专利名称：应用于中低轨道火箭末级的大气阻力被动离轨装置及方法
技术领域：
本发明属于空间碎片的防治和治理领域，具体来说，是一种应用于中低轨道火箭末级的大气阻力被动离轨装置及其被动离轨方法。
背景技术：
随着航天技术的迅速发展，空间环境日益恶化，微流星体及空间碎片超高速碰撞成为威胁航天器安全在轨运行的重要因素。空间碎片与在轨航天器发生碰撞时，巨大的碰撞动能足以导致航天器结构破坏、功能失效甚至灾难性事故的发生。在完成轨道发射任务后，运载火箭末级将仍在原轨道上运行，并且轨道寿命可能相当长因为轨道发射任务已经完成，所以它此时转变成为空间碎片。为了维护空间环境，减少轨道碎片存留及降低二次碎片的发生机率，需要降低火箭末级的轨道寿命。降低火箭末级轨道寿命的方法主要有两种回收和离轨。回收是指利用有能力顺利返回地面的航天器将轨道上的空间碎片带回到地面，达到清除的目的。此种方法不仅代价昂贵，而且对交会对接技术要求很高，技术复杂。离轨指废弃的航天器等脱离原来的运行轨道，或直接下降，进行大气层烧毁；或转移到一条短寿命(25年以下)的轨道上去。离轨的办法主要分为主动离轨和被动离轨。主动离轨主要利用火箭末级或卫星的推进系统进行变轨机动。其缺点是要求轨道物体具有控制姿态和推进的能力。实现起来成本高而且技术复杂。对于中低轨道航天器，被动离轨装置主要有系绳离轨和大气阻力离轨。其中，电动系绳离轨在轨道上以速度ν运动的导体系绳切割强度为B的地磁场磁力线，在系绳上产生了电动势。如果此时导体系绳能够实现与电离层中等离子体的电接触，也就是利用等离子接触器实现了电子的收集和发射，那么导体系绳就可与电离层形成闭合回路，从而在导体系绳中产生电流。系绳电流与地球磁场的相互作用，产生了作用于电动系绳的洛仑兹力，这个力与系绳的运动方向相反，因此可以用来进行废弃航天器的离轨。电动系绳离轨装置由系绳、伸展机构、等离子接触器及系绳控制部件组成。其缺点为技术要求高，结构复杂，造价高，稳定性差，实现起来相对复杂。大气阻力离轨大气阻力离轨主要通过增加废弃航天器的有效面积来增加大气阻力，达到快速离轨的目的。例如大面积的帆板或充气伞，使用前折叠存储在火箭末级或卫星内，工作时将其展开或充气，形成很大的迎风面积，大气阻力增加，迫使卫星速度降低，脱离运行轨道，最后再入大气层烧毁。常用的方法有两种，一种是利用空间展开机构撑起一张巨大的薄膜；但是，此种方法对于展开机构的控制需要引入控制结构，如果控制系统过于简单，就存在稳定性差的缺点；如果要求稳定性强，就存在结构复杂的缺点。另一种是利用对充气结构进行充气，产生大的迎风面积。质量轻、占用发射体积小、费用低、可靠性高。但是，由于充气结构需要维持一定的形状，所以，充气结构材料要求高；而且，需要建立可靠的充气系统，由此结构非常复杂，实施比较困难。
发明内容
本发明为了很好的实现中低轨道火箭末级的大气阻力被动离轨，提供了一种应用于中低轨道火箭末级的利用充气体进行被动离轨的大气阻力被动离轨装置及其被动离轨方法。本发明一种应用于中低轨道火箭末级的大气阻力被动离轨装置，安装在火箭仪器舱段上的闲置空间，包括控制系统、充气系统、弹射系统以及充气体，充气体设置在弹射系统中，且与充气系统相连，控制系统与火箭上的电源、弹射系统以及充气体相连。所述弹射系统包括盛放桶、桶盖、拔销器、挡板、驱动电机、和压缩弹簧；其中，盛放桶为筒状结构，用来盛放充气体。桶盖与盛放桶的桶口处通过转轴轴接。盛放桶的桶口处外侧壁上设置有拔销器，拔销器通过连接件与桶盖相连。在盛放桶外侧壁上固定安装有驱动电机，驱动电机的输出轴上套接有输出连接轴，输出连接轴通过螺钉A与驱动电机的输出轴固连。输出连接轴的自由端为外螺纹结构， 且与螺纹轴上的内螺纹相配合，并螺纹连接。所述螺纹轴位于导向环中，导向环固定在盛放桶的外侧壁上；在螺纹轴上开有具有一定长度的卡槽，导向环上开有螺纹孔，螺钉B通过导向环上的螺纹孔伸入到螺纹轴上的卡槽中，实现螺纹轴在导向环中的轴向定位，限制螺纹轴在导向环中的转动运动；螺纹轴的自由端插入到拔销器的销座中。当驱动电机通电工作时，驱动电机的输出轴开始旋转，提供转速vl，驱动电机的输出轴带动输出连接轴转动，而由于螺纹轴在导向环中的轴向定位，限制螺纹轴在导向环中转动，因此输出连接轴与螺纹轴之间螺纹连接所产生的曲线运动可转化为螺纹轴的直线运动，导向环上的螺钉B伸入到卡槽中的部分沿卡槽滑动，使螺纹轴的自由端从拔销器的销座中拔出，从而桶盖解锁。当驱动电机提供与转速Vl反向的转动时，螺纹轴的自由端插入拔销器的销座中。由此实现桶盖与盛放桶桶口间的相对定位，使桶盖与盛放桶桶口间的密封性更好。盛放桶内部安装有压缩弹簧与挡板，其中，压缩弹簧一端与盛放桶内底面相连，另一端与挡板相连，在挡板与桶盖间的空间用来放置充气体。所述充气体采用Al-Mylar-Al层合薄膜材料制成，充气体具有充气与未充气两种状态，其中，充气状态的充气体为倒锥构型、展开连杆支撑构型或球形，未充气状态的充气体均为袋状薄膜结构。未充气状态的充气体折叠后放置在桶盖与挡板间的空间内。盖上桶盖后，使折叠状态的充气体挤压挡板，从而压缩弹簧压紧，产生弹力；当打开拔销器后，通过压缩弹簧的弹力，推动挡板，从而推动折叠状态的充气体，使桶盖弹开，将折叠状态的充气体弹出盛放桶。所述充气系统由充气管、电磁阀和减压器组成，其中，充气管一端通过电磁阀与火箭自带气瓶相连，另一端穿过盛放桶底面以及挡板与充气体相连。火箭自带气瓶用来向充气管内提供气体，从而通过充气管为充气体充气。减压器用来降低火箭自带气瓶的输出压力，防止充气过程中充气管发生破坏。通过电磁阀控制火箭自带气瓶的开启与关闭，从而控制充气体的充气。所述控制系统与弹射系统中的驱动电机、充气系统中的电磁阀相连，通过控制系统控制驱动电机工作与停止以及电磁阀的开启或关闭；上述控制系统还与火箭上自带电源相连，从而通过火箭自带电源中剩余能源来为驱动电机以及电磁阀供电。
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本发明基于上述被动离轨装置还提出一种离轨方法，包括以下步骤步骤1:开启控制系统；开启控制系统的电源，使电磁阀与驱动电机上电，并通过控制系统对电磁阀以及驱动电机进行控制。步骤2 打开盛放桶的桶盖；通过控制系统控制驱动电机的输出轴转动，带动输出连接轴转动，螺纹轴的自由端从拔销器的销座中拔出，使桶盖解锁打开。步骤3 释放充气体；桶盖打开后，压缩弹簧恢复原长，将放在挡板上的折叠状态的充气体弹出盛放桶。步骤4 充气体的充气刚化；通过控制系统控制电磁阀开启，火箭自带气瓶通过充气管为充气体充气，通过测量计或应变片测量到的充气体刚化程度信号反馈到控制系统。步骤5 控制系统断电，充气体的充气刚化结束；当充气体内压或者流量达到在控制系统中设置的充气体刚化对应的理论计算值和有限元软件仿真值时，即充气体充气刚化结束，则控制系统断电，充气体刚化完成。若未达到充气体刚化对应的理论计算值和有限元软件仿真值时，则继续向充气体内充气。通过上述方法，可以使充气体充气展开并且刚化，从而为火箭末级提供一个大的有效面积，从而产生较大的大气阻力，实现火箭末级大气阻力被动离轨，从而降低火箭末级
寿命ο本发明的优点在于1、由于在实际太空应用中最终处理方式为钝化，也是空间碎片的组成部分，而本发明可利充分用火箭末级的剩余能源，由此降低火箭末级轨道寿命；2、本发明中采用制作工艺简单且成本低的球形充气体；3、本发明中充气体采用Al-Mylar-Al层合薄膜材料制成，因此充气结构质量轻、 易刚化、易折叠；4、本发明可根据火箭系统的安装空间限制和最大质量限制，对充气结构的材料进行定制，即可以根据限制的满足，确定充气机构的材料中铝层和聚酯薄膜的厚度以及分布；5、本发明中的弹射系统采用通过电机驱动的拔销器，使拔销器可重复利用，成本较低；且不存在危险性，不会产生新的空间碎片，在应用前可以进行多次的地面试验，以保证它的可靠性和精度。
图1为本发明整体结构框图；图2为驱动电机与拔销器间连接关系示意图；图3为驱动电机与拔销器间连接关系剖视图。图4为本发明被动离轨方法流程图。图中
1-控制系统2-充气系统3-弹射系统4-充气体
5-火箭自带电源6-火箭自带气瓶7-应变片8-传感器
201-充气管202-电磁阀203-减压器301-盛放桶
302-桶盖303-拔销器304-挡板305-驱动电机
306-压缩弹簧307-连接件 308--输出连接轴309-螺纹轴
310-导向环311-螺钉 A 312-螺钉B
具体实施例方式下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。本发明应用于中低轨道火箭末级的大气阻力被动离轨装置，固定安装在火箭仪器舱段上的闲置空间，包括控制系统1、充气系统2、弹射系统3以及充气体4，如图1所示，充气体4设置在弹射系统3中，且与充气系统2相连，控制系统1与火箭上的电源、弹射系统 3以及充气体4相连。所述弹射系统3包括盛放桶301、桶盖302、拔销器303、挡板304、驱动电机305、 和压缩弹簧306。其中，盛放桶301用来盛放充气体4，因为折叠的充气体4可能发生膨胀， 因此将盛放桶301设计为具有扩张开口的桶状结构，便于充气体4的弹出。桶盖302与盛放桶301的桶口处通过转轴轴接，使桶盖302可打开或闭合。盛放桶301的桶口处外侧壁上设置有拔销器303，拔销器303通过连接件307与桶盖302相连，位于桶盖302与盛放桶 301的桶口轴接处相对位置。在盛放桶301外侧壁上通过电机夹固定安装有驱动电机305，如图2、图3所示，驱动电机305的输出轴上套接有输出连接轴308，输出连接轴308通过螺钉A311与驱动电机 305的输出轴固连，由此使驱动电机305转轴的转动可带动输出连接轴308转动。输出连接轴308的自由端为外螺纹结构，且与螺纹轴309上的内螺纹相配合，并螺纹连接，输出连接轴308与螺纹轴309间不处于拧紧状态。所述螺纹轴309位于导向环310中，导向环310固定在盛放桶301的外侧壁上。在螺纹轴309上开有具有一定长度的卡槽，导向环310上开有螺纹孔，螺钉B312通过导向环310上的螺纹孔伸入到螺纹轴309上的卡槽中，螺钉B312的直径与卡槽的宽度相等，由此实现螺纹轴309在导向环310中的轴向定位，限制螺纹轴309 在导向环310中的转动运动。螺纹轴309的自由端插入到拔销器303的销座中。当驱动电机305通电工作时，驱动电机305的输出轴开始旋转，提供转速vl，驱动电机305的输出轴带动输出连接轴308转动，而由于螺纹轴309在导向环310中的轴向定位，限制螺纹轴309 在导向环310中转动，因此输出连接轴308与螺纹轴309之间螺纹连接所产生的曲线运动可转化为螺纹轴309的直线运动，导向环上的螺钉B312伸入到卡槽中的部分沿卡槽滑动， 使螺纹轴309的自由端从拔销器303的销座中拔出，从而桶盖302解锁。当驱动电机305 提供与转速vl反向的转动时，螺纹轴309的自由端插入拔销器303的销座中。由此实现桶盖302与盛放桶301桶口间的相对定位，使桶盖302与盛放桶301桶口间的密封性更好。如图1所示，盛放桶301内部安装有压缩弹簧306与挡板304，其中压缩弹簧306 一端与盛放桶301内底面相连，另一端与挡板304相连，在挡板304与桶盖302间的空间用来放置充气体4。所述充气体4采用Al-Mylar-Al层合薄膜材料制成，所述Al-Mylar-Al层合薄膜材料为铝箔和Mylar (麦拉)薄膜层合而成的薄膜结构，具有质量轻、易刚化、易折叠等优点，在航天应用中，轻质是一个非常大的优势。充气体4具有充气与未充气两种状态，充气状态的充气体4可为倒锥构型、展开连杆支撑构型或球形构型，未充气状态的充气体4则均为袋状薄膜结构。本发明采用充气后为球形的充气体4，使充气体4结构简单，制作工艺简单，降低制作成本。球形充气体4充气后的直径根据运载火箭的大小以及需要的有效面积来决定。并且球形充气体4通过Al-Mylar-Al层合薄膜材料易刚化的特性，可利用充气产生的内压使得材料中的铝层受力达到屈服应力，无法再恢复原来的形状，从而可以维持充气后的球形形状不发生改变。在球形充气体4未充气时，可通过Al-Mylar-Al层合薄膜材料易折叠的特性，将未充气时的球形充气体4的体积折叠成很小，由此可占用弹射系统内部很小的空间，减小了整个弹射系统的体积，从而使弹射系统占用运载火箭内部的空间减小， 有利于弹射系统在运载火箭中的存放。未充气状态的充气体4经折叠后放置在桶盖302与挡板304间的空间内。盖上桶盖302后，通过桶盖302挤压折叠状态的充气体4，随之折叠状态的充气体4挤压挡板304， 使压缩弹簧306压紧，产生弹力。当打开拔销器303后，通过压缩弹簧306的弹力，推动挡板304，从而推动折叠状态的充气体，最终使桶盖弹开，将折叠状态的充气体弹出盛放桶。如图1所示，所述充气系统2由充气管201、电磁阀202和减压器203组成，其中， 充气管201 —端通过电磁阀202、减压器203与火箭自带气瓶6相连，另一端穿过盛放桶301 底面以及挡板304与充气体4相连。火箭自带气瓶6用来向充气管201内提供气体，从而通过充气管201为充气体4充气。减压器203用来降低火箭自带气瓶6的输出压力，防止充气过程中充气管发生破坏。通过电磁阀202控制火箭自带气瓶6的开启与关闭，从而控制充气体4的充气。火箭自带气瓶6与充气体4间的气路上还设置有测量计(如高精度压力表、流量计)，用于获取充气体4刚化程度以及充气气体的流量信号。本发明中获取充气体4的刚化程度信号，也可通过在充气体4外壁上粘贴有应变片7，应变片7通过应变传感器8与控制系统1相连，应变片7采集的充气体4的应变量通过应变传感器8反馈到控制系统1中，由此获取充气体4的刚化程度信号。所述控制系统1与弹射系统3中的驱动电机305、充气系统2中的电磁阀202相连，通过控制系统1控制驱动电机305工作与停止以及电磁阀202的开启或关闭。上述控制系统1还与火箭上自带电源5相连，从而通过火箭自带电源5中剩余能源来为驱动电机 305以及电磁阀202供电。基于上述被动离轨装置，本发明还提供一种被动离轨方法，如图4所示，通过下述步骤来实现步骤1 开启控制系统1 ；开启控制系统1的电源，使电磁阀202与驱动电机305上电，并通过控制系统1对电磁阀202以及驱动电机305进行控制；步骤2 打开盛放桶301的桶盖302 ；通过控制系统1控制驱动电机305的输出轴转动，带动输出连接轴308转动，输出连接轴308带动螺纹轴309的自由端从拔销器303的销座中拔出，使桶盖解锁打开；步骤3 释放充气体4 ；桶盖302打开后，压缩弹簧306恢复原长，将放在挡板304上的折叠状态的充气体4弹出盛放桶301 ；步骤4 充气体4的充气刚化；通过控制系统1控制电磁阀202开启，火箭自带气瓶6通过充气管201为充气体 4充气，通过测量计或应变片7测量到的充气体4刚化程度信号反馈到控制系统1 ；步骤5 控制系统1断电，充气体4的充气刚化结束；当充气体4内压或者流量达到在控制系统1中设置的充气体4刚化对应的理论计算值和有限元软件仿真值时，即充气体4充气刚化结束，则控制系统1断电，充气体4刚化完成。若未达到充气体4刚化对应的理论计算值和有限元软件仿真值时，则继续向充气体4内充气。通过上述方法，可以使充气体4充气展开并且刚化，从而为火箭末级提供一个大的有效面积，从而产生较大的大气阻力，实现火箭末级大气阻力被动离轨，从而降低火箭末级寿命。
权利要求
1.一种应用于中低轨道火箭末级的大气阻力被动离轨装置，安装在火箭仪器舱段上的闲置空间，其特征在于包括控制系统、充气系统、弹射系统以及充气体，充气体设置在弹射系统中，且与充气系统相连，控制系统与火箭上的电源、弹射系统以及充气系统相连；所述弹射系统包括盛放桶、桶盖、拔销器、挡板、驱动电机和压缩弹簧；其中，盛放桶为筒状结构，用来盛放充气体；桶盖与盛放桶的桶口处通过转轴轴接。盛放桶的桶口处外侧壁上设置有拔销器，拔销器通过连接件与桶盖相连；在盛放桶外侧壁上固定安装有驱动电机，驱动电机的输出轴上套接有输出连接轴，输出连接轴通过螺钉A与驱动电机的输出轴固连；输出连接轴的自由端为外螺纹结构，且与螺纹轴上的内螺纹相配合，并螺纹连接；所述螺纹轴位于导向环中，导向环固定在盛放桶的外侧壁上；在螺纹轴上开有具有一定长度的卡槽，导向环上开有螺纹孔，螺钉B通过导向环上的螺纹孔伸入到螺纹轴上的卡槽中，实现螺纹轴在导向环中的轴向定位，限制螺纹轴在导向环中的转动运动；螺纹轴的自由端插入到拔销器的销座中；盛放桶内部安装有压缩弹簧与挡板，其中，压缩弹簧一端与盛放桶内底面相连，另一端与挡板相连，在挡板与桶盖间的空间用来放置充气体；所述充气体采用Al-Mylar-Al层合薄膜材料制成，充气体具有充气与未充气两种状态，其中，充气状态的充气体为倒锥构型、展开连杆支撑构型或球形，未充气状态的充气体均为袋状薄膜结构；未充气状态的充气体折叠后放置在桶盖与挡板间的空间内；盖上桶盖后，使折叠状态的充气体挤压挡板，从而压缩弹簧压紧，产生弹力；当当打开拔销器后，通过压缩弹簧的弹力，推动挡板，从而推动折叠状态的充气体，使桶盖弹开，将折叠状态的充气体弹出盛放桶；所述充气系统由充气管、电磁阀和减压器组成，其中，充气管一端通过电磁阀与火箭自带气瓶相连，另一端穿过盛放桶底面以及挡板与充气体相连；火箭自带气瓶用来向充气管内提供气体，从而通过充气管为充气体充气；减压器用来降低火箭自带气瓶的输出压力，防止充气过程中充气管发生破坏。通过电磁阀控制火箭自带气瓶的开启与关闭，从而控制充气体的充气；所述控制系统与弹射系统中的驱动电机、充气系统中的电磁阀相连，通过控制系统控制驱动电机工作与停止以及电磁阀的开启或关闭；上述控制系统还与火箭上自带电源相连，从而通过火箭自带电源中剩余能源来为驱动电机以及电磁阀供电。
2.如权利要求1所述一种应用于中低轨道火箭末级的大气阻力被动离轨装置，其特征在于所述盛放桶为具有扩张开口的桶状结构。
3.如权利要求1所述一种应用于中低轨道火箭末级的大气阻力被动离轨装置，其特征在于所述拔销器位于桶盖与盛放桶的桶口轴接处相对位置。
4.如权利要求1所述一种应用于中低轨道火箭末级的大气阻力被动离轨装置，其特征在于所述螺钉B的直径与卡槽的宽度相等。
5.如权利要求1所述一种应用于中低轨道火箭末级的大气阻力被动离轨装置，其特征在于所述火箭自带气瓶与充气体间的气路上还设置有测量计。
6.如权利要求5所述一种应用于中低轨道火箭末级的大气阻力被动离轨装置，其特征在于所述测量计为高精度压力表、流量计。
7.如权利要求1所述一种应用于中低轨道火箭末级的大气阻力被动离轨装置，其特征在于所述充气体外壁上粘贴有应变片，应变片通过应变传感器与控制系统相连，应变片采集的充气体的应变量通过应变传感器反馈到控制系统中，由此获取充气体的刚化程度信号。
8.基于权利要求1所述的被动离轨装置的一种离轨方法，其特征在于包括以下步骤步骤1 开启控制系统；开启控制系统的电源，使电磁阀与驱动电机上电，并通过控制系统对电磁阀以及驱动电机进行控制；步骤2:打开盛放桶的桶盖；通过控制系统控制驱动电机的输出轴转动，带动输出连接轴转动，连接轴带动螺纹轴的自由端从拔销器的销座中拔出，使桶盖解锁打开； 步骤3 释放充气体；桶盖打开后，压缩弹簧恢复原长，将放在挡板上的折叠状态的充气体弹出盛放桶； 步骤4:充气体的充气刚化；通过控制系统控制电磁阀开启，火箭自带气瓶通过充气管为充气体充气，通过测量计或应变片测量到的充气体刚化程度信号反馈到控制系统； 步骤5 控制系统断电，充气体的充气刚化结束；当充气体内压或者流量达到在控制系统中设置的充气体刚化对应的理论计算值和有限元软件仿真值时，即充气体充气刚化结束，则控制系统断电，充气体刚化完成；若未达到充气体刚化对应的理论计算值和有限元软件仿真值时，则继续向充气体内充气。
全文摘要
本发明公开了一种应用于中低轨道火箭末级的大气阻力被动离轨装置及方法，属于空间碎片的防治和治理领域，包括控制系统、充气系统、弹射系统以及充气体，充气体折叠设置在弹射系统中，且与充气系统相连，控制系统与火箭上的电源、弹射系统以及充气体相连；控制系统对弹射系统进行控制，从而使充气体由弹射系统弹出。通过充气系统对充气体进行充气使之刚化；从而为火箭末级提供一个大的有效面积，产生大的大气阻力，实现火箭末级大气阻力被动离轨，从而降低火箭末级寿命。本发明可利充分用火箭末级的剩余能源，由此从本质上减少了空间碎片的发生，降低火箭末级轨道寿命；本发明中充气体采用Al-Mylar-Al层合薄膜材料制成，质量轻、易刚化、易折叠。
文档编号B64G1/64GK102229363SQ20111012116
公开日2011年11月2日 申请日期2011年5月11日 优先权日2011年5月11日
发明者刘立东, 张建宇, 徐勤, 杨杰, 赵丽滨 申请人:北京宇航系统工程研究所, 北京航空航天大学