專利名稱：一種適用于低軌任務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，涉及一種通過被動力減小航天器在軌壽命的離軌器，具體指一種適用于任務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場所之一的近地空間，空間碎片滯留問題日益嚴重，在軌航天器同空間碎片相遇的機率呈指數(shù)級增加。針對近地軌道空間抑制空間碎片增長的迫切需求，航天器研制時就必須具備任務后離軌措施，即通過航天器上的設備或?qū)ｉT的離軌裝置，實現(xiàn)任務后航天器空間結(jié)構(gòu)在軌壽命的顯著縮減。低軌任務后航天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后航天器自身的動力系統(tǒng)降低近地點軌道高度，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。但對于本身并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后航天器，則不能實施主動離軌。這些航天器將成為空間碎片。低軌被動離軌是借助非航天器自身推進系統(tǒng)的被動力(如電磁阻力、大氣阻力等)使任務后航天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航天器上伸出一根一端系有一個陰極發(fā)射裝置的可導電的細繩，該繩索隨航天器運動并切割地球磁場磁力線產(chǎn)生電動勢，陰極發(fā)射裝置進行電子的收集和發(fā)射，使導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航天器飛行速度降低，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(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(RETREIVE)以及日本的“清道夫”離軌系統(tǒng)。美、意等國一系列的繩系試驗已證實了電動力繩系系統(tǒng)用于任務后航天器被動離軌的可行性，但諸如繩系力學穩(wěn)定性、繩系長度和質(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(tǒng)的繩長可能要達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。對于工程實施技術(shù)基礎薄弱，有很大難度。相對于上述利用電動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)與我國返回衛(wèi)星技術(shù)有類似之處。增阻型離軌是通過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，航天器任務完成后，該裝置能夠展開并充分膨脹，形成很大的迎風面積，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。目前國際上的充氣展開研究項目主要包括美國的 MARS-96著陸艙采用的充氣式氣囊、充氣式減速器與熱防護系統(tǒng)(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(shù)(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(lǐng)域，且在專門研制的很低軌道的飛行器上進行試驗驗證，并未針對低軌任務后航天器離軌方面進行研究。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術(shù)解決問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種適用于低軌任務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結(jié)構(gòu)技術(shù)，在航天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)有上下兩個圓形板狀結(jié)構(gòu)，上面的板狀結(jié)構(gòu)為艙蓋部分，通過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充氣展開成形，形成大面積的迎風阻力面，展開后的阻力面結(jié)構(gòu)為倒錐外形。所述的迎風阻力面結(jié)構(gòu)包括充氣支撐環(huán)、柔性減阻薄膜以及薄膜增強肋，充氣支撐環(huán)采用柔性可成型材料；柔性減阻薄膜通過碳纖維懸線與充氣支撐環(huán)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(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、柔性薄膜展開以及薄膜增強肋加強結(jié)構(gòu)的方案，可使阻力面結(jié)構(gòu)達到所需的剛度和強度，不但對氣源需求少，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)強度也不會明顯下降，可長期保持設計的阻力面外形結(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，在離軌過程中不需對航天器姿態(tài)進行控制。其五，增阻型裝置離軌對航天器本身依賴很小，不消耗航天器所攜帶推進劑，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)時仍可以實現(xiàn)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， 裝置所占的體積大大縮小，與普通的剛性減速裝置相比，不僅直徑不受運載整流罩的限制， 附加重量和體積對航天器的影響大大減小，并可在相對較高的高度產(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)明面向低軌任務后航天器離軌任務開發(fā)，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，并結(jié)合空間充氣膨脹薄膜展開結(jié)構(gòu)技術(shù)，利用其簡單的結(jié)構(gòu)形式，運用充氣成型等技術(shù)，避免了復雜的外形控制和姿態(tài)控制問題。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(jié)構(gòu)體積。具有自主控制和能源供應能力，功能自成體系，對航天器本身的依賴性很小。本發(fā)明適合在不超過800km軌道高度的任務后航天器上使用，可有效縮減任務后航天器的留軌壽命，起到抑制低軌空間碎片增長的作用。


圖1為本發(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。
具體實施例方式下面結(jié)合附圖和具體實例對本發(fā)明作進一步詳細的說明。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)的設計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的通道設計。主結(jié)構(gòu)呈柱狀設計，通過安裝面9與航天器內(nèi)部連接。內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)7有上下兩個圓形板狀結(jié)構(gòu)，上面的板狀結(jié)構(gòu)為艙蓋部分，通過解鎖螺栓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可通過充氣展開成形，形成大面積的迎風阻力面。展開后的阻力面結(jié)構(gòu)為倒錐外形，見圖3。阻力面結(jié)構(gòu)由充氣支撐環(huán)11、柔性減阻薄膜10以及薄膜增強肋12 三部分組成，見圖4。由于阻力面結(jié)構(gòu)在充氣展開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。充氣展開后支撐管支撐層合鋁塑性自行成型，使整個充氣支撐環(huán)達到設計剛度與強度。此種方法實現(xiàn)簡單，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)的剛度也不會明顯下降，因此可節(jié)省對氣源的要求，且特別適合于在具有微流星體和碎片威脅的太空環(huán)境中應用。柔性減阻薄膜10采用能夠適應空間環(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不對柔性減阻薄膜10四周產(chǎn)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(huán)11相連，薄膜增強肋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個體積小、重量輕、可長時間保存的復合材料氣瓶3 作為充氣氣源，工作介質(zhì)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(nèi)部結(jié)構(gòu)推出航天器表面外，為阻力面的展開充氣創(chuàng)造所需空間條件。推力筒5采用兩級套接，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。見圖5?；鸸ぱb置14點火起爆， 產(chǎn)生推力，依次將一級內(nèi)筒15、二級內(nèi)筒16推出，同時剪切銷17剪斷，利用彈簧卡環(huán)18在鎖定槽19中實現(xiàn)可靠鎖定，完成將增阻型裝置推出航天器表面的任務?？刂破?與航天器間設有供電接口，并與航天器進行指令交換，控制器的任務是啟動增阻型離軌裝置的工作程序并按預定程序依次發(fā)出過程中各個指令，是增阻型離軌裝置的重要組成部分?？刂破鞯碾娫茨妇€為28V的標準制式。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；如果航天器已經(jīng)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，鋰離子電池組通過航天器的電源母線充電，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。儲備電池用于提供作動機構(gòu)(作動機構(gòu)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(fā)明的工作過程如下航天器任務結(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)，當航天器任務完成后，有兩種模式可以啟動該裝置。正常情況下由航天器總體給出工作信號，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。當航天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采用程序控制模式啟動，即信號確認模式，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則認為航天器仍能工作，增阻型裝置不啟動，反之，則認為航天器無法再開展工作，延遲一預先設定的時間后增阻型裝置自行啟動。增阻型裝置啟動后，根據(jù)控制器6發(fā)出的指令依次執(zhí)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航天器表面(保持與航天器的剛性連接)；幻啟動氣瓶3實現(xiàn)柔性薄膜2的充氣展開；展開后，阻力面自身結(jié)構(gòu)成型。增阻型裝置形成了很大的迎風面，有效增加大氣阻力，任務后航天器飛行速度減小，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)航天器正常運行，增阻型裝置儲存于航天器內(nèi)，(b)航天器完成任務，啟動增阻型裝置，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(tài)。本發(fā)明未詳細說明部分屬于本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識。
權(quán)利要求
1.一種適用于低軌任務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)有上下兩個圓形板狀結(jié)構(gòu)，上面的板狀結(jié)構(gòu)為艙蓋部分，通過解鎖螺栓(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)通過充氣展開成形，形成大面積的迎風阻力面，展開后的阻力面結(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后航天器離軌的增阻型裝置，其特征在于所述的迎風阻力面結(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)有上下兩個圓形板狀結(jié)構(gòu)，上面的板狀結(jié)構(gòu)為艙蓋部分，通過解鎖螺栓(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B64G1/66GK102358438SQ20111025449
公開日2012年2月22日 申請日期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 申請人:北京空間飛行器總體設計部