一种航天器缓冲装置的制作方法

本发明涉及航天技术领域。更具体地，涉及一种航天器缓冲装置。

背景技术：

航天器再入返回在地球或行星表面着陆时，需要减缓下降着陆时的冲击，保护航天器内载荷设备的安全性，对深空探测、在轨物资返回等具有重要意义。

通常情况下航天器采用充气气囊、着陆腿式、反冲火箭等着陆缓冲系统或手段，如美国的火星探测器、中国的月球探测器以及新一代载人飞船等。上述着陆缓冲系统均采用独立的缓冲装置，包含充气/放气装置、火工作动系统、单向运动杆系机构、气囊折叠收纳及展开等，系统组成部分较多，缓冲作用过程耦合性较高，地面验证环节复杂。除此之外，现有的着陆缓冲系统功能较为单一，即仅在航天器着陆过程中发挥作用。

技术实现要素：

为解决上述问题，本发明提供一种航天器缓冲装置，以实现在不同着陆角度情况下对航天器的缓冲。

为达到上述目的，本发明采用以下技术方案：

一种航天器缓冲装置，所述缓冲装置包括若干个沿空间三个维度呈阵列排布的缓冲结构；

所述缓冲结构包括：

由边框架构成的呈正方形立体结构的结构体；以及

由所述结构体的各角部向所述结构体中心延伸的内支撑桁架；

各内支撑桁架的内侧端部在所述结构体的中心聚合固定。

此外，优选地方案是，所述结构体为正方体结构。

此外，优选地方案是，所述边框架的径向截面呈半径不大于1mm的扇形结构。

此外，优选地方案是，所述边框架的径向截面呈边长不大于2mm的矩形结构。

此外，优选地方案是，所述边框架的长度不大于10mm。

此外，优选地方案是，所述边框架与所述内支撑桁架间镂空。

此外，优选地方案是，所述边框架与所述内支撑桁架的材料为铝合金或者钛合金。

此外，优选地方案是，所述缓冲装置被配置于航天器的着陆面。

本申请的有益效果如下：

针对现有技术中存在的技术问题，本申请实施例提供一种航天器缓冲装置，利用缓冲结构从完整状态到破坏状态因变形而吸能的过程，将沿空间的三个维度呈阵列排布在航天器的着陆面上，吸收航天器着陆时产生的冲击力，减缓航天器着陆时受到的冲击，本装置具有以下有益效果：

利用分布在航天器着陆端面的三维点阵金属部件，实现航天器着陆过程中的缓冲吸能。该三维点阵部件兼顾结构刚度，能够承受再入过程中的轴向气动载荷，同时保证航天器在不同着陆角度情况下实现缓冲吸能。

采用常用的铝合金或钛合金等金属材料，与航天器本体主结构可实现常规形式的固定连接，在兼顾缓冲吸能和结构刚度的前提下，简化系统组成方式，提升系统可靠性，减少缓冲作用过程的耦合性，降低设计难度和验证复杂性。

采用三维点阵结构，点元素组成灵活，能够比较便捷的实现模块化设计，适应不同的航天器外形和应用场景。

三维点阵结构不仅仅可在着陆瞬间作为缓冲系统，同时可在航天器再入过程中承担迎风面的气动载荷，提高了航天器本体结构功能的复用性。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。

图1示出本发明实施例所提供的缓冲装置的结构示意图。

图2示出本发明实施例所提供的缓冲结构的结构示意图。

图3示出本发明实施例所提供的缓冲结构的截面示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解的是，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

还需要说明的是，在本申请的描述中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

为克服现有技术存在的缺陷，本发明的实施例提供航天器缓冲装置，结合图1至图3所示，具体地，所述缓冲装置包括若干个沿空间三个维度呈阵列排布的缓冲结构；若干呈阵列排布的缓冲结构构成三维点阵结构，通过赋形要求，可对三维点阵结构实现模块化设计，以使得所述缓冲装置可适用于不同形式的航天器。其中，所示缓冲结构包括由边框架1构成的呈矩形立体结构的结构体；以及由所述结构体的各角部向所述结构体中心延伸的内支撑桁架2；各内支撑桁架2的内侧端部在所述结构体的中心聚合固定，所述内支撑桁架2被配置为吸收航天器着陆瞬间释放的能量。

在一个实施例中，所述结构体为正方体结构，采用正方体结构可保证所述缓冲结构在不同着陆姿态角的条件下实现缓冲吸能，吸能效果不会因为角度不同而出现较大差异。

在一个实施例中，结合图3所示，所述边框架的径向截面呈半径不大于1mm的扇形结构，边框架的径向截面半径尺寸越小，所述缓冲结构的吸能效果越好，在航天器着陆时所述缓冲结构受到的冲击力会作用在内支撑桁架上，使得所述内支撑桁架发生塑性变形甚至断裂，吸收航天器着陆瞬间释放的能量。若边框架的径向截面尺寸大于1mm，那么航天器着陆瞬时所释放的能量可能会通过所述缓冲结构作用到航天器本身，影响缓冲效果。

在另一个实施例中，结合图3所示，所述边框架的径向截面呈边长不大于2mm的矩形结构，边框架的径向截面尺寸越小，所述缓冲结构的吸能效果越好，在航天器着陆时所述缓冲结构受到的冲击力会作用在内支撑桁架上，使得所述内支撑桁架发生塑性变形甚至断裂，吸收航天器着陆瞬间释放的能量。经过多次实验得出，若边框架的径向截面尺寸大于1mm，那么航天器着陆瞬时所释放的能量可能会通过所述缓冲结构作用到航天器本身，影响缓冲效果。

在一个实施例中，所述边框架的长度应小于或者等于10mm，若大于10mm，则结构体也相对变大，结构体与内支撑桁架2之间的间隙变大，吸能效果相对变小，与现有技术相比则不具有优势。

在一个实施例中，所述边框架1与内支撑桁架2间镂空，当航天器到达地面时，缓冲结构受冲击力产生压溃变形，所述内支撑桁架2出现塑性变形甚至断裂，吸收着陆瞬间因冲击产生的巨大能量，达到缓冲的效果。

在一个实施例中，所述边框架1和内支撑桁架2的材料为铝合金或者钛合金，采用3d打印技术制造成型，制作简单。铝合金和钛合金均具有质量轻、耐腐蚀的优点，可适用于航天环境且不会加重航天器的负担。

在一个实施例中，所述装置被装配于航天器的着陆面，被配置为承受航天器着陆时作用在航天器着陆面上的气动力。所述缓冲装置在返回过程中经气动减速，所述缓冲装置作为承力部件承受作用在着陆端面上的气动力。到达地平面时，着陆端面触地，所述缓冲装置受冲击力产生压溃变形，缓冲装置内部的各缓冲结构的内支撑桁架2出现塑性变形甚至断裂，吸收航天器着陆瞬间释放的能量。同时，缓冲结构各项同性的特性能够保证航天器在不同着陆姿态角的条件下均具备着陆缓冲能力，吸能效果良好。

本发明实施例利用缓冲结构从完整状态到破坏状态因变形而吸能的过程，将沿空间的三个维度呈阵列排布在航天器的着陆面上，吸收航天器着陆时产生的冲击力，减缓航天器着陆时的冲击，以保护航天器内载荷设备的安全性。所述缓冲装置可保证航天器在不同着陆角度的情况下实现缓冲吸能，在兼顾缓冲吸能的前提下简化缓冲装置的组成方式，提升缓冲装置的可靠性，降低了设计难度。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。