一種適用於低軌任務後太空飛行器離軌的增阻型裝置的製作方法

2023-07-04 20:26:31 2

專利名稱：一種適用於低軌任務後太空飛行器離軌的增阻型裝置的製作方法
技術領域：
本發明屬於空間碎片減緩技術領域，涉及一種通過被動力減小太空飛行器在軌壽命的離軌器，具體指一種適用於任務後太空飛行器離軌的增阻型裝置。
背景技術：
作為人類航天主要活動場所之一的近地空間，空間碎片滯留問題日益嚴重，在軌太空飛行器同空間碎片相遇的機率呈指數級增加。針對近地軌道空間抑制空間碎片增長的迫切需求，太空飛行器研製時就必須具備任務後離軌措施，即通過太空飛行器上的設備或專門的離軌裝置，實現任務後太空飛行器空間結構在軌壽命的顯著縮減。低軌任務後太空飛行器離軌途徑分為主動離軌和被動離軌。目前國際上離軌實踐以主動離軌為主。主動離軌是通過任務後太空飛行器自身的動力系統降低近地點軌道高度，然後再依靠大氣阻力作用使太空飛行器高度快速衰減並再入大氣層。但對於本身並不具備軌道機動能力、儲箱容量有限或超期服役等儲存燃料不足的任務後太空飛行器，則不能實施主動離軌。這些太空飛行器將成為空間碎片。低軌被動離軌是藉助非太空飛行器自身推進系統的被動力(如電磁阻力、大氣阻力等)使任務後太空飛行器降低軌道高度最終進入稠密大氣層隕落。目前的研究包括利用電動力繩系的軌道索型離軌和增大大氣阻力的增阻型離軌。電動力繩系離軌的原理是從需離軌的太空飛行器上伸出一根一端系有一個陰極發射裝置的可導電的細繩，該繩索隨太空飛行器運動並切割地球磁場磁力線產生電動勢，陰極發射裝置進行電子的收集和發射，使導電繩索與電離層形成閉合迴路，從而在繩系上產生電流，並在地球磁場中感生出與運動方向相反的洛倫茲力，依靠此作用力即可使太空飛行器飛行速度降低，逐漸完成離軌。目前國際上電動力繩系離軌方面的主要研究項目包括美國的「終結者」繩系系統(Terminator Tether)、「清障者」 離軌系統(Remora Remover)、小衛星繩系離軌試驗(RETREIVE)以及日本的「清道夫」離軌系統。美、意等國一系列的繩系試驗已證實了電動力繩系系統用於任務後太空飛行器被動離軌的可行性，但諸如繩系力學穩定性、繩系長度和質量、繩系穩定釋放和避免瞬間衝擊等方面上的技術問題還未完全解決，且各次飛行試驗均未成功。從目前研究來看，繩系系統的繩長可能要達到幾十甚至幾百公裡，且低軌離軌效能受限於軌道傾角和軌道高度。對於工程實施技術基礎薄弱，有很大難度。相對於上述利用電動力繩系的軌道索型這種全新的技術，增大大氣阻力的增阻型離軌技術與我國返回衛星技術有類似之處。增阻型離軌是通過在離軌太空飛行器上配備充氣式減速器系統，使用前摺疊貯存，太空飛行器任務完成後，該裝置能夠展開並充分膨脹，形成很大的迎風面積，使阻力顯著增大，迫使太空飛行器速度降低，軌道壽命減小。為了實現增阻功能， 該方案必須要具有膨脹後成型的措施。目前國際上的充氣展開研究項目主要包括美國的 MARS-96著陸艙採用的充氣式氣囊、充氣式減速器與熱防護系統(IATD)、充氣式再入飛行器試驗(IRVE)、充氣式超音速減速器以及俄羅斯的充氣式再入與著陸技術(IRDT)，此外還包括美國在研的拖拽氣球方案。上述研究項目均是面向再入返回、行星探測等航天任務領域，且在專門研製的很低軌道的飛行器上進行試驗驗證，並未針對低軌任務後太空飛行器離軌方面進行研究。

發明內容
本發明的技術解決問題是克服現有技術的不足，提供一種適用於低軌任務後太空飛行器離軌的增阻型裝置，該裝置利用空間充氣膨脹薄膜展開結構技術，在太空飛行器外形成很大的迎風面以增大大氣阻力，使不超過800km軌道高度的任務後太空飛行器軌道壽命顯著減本發明的技術解決方案是一種適用於低軌任務後太空飛行器離軌的增阻型裝置，包括柔性薄膜、氣瓶、電源、推力筒、控制器、火工解鎖裝置以及內部支撐結構和外部支承結構；內部支承結構和外部支承結構構成的主結構及內部空間呈柱狀，主結構通過安裝面與太空飛行器內部連接；內部支承結構有上下兩個圓形板狀結構，上面的板狀結構為艙蓋部分，通過解鎖螺栓與外部支承結構固定連接或解鎖；下面的板狀結構為設備支架，靠近外部安裝面的支架面安裝了氣瓶、電源、控制器，下面的板狀結構與推力筒相連，推力筒採用兩級套接、剪切銷式形式；上下板狀結構間用於存放摺疊壓縮成型的柔性薄膜。所述的柔性薄膜通過充氣展開成形，形成大面積的迎風阻力面，展開後的阻力面結構為倒錐外形。所述的迎風阻力面結構包括充氣支撐環、柔性減阻薄膜以及薄膜增強肋，充氣支撐環採用柔性可成型材料；柔性減阻薄膜通過碳纖維懸線與充氣支撐環相連；柔性減阻薄膜四周增加一圈薄膜增強肋與充氣支撐環相連。所述的充氣支撐環內有作為輔助性結構的充氣支撐管，充氣展開後支撐管支撐充氣支撐環自行成型。本發明與現有技術相比有益效果為其一，圓柱形的外部結構構型和內部空間分布，可提供通暢的阻力面結構展開通道，規則形狀便於增阻型裝置在太空飛行器內部安裝布局。其二，推力筒採用兩級套接、剪切銷式形式，可有效減小推力筒軸向尺寸，並提供推力和所需行程，在完成功能後可以可靠鎖定。其三，充氣支撐環充氣成型、柔性薄膜展開以及薄膜增強肋加強結構的方案，可使阻力面結構達到所需的剛度和強度，不但對氣源需求少，在成型後也不需要維持氣壓，即使由於微流星體、碎片等原因發生氣體洩漏，結構強度也不會明顯下降，可長期保持設計的阻力面外形結構。其四，採用倒錐外形的阻力面結構，具有良好的靜態穩定性，在離軌過程中不需對太空飛行器姿態進行控制。其五，增阻型裝置離軌對太空飛行器本身依賴很小，不消耗太空飛行器所攜帶推進劑，並可利用自帶電源完成離軌工作。此外充分考慮了太空飛行器故障狀態時仍可以實現離軌的需求， 設計了不同的工作模式，可通過自帶電源和控制器自行啟動離軌工作。其六，增阻型裝置採用柔性薄膜摺疊壓縮技術，可產生足夠大的阻力面積的同時， 裝置所佔的體積大大縮小，與普通的剛性減速裝置相比，不僅直徑不受運載整流罩的限制， 附加重量和體積對太空飛行器的影響大大減小，並可在相對較高的高度產生與剛性減速裝置在較低高度上相同的減速能力。本發明面向低軌任務後太空飛行器離軌任務開發，應用了可充氣式再入和降落的核心思想，即充氣成倒錐形的增阻設計思路，並結合空間充氣膨脹薄膜展開結構技術，利用其簡單的結構形式，運用充氣成型等技術，避免了複雜的外形控制和姿態控制問題。採用柔性薄膜摺疊壓縮技術，結合充氣支撐環充氣成型方案，大大節省了對氣源以及儲存空間的需求， 有效減小了增阻型裝置的重量以及外部結構體積。具有自主控制和能源供應能力，功能自成體系，對太空飛行器本身的依賴性很小。本發明適合在不超過800km軌道高度的任務後太空飛行器上使用，可有效縮減任務後太空飛行器的留軌壽命，起到抑制低軌空間碎片增長的作用。


圖1為本發明增阻型裝置內部結構三維分解示意圖。圖2為本發明增阻型裝置內部布局二維示意圖。圖3為本發明增阻型裝置阻力面結構外形示意圖。圖4為本發明增阻型裝置阻力面結構組成示意圖。圖5為本發明增阻型裝置推力筒示意圖。圖6為本發明增阻型裝置工作示意圖。
具體實施例方式下面結合附圖和具體實例對本發明作進一步詳細的說明。本發明包括外部支承結構1、柔性薄膜2、氣瓶3、電源4、推力筒5、控制器6、內部支承結構7、解鎖螺栓8，見圖1、圖2。外部支承結構1和內部支承結構7組成增阻型裝置的主結構，通過結構裝配件安置了增阻型裝置大部分的整體部件。主結構的設計考慮了與太空飛行器的銜接、充氣裝置等的連接，以及柔性薄膜阻力面展開的通道設計。主結構呈柱狀設計，通過安裝面9與太空飛行器內部連接。內部支承結構7有上下兩個圓形板狀結構，上面的板狀結構為艙蓋部分，通過解鎖螺栓8與外部支承結構1固定連接或解鎖；下面的板狀結構為設備支架，靠近外部安裝面9的支架面安裝了氣瓶3、電源4、控制器6，並與推力筒5相連； 上下板狀結構間用於存放摺疊壓縮成型的柔性薄膜2。柔性薄膜2可通過充氣展開成形，形成大面積的迎風阻力面。展開後的阻力面結構為倒錐外形，見圖3。阻力面結構由充氣支撐環11、柔性減阻薄膜10以及薄膜增強肋12 三部分組成，見圖4。由於阻力面結構在充氣展開後需要具有一定的剛度才能起到增阻的作用，因此充氣支撐環11採用柔性、層合鋁材料製成，充氣支撐環11內有作為輔助性結構的充氣支撐管，充氣支撐管由聚醯亞胺組成。充氣展開後支撐管支撐層合鋁塑性自行成型，使整個充氣支撐環達到設計剛度與強度。此種方法實現簡單，成型後不需要維持氣壓的作用就能夠具有很好的剛度，即使在充氣成型後發生氣體洩漏，結構的剛度也不會明顯下降，因此可節省對氣源的要求，且特別適合於在具有微流星體和碎片威脅的太空環境中應用。柔性減阻薄膜10採用能夠適應空間環境的Kapton薄膜拼接而成，最終形狀呈圓錐狀，柔性減阻薄膜10四周通過懸線13與充氣支撐環11相連，懸線13的材料選用碳纖維線。為了使懸線13不對柔性減阻薄膜10四周產生應力集中，在圓錐型薄膜10四周增加一圈薄膜增強肋12與充氣支撐環11相連，薄膜增強肋12採用金屬鋼捲尺材料。
由於增阻型裝置的阻力面結構的充氣是在軌道空間進行，外部壓力極低，僅需很少的氣量就可滿足要求，因此採用了 2個體積小、重量輕、可長時間保存的複合材料氣瓶3 作為充氣氣源，工作介質為無腐蝕性的氮氣或空氣。推力筒5的功能是將增阻型裝置的內部結構推出太空飛行器表面外，為阻力面的展開充氣創造所需空間條件。推力筒5採用兩級套接，剪切銷式形式，可有效減小推力筒軸向尺寸，並提供推力和所需行程，在完成功能後可以可靠鎖定。見圖5。火工裝置14點火起爆， 產生推力，依次將一級內筒15、二級內筒16推出，同時剪切銷17剪斷，利用彈簧卡環18在鎖定槽19中實現可靠鎖定，完成將增阻型裝置推出太空飛行器表面的任務。控制器6與太空飛行器間設有供電接口，並與太空飛行器進行指令交換，控制器的任務是啟動增阻型離軌裝置的工作程序並按預定程序依次發出過程中各個指令，是增阻型離軌裝置的重要組成部分。控制器的電源母線為28V的標準制式。正常情況下，增阻型裝置採用太空飛行器指令模式，根據太空飛行器總體指令啟動；如果太空飛行器已經無法提供啟動指令，則需通過自帶電源和控制器自行啟動。電源4包括儲備電池和鋰離子電池組，鋰離子電池組通過太空飛行器的電源母線充電，給控制器6供電，在達到啟動條件時，控制器6啟動儲備電池，開始增阻型裝置的展開成型工作。儲備電池用於提供作動機構(作動機構包含解鎖螺栓8及推力筒5兩個部分)以及展開成型所需的能源。儲備電池為一次性使用電池，激活前無電能輸出。本發明的工作過程如下太空飛行器任務結束前，柔性薄膜2以摺疊壓縮狀態貯存在增阻型裝置內，增阻型裝置貯存在太空飛行器內，當太空飛行器任務完成後，有兩種模式可以啟動該裝置。正常情況下由太空飛行器總體給出工作信號，即太空飛行器指令模式，控制器6收到工作指令後，增阻型裝置即刻啟動。當太空飛行器無法提供啟動信號時，則由增阻型裝置自帶的電源和控制器6採用程序控制模式啟動，即信號確認模式，控制器6定期回訪太空飛行器控制中樞，若太空飛行器給予反饋信號則認為太空飛行器仍能工作，增阻型裝置不啟動，反之，則認為太空飛行器無法再開展工作，延遲一預先設定的時間後增阻型裝置自行啟動。增阻型裝置啟動後，根據控制器6發出的指令依次執行1)兩個解鎖螺栓8解鎖，艙蓋解鎖；幻推力筒5上的火工裝置點火，將主要的充氣展開裝置推出太空飛行器表面(保持與太空飛行器的剛性連接)；幻啟動氣瓶3實現柔性薄膜2的充氣展開；展開後，阻力面自身結構成型。增阻型裝置形成了很大的迎風面，有效增加大氣阻力，任務後太空飛行器飛行速度減小，從而脫離運行軌道，軌道高度下降速度顯著增加，在一定時間隕落，再入大氣層燒毀。工作過程示意圖見圖6。圖6中的(a)太空飛行器正常運行，增阻型裝置儲存於太空飛行器內，(b)太空飛行器完成任務，啟動增阻型裝置，解鎖螺栓解鎖，(c)控制器發出指令，推力筒工作，系統推出太空飛行器，(d)推力筒工作完成，鎖定，保持與太空飛行器的固連， (e)控制器發出指令，阻力面開始充氣展開(過程中)，(f)阻力面完全充氣展開，增阻型裝置工作過程中的狀態。本發明未詳細說明部分屬於本領域技術人員公知常識。
權利要求
1.一種適用於低軌任務後太空飛行器離軌的增阻型裝置，其特徵在於包括柔性薄膜O)、 氣瓶(3)、電源(4)、推力筒(5)、控制器(6)、火工解鎖裝置(8)以及內部支撐結構(7)和外部支承結構(1)；內部支承結構(7)和外部支承結構(1)構成的主結構及內部空間呈柱狀，主結構通過安裝面(9)與太空飛行器內部連接；內部支承結構(7)有上下兩個圓形板狀結構，上面的板狀結構為艙蓋部分，通過解鎖螺栓(8)與外部支承結構(1)固定連接或解鎖；下面的板狀結構為設備支架，靠近外部安裝面(9)的支架面安裝了氣瓶C3)、電源(4)、控制器(6)，下面的板狀結構與推力筒(5)相連，推力筒(5)採用兩級套接、剪切銷式形式；上下板狀結構間用於存放摺疊壓縮成型的柔性薄膜O)。
2.根據權利要求1所述的一種適用於低軌任務後太空飛行器離軌的增阻型裝置，其特徵在於所述的柔性薄膜(2)通過充氣展開成形，形成大面積的迎風阻力面，展開後的阻力面結構為倒錐外形。
3.根據權利要求2所述的一種適用於低軌任務後太空飛行器離軌的增阻型裝置，其特徵在於所述的迎風阻力面結構包括充氣支撐環(11)、柔性減阻薄膜(10)以及薄膜增強肋 (12)，充氣支撐環(11)採用柔性可成型材料；柔性減阻薄膜(10)通過碳纖維懸線(13)與充氣支撐環(11)相連；柔性減阻薄膜(10)四周增加一圈薄膜增強肋(1 與充氣支撐環 (11)相連。
4.根據權利要求3所述的一種適用於低軌任務後太空飛行器離軌的增阻型裝置，其特徵在於所述的充氣支撐環(11)內有作為輔助性結構的充氣支撐管，充氣展開後充氣支撐管以支撐充氣支撐環自行成型。
全文摘要
一種適用於低軌任務後太空飛行器離軌的增阻型裝置，包括柔性薄膜(2)、氣瓶(3)、電源(4)、推力筒(5)、控制器(6)、火工解鎖裝置(8)以及內部支撐結構(7)和外部支承結構(1)；內部支承結構(7)和外部支承結構(1)構成的主結構及內部空間呈柱狀，主結構通過安裝面(9)與太空飛行器內部連接；內部支承結構(7)有上下兩個圓形板狀結構，上面的板狀結構為艙蓋部分，通過解鎖螺栓(8)與外部支承結構(1)固定連接或解鎖；下面的板狀結構為設備支架，靠近外部安裝面(9)的支架面安裝了氣瓶(3)、電源(4)、控制器(6)，下面的板狀結構與推力筒(5)相連，推力筒(5)採用兩級套接、剪切銷式形式；上下板狀結構間用於存放摺疊壓縮成型的柔性薄膜(2)。
文檔編號B64G1/66GK102358438SQ20111025449
公開日2012年2月22日 申請日期2011年8月31日 優先權日2011年8月31日
發明者張龍, 李仲夏, 王偉志, 顧荃瑩 申請人:北京空間飛行器總體設計部