專利名稱：一種適用于低軌任務(wù)后航天器離軌的增阻型裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于空間碎片減緩技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種通過(guò)被動(dòng)力減小航天器在軌壽命的離軌器，具體指一種適用于任務(wù)后航天器離軌的增阻型裝置。
背景技術(shù)：
作為人類航天主要活動(dòng)場(chǎng)所之一的近地空間，空間碎片滯留問(wèn)題日益嚴(yán)重，在軌航天器同空間碎片相遇的機(jī)率呈指數(shù)級(jí)增加。針對(duì)近地軌道空間抑制空間碎片增長(zhǎng)的迫切需求，航天器研制時(shí)就必須具備任務(wù)后離軌措施，即通過(guò)航天器上的設(shè)備或?qū)ｉT的離軌裝置，實(shí)現(xiàn)任務(wù)后航天器空間結(jié)構(gòu)在軌壽命的顯著縮減。低軌任務(wù)后航天器離軌途徑分為主動(dòng)離軌和被動(dòng)離軌。目前國(guó)際上離軌實(shí)踐以主動(dòng)離軌為主。主動(dòng)離軌是通過(guò)任務(wù)后航天器自身的動(dòng)力系統(tǒng)降低近地點(diǎn)軌道高度，然后再依靠大氣阻力作用使航天器高度快速衰減并再入大氣層。但對(duì)于本身并不具備軌道機(jī)動(dòng)能力、儲(chǔ)箱容量有限或超期服役等儲(chǔ)存燃料不足的任務(wù)后航天器，則不能實(shí)施主動(dòng)離軌。這些航天器將成為空間碎片。低軌被動(dòng)離軌是借助非航天器自身推進(jìn)系統(tǒng)的被動(dòng)力(如電磁阻力、大氣阻力等)使任務(wù)后航天器降低軌道高度最終進(jìn)入稠密大氣層隕落。目前的研究包括利用電動(dòng)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(dòng)力繩系離軌的原理是從需離軌的航天器上伸出一根一端系有一個(gè)陰極發(fā)射裝置的可導(dǎo)電的細(xì)繩，該繩索隨航天器運(yùn)動(dòng)并切割地球磁場(chǎng)磁力線產(chǎn)生電動(dòng)勢(shì)，陰極發(fā)射裝置進(jìn)行電子的收集和發(fā)射，使導(dǎo)電繩索與電離層形成閉合回路，從而在繩系上產(chǎn)生電流，并在地球磁場(chǎng)中感生出與運(yùn)動(dòng)方向相反的洛倫茲力，依靠此作用力即可使航天器飛行速度降低，逐漸完成離軌。目前國(guó)際上電動(dòng)力繩系離軌方面的主要研究項(xiàng)目包括美國(guó)的“終結(jié)者”繩系系統(tǒng)(Terminator Tether)、“清障者” 離軌系統(tǒng)(Remora Remover)、小衛(wèi)星繩系離軌試驗(yàn)(RETREIVE)以及日本的“清道夫”離軌系統(tǒng)。美、意等國(guó)一系列的繩系試驗(yàn)已證實(shí)了電動(dòng)力繩系系統(tǒng)用于任務(wù)后航天器被動(dòng)離軌的可行性，但諸如繩系力學(xué)穩(wěn)定性、繩系長(zhǎng)度和質(zhì)量、繩系穩(wěn)定釋放和避免瞬間沖擊等方面上的技術(shù)問(wèn)題還未完全解決，且各次飛行試驗(yàn)均未成功。從目前研究來(lái)看，繩系系統(tǒng)的繩長(zhǎng)可能要達(dá)到幾十甚至幾百公里，且低軌離軌效能受限于軌道傾角和軌道高度。對(duì)于工程實(shí)施技術(shù)基礎(chǔ)薄弱，有很大難度。相對(duì)于上述利用電動(dòng)力繩系的軌道索型這種全新的技術(shù)，增大大氣阻力的增阻型離軌技術(shù)與我國(guó)返回衛(wèi)星技術(shù)有類似之處。增阻型離軌是通過(guò)在離軌航天器上配備充氣式減速器系統(tǒng)，使用前折疊貯存，航天器任務(wù)完成后，該裝置能夠展開(kāi)并充分膨脹，形成很大的迎風(fēng)面積，使阻力顯著增大，迫使航天器速度降低，軌道壽命減小。為了實(shí)現(xiàn)增阻功能， 該方案必須要具有膨脹后成型的措施。目前國(guó)際上的充氣展開(kāi)研究項(xiàng)目主要包括美國(guó)的 MARS-96著陸艙采用的充氣式氣囊、充氣式減速器與熱防護(hù)系統(tǒng)(IATD)、充氣式再入飛行器試驗(yàn)(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(shù)(IRDT)，此外還包括美國(guó)在研的拖拽氣球方案。上述研究項(xiàng)目均是面向再入返回、行星探測(cè)等航天任務(wù)領(lǐng)域，且在專門研制的很低軌道的飛行器上進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，并未針對(duì)低軌任務(wù)后航天器離軌方面進(jìn)行研究。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問(wèn)題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種適用于低軌任務(wù)后航天器離軌的增阻型裝置，該裝置利用空間充氣膨脹薄膜展開(kāi)結(jié)構(gòu)技術(shù)，在航天器外形成很大的迎風(fēng)面以增大大氣阻力，使不超過(guò)800km軌道高度的任務(wù)后航天器軌道壽命顯著減本發(fā)明的技術(shù)解決方案是一種適用于低軌任務(wù)后航天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(nèi)部支撐結(jié)構(gòu)和外部支承結(jié)構(gòu)；內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)和外部支承結(jié)構(gòu)構(gòu)成的主結(jié)構(gòu)及內(nèi)部空間呈柱狀，主結(jié)構(gòu)通過(guò)安裝面與航天器內(nèi)部連接；內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)有上下兩個(gè)圓形板狀結(jié)構(gòu)，上面的板狀結(jié)構(gòu)為艙蓋部分，通過(guò)解鎖螺栓與外部支承結(jié)構(gòu)固定連接或解鎖；下面的板狀結(jié)構(gòu)為設(shè)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(jié)構(gòu)與推力筒相連，推力筒采用兩級(jí)套接、剪切銷式形式；上下板狀結(jié)構(gòu)間用于存放折疊壓縮成型的柔性薄膜。所述的柔性薄膜通過(guò)充氣展開(kāi)成形，形成大面積的迎風(fēng)阻力面，展開(kāi)后的阻力面結(jié)構(gòu)為倒錐外形。所述的迎風(fēng)阻力面結(jié)構(gòu)包括充氣支撐環(huán)、柔性減阻薄膜以及薄膜增強(qiáng)肋，充氣支撐環(huán)采用柔性可成型材料；柔性減阻薄膜通過(guò)碳纖維懸線與充氣支撐環(huán)相連；柔性減阻薄膜四周增加一圈薄膜增強(qiáng)肋與充氣支撐環(huán)相連。所述的充氣支撐環(huán)內(nèi)有作為輔助性結(jié)構(gòu)的充氣支撐管，充氣展開(kāi)后支撐管支撐充氣支撐環(huán)自行成型。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比有益效果為其一，圓柱形的外部結(jié)構(gòu)構(gòu)型和內(nèi)部空間分布，可提供通暢的阻力面結(jié)構(gòu)展開(kāi)通道，規(guī)則形狀便于增阻型裝置在航天器內(nèi)部安裝布局。其二，推力筒采用兩級(jí)套接、剪切銷式形式，可有效減小推力筒軸向尺寸，并提供推力和所需行程，在完成功能后可以可靠鎖定。其三，充氣支撐環(huán)充氣成型、柔性薄膜展開(kāi)以及薄膜增強(qiáng)肋加強(qiáng)結(jié)構(gòu)的方案，可使阻力面結(jié)構(gòu)達(dá)到所需的剛度和強(qiáng)度，不但對(duì)氣源需求少，在成型后也不需要維持氣壓，即使由于微流星體、碎片等原因發(fā)生氣體泄漏，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度也不會(huì)明顯下降，可長(zhǎng)期保持設(shè)計(jì)的阻力面外形結(jié)構(gòu)。其四，采用倒錐外形的阻力面結(jié)構(gòu)，具有良好的靜態(tài)穩(wěn)定性，在離軌過(guò)程中不需對(duì)航天器姿態(tài)進(jìn)行控制。其五，增阻型裝置離軌對(duì)航天器本身依賴很小，不消耗航天器所攜帶推進(jìn)劑，并可利用自帶電源完成離軌工作。此外充分考慮了航天器故障狀態(tài)時(shí)仍可以實(shí)現(xiàn)離軌的需求， 設(shè)計(jì)了不同的工作模式，可通過(guò)自帶電源和控制器自行啟動(dòng)離軌工作。其六，增阻型裝置采用柔性薄膜折疊壓縮技術(shù)，可產(chǎn)生足夠大的阻力面積的同時(shí)， 裝置所占的體積大大縮小，與普通的剛性減速裝置相比，不僅直徑不受運(yùn)載整流罩的限制， 附加重量和體積對(duì)航天器的影響大大減小，并可在相對(duì)較高的高度產(chǎn)生與剛性減速裝置在較低高度上相同的減速能力。本發(fā)明面向低軌任務(wù)后航天器離軌任務(wù)開(kāi)發(fā)，應(yīng)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(shè)計(jì)思路，并結(jié)合空間充氣膨脹薄膜展開(kāi)結(jié)構(gòu)技術(shù)，利用其簡(jiǎn)單的結(jié)構(gòu)形式，運(yùn)用充氣成型等技術(shù)，避免了復(fù)雜的外形控制和姿態(tài)控制問(wèn)題。采用柔性薄膜折疊壓縮技術(shù)，結(jié)合充氣支撐環(huán)充氣成型方案，大大節(jié)省了對(duì)氣源以及儲(chǔ)存空間的需求， 有效減小了增阻型裝置的重量以及外部結(jié)構(gòu)體積。具有自主控制和能源供應(yīng)能力，功能自成體系，對(duì)航天器本身的依賴性很小。本發(fā)明適合在不超過(guò)800km軌道高度的任務(wù)后航天器上使用，可有效縮減任務(wù)后航天器的留軌壽命，起到抑制低軌空間碎片增長(zhǎng)的作用。


圖1為本發(fā)明增阻型裝置內(nèi)部結(jié)構(gòu)三維分解示意圖。圖2為本發(fā)明增阻型裝置內(nèi)部布局二維示意圖。圖3為本發(fā)明增阻型裝置阻力面結(jié)構(gòu)外形示意圖。圖4為本發(fā)明增阻型裝置阻力面結(jié)構(gòu)組成示意圖。圖5為本發(fā)明增阻型裝置推力筒示意圖。圖6為本發(fā)明增阻型裝置工作示意圖。
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖和具體實(shí)例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的說(shuō)明。本發(fā)明包括外部支承結(jié)構(gòu)1、柔性薄膜2、氣瓶3、電源4、推力筒5、控制器6、內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)7、解鎖螺栓8，見(jiàn)圖1、圖2。外部支承結(jié)構(gòu)1和內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)7組成增阻型裝置的主結(jié)構(gòu)，通過(guò)結(jié)構(gòu)裝配件安置了增阻型裝置大部分的整體部件。主結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)考慮了與航天器的銜接、充氣裝置等的連接，以及柔性薄膜阻力面展開(kāi)的通道設(shè)計(jì)。主結(jié)構(gòu)呈柱狀設(shè)計(jì)，通過(guò)安裝面9與航天器內(nèi)部連接。內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)7有上下兩個(gè)圓形板狀結(jié)構(gòu)，上面的板狀結(jié)構(gòu)為艙蓋部分，通過(guò)解鎖螺栓8與外部支承結(jié)構(gòu)1固定連接或解鎖；下面的板狀結(jié)構(gòu)為設(shè)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，并與推力筒5相連； 上下板狀結(jié)構(gòu)間用于存放折疊壓縮成型的柔性薄膜2。柔性薄膜2可通過(guò)充氣展開(kāi)成形，形成大面積的迎風(fēng)阻力面。展開(kāi)后的阻力面結(jié)構(gòu)為倒錐外形，見(jiàn)圖3。阻力面結(jié)構(gòu)由充氣支撐環(huán)11、柔性減阻薄膜10以及薄膜增強(qiáng)肋12 三部分組成，見(jiàn)圖4。由于阻力面結(jié)構(gòu)在充氣展開(kāi)后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(huán)11采用柔性、層合鋁材料制成，充氣支撐環(huán)11內(nèi)有作為輔助性結(jié)構(gòu)的充氣支撐管，充氣支撐管由聚酰亞胺組成。充氣展開(kāi)后支撐管支撐層合鋁塑性自行成型，使整個(gè)充氣支撐環(huán)達(dá)到設(shè)計(jì)剛度與強(qiáng)度。此種方法實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單，成型后不需要維持氣壓的作用就能夠具有很好的剛度，即使在充氣成型后發(fā)生氣體泄漏，結(jié)構(gòu)的剛度也不會(huì)明顯下降，因此可節(jié)省對(duì)氣源的要求，且特別適合于在具有微流星體和碎片威脅的太空環(huán)境中應(yīng)用。柔性減阻薄膜10采用能夠適應(yīng)空間環(huán)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(guò)懸線13與充氣支撐環(huán)11相連，懸線13的材料選用碳纖維線。為了使懸線13不對(duì)柔性減阻薄膜10四周產(chǎn)生應(yīng)力集中，在圓錐型薄膜10四周增加一圈薄膜增強(qiáng)肋12與充氣支撐環(huán)11相連，薄膜增強(qiáng)肋12采用金屬鋼卷尺材料。
由于增阻型裝置的阻力面結(jié)構(gòu)的充氣是在軌道空間進(jìn)行，外部壓力極低，僅需很少的氣量就可滿足要求，因此采用了 2個(gè)體積小、重量輕、可長(zhǎng)時(shí)間保存的復(fù)合材料氣瓶3 作為充氣氣源，工作介質(zhì)為無(wú)腐蝕性的氮?dú)饣蚩諝?。推力?的功能是將增阻型裝置的內(nèi)部結(jié)構(gòu)推出航天器表面外，為阻力面的展開(kāi)充氣創(chuàng)造所需空間條件。推力筒5采用兩級(jí)套接，剪切銷式形式，可有效減小推力筒軸向尺寸，并提供推力和所需行程，在完成功能后可以可靠鎖定。見(jiàn)圖5?；鸸ぱb置14點(diǎn)火起爆， 產(chǎn)生推力，依次將一級(jí)內(nèi)筒15、二級(jí)內(nèi)筒16推出，同時(shí)剪切銷17剪斷，利用彈簧卡環(huán)18在鎖定槽19中實(shí)現(xiàn)可靠鎖定，完成將增阻型裝置推出航天器表面的任務(wù)?？刂破?與航天器間設(shè)有供電接口，并與航天器進(jìn)行指令交換，控制器的任務(wù)是啟動(dòng)增阻型離軌裝置的工作程序并按預(yù)定程序依次發(fā)出過(guò)程中各個(gè)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(biāo)準(zhǔn)制式。正常情況下，增阻型裝置采用航天器指令模式，根據(jù)航天器總體指令啟動(dòng)；如果航天器已經(jīng)無(wú)法提供啟動(dòng)指令，則需通過(guò)自帶電源和控制器自行啟動(dòng)。電源4包括儲(chǔ)備電池和鋰離子電池組，鋰離子電池組通過(guò)航天器的電源母線充電，給控制器6供電，在達(dá)到啟動(dòng)條件時(shí)，控制器6啟動(dòng)儲(chǔ)備電池，開(kāi)始增阻型裝置的展開(kāi)成型工作。儲(chǔ)備電池用于提供作動(dòng)機(jī)構(gòu)(作動(dòng)機(jī)構(gòu)包含解鎖螺栓8及推力筒5兩個(gè)部分)以及展開(kāi)成型所需的能源。儲(chǔ)備電池為一次性使用電池，激活前無(wú)電能輸出。本發(fā)明的工作過(guò)程如下航天器任務(wù)結(jié)束前，柔性薄膜2以折疊壓縮狀態(tài)貯存在增阻型裝置內(nèi)，增阻型裝置貯存在航天器內(nèi)，當(dāng)航天器任務(wù)完成后，有兩種模式可以啟動(dòng)該裝置。正常情況下由航天器總體給出工作信號(hào)，即航天器指令模式，控制器6收到工作指令后，增阻型裝置即刻啟動(dòng)。當(dāng)航天器無(wú)法提供啟動(dòng)信號(hào)時(shí)，則由增阻型裝置自帶的電源和控制器6采用程序控制模式啟動(dòng)，即信號(hào)確認(rèn)模式，控制器6定期回訪航天器控制中樞，若航天器給予反饋信號(hào)則認(rèn)為航天器仍能工作，增阻型裝置不啟動(dòng)，反之，則認(rèn)為航天器無(wú)法再開(kāi)展工作，延遲一預(yù)先設(shè)定的時(shí)間后增阻型裝置自行啟動(dòng)。增阻型裝置啟動(dòng)后，根據(jù)控制器6發(fā)出的指令依次執(zhí)行1)兩個(gè)解鎖螺栓8解鎖，艙蓋解鎖；幻推力筒5上的火工裝置點(diǎn)火，將主要的充氣展開(kāi)裝置推出航天器表面(保持與航天器的剛性連接)；幻啟動(dòng)氣瓶3實(shí)現(xiàn)柔性薄膜2的充氣展開(kāi)；展開(kāi)后，阻力面自身結(jié)構(gòu)成型。增阻型裝置形成了很大的迎風(fēng)面，有效增加大氣阻力，任務(wù)后航天器飛行速度減小，從而脫離運(yùn)行軌道，軌道高度下降速度顯著增加，在一定時(shí)間隕落，再入大氣層燒毀。工作過(guò)程示意圖見(jiàn)圖6。圖6中的(a)航天器正常運(yùn)行，增阻型裝置儲(chǔ)存于航天器內(nèi)，(b)航天器完成任務(wù)，啟動(dòng)增阻型裝置，解鎖螺栓解鎖，(c)控制器發(fā)出指令，推力筒工作，系統(tǒng)推出航天器，(d)推力筒工作完成，鎖定，保持與航天器的固連， (e)控制器發(fā)出指令，阻力面開(kāi)始充氣展開(kāi)(過(guò)程中)，(f)阻力面完全充氣展開(kāi)，增阻型裝置工作過(guò)程中的狀態(tài)。本發(fā)明未詳細(xì)說(shuō)明部分屬于本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識(shí)。
權(quán)利要求
1.一種適用于低軌任務(wù)后航天器離軌的增阻型裝置，其特征在于包括柔性薄膜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(nèi)部支撐結(jié)構(gòu)(7)和外部支承結(jié)構(gòu)(1)；內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)(7)和外部支承結(jié)構(gòu)(1)構(gòu)成的主結(jié)構(gòu)及內(nèi)部空間呈柱狀，主結(jié)構(gòu)通過(guò)安裝面(9)與航天器內(nèi)部連接；內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)(7)有上下兩個(gè)圓形板狀結(jié)構(gòu)，上面的板狀結(jié)構(gòu)為艙蓋部分，通過(guò)解鎖螺栓(8)與外部支承結(jié)構(gòu)(1)固定連接或解鎖；下面的板狀結(jié)構(gòu)為設(shè)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(jié)構(gòu)與推力筒(5)相連，推力筒(5)采用兩級(jí)套接、剪切銷式形式；上下板狀結(jié)構(gòu)間用于存放折疊壓縮成型的柔性薄膜O)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適用于低軌任務(wù)后航天器離軌的增阻型裝置，其特征在于所述的柔性薄膜(2)通過(guò)充氣展開(kāi)成形，形成大面積的迎風(fēng)阻力面，展開(kāi)后的阻力面結(jié)構(gòu)為倒錐外形。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種適用于低軌任務(wù)后航天器離軌的增阻型裝置，其特征在于所述的迎風(fēng)阻力面結(jié)構(gòu)包括充氣支撐環(huán)(11)、柔性減阻薄膜(10)以及薄膜增強(qiáng)肋 (12)，充氣支撐環(huán)(11)采用柔性可成型材料；柔性減阻薄膜(10)通過(guò)碳纖維懸線(13)與充氣支撐環(huán)(11)相連；柔性減阻薄膜(10)四周增加一圈薄膜增強(qiáng)肋(1 與充氣支撐環(huán) (11)相連。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種適用于低軌任務(wù)后航天器離軌的增阻型裝置，其特征在于所述的充氣支撐環(huán)(11)內(nèi)有作為輔助性結(jié)構(gòu)的充氣支撐管，充氣展開(kāi)后充氣支撐管以支撐充氣支撐環(huán)自行成型。
全文摘要
一種適用于低軌任務(wù)后航天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(nèi)部支撐結(jié)構(gòu)(7)和外部支承結(jié)構(gòu)(1)；內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)(7)和外部支承結(jié)構(gòu)(1)構(gòu)成的主結(jié)構(gòu)及內(nèi)部空間呈柱狀，主結(jié)構(gòu)通過(guò)安裝面(9)與航天器內(nèi)部連接；內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)(7)有上下兩個(gè)圓形板狀結(jié)構(gòu)，上面的板狀結(jié)構(gòu)為艙蓋部分，通過(guò)解鎖螺栓(8)與外部支承結(jié)構(gòu)(1)固定連接或解鎖；下面的板狀結(jié)構(gòu)為設(shè)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(jié)構(gòu)與推力筒(5)相連，推力筒(5)采用兩級(jí)套接、剪切銷式形式；上下板狀結(jié)構(gòu)間用于存放折疊壓縮成型的柔性薄膜(2)。
文檔編號(hào)B64G1/66GK102358438SQ20111025449
公開(kāi)日2012年2月22日 申請(qǐng)日期2011年8月31日 優(yōu)先權(quán)日2011年8月31日
發(fā)明者張龍, 李仲夏, 王偉志, 顧荃瑩 申請(qǐng)人:北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部