本实用新型涉及一种航天飞行器。
背景技术：
航天技术是当今世界科技中最为尖端的技术之一，也是一个国家科技水平和综合国力的重要体现。世界航天大国和工作者高度关注和发展以自由进入空间、增强空间控制、进行天地往返等先进技术。各种先进技术的研究规划、新规格航天飞行器已被各世界大国列入重要规划，并已经取得了重要进展。
在进入空间方面，美国航空航天总署(NASA)于2002年提出了空间发射倡议(Space launch initiative，SLI)计划，开发一个更新的、更安全、更可靠和更低成本的发射系统体系，该项研究主要针对运载火箭(Expendable launch vehicle，ELV)、可重复使用的航天飞行器。作为世界上另一主要航天研究机构，欧空局正在研制其第一代再入宇宙飞船，称为过渡试验飞行器(Intermediatee Xperimental vehicle，IXV)，主要用于验证先进再入技术和综合系统的设计能力，同时研制了一种用于向国际空间站运送物资的可重复使用的货运飞船。
在利用运载火箭(Reusable launch vehicle，RLV)及其它飞行器的先进制导控制技术，实现自由、可靠、安全低成本进入太空方面，美国在2010年公布的《国家航天政策》中明确提出：2025年实现载人登陆小行星，2030年实现载人登陆火星并安全返回。近30年来，美国自由进出空间的能力不断提升。在空天飞行方面，美国已成功实现可重复使用轨道试验飞行器(X-37B)的飞行验证，两架飞行器在太空中工作数百天后，安全返回地球，成功实现了从有地面支持的航天飞机飞行控制，到无人空间变轨飞行和自主返回导航制导与控制的转变。与此同时，美国正在实施从阿波罗(Apollo)飞船到猎户座成员探测飞行器(Crew exploration vehicle，CEV)的跨越发展。猎户座飞船（Orion）是美国国家航空航天局（NASA）研制的新一代载人太空船。猎户座飞船是美国火星载人登陆计划的主要载体，于2014年12月5日完成首次无人飞行，并将于2018年进行绕月飞行。2016年9月10日，美国国家航空航天局（NASA）的官员表示，该机构下一代载人太空船“猎户座（Orion）”的研制工作目前正在有条不紊地进行，它将于2018年执行飞往月球背面的无人测试任务——“探索任务-1（EM-1）”，为之后的载人航天任务做准备。
俄罗斯已重启“多用途空天系统计划(MAKS)”，正在发展一种小型化、机动性强的可重复使用空天飞行器。
欧空局正在研制其第一代再入宇宙飞船，称为过渡试验飞行器(Intermediatee Xperimental vehicle，IXV)，用于验证大气层再入技术的“迷你航天飞机”成功发射升空，并沿轨道飞行约1小时40分后成功返回地球。这标志着欧洲在航天器再入返回技术上实现新突破。
经过数十年的发展，中国航天已经步入世界航天大国的行列，进入空间、开展空间活动已取得了长足进步。确保安全、可靠、快速、机动、廉价、环保地进出空间，不仅是未来实现迅速部署、重构、扩充和维护航天器的基础，也是大规模开发利用空间资源的前提。虽然我国一直在不断跟踪国外航天器技术的发展，并开展了若干飞行控制关键技术的预研和技术验证工作，但与国外主要研发机构相比还存在一定差距。
作为航天系统中的重要组成部分，航天飞行器是一种有人驾驶（目前正向无人驾驶方向演变）、可重复使用的、往返于太空和地面之间的飞行器。航天飞行器既能像运载火箭将人造卫星等航天器送入太空，也能像载人飞船一样在预设轨道上运转，还能在大气层中滑翔着陆。航天飞机是人类为实现自由进出太空而发明的理想工具之一，是航天史上的重要里程碑，其最早由美国研发。它是一种往返于地面和近地轨道之间，运送人和有效载荷的飞行器，兼具载人航天飞行功能和运载功能，并能够按飞机方式进行着陆的航天系统装置。
航天飞行器飞行时，尤其是经过大气层时，表面温度较高，需要对表面温度进行采集，用于散热控制、速度控制，以及作为进一步优化设计依据。现有技术中的航天飞行器，表面温度通过普通热电偶测量，其缺陷在于：多点测量时，需要布置多个热电偶，线路拓扑复杂，可靠性差，且线性范围较窄，不能满足航天飞行器较大温度跨度的检测需求。
技术实现要素：
本实用新型提出了一种航天飞行器，其目的在于：（1）多点测量时，简化拓扑结构，提高可靠性；（2）扩宽线性范围，满足较大温度跨度的检测需求。
本实用新型技术方案如下：
一种航天飞行器，包括作为飞行器外壳的外层板和位于外层板内侧的内层板，所述外层板与内层板之间留有间隙，该间隙处设有用于检测外层板温度的温度检测装置；
所述温度检测装置包括若干固定安装在所述外层板内面并与外层板内面接触的铜块，所述铜块上具有与所述外层板相垂直的立面；
所述温度检测装置还包括安装在内层板外面上的旋转机构以及安装在旋转机构上的红外测温仪；
所述旋转机构包括第一齿轮、第二齿轮、回转轴、蜗轮、蜗杆和步进电机，所述第一齿轮通过轴承装置安装在内层板上，第一齿轮的轴线与内层板相垂直，所述红外测温仪安装在所述第一齿轮上；所述回转轴垂直安装在内层板上，所述第二齿轮和蜗轮均安装在回转轴上，且第二齿轮和蜗轮相连接以实现相对于回转轴的同步回转，所述第一齿轮与第二齿轮相啮合；所述步进电机安装在内层板上，输出轴与所述蜗杆相连接，所述蜗杆与蜗轮相啮合；
各铜块的立面均朝向所述第一齿轮的圆心；
所述铜块的截面形状为直角三角形，所述直角三角形的两个直角边所在的平面分别为所述的立面以及与所述外层板相接触的安装面。
作为本实用新型的进一步改进：所述铜块的截面形状为等腰直角三角形。
作为本实用新型的进一步改进：所述第二齿轮的齿数少于第一齿轮的齿数。
相对于现有技术，本实用新型具有如下积极效果：（1）采用红外测温仪替代传统的热电偶，配合旋转机构，一只红外测温仪可检测多个位置的温度，仅需要连接红外测温仪、步进电机的相关线缆，拓扑结构简单，可靠性高，并且能够满足较大温度跨度的检测需求；（2）利用蜗轮蜗杆通过齿轮实现旋转，蜗轮蜗杆作为发热元件远离红外测温仪，避免影响检测结果；（3）通孔采用直角三角形截面结构，一只长方体原料可加工成两件铜块，并且两个直角面分别用于接触外层板和被检测，在节省原材料，保证导热效果；（4）在第二齿轮齿数少于第一齿轮齿数的技术方案中，通过两级减速机构，能够更加精确地调整旋转机构的角度。
附图说明
图1为本实用新型的外形示意图。
图2为温度检测装置布置在外壳处的侧视结构示意图。
图3为温度检测装置的俯视结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图详细说明本实用新型的技术方案：
如图1和2，一种航天飞行器，包括作为飞行器外壳的外层板1和位于外层板1内侧的内层板2，所述外层板1与内层板2之间留有间隙，该间隙处设有用于检测外层板1温度的温度检测装置。
如图2，所述温度检测装置包括若干固定安装在所述外层板1内面并与外层板1内面接触的铜块3，该铜块3用于导热，所述铜块3上具有与所述外层板1相垂直的立面；
所述温度检测装置还包括安装在内层板2外面上的旋转机构4以及安装在旋转机构4上的红外测温仪5，所述红外测温仪5用于测量铜块3立面的温度，间接得到外层板1的温度。
如图3，所述旋转机构4包括第一齿轮401、第二齿轮403、回转轴、蜗轮402、蜗杆404和步进电机405，所述第一齿轮401通过轴承装置安装在内层板2上，第一齿轮401的轴线与内层板2相垂直，所述红外测温仪5安装在所述第一齿轮401上；所述回转轴垂直安装在内层板2上，所述第二齿轮403和蜗轮402均安装在回转轴上，且第二齿轮403和蜗轮402相连接以实现相对于回转轴的同步回转，所述第一齿轮401与第二齿轮403相啮合；所述步进电机405安装在内层板2上，输出轴与所述蜗杆404相连接，所述蜗杆404与蜗轮402相啮合；
所述第二齿轮403的齿数少于第一齿轮401的齿数，作为二级减速机构，提高旋转精度。
各铜块3的立面均朝向所述第一齿轮401的圆心；
为了节约铜块3的加工材料，所述铜块3的截面形状为直角三角形，所述直角三角形的两个直角边所在的平面分别为所述的立面以及与所述外层板1相接触的安装面。优选的，所述铜块3的截面形状为等腰直角三角形。加工时，旋转长方体铜材料，利用线切割得到两块所述铜块3，然后从铜块3的斜面加工用于安装的螺钉通孔。
安装调试时，记录下红外测温仪5朝向各铜块3的立面时，步进电机405输出轴的角度，作为控制依据。
飞行器高速飞行时，外层板1的温度发生变化，通过温度检测装置实时检测外层板1不同位置的实时温度。通过步进电机405驱动红外测温仪5旋转，指向当前待测铜块3时，步进电机405停止，红外测温仪5将测得的数据输出到控制装置中，然后步进电机405再次动作，依次指向各铜块3，完成各点的检测工作。步进电机405的动作亦由前述控制装置控制。控制装置优选基于ARM或X86架构的控制板，带有用于接收红外测温仪5数据、向步进电机405发送脉冲信号的IO模块。