便于总装与测试的模块化推进舱系统及装配方法与流程

本发明属于航天器机械设计与总装测试，具体地，涉及一种用于高轨卫星的推进舱结构，尤其是一种将推进舱分解为多个可并行总装与测试的功能模块，并通过标准化接口快速集成的系统及方法。

背景技术：

1、高轨卫星因其轨道高、变轨需求速度增量大，通常需要配备携带大量推进剂的专用推进舱。此类推进舱结构复杂，是卫星的主承力结构，并集成了贮箱、发动机、管路和阀门等设备。传统的推进舱设计，多采用一体化的筒锥组合结构，功能高度集成。然而，在工程实践中，这种设计给卫星的总装、集成与测试（ait）过程带来了显著挑战。

2、总装流程严重串行。由于推进系统与卫星平台电气系统、结构系统深度耦合，设备安装、管路焊接、电缆敷设、测试验证等环节必须严格按顺序进行。任何环节的延误或问题都会导致整个项目流程阻塞，研制周期长且不可预测性大。

3、操作与测试可达性差。推进舱与卫星平台对接后，其内部关键设备，特别是位于对接面的分离装置被封闭，难以进行后期检查、维护或更换。许多测试项目必须等待整星完全集成后才能开展，问题定位困难，修复成本极高。

4、系统耦合风险集中。机械、推进、热控、电气等多学科系统紧密交织，设计变更或故障的传播范围广，使得技术状态控制复杂，质量风险高。

5、近年来，模块化设计已成为航天器领域的一个重要发展趋势，旨在提高灵活性、可维护性和研制效率。然而，现有模块化技术多聚焦于不同的应用场景和技术路径，与本发明旨在解决的总装测试效率问题存在本质区别。

6、为清晰阐述本发明的创新性，现将相关现有技术对比分析如下：

7、公开号为cn115837987a的中国发明专利公开了一种由推进舱、服务舱、载荷舱串联构成的模块化平台，旨在通过标准化接口支持在轨组装与维护，以形成功能完整的卫星。而本发明是针对其中的推进舱，提出了一种模块化设计和装配方法，通过将推进舱分成3大模块，实现了推进舱总装测试的并行高效。两者具有本质性不同。

8、公开号为cn117446216a的中国发明专利针对立方星等微小型卫星，提供了一种集成贮箱、阀门、推力器的模块化、预包装推进系统，强调无毒化和任意角度安装。其模块化的核心是子系统级（推进系统）的内部功能集成与物理封装，以实现快速交付和便捷安装。相比之下，本发明的模块化是针对推进舱系统的模块化设计和装配，将推进舱在物理、电气以及功能上解耦为三个独立的模块（上锥结构模块、推进功能模块、控制模块），实现三大模块在地面总装阶段的完全并行作业。两者在应用对象和实现目标上具有显著差异。

9、公开号为cn110450983a的中国发明专利公开了一种包括推进舱、服务舱和载荷舱的敏捷卫星构型，旨在通过分舱设计实现大推进剂携带量与高指向敏捷性，该发明中的推进舱是与整星深度集成且不可分离的。而本发明涉及的推进舱系统，既能服务主星进入地球静止轨道，又能与主星分离。本发明的创新点在于将推进舱分为三大模块，从而实现推进舱系统的并行总装、测试与集成，提升了推进舱研制效率。两者具有本质性不同。

10、公开号为cn109941459a的中国发明专利公开了由若干可拼接的舱段通过连接杆组成的卫星构型，旨在通过模块化的舱段实现快速装配和拓展。其模块化的核心是结构舱段的标准化拼接与数量配置，以实现灵活的构型搭建。而本发明是面向推进舱系统的模块化设计与装配方法，是对传统一体化设计、总装集成复杂的推进舱提出的改进，可采用并行总装测试的方法极大提高集成效率。两者具有本质性不同。

11、公开号为cn112705920a的中国发明专利公开了一种装配流程，具体包括在完成初样设计、生产验收后，依次进行集成测试装配形成集成测试装星，再在其基础上依次进行热试验改装、环境试验改装、出厂前改装等。该发明的本质是串行化的测试与装配，是传统线性ait流程的典型代表。而本发明是针对卫星用推进舱开展的模块化设计和并行总装，先以各模块分别开展装配与测试，最后再集成为整体，是对传统设计与装配方法的创新。两者具有本质性不同。

12、而公开号为cn115339657a的中国发明专利公开了一种可替换航天器推进模块，采用桁架式外承力体系，通过改变推进模块径向尺寸满足大规模的载荷或设备舱承载要求，但并不涉及并行的总装、集成与测试，难以适应复杂的推进舱系统环境。

13、综上所述，现有卫星平台或者推进舱大多采用一体化设计和串行的装配方法，总装集成复杂。针对推进舱系统，需要一种创新的架构设计与装配方法，从根本上实现物理与功能解耦，以支持并行化总装作业，提升总装测试的灵活性、效率与可靠性。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是克服现有技术中推进舱总装测试流程串行、操作可达性差、系统耦合度高的不足，提供一种模块化程度高、支持并行作业、便于测试和维护的推进舱系统及其装配测试方法。

2、根据本发明提供的一种便于总装与测试的模块化推进舱系统，包括：上锥模块200、柱段、下锥组合体模块300以及外部下位机模块400；

3、所述上锥模块200能够与卫星平台100连接与分离，先于柱段、下锥组合体模块300、外部下位机模块400与卫星平台100对接，形成上锥、卫星平台组合体，进行接口检查与分离功能试验；

4、所述柱段、下锥组合体模块300为一个集成了完整推进与热控子系统的预集成单元，能够与形成的上锥、卫星平台组合体连接，完成主体结构集成；

5、所述外部下位机模块400与卫星平台100、柱段、下锥组合体模块300连接，能够实现从卫星平台100至下位机计算机的供电、指令、遥测信号传输以及控制整个推进与热控系统。

6、优选地，所述上锥模块200顶部内侧固定安装有星舱连接解锁分离装置203，用于与卫星平台100实现机械连接、锁定以及在轨解锁分离；

7、所述上锥模块200配置有独立的上仪器安装板和内部操作空间，允许在总装后期从内侧安装或检修星舱连接解锁分离装置203，并能先于柱段、下锥组合体模块300、外部下位机模块400与卫星平台100对接，形成上锥、卫星平台组合体，进行机械接口检查与分离功能试验。

8、优选地，所述柱段、下锥组合体模块300为一个集成了完整推进与热控子系统的预集成单元，包括作为主承力结构的柱段筒体与下锥筒、安装于其内部的全部贮箱305、气瓶、推力发动机307、姿控推力器、推进管路、阀门以及相关的热控执行部件；

9、该模块外部设有一个电缆转接支架313，所述电缆转接支架313的一侧通过内部线缆与模块内的所有推进阀门、发动机点火器以及热控部件电气连接。

10、优选地，所述外部下位机模块400包括一台下位机计算机、一套专用电缆束402、连接器404；

11、所述下位机计算机通过专用电缆束402的一端与电缆转接支架313的另一侧连接，以控制整个推进与热控系统；

12、所述专用电缆束402的另一端通过连接器404连接至卫星平台底板101对接区域外侧的分离电连接器102，以实现从卫星平台100至下位机计算机的供电、指令以及遥测信号传输。

13、优选地，所述上锥模块200、柱段、下锥组合体模块300以及外部下位机模块400在物理、电气以及功能上解耦并能够独立进行总装与测试；

14、机械连接存在于上锥模块200与柱段、下锥组合体模块300之间，采用纯机械接口实现对接；

15、电气连接为一条完全独立的路径：卫星平台外部分离电连接器102→外部下位机模块400→电缆转接支架313→柱段-下锥组合体内部设备；→代表电气连接路径方向。

16、优选地，所述上锥模块200与柱段、下锥组合体模块300之间的对接界面采用纯机械接口，包括沿周向均布的导向销与销孔以及配套的快锁装置，实现两模块间的定位与锁紧，该对接界面不包含电气连接器；

17、所述柱段、下锥组合体模块300的上端框和上锥模块200的下端框上，对应所述导向销与销孔的位置，设置有预埋的钛合金或不锈钢加强衬套，以提高对接界面的耐磨性与重复定位精度。

18、优选地，柱段、下锥组合体模块300下端的星箭连接环与其主承力结构一体成型或通过高锁螺栓不可拆卸方式固连，形成一体化星箭连接界面；所述星箭连接环的对接面标准与运载火箭接口匹配，并预装有包带解锁装置适配接口。

19、根据本发明提供的一种便于总装与测试的模块化推进舱系统的装配与测试方法，包括如下步骤：

20、s1: 并行模块级总装与测试，包括如下步骤：

21、s1.1: 上锥模块200与卫星平台100集成

22、将上锥模块200与卫星平台100通过星舱连接解锁分离装置203对接，形成上锥、卫星平台组合体；

23、操作人员从该组合体的上锥模块下端开口进入，完成对星舱连接解锁分离装置203的最终检查与调试；

24、独立进行该组合体的机械锁紧、释放及模态测试；

25、s1.2: 柱段、下锥组合体模块300总装与测试

26、在独立的推进系统总装洁净间内，完成柱段、下锥组合体模块300所有内部推进设备与热控部件的安装、焊接、氦质谱检漏；

27、将所有电气执行部件的线缆汇总并连接至模块外部的电缆转接支架313；

28、对该模块独立进行气密性试验、部分部件的功能模拟测试；

29、s1.3: 外部下位机模块400测试

30、将下位机计算机通过其专用电缆束402与地面测试系统连接，模拟卫星平台100供电与通信，独立完成下位机的软硬件综合测试、通信协议匹配及功能验证；

31、s2: 模块化系统集成，包括如下步骤：

32、s2.1: 将完成测试的上锥、卫星平台组合体与柱段、下锥组合体模块300通过导向销、销孔以及快锁装置进行精密对准与机械锁紧，完成主体结构集成；

33、s2.2: 将外部下位机模块400的下位机计算机安装至柱段筒体外侧的预定支架，将其专用电缆束402的两端分别与柱段、下锥组合体模块300上的电缆转接支架313、卫星平台底板101外侧的分离电连接器102连接并固定；

34、s3: 系统级总装与测试，包括如下步骤：

35、完成所有连接后，进行全系统电缆导通绝缘检查；

36、通过卫星平台主控计算机发送指令，经分离电连接器102、下位机、电缆转接支架313至各推进器阀门与热控部件，进行全回路电性能测试与功能验证。

37、优选地，所述步骤s1中，s1.1、s1.2、s1.3在时间与空间上并行开展，由不同的专业团队在各自专用设施内同步实施。

38、优选地，所述步骤s2.1中，上锥、卫星平台组合体与柱段、下锥组合体模块300的对接操作在总装厂房的通用大型平台进行，对接后需进行结合面的几何尺寸精度测量与确认。

39、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

40、1、本发明从功能解耦、接口标准化、测试前移的核心思想出发，提出一种全新的模块化推进舱系统。该系统彻底打破传统一体化设计，将推进舱重构为三个边界清晰、功能独立的模块。三大模块通过标准化机械接口与外部电缆实现连接，电气路径与机械路径完全分离。该方法支持三个模块并行开展总装、集成与测试，大幅缩短研制周期，解决了传统推进舱总装流程串行、测试可达性差、系统耦合度高的难题，显著提升了总装效率与质量。

41、2、本发明极大缩短研制周期，通过三大模块的深度并行作业，将传统长达数月的串行ait流程压缩。模块级的独立测试将大量工作前移，系统集成阶段仅剩下接口对接与验证，整体项目周期可缩短40%以上。

42、3、本发明实现总装质量与可靠性根本性提升，各模块在集成前均已通过独立、充分的测试，实现了问题不出模块。关键设备（如分离装置）的操作可达性极佳。这种先验证，后集成的模式，使得最终系统集成的一次成功率和产品质量得到根本保障。

43、4、本发明系统灵活性与可维护性极大增强，模块间清晰的接口定义，使得单个模块的升级、更换或维修几乎不影响其他模块。

44、5、本发明进一步降低综合成本与风险，并行化减少了关键路径上的资源拥堵，提高了人员和设备利用率。模块化的测试将复杂系统风险分解并隔离在早期、可控的小范围内，显著降低了项目整体技术风险与管理成本。