一种可重复使用航天器的制作方法

[0001]
本发明涉及航空航天领域，尤其涉及一种可重复使用航天器。


背景技术：

[0002]
随着航天活动越来越频繁，规模越来越大，航天器的成本就成了制约航天发展的一项非常重要的因素。比如，在需要实现人员及货物天地往返运输的载人航天领域，高昂的天地往返运输成本已成为制约大规模空间应用的主要因素。随着商业资本进入航天领域，讲求效益的低成本运营已成为未来航天可持续健康发展的必然要求。可重复使用是降低航天器成本的重要途径。利用可重复使用技术，可以在系统设计、任务规划、运行维护等各方面进行成本控制，来降低项目研制及运营费用。
[0003]
可重复使用航天器是指，航天器经过一次飞行任务并返回地球后，在地面经过一定的检测、维修，航天器上的全部或部分还能重复使用，不需要更换即可再次用于飞行任务。而以往的返回式航天器的返回舱侧壁防热结构在生产加工过程中，一般以返回舱金属结构为基底进行成型、固化和加工，防热结构完成生产后，与内部金属结构不能拆开，返回舱返回地面后，防热结构无法拆卸，返回舱金属结构也不可能重复使用。
[0004]
同时，以往的返回式航天器一般采用发动机缓冲着陆，返回舱着陆过程中容易发生侧翻，可能会造成舱上设备受损。
[0005]
此外，传统可再入返回的航天器中，返回舱的外部防热结构与内部金属结构采用一体化设计，给需在舱体表面安装的敏感器类设备在返回舱上布局带来一定局限性，因此一般将这类设备安装在推进舱上。由于推进舱在航天器再入过程中被烧毁，这些设备也就无法带回地面。


技术实现要素：

[0006]
本发明的目的在于提供一种可重复使用航天器，实现航天器的重复使用。
[0007]
为实现上述发明目的，本发明提供一种可重复使用航天器，包括：返回舱和与所述返回舱可拆卸连接的推进舱；
[0008]
所述返回舱包括：返回舱主体，以及与所述返回舱主体可拆卸连接的，且用于包裹所述返回舱主体的隔热结构。
[0009]
根据本发明的一个方面，所述隔热结构与所述返回舱主体的外形形状相配合的设置。
[0010]
根据本发明的一个方面，所述隔热结构包括：头罩、侧壁和大底；
[0011]
所述头罩和所述大底在所述侧壁相对的两端分别设置；
[0012]
所述侧壁与所述返回舱主体可拆卸地连接。
[0013]
根据本发明的一个方面，所述头罩与所述侧壁可开合的活动连接或固定安装可拆卸连接；
[0014]
所述大底与所述侧壁可拆卸地连接。
[0015]
根据本发明的一个方面，所述侧壁包括：连接支承和隔热壁；
[0016]
所述隔热壁通过所述连接支承与所述返回舱主体的侧壁可拆卸地连接。
[0017]
根据本发明的一个方面，所述隔热壁采用多个拼接组件沿所述返回舱主体的侧壁依次拼接构成。
[0018]
根据本发明的一个方面，所述返回舱还包括：凹舱；
[0019]
所述凹舱设置于所述返回舱主体与所述侧壁之间，且分别与所述返回舱主体和所述侧壁密封连接。
[0020]
根据本发明的一个方面，所述返回舱还包括：降落伞；
[0021]
所述降落伞收纳在所述凹舱内。
[0022]
根据本发明的一个方面，所述返回舱还包括：与所述返回舱主体相连的缓冲气囊；
[0023]
所述缓冲气囊可折叠压缩地收纳在所述大底内。
[0024]
根据本发明的一个方面，在所述侧壁上还设置有隔热观测口，以及密封安装在所述隔热观测口上的隔热玻璃；
[0025]
所述隔热观测口设置在一个完整的所述拼接组件上，且所述隔热玻璃与所述拼接组件密封连接。
[0026]
根据本发明的一种方案，通过对返回舱进行合理的可重复使用系统设计，保证了尽可能多的有价值设备安装在返回舱上，实现了安装在返回舱上的设备能尽可能的安全无损地带回地面，进一步实现了航天器可重复使用的效率最大化，有效降低研制成本。
[0027]
根据本发明的一种方案，采用头罩设计，可实现有交会对接任务需求的航天器上对接机构、交会对接敏感器等设备的有效保护，对提高其重复使用效率有利。
[0028]
根据本发明的一种方案，采用可拆卸式隔热结构设计，可实现航天器返回舱主体金属结构的重复使用。
[0029]
根据本发明的一种方案，采用气囊着陆缓冲设计，可实现返回舱无损或减损着陆，避免返回舱着陆过程中舱上设备受损，为实现更多设备可重复使用创造良好的基础。
[0030]
根据本发明的一种方案，返回舱隔热结构上局部观测窗口设计，为实现舱体表面安装的敏感器类设备在返回舱上安装，进而实现可重复使用奠定基础。
[0031]
根据本发明的一种方案，返回舱上局部密封凹舱设计，可避免返回舱着陆过程中周围环境对返回舱上设备的影响，进而为设备实现重复使用奠定基础。
附图说明
[0032]
图1是示意性表示根据本发明的一种实施方式的可重复使用航天器的结构图；
[0033]
图2是示意性表示根据本发明的一种实施方式的返回舱的结构图；
[0034]
图3是示意性表示根据本发明的另一种实施方式的返回舱的结构图；
[0035]
图4是示意性表示根据本发明的一种实施方式的侧壁的结构图；
[0036]
图5是示意性表示根据本发明的一种实施方式的拼接组件的结构图；
[0037]
图6是示意性表示根据本发明的一种实施方式的可重复使用航天器着陆过程的结构图；
[0038]
图7是示意性表示根据本发明的一种实施方式的侧壁开设隔热观测口的结构图。
具体实施方式
[0039]
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0040]
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，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，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
[0041]
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
[0042]
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种可重复使用航天器，包括：返回舱1和与返回舱1可拆卸连接的推进舱2。在本实施方式中，返回舱1采用钝头体构型，具备再入返回地球的能力，推进舱主要用于提供航天器在轨飞行所需的能源及动力。在本实施方式中，返回舱1包括：返回舱主体11，以及与返回舱主体11可拆卸连接的，且用于包裹返回舱主体11的隔热结构12。在本实施方式中，返回舱1中的隔热结构12用于实现返回舱1再入大气层过程汇总对舱上设备的高温热防护。在本实施方式中，隔热结构12与返回舱主体11的外形形状相配合的设置。
[0043]
结合图1和图2所示，根据本发明的一种实施方式，隔热结构12包括：头罩121、侧壁122和大底123。在本实施方式中，头罩121和大底123在侧壁122相对的两端分别设置；侧壁122与返回舱主体11可拆卸地连接。
[0044]
结合图1、图2和图3所示，根据本发明的一种实施方式，头罩121与侧壁122可开合的活动连接或固定安装可拆卸连接；大底123与侧壁122可拆卸地连接。在本实施方式中，头罩可根据航天器任务要求设计为固定安装可拆卸式(如图2)或在轨可展收式(如图3)。对于有交会对接任务需求的航天器，往往需要在返回舱的头罩121内安装交会对接机构及交会对接相关敏感器，因此，在交会对接前，可将头罩展开(如图3)，完成交会对接任务并返回地球前，将头罩合拢，以确保返回舱在再入大气层过程中，头罩内部的对接机构及交会对接敏感器不会被烧毁。对于没有交会对接任务需求的航天器，头罩可设计为固定安装可拆卸连接的，发射前将头罩固定好，在轨期间一直处于固定状态，返回地面后再将头罩拆卸。
[0045]
在本实施方式中，大底123与侧壁122内部形成的空间可用于安装相关设备。
[0046]
如图1所示，根据本发明的一种实施方式，侧壁122包括：连接支承和隔热壁1221。在本实施方式中，连接支承沿返回舱主体11的侧壁布置，进而隔热壁1221通过与连接支承可拆卸地连接，实现了隔热壁1221与返回舱主体11的侧壁可拆卸地连接。在本实施方式中，隔热壁1221完成安装后与返回舱主体11的侧壁的形状保持一致。
[0047]
结合图4和图5所示，根据本发明的一种实施方式，隔热壁1221采用多个拼接组件1221a沿返回舱主体11的侧壁依次拼接构成。在本实施方式中，每个拼接组件1221a的形状均是按照其所在隔热壁1221上的安装位置所定的，在拼接组件1221a上设置有连接结构，用于与连接支承实现可拆卸连接。在本实施方式中，连接结构可以为安装孔、安装卡扣、与拼
接组件1221a固定在一起的连接件等。如图5所示，在本实施方式中，拼接组件1221a上的连接结构设置为安装孔，可通过螺接的方式与连接支承相互连接。在返回舱1返回地面后，可将外部已烧蚀的拼接组件1221a拆卸，为实现侧壁122上连接支承等结构的可重复使用提供了基础。
[0048]
根据本发明的一种实施方式，返回舱1还包括：凹舱。在本实施方式中，实现了返回舱着陆过程周围环境防护设计，在返回舱1返回着陆过程中，为避免着陆区域的尘土、沙子、水等进入返回舱1内，引起返回舱1上设备受损，进而影响设备再次重复使用。进而在返回舱侧壁与侧壁122之间围成的区域中设置凹舱，凹舱与其它区域密封设计，实现分别与返回舱主体11和侧壁122的密封连接。在本实施方式中，凹舱是用结构板或相关材料在返回舱主体11和侧壁122之间单独隔出的一个小空间，与周围相对密封。当凹舱内安装的设备或机构工作后，不会破坏与周围结构的密封性。进而，在本实施方式中，凹舱内安装再入返回至着陆过程中存在动作并破坏隔热结构12完整性及密封性的机构产品，例如，降落伞、信标天线等。
[0049]
为尽可能保证返回舱在返回着陆过程中不受损，返回舱经降落伞减速后可采用气囊缓冲着陆方案。
[0050]
如图6所示，根据本发明的一种实施方式，返回舱1还包括：降落伞13。在本实施方式中，降落伞13收纳在凹舱内。
[0051]
如图6所示，根据本发明的一种实施方式，返回舱1还包括：与返回舱主体11相连的缓冲气囊14。在本实施方式中，缓冲气囊14可折叠压缩地收纳在大底123内。在本实施方式中，航天器发射前，将缓冲气囊通过折叠压缩方式安装在大底123内。返回舱经再入大气层并经降落伞减速后，将大底123分离，并将气囊充气展开，利用充气后的气囊为返回舱实现缓冲着陆。为提高着陆缓冲过程中气囊对舱体的缓冲性能及抗侧翻性能，可对气囊形状进行赋形设计，确保气囊充气后与返回舱大底区域的外形较好匹配。
[0052]
如图7所示，根据本发明的一种实施方式，在侧壁122上还设置有隔热观测口1222，以及密封安装在隔热观测口1222上的隔热玻璃1223。在本实施方式中，隔热观测口1222设置在一个完整的拼接组件1221a上，且隔热玻璃1223与拼接组件1221a密封连接。为实现敏感器等设备在返回舱上的安装布局，进而在侧壁122的拼接组件1221a上设置局部开孔(隔热观测口1222)，并使用专用的隔热玻璃1223，为敏感器的镜头提供对外观测的窗口，通过隔热玻璃1223的光学性能与敏感器镜头性能进行匹配，满足敏感器在轨使用要求。
[0053]
上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。
[0054]
以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。