一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统
阅读：891发布：2024-02-03
专利汇可以提供一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，包括：气路模 块 、 氧 路模块和燃路模块以及互连管路，气路模块将气瓶提供的高压气体降低至需要的压 力 ，并将降压后的气体提供给氧路模块和燃路模块，氧路模块将贮箱提供的 氧化剂 分配给 指定 的 发动机 、推力器，燃路模块将贮箱提供的燃烧剂分配给指定的发动机、推力器；发动机、推力器利用氧路模块提供的氧化剂、燃路模块提供的燃烧剂产生卫星 姿态 控制和轨道控制所需要的推力，互连管路中的通信舱管路综合考虑了在DFH-4E卫星具有的双层通信舱状态下，三舱对接及管路托装等因素。满足DFH-4E平台卫星工程使用，在其总装工艺性、焊装工艺性方面相对同类的推进系统布局方式有显著优化。，下面是一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统专利的具体信息内容。
1.一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，其特征与于包括：气路模块、氧路模块和燃路模块；
气路模块将自身产生的高压气体降低需要的压力，并将降压后的气体提供给氧路模块和燃路模块，氧路模块将氧化剂分配给指定的发动机，燃路模块将燃烧剂分配给指定的发动机；发动机利用氧路模块提供的氧化剂、燃路模块提供的燃烧剂产生需要的推力。
2.根据权利要求1所述的一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，其特征与于：
气路模块，包括多个阀体，分别为：加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)、气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)、气体试验接口3(TP3)，高压压力传感器PT1、高压自锁阀LV5、高压常闭电爆阀(PV1)、高压常闭电爆阀PV10、高压常闭电爆阀PV15、气滤(F1)、减压器(PR)、单向阀CV1、单向阀CV2；阀体间由管通件及管路进行连接。
3.根据权利要求2所述的一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，其特征与于：
所有阀体均由支架固定在卫星中板上，并集中在卫星中板-X+Y象限处；加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)放在卫星中板上表面，气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)和气体试验接口3(TP3)放置在卫星中板下表面。
4.根据权利要求2所述的一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，其特征与于：
外部气瓶输入的高压气体经过高压压力传感器PT1传递至高压常闭电爆阀(PV1)、高压常闭电爆阀PV10，通过高压常闭电爆阀(PV1)、高压常闭电爆阀PV10后汇聚至高压自锁阀LV5和高压常闭电爆阀PV15，通过高压自锁阀LV5和高压常闭电爆阀PV15后传递至气滤(F1)，通过气滤(F1)后经过减压器(PR)分流为两路，分别经过单向阀CV1、单向阀CV2，通过单向阀CV1的气体传递给氧路模块，通过单向阀CV2的气体传递给燃路模块。
5.根据权利要求2所述的一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，其特征与于：
加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)与气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)、气体试验接口
3(TP3)采用上下分层布局方式，加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)设置在卫星中板上表面，气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)、气体试验接口3(TP3)设置在卫星中板下表面。
6.根据权利要求1所述的一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，其特征在于：
氧路模块，包括多个阀体，分别为：加排阀2(MV2)、加排阀5(MV5)、加排阀7(MV7)、高压常闭电爆阀(PV6)、高压常闭电爆阀(PV13)、低压常开电爆阀(PV7)、低压常开电爆阀(PV4)、低压常闭电爆阀(PV16)、低压常闭电爆阀(PV2)、低压常闭电爆阀(PV11)、自锁阀(LV1)、自锁阀(LV2)、液滤(F2)、小液滤(F4)、小液滤(F5)、氧箱压力传感器(PT2)；阀体间由管通件及管路进行连接。
7.根据权利要求1所述的一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，其特征在于：
燃路模块，包括多个阀体，分别为：加排阀3(MV3)、加排阀6(MV6)、加排阀8(MV8)、高压常闭电爆阀(PV8)、高压常闭电爆阀(PV14)、低压常开电爆阀(PV5)、低压常开电爆阀(PV9)、低压常闭电爆阀(PV17)、低压常闭电爆阀(PV3)、低压常闭电爆阀(PV12)、自锁阀(LV3)、自锁阀(LV4)、液滤(F3)、小液滤(F6)、小液滤(F7)、燃箱压力传感器(PT3)；阀体间由管通件及管路进行连接。
8.根据权利要求1所述的一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，其特征在于：
根据DFH-4E卫星结构形式，确定了气路模块、氧路模块和燃路模块之间的互连管路，如下：
卫星中板上气路模块、氧路模块和燃路模块之间的管路，以及氧路模块和燃路模块到贮箱，均沿卫星中板管路通道上设定的支架行进。
9.根据权利要求1所述的一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，其特征在于：
中板管路通道支架为双层四通道管路支架；
双层四通道管路支架，能够分两层安装共四根管路，每层安装两根管路；将电推进管路的预留通道均安排在上层外侧；
建立XOY二维正交坐标系，原点位于卫星中板下表面中心，+X轴方向指向卫星东板，+Y轴方向指向卫星南板；
从外部氦气瓶到气路模块的管路首先沿承力筒外表面连接中板管路支架处，之后沿双层四通道管路支架的上层外侧管路行至三通处；氦气瓶(-X)侧的管路由气瓶出口沿承力筒行至该三通处，汇合后与气路模块入口相连；
气路模块到氧路模块的管路沿卫星中板双层四通道管路支架下层外侧行进至卫星中板的+X轴、+Y轴组成象限内，与氧路模块相连；
气路模块到燃路模块的管路沿卫星中板双层四通道管路支架下层内侧行进至卫星中板的+X轴、-Y轴组成的象限内，与燃路模块相连。
燃路模块到发动机燃口的管路沿卫星中板双层四通道管路支架下层内侧行进至卫星中板设有的穿舱孔处穿舱。
燃路模块到燃箱气口的管路由卫星中板双层四通道管路支架上层内侧至承力筒+X轴、+Y轴组成象限内，与燃箱连接。
燃路模块到燃箱液口的管路由卫星中板双层四通道管路支架下层内侧至承力筒+X轴、+Y轴组成象限内。
氧路模块、燃路模块其余的管路，都是从氧路模块或燃路模块的出口直接连接相应的发动机，不经过卫星中板双层四通道管路支架。
10.根据权利要求1所述的一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，其特征在于：根据贮箱布局、推力器布局、阀体模块布局，确定氧路模块和燃路模块到推力器、发动机的管路走向，如下：
其中通信舱管路布局为：卫星具有双层通信舱，采用如下通信舱管路走向方案：。
将通信舱管路的分舱接头组件设置在通信舱的水平板下表面，氧路模块输出、燃路模块输出由分舱接头组件引入后通过三通再次分成两个支路，分别沿承力筒+X侧通向卫星南和北隔板处。之后沿南和北隔板下行至对地板内表面；在对地板内表面沿+Y和-Y侧至推力器处。
一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统
技术领域
[0001] 本发明涉及一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，属于卫星推进系统布局技术领域。
背景技术
[0002] DFH-4E卫星平台是我国新一代的大容量地球同步轨道公用卫星平台，是我国后续具有大容量、长寿命、高可靠特性的卫星平台，是开拓国际市场的主力平台。
[0003] DFH-4E的化学推进分系统采用统一双组元推进系统，推进原理继承了DFH-3B平台、DFH-4平台，同时为了提升平台能力、兼容电推进分系统需求，对化学推进分系统进行了重新布局设计。
[0004] 同类卫星的化学推进分系统的管路布局，受限于布局空间，在卫星总装和焊装过程中，操作较为困难；同时，由于电推进分系统的引入，在卫星化学推进分系统管路布局时，必须同时适应有电推进分系统和无电推进分系统的两种状态；同时要求给天线、转发器等通信卫星有效载荷尽量多的留出布局空间，提升载荷布局的灵活性，这就对DFH-4E的化学推进分系统布局提出很高的技术要求。
发明内容
[0005] 本发明解决的技术问题为：克服现有技术不足，提供一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，提升了总装与焊装的工艺性，降低了操作难度，可适应配置电推进和不配置电推进两种状态，化学推进分系统管路布局不受电推进分系统的影响；增加了天线、转发器等有效载荷的布局空间。
[0007] 气路模块将自身产生的高压气体降低需要的压力，并将降压后的气体提供给氧路模块和燃路模块，氧路模块将氧化剂分配给指定的发动机，燃路模块将燃烧剂分配给指定的发动机；发动机利用氧路模块提供的氧化剂、燃路模块提供的燃烧剂产生需要的推力。
[0008] 进一步地，气路模块，包括多个阀体，分别为：加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)、气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)、气体试验接口3(TP3)，高压压力传感器PT1、高压自锁阀LV5、高压常闭电爆阀(PV1)、高压常闭电爆阀PV10、高压常闭电爆阀PV15、气滤(F1)、减压器(PR)、单向阀CV1、单向阀CV2；阀体间由管通件及管路进行连接。
[0009] 所有阀体均由支架固定在卫星中板上，并集中在卫星中板-X+Y象限处；加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)放在卫星中板上表面，气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)和气体试验接口3(TP3)放置在卫星中板下表面；
[0010] 进一步地，外部气瓶输入的高压气体经过高压压力传感器PT1传递至高压常闭电爆阀(PV1)、高压常闭电爆阀PV10，通过高压常闭电爆阀(PV1)、高压常闭电爆阀PV10后汇聚至高压自锁阀LV5和高压常闭电爆阀PV15，通过高压自锁阀LV5和高压常闭电爆阀PV15后传递至气滤(F1)，通过气滤(F1)后经过减压器(PR)分流为两路，分别经过单向阀CV1、单向阀CV2，通过单向阀CV1的气体传递给氧路模块，通过单向阀CV2的气体传递给燃路模块。
[0011] 进一步地，加排阀1(MV1)连接至高压常闭电爆阀(PV1)上游，加排阀4(MV4)连接至高压常闭电爆阀(PV1)下游，气体试验接口(TP1连接至减压器(PR)下游，TP2连接至单向阀CV1下游，TP3)连接至单向阀CV2下游。
[0012] 进一步地，加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)与气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)、气体试验接口3(TP3)采用上下分层布局方式，加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)设置在卫星中板上表面，气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)、气体试验接口3(TP3)设置在卫星中板下表面；
[0013] 进一步地，加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)、气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)、气体试验接口3(TP3)与气路模块中其它阀体之间预留较远的距离(较远的距离优选为最短距离在84mm以上)
[0014] 进一步地，加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)、气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)、气体试验接口3(TP3)这五个阀体，两两之间距离不小于80mm；
[0015] 进一步地，减压器(PR)顶部距离其它阀体和管路的距离优选大于100mm；高压压力传感器(PT1)与通信舱南板的距离优选大于631mm；
[0016] 进一步地，在卫星推进系统工作前，高压常闭电爆阀(PV1)、高压常闭电爆阀(PV10)、高压常闭电爆阀(PV15)均处于关闭状态，高压自锁阀(LV5)处于关闭状态，在卫星推进系统工作时，打开高压常闭电爆阀(PV1)、高压常闭电爆阀(PV10)、高压自锁阀(LV5)。
[0017] 进一步地，氧路模块，包括多个阀体，分别为：加排阀2(MV2)、加排阀5(MV5)、加排阀7(MV7)、高压常闭电爆阀(PV6)、高压常闭电爆阀(PV13)、低压常开电爆阀(PV7)、低压常开电爆阀(PV4)、低压常闭电爆阀(PV16)、低压常闭电爆阀(PV2)、低压常闭电爆阀(PV11)、自锁阀(LV1)、自锁阀(LV2)、液滤(F2)、小液滤(F4)、小液滤(F5)、氧箱压力传感器(PT2)；阀体间由管通件及管路进行连接。
[0018] 进一步地，所有阀体均由支架固定在卫星中板上表面，并集中在卫星中板+X+Y象限处；
[0019] 进一步地，气路模块输入的气体经过高压常闭电爆阀(PV6)、高压常闭电爆阀(PV13)、低压常开电爆阀(PV7)后进入贮箱(氧化剂)的气口；贮箱(氧化剂)的液口提供的氧化剂进入氧路模块的低压常闭电爆阀(PV16)、低压常闭电爆阀(PV11)、低压常闭电爆阀(PV2)后经过液滤(F2)，液滤(F2)下游的管路分成3路，第1路经过低压常开电爆阀(PV4)，传递给发动机；第2路经过氧路自锁阀(LV1)、小液滤(F4)，传递给推力器(A组)；第3路经过氧路自锁阀(LV2)、小液滤(F5)，传递给推力器(B组)。
[0020] 进一步地，加排阀2(MV2)连接至低压常开电爆阀(PV7)上游，加排阀5(MV5)连接至低压常开电爆阀(PV16)下游，氧箱压力传感器(PT2)连接至低压常开电爆阀(PV16)下游；加排阀7(MV7)连接至低压常闭电爆阀(PV2)下游。
[0021] 进一步地，加排阀2(MV2)、加排阀5(MV5)、、加排阀7(MV7)与氧路模块中其它阀体之间预留较远的距离(较远的距离优选为最短距离在84mm以上)
[0022] 进一步地，加排阀2(MV2)、加排阀5(MV5)、、加排阀7(MV7)这三个阀体，两两之间距离大于80mm；
[0023] 进一步地，高压常闭电爆阀(PV6)、高压常闭电爆阀(PV13)、低压常开电爆阀(PV7)、低压常开电爆阀(PV4)、低压常闭电爆阀(PV16)、低压常闭电爆阀(PV2)、低压常闭电爆阀(PV11)与卫星通信舱南板的距离均大于335mm；
[0024] 进一步地，氧箱压力传感器(PT2)与通信舱南板的距离距离优选大于631mm；
[0025] 进一步地，燃路模块，包括多个阀体，分别为：加排阀3(MV3)、加排阀6(MV6)、加排阀8(MV8)、高压常闭电爆阀(PV8)、高压常闭电爆阀(PV14)、低压常开电爆阀(PV5)、低压常开电爆阀(PV9)、低压常闭电爆阀(PV17)、低压常闭电爆阀(PV3)、低压常闭电爆阀(PV12)、自锁阀(LV3)、自锁阀(LV4)、液滤(F3)、小液滤(F6)、小液滤(F7)、燃箱压力传感器(PT3)；阀体间由管通件及管路进行连接。
[0026] 进一步地，所有阀体均由支架固定在卫星中板上表面，并集中在卫星中板+X-Y象限处；
[0027] 进一步地，气路模块输入的气体经过高压常闭电爆阀(PV8)、高压常闭电爆阀(PV14)、低压常开电爆阀(PV9)后进入贮箱(燃烧剂)的气口；贮箱(燃烧剂)的液口提供的燃烧剂进入燃路模块的低压常闭电爆阀(PV17)、低压常闭电爆阀(PV3)、低压常闭电爆阀(PV12)后经过液滤(F3)，液滤(F3)下游的管路分成3路，第1路经过低压常开电爆阀(PV5)，传递给发动机；第2路经过氧路自锁阀(LV3)、小液滤(F6)，传递给推力器(B组)；第3路经过氧路自锁阀(LV4)、小液滤(F7)，传递给推力器(A组)。
[0028] 进一步地，加排阀3(MV3)连接至低压常开电爆阀(PV9)上游，加排阀6(MV6)连接至低压常开电爆阀(PV17)下游，燃箱压力传感器(PT3)连接至低压常开电爆阀(PV17)下游；加排阀8(MV8)连接至低压常闭电爆阀(PV3)下游。
[0029] 进一步地，加排阀3(MV3)、加排阀6(MV6)、、加排阀8(MV8)与燃路模块中其它阀体之间预留较远的距离(较远的距离优选为最短距离在84mm以上)
[0030] 进一步地，加排阀3(MV3)、加排阀6(MV6)、、加排阀8(MV8)这三个阀体，两两之间距离优选大于80mm；
[0031] 进一步地，高压常闭电爆阀(PV8)、高压常闭电爆阀(PV14)、低压常开电爆阀(PV9)、低压常开电爆阀(PV0)、低压常闭电爆阀(PV17)、低压常闭电爆阀(PV3)、低压常闭电爆阀(PV12)与卫星通信舱南板的距离均大于335mm；
[0032] 进一步地，燃箱压力传感器(PT3)与通信舱北板的距离优选大于631mm；
[0033] 进一步地，根据DFH-4E卫星结构形式，确定了气路模块、氧路模块和燃路模块之间的互连管路，如下：
[0034] 卫星中板上气路模块、氧路模块和燃路模块之间的管路，以及氧路模块和燃路模块到贮箱，均沿卫星中板管路通道上设定的支架行进。
[0035] 由于电推进分系统管路的引入，中板上表面管路较多且管路间不能交叉，因而，中板管路通道支架为双层四通道管路支架；
[0036] 双层四通道管路支架，能够分两层安装共四根管路(四根管路分别为：上层外侧管路、上层内侧管路、下层外侧管路、下层内侧管路)，每层安装两根管路；设内侧管路与外侧管路之间间隔距离L1优选为12mm～13mm、设上层管路与下层管路之间距离L2为26mm～28mm；将电推进管路的预留通道均安排在上层外侧；
[0038] 从外部氦气瓶(+X侧)到气路模块的管路首先沿承力筒外表面连接中板管路支架处，之后沿双层四通道管路支架的上层外侧管路行至三通处(三通的两个接口连接外部氦气瓶，另外一个接口连接气路模块)；氦气瓶(-X)侧的管路由气瓶出口沿承力筒行至该三通处，汇合后与气路模块入口相连；
[0039] 气路模块到氧路模块的管路沿卫星中板双层四通道管路支架下层外侧行进至卫星中板的+X轴、+Y轴组成象限内，与氧路模块相连；
[0040] 气路模块到燃路模块的管路沿卫星中板双层四通道管路支架下层内侧行进至卫星中板的+X轴、-Y轴组成的象限内(燃路模块附近)，与燃路模块相连。
[0041] 燃路模块到发动机燃口的管路沿卫星中板双层四通道管路支架下层内侧行进至卫星中板设有的穿舱孔处穿舱。
[0042] 燃路模块到燃箱气口的管路由卫星中板双层四通道管路支架上层内侧至承力筒+X轴、+Y轴组成象限内，与燃箱连接。
[0043] 燃路模块到燃箱液口的管路由卫星中板双层四通道管路支架下层内侧至承力筒+X轴、+Y轴组成象限内。(XOY坐标系将承力筒划分成四个象限)
[0044] 氧路模块、燃路模块其余的管路，都是从氧路模块或燃路模块的出口直接连接相应的发动机，不经过卫星中板双层四通道管路支架。
[0045] 进一步地，根据贮箱布局、推力器布局、阀体模块布局，确定氧路模块和燃路模块到推力器、发动机的管路走向，如下：
[0046] 其中通信舱管路布局为：DFH-4E卫星具有双层通信舱，综合考虑三舱对接及管路托装等因素，采用如下通信舱管路走向方案。
[0047] 将通信舱管路的分舱接头组件(分舱接头组件用于连接氧路模块、燃路模块和通信舱管路)放在通信舱的水平板下表面(通信舱包括水平板和对地板，对地板位于水平板上方，优选对地板位于水平板上方800mm以上)，氧路模块输出的两路(记为氧路A、B分支)、燃路模块输出的两路(记为燃路A、B分支)由分舱接头组件引入后通过三通再次分成两个支路，分别沿承力筒+X侧通向卫星南和北隔板处。之后沿南和北隔板下行至对地板内表面；在对地板内表面沿+Y和-Y侧至推力器处。
[0048] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0049] (1)本发明方法的应用了量化的工艺性指标，适用于所有卫星推进系统布局；
[0050] (2)本发明方法中占用卫星外表面布局面积的加排阀/气体试验接口的布局位置可以调整，有利于卫星舱外载荷的布局；
[0051] (3)本发明方法中占用卫星舱内布局面积且高度较高的阀体，距离卫星通信舱板较远，有利于卫星通信舱载荷布局；
[0052] (4)本发明卫星水平板上不需要额外的开口，使用水平板与南和北隔板现有的开口即能实现管路穿舱；
[0053] (5)本发明通信舱内管路在对地板内表面贴着±Y侧行进，节省对地板空间；
[0055] 图1为本发明中气路模块阀体组成示意图；
[0056] 图2为本发明中氧路模块阀体组成示意图；
[0057] 图3为本发明中燃路模块阀体组成示意图；
[0058] 图4为本发明中模块间互连管路在卫星中的布局位置示意图；
[0059] 图5为本发明中整星管路走向示意图；
具体实施方式
[0060] 下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
[0061] 本发明一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，包括：气路模块、氧路模块和燃路模块以及互连管路(指上述三个模块之间以及上述三个模块与贮箱、气瓶、发动机、推力器连接的管路)，气路模块将气瓶提供的高压气体降低至需要的压力，并将降压后的气体提供给氧路模块和燃路模块，氧路模块将贮箱提供的氧化剂分配给指定的发动机、推力器，燃路模块将贮箱提供的燃烧剂分配给指定的发动机、推力器；发动机、推力器利用氧路模块提供的氧化剂、燃路模块提供的燃烧剂产生卫星姿态控制和轨道控制所需要的推力，互连管路中的中板管路采用了双层四通道管路支架，互连管路中的通信舱管路综合考虑了在DFH-4E卫星具有的双层通信舱状态下，三舱对接及管路托装等因素。一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，满足DFH-4E平台卫星工程使用，在其总装工艺性、焊装工艺性方面相对同类的推进系统布局方式有显著优化。
[0062] 化学推进分系统是卫星核心组成之一，负责将卫星推入指定轨道并进行轨道和姿态保持。化学推进分系统的布局设计，决定了化学推进分系统的总装、焊装方式，对化学推进分系统可靠性、安全性、维修性、研制进度均有直接影响。
[0063] 本发明一种工艺性优化的静止轨道通信卫星推进系统，包括：气路模块、氧路模块和燃路模块；气路模块将自身产生的高压气体降低需要的压力，并将降压后的气体提供给氧路模块和燃路模块，氧路模块将氧化剂分配给指定的发动机，燃路模块将燃烧剂分配给指定的发动机；发动机利用氧路模块提供的氧化剂、燃路模块提供的燃烧剂产生需要的推力。合理分配气路模块、氧路模块、燃路模块所包含的阀体，使三个模块所包含的阀体数量相近，使得三个模块的重量、占用面积均相近，保证了卫星化学推进分系统布局合理的占空比和重量分配。
[0064] 图1为本发明中气路模块阀体组成示意图，气路模块包括多个阀体，分别为：加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)、气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)、气体试验接口3(TP3)，高压压力传感器PT1、高压自锁阀LV5、高压常闭电爆阀(PV1)、高压常闭电爆阀PV10、高压常闭电爆阀PV15、气滤(F1)、减压器(PR)、单向阀CV1、单向阀CV2；阀体间由管通件及管路进行连接。气路模块的工作顺序为：在卫星推进系统工作前，高压常闭电爆阀(PV1)、高压常闭电爆阀(PV10)、高压常闭电爆阀(PV15)均处于关闭状态，高压自锁阀(LV5)处于关闭状态，在卫星推进系统工作时，打开高压常闭电爆阀(PV1)、高压常闭电爆阀(PV10)、高压自锁阀(LV5)。
[0065] 气路模块所有阀体均由支架固定在卫星中板上，并集中在卫星中板[0066] -X+Y象限处；加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)放在卫星中板上表面，气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)和气体试验接口3(TP3)放置在卫星中板下表面；
[0067] 气路模块的连接关系为外部气瓶输入的高压气体经过高压压力传感器PT1传递至高压常闭电爆阀(PV1)、高压常闭电爆阀PV10，通过高压常闭电爆阀(PV1)、高压常闭电爆阀PV10后汇聚至高压自锁阀LV5和高压常闭电爆阀PV15，通过高压自锁阀LV5和高压常闭电爆阀PV15后传递至气滤(F1)，通过气滤(F1)后经过减压器(PR)分流为两路，分别经过单向阀CV1、单向阀CV2，通过单向阀CV1的气体传递给氧路模块，通过单向阀CV2的气体传递给燃路模块。气路模块的加排阀1(MV1)连接至高压常闭电爆阀(PV1)上游，加排阀4(MV4)连接至高压常闭电爆阀(PV1)下游，气体试验接口(TP1连接至减压器(PR)下游，TP2连接至单向阀CV1下游，TP3)连接至单向阀CV2下游。
[0068] 气路模块的布局具有如下技术特点：加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)、气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)、气体试验接口3(TP3)与气路模块中其它阀体之间预留较远的距离(较远的距离是指最短距离在84mm以上)。加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)、气体试验接口1(TP1)、气体试验接口2(TP2)、气体试验接口3(TP3)这五个阀体关系如下：
[0069] 设阀体轴线间的最小距离为L1、相距最远的两个阀体轴线间的距离(平行于中板方向)的距离为L2，则有优选方案：2×60≤2×L1＝L2≤160mm，经设计L1＝80mm、L2＝160mm，这种设计保证了加排阀1(MV1)、加排阀4(MV4)、气体试验接口1(TP1)、气体试验接口
2(TP2)、气体试验接口3(TP3)的操作便捷性，同时减小了布局面积。减压器(PR)顶部距离其它阀体和管路的距离优选大于100mm；高压压力传感器(PT1)与通信舱南板的距离优选大于
631mm；
2(TP2)、气体试验接口3(TP3)的操作便捷性，同时减小了布局面积。减压器(PR)顶部距离其它阀体和管路的距离优选大于100mm；高压压力传感器(PT1)与通信舱南板的距离优选大于
631mm；
[0070] 这种布局有如下好处：
[0071] (1)采用上下层布局，有效的降低了加排阀和气体试验接口在卫星南北方向占用的空间；
[0072] (2)将气体试验接口放在中板下表面，能够有效地节省通信舱内的空间，使通信舱南板可利用的空间更大。
[0073] 加排阀和气体试验接口相邻轴线的距离均为80mm，大于加排阀加注时的操作空间要求。
[0074] 同时，为了提升模块布局的灵活性，使加排阀/气体试验接口的布局位置与模块(包括气路模块、氧路模块和燃路模块)的布局位置解耦，在布局时，特意在加排阀/气体试验接口的出口与模块阀体的入口之间，在卫星东西方向预留了一定的间距。此间据能够使在模块阀体位置不变的情况下，加排阀和气体试验接口的位置可以调整。这样，当星外设备(星外设备如天线主反射面)在某一侧占用的位置较大时，可以适当移动加排阀/气体试验接口。
[0075] 本发明在保证原理正确、工艺性良好的前提下，同时考虑了如下设计指标：
[0076] (1)减压阀具有调节空间，减压器调节操作需要约50mm的操作空间，气路模块中减压器前留有大于100mm的空间，满足操作要求。
[0077] (2)电爆阀离通信舱南板距离较远，电爆阀距离中板南侧边缘距离大于335mm，已超过可预料的通信舱上最高设备及其上电连接器的高度，便于通信舱布局。
[0078] 图2为本发明中氧路模块阀体组成示意图；氧路模块包括多个阀体，分别为：加排阀2(MV2)、加排阀5(MV5)、加排阀7(MV7)、高压常闭电爆阀(PV6)、高压常闭电爆阀(PV13)、低压常开电爆阀(PV7)、低压常开电爆阀(PV4)、低压常闭电爆阀(PV16)、低压常闭电爆阀(PV2)、低压常闭电爆阀(PV11)、自锁阀(LV1)、自锁阀(LV2)、液滤(F2)、小液滤(F4)、小液滤(F5)、氧箱压力传感器(PT2)；阀体间由管通件及管路进行连接。
[0079] 氧路模块的位置布局为：所有阀体均由支架固定在卫星中板上表面，并集中在卫星中板+X+Y象限处；
[0080] 氧路模块的连接关系为：气路模块输入的气体经过高压常闭电爆阀(PV6)、高压常闭电爆阀(PV13)、低压常开电爆阀(PV7)后进入贮箱(氧化剂)的气口，此部分的作用是在化学推进分系统工作前，隔断贮箱(氧化剂)与气路模块其他部分，防止贮箱(氧化剂)内的氧化剂进入气路；贮箱(氧化剂)的液口提供的氧化剂进入氧路模块的低压常闭电爆阀(PV16)、低压常闭电爆阀(PV11)、低压常闭电爆阀(PV2)后经过液滤(F2)，液滤(F2)下游的管路分成3路，第1路经过低压常开电爆阀(PV4)，传递给发动机；第2路经过氧路自锁阀(LV1)、小液滤(F4)，传递给推力器(A组)；第3路经过氧路自锁阀(LV2)、小液滤(F5)，传递给推力器(B组)，此部分的作用是在化学推进分系统工作前，隔断贮箱(氧化剂)与推力器和发动机的连接，提供氧化剂A组、B组分支操控。
[0081] 氧路模块的连接关系为：加排阀2(MV2)连接至低压常开电爆阀(PV7)上游，加排阀5(MV5)连接至低压常开电爆阀(PV16)下游，氧箱压力传感器(PT2)连接至低压常开电爆阀(PV16)下游；加排阀7(MV7)连接至低压常闭电爆阀(PV2)下游。
[0082] 氧路模块的位置布局要求位：加排阀2(MV2)、加排阀5(MV5)、、加排阀7(MV7)与氧路模块中其它阀体之间预留较远的距离(较远的距离是指最短距离在84mm以上)；加排阀2(MV2)、加排阀5(MV5)、、加排阀7(MV7)这三个阀体，两两之间距离优选大于80mm；高压常闭电爆阀(PV6)、高压常闭电爆阀(PV13)、低压常开电爆阀(PV7)、低压常开电爆阀(PV4)、低压常闭电爆阀(PV16)、低压常闭电爆阀(PV2)、低压常闭电爆阀(PV11)与卫星通信舱南板的距离均优选大于335mm；氧箱压力传感器(PT2)与通信舱南板的距离优选大于631mm；
[0083] 优选方案为：氧路模块的电爆阀距离中板南侧335mm，便于通信舱布局。加排阀布在了中板边缘靠外侧，以便于加注操作。
[0084] 图3为本发明中燃路模块阀体组成示意图；燃路模块包括多个阀体，分别为：加排阀3(MV3)、加排阀6(MV6)、加排阀8(MV8)、高压常闭电爆阀(PV8)、高压常闭电爆阀(PV14)、低压常开电爆阀(PV5)、低压常开电爆阀(PV9)、低压常闭电爆阀(PV17)、低压常闭电爆阀(PV3)、低压常闭电爆阀(PV12)、自锁阀(LV3)、自锁阀(LV4)、液滤(F3)、小液滤(F6)、小液滤(F7)、燃箱压力传感器(PT3)；阀体间由管通件及管路进行连接。
[0085] 燃路模块的位置布局为：所有阀体均由支架固定在卫星中板上表面，并集中在卫星中板+X-Y象限处；
[0086] 燃路模块的连接关系为：气路模块输入的气体经过高压常闭电爆阀(PV8)、高压常闭电爆阀(PV14)、低压常开电爆阀(PV9)后进入贮箱(燃烧剂)的气口；此部分的作用是在化学推进分系统工作前，隔断贮箱(燃烧剂)与气路模块其他部分，防止贮箱(燃烧剂)内的燃烧剂进入气路；贮箱(燃烧剂)的液口提供的燃烧剂进入燃路模块的低压常闭电爆阀(PV17)、低压常闭电爆阀(PV3)、低压常闭电爆阀(PV12)后经过液滤(F3)，液滤(F3)下游的管路分成3路，第1路经过低压常开电爆阀(PV5)，传递给发动机；第2路经过氧路自锁阀(LV3)、小液滤(F6)，传递给推力器(B组)；第3路经过氧路自锁阀(LV4)、小液滤(F7)，传递给推力器(A组)；此部分的作用是在化学推进分系统工作前，隔断贮箱(燃烧剂)与推力器和发动机的连接，提供燃烧剂A组、B组分支操控。
[0087] 燃路模块的连接关系为：加排阀3(MV3)连接至低压常开电爆阀(PV9)上游，加排阀6(MV6)连接至低压常开电爆阀(PV17)下游，燃箱压力传感器(PT3)连接至低压常开电爆阀(PV17)下游；加排阀8(MV8)连接至低压常闭电爆阀(PV3)下游。
[0088] 燃路模块的位置布局要求为：加排阀3(MV3)、加排阀6(MV6)、加排阀8(MV8)与燃路模块中其它阀体之间预留较远的距离(较远的距离是指最短距离在84mm以上)；加排阀3(MV3)、加排阀6(MV6)、加排阀8(MV8)这三个阀体，两两之间距离优选大于80mm；高压常闭电爆阀(PV8)、高压常闭电爆阀(PV14)、低压常开电爆阀(PV9)、低压常开电爆阀(PV0)、低压常闭电爆阀(PV17)、低压常闭电爆阀(PV3)、低压常闭电爆阀(PV12)与卫星通信舱南板的距离均大于335mm；燃箱压力传感器(PT3)与通信舱北板的距离距离大于631mm；
[0089] 燃路模块的电爆阀距离中板北侧335mm，便于通信舱布局。加排阀布在了中板边缘靠外侧，以便于加注操作。
[0090] 图4为本发明中模块间互连管路在卫星中的布局位置示意图；根据DFH-4E卫星结构形式，确定了气路模块、氧路模块和燃路模块之间的互连管路，如下：
[0091] 卫星中板上气路模块、氧路模块和燃路模块之间的管路，以及氧路模块和燃路模块到贮箱，均沿卫星中板管路通道上设定的支架行进。由于电推进分系统管路的引入，中板上表面管路较多且管路间不能交叉，因而，中板管路通道支架为双层四通道管路支架；
[0092] 双层四通道管路支架，能够分两层安装共四根管路(分别描述为上层外侧管路、上层内侧管路、下层外侧管路、下层内侧管路)，每层安装两根管路；将电推进管路的预留通道均安排在上层外侧；设内侧管路与外侧管路之间间隔距离为L1、设上层管路与下层管路之间距离为L2；化学推进分系统电推进分系统的最大管路直径为D，管路走向误差为E，管路间安全距离为K，管路安装、固定操作所需要操作空间为F，则有优选方案为：D+E+K≤L1、D+E+K+F≤L2，且为了节省布局空间，L1、L2均应尽量小。计算出L1为12mm、设L2为28mm；
[0093] 建立XOY二维正交坐标系，原点位于卫星中板下表面中心，+X轴方向指向卫星东板，+Y轴方向指向卫星南板；
[0094] 从外部氦气瓶(+X侧)到气路模块的管路首先沿承力筒外表面连接中板管路支架处，之后沿双层四通道管路支架的上层外侧管路行至三通处(三通的两个接口连接外部氦气瓶，另外一个接口连接气路模块)；氦气瓶(-X)侧的管路由气瓶出口沿承力筒行至该三通处，汇合后与气路模块入口相连；
[0095] 气路模块到氧路模块的管路沿卫星中板双层四通道管路支架下层外侧行进至卫星中板的+X轴、+Y轴组成象限内，与氧路模块相连；
[0096] 气路模块到燃路模块的管路沿卫星中板双层四通道管路支架下层内侧行进至卫星中板的+X轴、-Y轴组成的象限内(燃路模块附近)，与燃路模块相连。
[0097] 燃路模块到发动机燃口的管路沿卫星中板双层四通道管路支架下层内侧行进至卫星中板设有的穿舱孔处穿舱。
[0098] 燃路模块到燃箱气口的管路由卫星中板双层四通道管路支架上层内侧至承力筒+X轴、+Y轴组成象限内，与燃箱连接。
[0099] 燃路模块到燃箱液口的管路由卫星中板双层四通道管路支架下层内侧至承力筒+X轴、+Y轴组成象限内。(XOY坐标系将承力筒划分成四个象限)
[0100] 氧路模块、燃路模块其余的管路，都是从氧路模块或燃路模块的出口直接连接相应的发动机，不经过卫星中板双层四通道管路支架。
[0101] 图5为本发明中整星管路走向示意图；根据贮箱布局、推力器布局、阀体模块布局，确定氧路模块和燃路模块到推力器、发动机的管路走向，如下：
[0102] 其中通信舱管路布局为：DFH-4E卫星具有双层通信舱，综合考虑三舱对接及管路托装等因素，采用如下通信舱管路走向方案。
[0103] 将通信舱管路的分舱接头组件(分舱接头组件用于连接氧路模块、燃路模块和通信舱管路)放在通信舱的水平板下表面(通信舱包括水平板和对地板，对地板位于水平板上方，优选对地板位于水平板上方800mm以上)，氧路模块输出的两路(记为氧路A、B分支)、燃路模块输出的两路(记为燃路A、B分支)由分舱接头组件引入后通过三通再次分成两个支路，分别沿承力筒+X侧通向卫星南和北隔板处。之后沿南和北隔板下行至对地板内表面；在对地板内表面沿+Y和-Y侧至推力器处。
[0104] 这种布局形式具有如下优势：
[0105] (1)卫星水平板上不需要额外的开口，使用水平板与南和北隔板现有的开口即能实现管路穿舱；
[0106] (2)通信舱内管路在对地板内表面贴着±Y侧行进，节省对地板空间；
[0107] (3)通信舱内管路从对地板内表面到通信舱南和北板推力器距离较近，占用通信舱南/北板内表面空间较少。(当前通信舱推力器布局状态下，通信舱内管路在Z方向只占用240mm高的空间，且此部分空间在推力器后面，其它设备难于利用此空间。)[0108] 卫星的背地板的管路布局特点为：氧路模块、燃路模块到推力器的管路沿承力筒+X侧行进至背地板上表面，之后沿背地板上表面至各推力器处。
[0109] 本发明设计的化学推进分系统布局方式，经过了DFH-4E工程星的试验验证，与同类布局方式相比，显著提升了卫星载荷的布局空间，如下表所示：
[0110]
[0111]
[0112] 本发明的布局现住提升了工艺性，在卫星总装过程中，节省研制周期3天，在焊装过程中节省研制周期2天。同时能够满足带有电推进分系统的卫星需求。
[0113] 本发明卫星水平板上不需要额外的开口，使用水平板与南和北隔板现有的开口即能实现管路穿舱；通信舱内管路在对地板内表面贴着±Y侧行进，节省对地板空间；通信舱内管路从对地板内表面到通信舱南和北板推力器距离较近，占用通信舱南/北板内表面空间较少。
[0114] 本发明方法的应用了量化的工艺性指标，适用于所有卫星推进系统布局；方法中占用卫星外表面布局面积的加排阀/气体试验接口的布局位置可以调整，有利于卫星舱外载荷的布局；本发明方法中占用卫星舱内布局面积且高度较高的阀体，距离卫星通信舱板较远，有利于卫星通信舱载荷布局。
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