。
5.如权利要求4所述的探测器推进舱，其特征在于，所述圆筒与所述椭球形贮箱的数量和体形匹配，所述各椭球形贮箱分别安装在各圆筒内。
6.如权利要求4所述的探测器推进舱，其特征在于，所述固定结构包括固定在所述推进舱本体前端的第一贮箱支架和固定在所述推进舱本体后端的第二贮箱支架，所述第一贮箱支架设有多个第一圆孔和一第二圆孔，所述第二贮箱支架设有与所述第一贮箱支架第一圆孔数量相同的第一圆孔；所述第一圆孔与所述椭球形贮箱匹配并使所述椭球形贮箱的位置固定，所述第二圆孔与所述气瓶匹配并使所述气瓶的位置固定。
7.如权利要求I所述的探测器推进舱，其特征在于，所述动力单元包括一主推力器和一姿态推力器。
8.如权利要求7所述的探测器推进舱，其特征在于，所述主推力器包括一台450N的主发动机，所述姿态推力器包括ION的俯仰发动机2台、ION偏航发动机选择2台以及ION的滚动发动机选择8台。
9.如权利要求I所述的探测器推进舱，其特征在于，所述接口结构通过胶接配合铆接和螺接与所述推进舱本体连接。
10.一种探测器推进舱的工作方法，其用于奔火飞行，其特征在于，依次进行以下步骤地面发射动作，该动作过程推进舱处于休眠状态并承受发射过程导致力学过载、振动、 噪声环境；奔火动作，该动作完成奔火轨道修正、轨道维持、以及奔火段姿控推进；近火制动，该动作将探测器的飞行速度降低，使探测器被火星引力捕获，进入一个大椭圆轨道；环火飞行动作，该动作对探测器的环火轨道姿态进行调整，使探测器进入预定轨道，探测器进入预定轨道后推进舱与探测器分离。
11.如权利要求9所述的方法，其特征在于，在推进舱进行地面发射动作过程中，推进舱底部与运载火箭的接口适配器相连接，顶部与环绕器相连接，两个硬着陆器侧挂于推进舱；在奔火动作过程中，推进舱位于探测器的尾部，火星环绕器位于探测器顶部；在近火制动过程中，推进舱位于探测器飞行的前部。
全文摘要
本发明涉及一种探测器推进舱，包括一设于该推进舱前端的前盖，还包括设于所述前盖内部的电子单元，该电子单元用于配电、供电以及控制该推进舱，一内部设有一容置结构的推进舱本体和一设于所述容置结构内的燃料单元，以及一用于固定所述燃料单元的固定结构，该推进舱通过接口结构与运载火箭及地面支持设备的对接并通过安装在该推进舱外侧的的动力单元为该推进舱加速、制动和姿态调整；本推进舱的工作方法包括奔火动作、近火制动及环火飞行动作等动作。本发明可用于火星探测和其他深空星际探测轨道运输任务，其结构简单，设计风险较小，尤其适用于无人探测器远距离深空探测任务。
文档编号B64G1/40GK102975869SQ20121053841
公开日2013年3月20日 申请日期2012年12月13日 优先权日2012年12月13日
发明者徐博, 袁勇, 禹志, 杨剑峰, 徐大富, 苟永杰, 欧岳峰, 刘娟, 盛英华, 康志宇 申请人:上海宇航系统工程研究所