一种充气展开式再入减速系统的制作方法

本发明涉及一种充气展开式再入减速系统，属于航天器回收与着陆技术领域。

背景技术：

传统航天器再入减速与着陆手段包括：1)升力式再入返回；2)利用反推发动机工作产生的反推作用力减速；3)气动外形减速+伞降回收方式。第3种方式是当今应用于有大气环境的航天器再入减速与着陆的主流方式，可靠性较高，采用这种减速方式的航天器，往往具有刚性防热大底，能够承受再入返回过程中极高的气动热，当速度降低至一定程度后，展开降落伞，对航天器进行伞降减速并以安全的速度着陆。

采用气动外形+伞降再入返回方式的航天器，其防热结构一般包覆于航天器刚性金属结构外部，质量较大且占用较大的空间，例如，我国返回式卫星能够回收的有效载荷的重量占20％～30％，在再入返回末期工作对航天器进行减速的伞降回收系统一般约占回收重量的10％左右，因此，这种再入返回方式的返回效率较低，改变传统的再入返回方式、降低防热及刚性结构的重量对于提高星船的再入返回效率至关重要。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种充气展开式再入减速系统，改变了传统再入减速系统采用刚性防热结构+降落伞系统的工作方式，将上述装置集成为柔性热防护结构，在具备防热及减速功能的基础上，发射时及再入减速前可折叠收拢于航天器内部，有效降低了储存空间和发射成本，结构简单、集成度较高。

本发明的技术方案是：

一种充气展开式再入减速系统，包括：舱体结构、充气环、防热头锥、充气装置、火工切割器、封包绳、柔性防热罩；

所述舱体结构的内部搭载外部载荷，所述舱体结构的头部固定防热头锥；所述舱体结构与外部的卫星平台固定；

所述充气环为内部充满气体气囊结构，所述多个充气环依次连接排列成锥形构件，所述位于锥形构件头部的充气环与所述防热头锥固定，所述锥形构件的开口朝向所述舱体结构。

所述充气环的气囊结构为由一圆圈沿该所述圆圈外一轴线旋转一周而成的立体结构，所述圆圈外一轴线为所述立体结构的中心轴；所述多个充气环的中心轴同轴；

所述充气环采用覆膜芳纶材料，充气环气囊结构的所述圆圈直径d的取值范围为200-400mm，所述充气环气囊结构的圆圈圆心旋转的轨迹为充气环的中心半径r，所述中心半径的取值范围为0.6m-6m；所述多个充气环的个数取值范围为3到6个。

所述充气装置放置在所述舱体结构的内部，用于给所述多个充气环充气。

所述火工切割器固定在舱体结构外壁上；充气前所述充气环折叠收拢在所述舱体结构的外壁上，并使用所述封包绳捆扎固定；当所述充气装置需要给所述充气环充气时，所述火工切割器加电作动将所述封包绳切断，使所述充气环自由展开。

所述柔性防热罩为圆锥形的蒙皮结构，所述蒙皮结构包围在所述多个充气环依次连接排列成的锥形构件外。

所述柔性防热罩圆锥形的半锥角取值范围为45°～60°，锥台最大半径rh的确定方法，具体为：

其中，c为阻力系数，m为所述充气式再入减速系统和其搭载的外部载荷的质量之和，g为重力加速度，ρ为大气密度，v为所述充气式再入减速系统的着陆速度。

所述防热头锥半锥角θc的取值范围为45°～60°，所述防热头锥的头部通过球头结构钝化处理，所述钝度d的取值范围为0.15～0.25，所述钝度d，具体为：

d＝rn/rp，

rp＝h·sinθc

其中，rn为所述球头结构的半径，rp为所述防热头锥的最大半径，h为所述球头结构的高度h。

所述柔性防热罩由外到内依次包括防热层、绝热层、承力层；所述防热层为耐高温陶瓷纤维织物材料；所述绝热层为无机隔热复合材料；所述承力层采用纤维织物。

所述柔性防热罩各层之间通过缝纫的方式连接成型。

所述充气装置采用落压式充气，工作介质为氮气，充气装置内充有气体的体积vq，具体为：

其中，pq为所述充气装置的充气压力，ph为所述充气环的工作压力，tq为所述充气装置充气时的温度，th为所述充气环最高的工作温度，vh为所述多个充气环充满气体所需的气体体积。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明采用柔性热防护结构代替传统的刚性热防护结构，其密度不超过刚性热防护结构的30％，大大节省了系统的重量；

(2)本发明采用柔性热防护结构及气囊结构，能够在发射阶段折叠包装，大大节约了发射空间；

(3)本发明采用的柔性防热罩2及充气环3结构展开后，能够起到气动减速的作用，可省去传统的伞降回收系统，系统更为简单、可靠；

(4)本发明展开的柔性充气环3结构兼具着陆缓冲气囊和浮囊的作用，可实现多样化功能，再入返回系统的功能拓展性更好。

附图说明

图1为本发明减速系统工作过程示意图；

图2为本发明减速系统折叠状态结构示意图；

图3为本发明减速系统展开状态结构示意图；

图4为本发明防热头锥5结构参数示意图；

图5为本发明各充气环3整体连接固定形式示意图；

图6为本发明连接固定扣袢形式示意图；

图7为本发明火工切割器6结构示意图。

具体实施方式

如图1所示为本发明一种充气式再入减速系统工作程序示意图。充气式再入减速系统通过空间站或航天器平台所提供的标准接口连接固定并收纳储存，此时系统处于折叠包装状态，随航天器平台发射升空并在轨运行。需要自轨道再入返回时，由航天器平台通过自动方式或航天员人工操作，将充气式再入减速系统(含外部有效载荷)从平台上释放，而后通过机动变轨进入再入返回轨道，并在太空轨道(轨道高度一般为120～160km)进行快速充气展开，充气时间一般不超过50s，完全展开后如图3所示，利用展开后圆锥状气动外形进行气动减速，柔性防热罩2承受再入返回过程中的气动热，最终安全着陆地面或溅落漂浮于海面，着陆速度一般不超过30m/s。

一种充气展开式再入减速系统，包括：舱体结构1、柔性防热罩2、充气环3、充气装置4、防热头锥5、火工切割器6、封包绳7；

所述舱体结构1的内部搭载外部载荷，所述舱体结构1的头部固定防热头锥5；所述舱体结构1与外部的卫星平台固定；

所述充气环3为内部充满气体的气囊结构，充满气后可以利用圆环囊体结构的内外压差承受飞行过程中产生的气动载荷，保持稳定的气动外形，提供气动减速所需的气动阻力。所述气囊结构为由一圆圈沿该所述圆圈外一轴线旋转一周而成的立体结构，所述圆圈外一轴线为所述立体结构的中心轴；所述多个中心半径大小不同的充气环3按半径尺寸由小至大依次连接排列成锥形构件，所述多个充气环3的中心轴同轴；所述位于锥形构件头部的充气环3与所述防热头锥5固定，所述锥形构件的开口朝向所述舱体结构1。

所述充气环3采用覆膜芳纶材料，充气环3气囊结构的所述圆圈直径d的取值范围为200～400mm，所述充气环3气囊结构的圆圈圆心旋转的轨迹为充气环3的中心半径r，所述中心半径的取值范围为0.6m～6m；所述多个充气环3的个数取值范围为3到6个。

所述充气装置4放置在所述舱体结构1的内部，用于给所述多个充气环3充气；出气口为多根充气软管，在充气环3上设置有进气阀10，与充气软管连接并可靠密封。充气装置4包括高压气瓶、电爆阀(或自锁阀)、减压器件、充气管路、气瓶充气阀、充气软管等，气瓶压力一般不超过35mpa。所述未充气的充气环3折叠收拢在舱体结构1的外壁上，并使用封包绳7捆扎固定，当航天器再入至低轨后，所述舱体结构1与所述卫星平台分离，当舱体结构1的轨道高度和攻角同时满足设计指标时，火工切割器6加电作动将所述封包绳7切断，使充气环3自由展开后，充气装置4给所述多个充气环3充气，直至所述多个充气环3完全展开形成锥形构件，如图3所示。

所述火工切割器6固定在舱体结构1外壁上；所述封包绳7将所述未充气的充气环3如图2所示折叠收拢在所述舱体结构1的外壁上，当所述充气装置4给所述充气环3前，所述火工切割器6加电作动将所述封包绳7切断，使所述充气环3自由展开。如图7所示，为本发明一种充气式再入减速系统的火工切割器6，火工切割器6采用电起爆形式，通过其法兰耳片安装于舱体结构1外壁，当充气环3和柔性防热罩2完成折叠包装时将封包绳7穿过火工切割器6的穿绳孔，火工切割器6通电后作动，将穿绳孔处的封包绳7切断，解除折叠体的约束。

所述柔性防热罩2为圆锥形的蒙皮结构，所述蒙皮结构包围在所述多个充气环3依次连接排列成的锥形构件外。柔性防热罩2通过扣袢及绳带绑扎连接固定。

如图5和图6所示为本发明一种充气式再入减速系统的充气环3的固定形式示意图。各个充气环3通过径向带9和环绕带8捆扎固定，其中环绕带8用于相邻充气环3之间进行捆绑固定，径向带9的主要作用是将充气环3固定连接在舱体结构1上，不让充气环3散落，同时和环绕带8防止充气环3在工作过程中错位移动，维持充气锥体的整体形状，径向带9与舱体结构1上设置的扣袢连接。径向带9和环绕带8的材料一般采用芳纶带。

相邻两个充气环3之间、在截面圆相切的位置设置多个列扣袢，通过绳带穿过扣袢将两个充气环3可靠连接固定，柔性防热罩2和各充气环3截面圆相切位置同样设置扣袢，通过绳带穿过扣袢将两者可靠连接。

所述柔性防热罩2圆锥形的半锥角取值范围为45°～60°，锥台最大半径rh根据飞行器的着陆速度确定。锥台最大半径rh的确定方法，具体为：

其中，c为阻力系数，m为所述充气式再入减速系统和其搭载的外部载荷的质量之和，g为重力加速度，v为所述充气式再入减速系统的着陆速度，ρ为大气密度，按常温标准大气压下，ρ＝1.225kg/m³。

所述柔性防热罩2由外到内依次包括防热层、绝热层、承力层；所述防热层为耐高温陶瓷纤维织物材料，用于阻隔外热流；所述绝热层为无机隔热复合材料，用于阻隔热量向防热罩内部传递；所述承力层采用纤维织物，用于承受飞行过程中的载荷，使所述多个充气环3保持锥形构件。各层之间通过缝纫的方式连接成型；

如图4所示，所述防热头锥5半锥角θc的取值范围为45°～60°，所述防热头锥5的头部通过球头结构钝化处理，所述钝度d的取值范围为0.15～0.25，优选的d＝2，所述钝度d，具体为：

d＝rn/rp，

rp＝h·sinθc，

其中，rn为所述球头结构的半径，rp为所述防热头锥5的最大半径，h为所述球头结构的高度h。

防热头锥5采用刚性烧蚀材料，例如石英酚醛材料。

充气装置4采用落压式充气，工作介质为氮气，充气装置4高压气瓶的气体压力取值范围不大于35mpa，充气装置4内充有气体的体积v，具体为：

其中，pq为所述充气装置4的充气压力，ph为所述充气环3的工作压力，ph的取值范围为80～150kpa，tq为给充气装置4高压气瓶充气时的温度，tq的取值范围为18～30℃，优选的为室温，th为所述充气环3最高的工作温度，vh为所述多个充气环3充满气体所需的气体体积。

柔性防热罩2和充气环3在航天器发射入轨及在轨运行阶段处于折叠包装状态，收拢于舱体结构1(或外部有效载荷)周围，满足航天器发射空间要求，折叠包装密度一般不小于0.2kg/l。收拢后的充气环3及柔性防热罩2装入封包内部并通过封包绳7约束、固定，封包绳7穿过收口绳切割器的穿绳孔，当切割器作动时，切刀可将穿绳孔处的封包绳7切断，从而解除封包约束。在舱体结构1外壁设置有压条，柔性防热罩2与舱体结构1的压条连接固定。当系统满足再入返回条件时(返回高度120km～160km、攻角0～5°)，切割器作动，切断封包绳7，解除充气环3和柔性防热罩2的约束，几秒后，启动充气装置4，向充气环3内部快速充入氮气，多圈充气环3有序展开，充气时间一般不超过50s，充气环3同时带动柔性防热罩2展开，完全展开后将舱体结构1包裹，形成圆锥状气动外形，对航天器进行减速，同时柔性防热罩2完成热防护功能，承受再入气动热，保护舱体结构1及外部有效载荷免遭烧毁，充气环3在航天器着地时可对系统进行缓冲，如果航天器落水也可作为浮囊，使其漂浮于水面、便于搜索、打捞。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。