[发明专利]一种可分离独立推进舱系统

权利要求书

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。

2.根据权利要求1所述的可分离独立推进舱系统，其特征在于：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。

3.根据权利要求1所述的可分离独立推进舱系统，其特征在于：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。

4.根据权利要求1所述的可分离独立推进舱系统，其特征在于：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。

5.根据权利要求1所述的可分离独立推进舱系统，其特征在于：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。

6.根据权利要求1所述的可分离独立推进舱系统，其特征在于：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。

7.根据权利要求1所述的可分离独立推进舱系统，其特征在于：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)。

8.根据权利要求1所述的可分离独立推进舱系统，其特征在于：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。

9.根据权利要求1所述的可分离独立推进舱系统，其特征在于：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。

10.根据权利要求1所述的可分离独立推进舱系统，其特征在于：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。