返回舱及返回式卫星的制作方法

本发明涉及航天技术领域，特别是涉及一种返回舱及返回式卫星。

背景技术：

返回式卫星指在轨道上完成任务后，有部分结构会返回地面的人造卫星。返回式卫星主要用于获取的各种对地观测信息资料，可以带回地面进行分析处理和详细研究，各国均在大力研究发展。返回式卫星主要包括发射段、运行段、再入返回段，各阶段主要任务要求如下：

发射段：星箭在发射场准备完毕，由运载火箭把卫星送入预定轨道，卫星和运载火箭分离，卫星入轨。

运行段：以卫星与火箭分离时刻作为运行段的时间零点，卫星开始按预定程序工作，消除初始姿态偏差，建立运行段对日定向稳定姿态，为载荷提供可靠的工作条件，完成各载荷项目的空间实验。

再入返回段：卫星完成在轨飞行任务后，按预定的程序，由星上数管和地面遥控发出返回调姿、解锁指令，制动发动机工作或者按照程控指令自主使返回舱返回地球，到一定高度打开降落伞，携带回收载荷的回收舱安全着陆，实现载荷的回收。

为完成上述任务，返回式卫星主要包括推进舱以及返回舱。推进舱主要安置推进剂储箱、发动机和电子设备、太阳能帆板、天线、敏感器等设备，返回舱为有效载荷安置空间，可以用于将卫星搭载的载荷送入太空并在空间环境保存一段时间后，从太空轨道返回至地面。已有的返回式卫星，其返回舱因结构设计不合理，导致其气动稳定性较差，不利于卫星的安全运行。

因此，亟需一种新的返回舱及返回式卫星。

技术实现要素：

本发明实施例提供一种返回舱及返回式卫星，返回舱具有更好的气动稳定性，能够保证返回式卫星的安全运行。

一方面，根据本发明实施例提出了一种返回舱，包括：舱本体，所述舱本体具有预定的长度且在自身的长度方向上包括依次分布的迎风段以及尾裙段；迎风体，所述迎风体设置于所述舱本体在所述长度方向的一端并连接于所述迎风段；背风体，所述背风体设置于所述舱本体在所述长度方向的另一端并与所述尾裙段连接，在所述长度方向，所述背风体与所述迎风体相对设置且所述背风体的正投影面积大于所述迎风体的正投影面积；其中，所述尾裙段与所述迎风段相交设置，在所述长度方向并由所述迎风体指向所述背风体，所述尾裙段的横截面逐渐增大。

根据本发明实施例的一个方面，所述迎风段与所述尾裙段之间相交的夹角为α，其中，150°≤α≤170°；和/或，所述迎风段与所述尾裙段为一体式结构。

根据本发明实施例的一个方面，沿所述长度方向并由所述迎风体指向所述背风体，所述迎风段的横截面逐渐增大，所述尾裙段设置于所述迎风段的在所述长度方向的大端处并环绕所述迎风段设置，所述返回舱整体呈钝头旋成体状。

根据本发明实施例的一个方面，所述迎风体呈弧形板状且向远离所述尾裙段的方向凸出；和/或，所述背风体呈弧形板状且向远离所述迎风段的方向凸出。

根据本发明实施例的一个方面，所述舱本体包括环形框架以及包围体，所述环形框架沿所述长度方向延伸并呈镂空状，所述包围体包覆所述环形框架的外周设置并形成中空腔；所述迎风体连接于所述环形框架在所述长度方向的一端，所述背风体连接于所述环形框架在所述长度方向的另一端，所述迎风体及所述背风体共同封闭所述中空腔。

根据本发明实施例的一个方面，所述环形框架包括第一环体、第二环体以及多个桁条，所述第二环体的径向尺寸大于所述第一环体的径向尺寸并在所述长度方向上与所述第一环体间隔分布；多个所述桁条在所述第一环体的周向上彼此间隔设置，所述桁条在所述长度方向包括相继分布并相交设置的第一延伸段以及第二延伸段，所述第一延伸段连接于所述第一环体，所述第二延伸段连接于所述第二环体。

根据本发明实施例的一个方面，所述环形框架还包括加强环体，所述第一环体以及所述第二环体之间设置有至少一个所述加强环体，各所述桁条均与所述加强环体连接。

根据本发明实施例的一个方面，所述返回舱还包括货舱体，所述货舱体设置于所述中空腔；其中，所述货舱体包括筒状本体以及连接部，所述筒状本体具有容纳腔以及与所述容纳腔连通的开口，所述连接部连接于所述开口所在侧并环绕所述筒状本体设置，所述货舱体通过所述连接部与所述舱本体、迎风体以及背风体的至少一者连接。

根据本发明实施例的一个方面，所述舱本体上设置有第一隔热层，所述第一隔热层包覆所述舱本体的外周表面设置；和/或，所述迎风体上设置有第二隔热层，所述第二隔热层贴覆于所述迎风体在所述长度方向远离所述背风体的表面；和/或，所述背风体上设置有第三隔热层，所述第三隔热层贴覆于所述背风体在所述长度方向远离所述迎风体的表面。

一方面，根据本发明实施例提出了一种返回式卫星，包括：推进舱；上述的返回舱，所述返回舱与所述推进舱相继分布，所述背风体面向所述推进舱设置并通过所述背风体和/或所述舱本体的尾裙段与所述推进舱连接。

根据本发明实施例提供的返回舱及返回式卫星，返回舱包括舱本体、迎风体以及背风体，其迎风体在返回舱工作时首先与气流接触，通过舱本体的迎风段以及尾裙段实现导流，由于尾裙段与迎风段相交设置，能够优化返回舱在运行时对气流的引导，使得返回舱布局满足静稳定性要求且具有更好的气动稳定性，能够避免在运行时翻车现象的发生，保证返回式卫星在各阶段运行时的稳安全性。

附图说明

下面将参考附图来描述本发明示例性实施例的特征、优点和技术效果。

图1是现有技术中的返回式卫星的局部结构示意图；

图2是本发明实施例的返回式卫星的局部结构示意图；

图3是本发明一个实施例的返回舱的整体结构示意图；

图4是本发明一个实施例的返回舱的正视图；

图5是本发明实施例的返回舱在工作时对应的壁面压力云图；

图6是本发明实施例的返回舱在工作时对应的气流示意图；

图7是本发明实施例的返回舱的表面压力系数与空间的马赫数等值线关系示意图；

图8是本发明实施例的环形框架的结构示意图；

图9是本发明实施例的包围体的结构示意图；

图10是本发明实施例的货舱体的结构示意图；

图11是本发明另一个实施例的返回舱的结构示意图。

其中：

100-返回舱；

10-舱本体；10a-迎风段；10b-尾裙段；

11-环形框架；111-第一环体；112-第二环体；113-桁条；113a-第一延伸段；113b-第二延伸段；114-加强环体；12-包围体；13-中空腔；

20-迎风体；

30-背风体；

40-货舱体；41-筒状本体；411-容纳腔；412-开口；42-连接部；

50-第一隔热层；60-第二隔热层；70-第三隔热层；

200-推进舱；

x-长度方向。

在附图中，相同的部件使用相同的附图标记。附图并未按照实际的比例绘制。

具体实施方式

下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例。在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便提供对本发明的全面理解。但是，对于本领域技术人员来说很明显的是，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明的更好的理解。在附图和下面的描述中，至少部分的公知结构和技术没有被示出，以便避免对本发明造成不必要的模糊；并且，为了清晰，可能夸大了部分结构的尺寸。此外，下文中所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。

下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本发明的返回舱及返回式卫星的具体结构进行限定。在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“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；可以是直接相连，也可以间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

请参阅图1，现有技术中的返回式卫星，其主要包括沿同一方向相继设置的返回舱、制动舱、服务舱以及密封舱，其返回舱呈平滑过渡的锥形体，该种设置方式静稳定性以及气动稳定性较差，不利于卫星的安全运行，基于此，本发明实施例提供一种新型的返回舱以及返回式卫星，该返回舱静稳定性以及气动稳定性好，能够保证返回式卫星的安全性能。为了更好地理解本发明，下面结合图2至图11根据本发明实施例的返回舱及返回式卫星进行详细描述。

请参阅图2，图2示出了本发明一个实施例的返回式卫星的结构示意图。返回式卫星包括推进舱200以及返回舱100，返回舱100与推进舱200相继分布并相互连接，推进舱200可以包括安置推进剂储箱、发动机和电子设备、太阳能帆板、天线、敏感器等，其可以为现有的推进舱结构，此处不再赘述。

为了更好的优化返回式卫星的结构，使其具有更好的气动稳定性，本发明实施例还提供一种返回舱100，该返回舱100可以作为独立的构件单独生产，当然也可以用于上述实施例的返回式卫星并作为返回式卫星的组成部分。

请一并参阅图3以及图4，图3示出了本发明一个实施例的返回舱100的整体结构示意图，图4示出了本发明一个实施例的返回舱100的正视图。

本发明实施例提供的返回舱100，其包括舱本体10、迎风体20以及背风体30，舱本体10具有预定的长度且在自身的长度方向x上包括相继分布的迎风段10a以及尾裙段10b。迎风体20设置于舱本体10在自身长度方向x的一端并连接于迎风段10a。背风体30设置于舱本体10在长度方向x的另一端并与尾裙段10b连接。在舱本体10的长度方向x，迎风体20与背风体30相对设置且迎风体20的正投影面积小于背风体30的正投影面积，其中，尾裙段10b与迎风段10a相交设置，在长度方向x并由迎风体20指向背风体30，尾裙段10b的横截面逐渐增大。

请一并参阅图5以及图6，图5示出了本发明实施例的返回舱100在工作时对应的壁面压力云图，图6示出了本发明实施例的返回舱100在工作时对应的气流示意图。由图可知，本发明实施例提供的返回舱100，其迎风体20在返回舱100工作时首先与气流接触，通过舱本体10的迎风段10a以及尾裙段10b实现导流，由于尾裙段10b与迎风段10a相交设置，能够优化返回舱100在运行时对气流的引导，使得返回舱100具有更好的静稳定性以及气动稳定性，能够避免运行时翻车、乱转现象的发生，保证返回式卫星在各阶段运行时的安全性。同时，上述设置方式，相对传统的返回舱，能够减小迎风段10a的锥度，更利于满足星上仪器设备安装要求。

作为一种可选的实施例方式，迎风段10a与尾裙段10b之间相交的夹角为α，其中，150°≤α≤170°，即迎风段10a与尾裙段10b之间相交的夹角α可以为150°至170°之间的任意数值，包括150°、170°两个端值，可选为165°。通过限定迎风段10a以及尾裙段10b的夹角α为上述设置，能够进一步优化返回舱100的气动稳定性，在保证对迎风段10a以及尾裙段10b导流要求的基础上，减小返回舱100运行时的阻力，并能够提高其安全性能。

请一并参阅图2至图7，图7示出了本发明实施例的返回舱100的表面压力系数与空间的马赫数等值线，作为一种可选的实施方式，本发明上述各实施例提供的返回舱100，沿长度方向x并由迎风体20指向背风体30，迎风段10a的横截面逐渐增大，尾裙段10b设置于迎风段10a的在长度方向x的大端处并环绕迎风段10a设置，返回舱100整体呈钝头旋成体状。通过上述设置，能够使得本发明实施例提供的返回舱100表面压力系数变化过渡均匀，驻点位置压力最大并沿流线逐渐减小。流场中给出了若干截面的马赫数等值线图，可见空间弓形激波清晰，后体激波同样清晰可见，尾部分离区明显，整体流场结构更加合理。

作为一种可选的实施方式，迎风段10a以及尾裙段10b均呈锥筒状，可选为圆锥筒状。可选的，迎风段10a与尾裙段10b彼此同轴设置。可选的，在长度方向x，迎风段10a的大头端与尾裙段10b的小头端相接并相交设置。

作为一种可选的实施方式，本发明上述各实施例提供的返回舱100，迎风体20呈弧形板状且向远离所述尾裙段10b的方向凸出，由于返回舱100在工作时迎风体20先与气流接触，通过将迎风体20设置为弧形板状且向远离所述尾裙段10b的方向凸出，能够有效的减小返回舱100在运行时的阻力。

作为一种可选的实施方式，背风体30呈弧形板状且向远离所述迎风段10a的方向凸出。通过上述设置，能够进一步优化返回舱100的气动稳定性。

作为一种可选的实施方式，本发明上述各实施例提供的返回舱100，迎风段10a与尾裙段10b为一体式结构，易于成型，且能够使得返回舱100的气动稳定性更好。

请一并参阅图8及图9，图8示出了本发明实施例的环形框架11的结构示意图，图9示出了本发明实施例的包围体12的结构示意图。在一些可选的实施例中，上述各实施例提供的返回舱100，舱本体10包括环形框架11以及包围体12，环形框架11沿长度方向x延伸并呈镂空状，包围体12包覆环形框架11的外周设置并形成中空腔13。迎风体20连接于环形框架11在长度方向x的一端，背风体30连接于环形框架11在长度方向x的另一端，迎风体20及背风体30共同封闭中空腔13。舱本体10采用上述结构形式，易于成型，能够保证其质量以及强度的平衡，优化返回舱100的性能。

在一些可选的实施例中，环形框架11包括第一环体111、第二环体112以及多个桁条113，第二环体112的径向尺寸大于第一环体111的径向尺寸并在舱本体10的长度方向x上与第一环体111间隔分布。多个桁条113在第一环体111的周向上彼此间隔设置，桁条113在舱本体10的长度方向x包括相继分布并相交设置的第一延伸段113a以及第二延伸段113b，第一延伸段113a连接于第一环体111，第二延伸段113b连接于第二环体112。环形框架11采用上述形式，在满足返回舱100性能要求的基础上，结构简单，成本低廉且易于成型。

在具体实施时，桁条113的数量可以根据返回舱100的尺寸要求和/或强度要求设定，在此不做具体数量限定。

可选的，第一环体111以及第二环体112均可以为圆环状且同轴设置，多个桁条113在第一环体111的周向上均匀且间隔设置，通过上述设置，使得返回舱100在运行时，四周的受力均衡，易于控制，使得返回舱100能够按照预定的轨迹运行。

在一些可选的实施例中，桁条113的一端可以插接于第一环体111并与第一环体111固定连接，例如焊接连接，桁条113的另一端可以插接于第二环体112并与第二环体112固定连接，例如可以采用连接等方式。

可选的，桁条113的第一延伸段113a以及第二延伸段113b各自在舱本体10的长度方向x的尺寸可以根据要求设置，在一些可选的示例中，在舱本体10的长度方向x上，第一延伸段113a的长度可以与迎风段10a的长度一致，第二延伸段113b的长度可以与尾裙段10b的长度一致，通过上述设置，能够更好的保证舱本体10的迎风段10a以及尾裙段10b的成型要求，使得返回舱100具有更好的气动稳定性。

作为一种可选的实施方式，第一延伸段113a以及第二延伸段113b相交的夹角可以大于等于150°且小于等于170°，即，第一延伸段113a以及第二延伸段113b相交的夹角可以为150°至170°之间的任意数值，包括150°、170°两个端值，一些可选的示例中，第一延伸段113a以及第二延伸段113b相交的夹角可选为165°，具体可以根据要成型返回舱100的迎风段10a与尾裙段10b之间相交的角度要求设定。

请继续参阅图8及图9，作为一种可选的实施方式，上述各实施例提供的返回舱100，其环形框架11还包括加强环体114，第一环体111以及第二环体112之间设置有至少一个加强环体114，各桁条113均与加强环体114连接。由于返回舱100具有预定的长度，且在运行受到较强的气压作用，通过设置加强环体114并限定桁条113与加强环体114之间的连接关系，可以提高环形框架11的强度，有效的防止返回舱100在运行时变形，进而保证返回舱100在运行时的气动稳定性，使其具有更高的安全性能。

作为一种可选的实施方式，加强环体114上可以设置有形状与桁条113形状相匹配的插孔，桁条113可以由插孔插入加强环体114并与加强环体114过盈配合或者焊接连接等方式固定。

可选的，加强环体114的数量可以根据返回舱100的强度要求设定，可以为一个、两个甚至更多个，只要能够满足返回舱100的性能要求均可。

在一些可选的实施例中，上述各实施例提供的返回舱100，其第一环体111、第二环体112、加强环体114以及桁条113均可以采用铝合金材料制成，质量轻便，且能够使得返回舱100的气动稳定性更好。

作为一种可选的实施方式，上述各实施例提供的返回舱100，其包围体12可以采用蒙皮制成，包围体12的形状可以与环形框架11的外轮廓形状相匹配并贴合于环形框架11的外周，以形成位于环形框架11内部的中空腔13，可选的，蒙皮可以采用铝合金材料制成，且厚度可以在1.5mm-2.5mm之间的任意数值，包括1.5mm、2.5mm，可选为2mm。

请一并参阅图10，图10示出了本发明实施例的货舱体40的结构示意图。作为一种可选的实施方式，上述各实施例提供的返回舱100，还包括货舱体40，货舱体40设置于中空腔13。其中，货舱体40包括筒状本体41以及连接部42，筒状本体41具有容纳腔411以及与容纳腔411连通的开口，连接部42连接于开口所在侧并环绕筒状本体41设置，货舱体40通过连接部42与舱本体10、迎风体20以及背风体30的至少一者连接。通过设置货舱体40，可以用于放置卫星搭载的载荷如各类植物种子、果蝇等。

在一些可选的实施例中，可以使得货舱体40的开口面向背风体30设置并通过连接部42与背风体30之间可拆卸连接。

作为一种可选的实施方式，背风体30与舱本体10之间可以采用可拆卸连接方式相互连接，通过上述设置，利于向返回舱100内放置需要携带的载荷。

在一些可选的实施例中，筒状本体41以及连接部42均可以采用铝合金材料制成，筒状本体41的壁厚可以为2mm～4mm之间的任意数值，包括2mm、4mm两个端值，可选为3mm。

作为一种可选的实施方式，连接部42可以为设置于筒状本体41的外周并与筒状本体41连接的端法兰，通过连接部42可以与舱本体10、迎风体20以及背风体30中的一者通过紧固件如紧固螺钉等可拆卸连接，当然，在有些示例中，连接部42可以与舱本体10、迎风体20以及背风体30中的至少一者也可以采用焊接等方式连接，只要能够满足货舱体40在中空腔13内的固定，保证需要送入太空中的载荷(如种子等)等的稳定性要求均可。

请一并参阅图11，图11示出了本发明另一个实施例的返回舱100的结构示意图。在一些可选的实施例中，上述各实施例提供的返回舱100，舱本体10上设置有第一隔热层50，第一隔热层50包覆舱本体10的外周表面设置。通过设置第一隔热层50，能够通过第一隔热层50对舱本体10进行防护，提高返回舱100在运行时舱本体10的耐热性能。可选的，第一隔热层50可以采用低密度烧蚀材料，密度约0.3g/cm³，厚度为20mm～25mm之间的任意数值，包括20mm、25mm两个端值，通过上述设置，能够进一步优化舱本体10的耐热性能。

作为一种可选的实施方式，上述各实施例提供的返回舱100，迎风体20上设置有第二隔热层60，第二隔热层60贴覆于迎风体20在长度方向x远离背风体30的表面。通过设置第二隔热层60，能够用于对迎风体20进行防护，提高迎风体20的耐热性能。可选的，第二隔热层60可以采用低密度烧蚀材料，密度约0.5g/cm³，厚度为35mm～45mm之间的任意数值，包括35mm、45mm两个端值，可选为40cm，通过上述设置，能够进一步优化迎风体20的耐热性能。

在一些可选的实施例中，上述各实施例提供的返回舱100，背风体30上设置有第三隔热层70，第三隔热层70贴覆于背风体30在长度方向x远离迎风体20的表面。通过设置第三隔热层70，能够用于对背风体30进行防护，提高背风体30的耐热性能，可选的，第三隔热层70可以采用低密度烧蚀材料，密度约0.3g/cm³，厚度为20mm～25mm之间的任意数值，包括20mm、25mm两个端值，通过上述设置，能够进一步优化背风体30的耐热性能。

作为一种可选的实施方式，上述各实施例提供的返回舱100，其质量可以小于等于175kg。可选的，在舱本体10的长度方向x，返回舱100的整体长度尺寸为1408mm-1418mm之间的任意数值，包括1408mm、1418mm两个端值，可选为1413mm。通过上述设置，能够进一步优化返回舱100的性能，更好的满足返回式卫星的使用需求。

作为一种可选的实施方式，本发明上述各实施例提供的返回式卫星，其整体质量小于等于250kg，在舱本体10的长度方向x，返回式卫星的整体长度为1908mm-1918mm之间的任意数值，包括1908mm、1918mm两个端值，可选为1913mm。可选的，返回式卫星的径向尺寸为1178mm-1188mm之间的任意数值，包括1178mm、1188mm两个端值，可选为1183mm。通过上述设置，能够使得返回式卫星具有更好的气动稳定性，安全性更高且易于控制。

综上，本发明的返回舱100，因其包括舱本体10、迎风体20以及背风体30，其迎风体20在返回舱100工作时首先与气流接触，通过舱本体10的迎风段10a以及尾裙段10b实现导流，由于尾裙段10b与迎风段10a相交设置，能够优化返回舱100在运行时对气流的引导，使得返回舱100布局满足静稳定性要求且具有更好的气动稳定性，能够避免运行时翻车、乱转现象的发生，保证返回式卫星在各阶段运行时的稳安全性。同时，上述设置方式，相对传统的返回舱100，能够减小迎风段10a的锥度，更利于满足星上仪器设备安装要求。并且，通过仿真分析，本发明实施例提供的返回舱100，通过上述结构设置，还能够使得返回舱100的阻力系数、升力系数及对计算坐标系原点的力矩系数均得到更好的优化。

而本发明实施例提供的返回式卫星，因其包括上述各实施例提供的返回舱100，因此，返回式卫星整体布局满足静稳定性要求，且在服役时，气动稳定性好，在各阶段运行时的稳安全性更高，易于推广使用。

虽然已经参考优选实施例对本发明进行了描述，但在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。