CN102358438B - 一种适用于低轨任务后航天器离轨的增阻型装置 - Google Patents

Abstract

一种适用于低轨任务后航天器离轨的增阻型装置，包括柔性薄膜(2)、气瓶(3)、电源(4)、推力筒(5)、控制器(6)、火工解锁装置(8)以及内部支撑结构(7)和外部支承结构(1)；内部支承结构(7)和外部支承结构(1)构成的主结构及内部空间呈柱状，主结构通过安装面(9)与航天器内部连接；内部支承结构(7)有上下两个圆形板状结构，上面的板状结构为舱盖部分，通过解锁螺栓(8)与外部支承结构(1)固定连接或解锁；下面的板状结构为设备支架，靠近外部安装面(9)的支架面安装了气瓶(3)、电源(4)、控制器(6)，下面的板状结构与推力筒(5)相连，推力筒(5)采用两级套接、剪切销式形式；上下板状结构间用于存放折叠压缩成型的柔性薄膜(2)。

Description

一种适用于低轨任务后航天器离轨的增阻型装置

技术领域

本发明属于空间碎片减缓技术领域，涉及一种通过被动力减小航天器在轨寿命的离轨器，具体指一种适用于任务后航天器离轨的增阻型装置。

背景技术

作为人类航天主要活动场所之一的近地空间，空间碎片滞留问题日益严重，在轨航天器同空间碎片相遇的机率呈指数级增加。针对近地轨道空间抑制空间碎片增长的迫切需求，航天器研制时就必须具备任务后离轨措施，即通过航天器上的设备或专门的离轨装置，实现任务后航天器空间结构在轨寿命的显著缩减。

低轨任务后航天器离轨途径分为主动离轨和被动离轨。目前国际上离轨实践以主动离轨为主。主动离轨是通过任务后航天器自身的动力系统降低近地点轨道高度，然后再依靠大气阻力作用使航天器高度快速衰减并再入大气层。但对于本身并不具备轨道机动能力、储箱容量有限或超期服役等储存燃料不足的任务后航天器，则不能实施主动离轨。这些航天器将成为空间碎片。

低轨被动离轨是借助非航天器自身推进系统的被动力(如电磁阻力、大气阻力等)使任务后航天器降低轨道高度最终进入稠密大气层陨落。目前的研究包括利用电动力绳系的轨道索型离轨和增大大气阻力的增阻型离轨。电动力绳系离轨的原理是：从需离轨的航天器上伸出一根一端系有一个阴极发射装置的可导电的细绳，该绳索随航天器运动并切割地球磁场磁力线产生电动势，阴极发射装置进行电子的收集和发射，使导电绳索与电离层形成闭合回路，从而在绳系上产生电流，并在地球磁场中感生出与运动方向相反的洛伦兹力，依靠此作用力即可使航天器飞行速度降低，逐渐完成离轨。目前国际上电动力绳系离轨方面的主要研究项目包括：美国的“终结者”绳系系统(Terminator Tether)、“清障者”离轨系统(Remora Remover)、小卫星绳系离轨试验(RETREIVE)以及日本的“清道夫”离轨系统。美、意等国一系列的绳系试验已证实了电动力绳系系统用于任务后航天器被动离轨的可行性，但诸如绳系力学稳定性、绳系长度和质量、绳系稳定释放和避免瞬间冲击等方面上的技术问题还未完全解决，且各次飞行试验均未成功。从目前研究来看，绳系系统的绳长可能要达到几十甚至几百公里，且低轨离轨效能受限于轨道倾角和轨道高度。对于工程实施技术基础薄弱，有很大难度。

相对于上述利用电动力绳系的轨道索型这种全新的技术，增大大气阻力的增阻型离轨技术与我国返回卫星技术有类似之处。增阻型离轨是通过在离轨航天器上配备充气式减速器系统，使用前折叠贮存，航天器任务完成后，该装置能够展开并充分膨胀，形成很大的迎风面积，使阻力显著增大，迫使航天器速度降低，轨道寿命减小。为了实现增阻功能，该方案必须要具有膨胀后成型的措施。目前国际上的充气展开研究项目主要包括：美国的MARS-96着陆舱采用的充气式气囊、充气式减速器与热防护系统(IATD)、充气式再入飞行器试验(IRVE)、充气式超音速减速器以及俄罗斯的充气式再入与着陆技术(IRDT)，此外还包括美国在研的拖拽气球方案。上述研究项目均是面向再入返回、行星探测等航天任务领域，且在专门研制的很低轨道的飞行器上进行试验验证，并未针对低轨任务后航天器离轨方面进行研究。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种适用于低轨任务后航天器离轨的增阻型装置，该装置利用空间充气膨胀薄膜展开结构技术，在航天器外形成很大的迎风面以增大大气阻力，使不超过800km轨道高度的任务后航天器轨道寿命显著减小。

本发明的技术解决方案是：一种适用于低轨任务后航天器离轨的增阻型装置，包括柔性薄膜、气瓶、电源、推力筒、控制器、火工解锁装置以及内部支撑结构和外部支承结构；内部支承结构和外部支承结构构成的主结构及内部空间呈柱状，主结构通过安装面与航天器内部连接；内部支承结构有上下两个圆形板状结构，上面的板状结构为舱盖部分，通过解锁螺栓与外部支承结构固定连接或解锁；下面的板状结构为设备支架，靠近外部安装面的支架面安装了气瓶、电源、控制器，下面的板状结构与推力筒相连，推力筒采用两级套接、剪切销式形式；上下板状结构间用于存放折叠压缩成型的柔性薄膜。

所述的柔性薄膜通过充气展开成形，形成大面积的迎风阻力面，展开后的阻力面结构为倒锥外形。

所述的迎风阻力面结构包括充气支撑环、柔性减阻薄膜以及薄膜增强肋，充气支撑环采用柔性可成型材料；柔性减阻薄膜通过碳纤维悬线与充气支撑环相连；柔性减阻薄膜四周增加一圈薄膜增强肋与充气支撑环相连。

所述的充气支撑环内有作为辅助性结构的充气支撑管，充气展开后支撑管支撑充气支撑环自行成型。

本发明与现有技术相比有益效果为：

其一，圆柱形的外部结构构型和内部空间分布，可提供通畅的阻力面结构展开通道，规则形状便于增阻型装置在航天器内部安装布局。

其二，推力筒采用两级套接、剪切销式形式，可有效减小推力筒轴向尺寸，并提供推力和所需行程，在完成功能后可以可靠锁定。

其三，充气支撑环充气成型、柔性薄膜展开以及薄膜增强肋加强结构的方案，可使阻力面结构达到所需的刚度和强度，不但对气源需求少，在成型后也不需要维持气压，即使由于微流星体、碎片等原因发生气体泄漏，结构强度也不会明显下降，可长期保持设计的阻力面外形结构。

其四，采用倒锥外形的阻力面结构，具有良好的静态稳定性，在离轨过程中不需对航天器姿态进行控制。

其五，增阻型装置离轨对航天器本身依赖很小，不消耗航天器所携带推进剂，并可利用自带电源完成离轨工作。此外充分考虑了航天器故障状态时仍可以实现离轨的需求，设计了不同的工作模式，可通过自带电源和控制器自行启动离轨工作。

其六，增阻型装置采用柔性薄膜折叠压缩技术，可产生足够大的阻力面积的同时，装置所占的体积大大缩小，与普通的刚性减速装置相比，不仅直径不受运载整流罩的限制，附加重量和体积对航天器的影响大大减小，并可在相对较高的高度产生与刚性减速装置在较低高度上相同的减速能力。

本发明面向低轨任务后航天器离轨任务开发，应用了可充气式再入和降落的核心思想，即充气成倒锥形的增阻设计思路，并结合空间充气膨胀薄膜展开结构技术，利用其简单的结构形式，运用充气成型等技术，避免了复杂的外形控制和姿态控制问题。采用柔性薄膜折叠压缩技术，结合充气支撑环充气成型方案，大大节省了对气源以及储存空间的需求，有效减小了增阻型装置的重量以及外部结构体积。具有自主控制和能源供应能力，功能自成体系，对航天器本身的依赖性很小。本发明适合在不超过800km轨道高度的任务后航天器上使用，可有效缩减任务后航天器的留轨寿命，起到抑制低轨空间碎片增长的作用。

附图说明

图1为本发明增阻型装置内部结构三维分解示意图。

图2为本发明增阻型装置内部布局二维示意图。

图3为本发明增阻型装置阻力面结构外形示意图。

图4为本发明增阻型装置阻力面结构组成示意图。

图5为本发明增阻型装置推力筒示意图。

图6为本发明增阻型装置工作示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实例对本发明作进一步详细的说明。

本发明包括外部支承结构1、柔性薄膜2、气瓶3、电源4、推力筒5、控制器6、内部支承结构7、解锁螺栓8，见图1、图2。外部支承结构1和内部支承结构7组成增阻型装置的主结构，通过结构装配件安置了增阻型装置大部分的整体部件。主结构的设计考虑了与航天器的衔接、充气装置等的连接，以及柔性薄膜阻力面展开的通道设计。主结构呈柱状设计，通过安装面9与航天器内部连接。内部支承结构7有上下两个圆形板状结构，上面的板状结构为舱盖部分，通过解锁螺栓8与外部支承结构1固定连接或解锁；下面的板状结构为设备支架，靠近外部安装面9的支架面安装了气瓶3、电源4、控制器6，并与推力筒5相连；上下板状结构间用于存放折叠压缩成型的柔性薄膜2。

柔性薄膜2可通过充气展开成形，形成大面积的迎风阻力面。展开后的阻力面结构为倒锥外形，见图3。阻力面结构由充气支撑环11、柔性减阻薄膜10以及薄膜增强肋12三部分组成，见图4。由于阻力面结构在充气展开后需要具有一定的刚度才能起到增阻的作用，因此充气支撑环11采用柔性、层合铝材料制成，充气支撑环11内有作为辅助性结构的充气支撑管，充气支撑管由聚酰亚胺组成。充气展开后支撑管支撑层合铝塑性自行成型，使整个充气支撑环达到设计刚度与强度。此种方法实现简单，成型后不需要维持气压的作用就能够具有很好的刚度，即使在充气成型后发生气体泄漏，结构的刚度也不会明显下降，因此可节省对气源的要求，且特别适合于在具有微流星体和碎片威胁的太空环境中应用。柔性减阻薄膜10采用能够适应空间环境的Kapton薄膜拼接而成，最终形状呈圆锥状，柔性减阻薄膜10四周通过悬线13与充气支撑环11相连，悬线13的材料选用碳纤维线。为了使悬线13不对柔性减阻薄膜10四周产生应力集中，在圆锥型薄膜10四周增加一圈薄膜增强肋12与充气支撑环11相连，薄膜增强肋12采用金属钢卷尺材料。

由于增阻型装置的阻力面结构的充气是在轨道空间进行，外部压力极低，仅需很少的气量就可满足要求，因此采用了2个体积小、重量轻、可长时间保存的复合材料气瓶3作为充气气源，工作介质为无腐蚀性的氮气或空气。

推力筒5的功能是将增阻型装置的内部结构推出航天器表面外，为阻力面的展开充气创造所需空间条件。推力筒5采用两级套接，剪切销式形式，可有效减小推力筒轴向尺寸，并提供推力和所需行程，在完成功能后可以可靠锁定。见图5。火工装置14点火起爆，产生推力，依次将一级内筒15、二级内筒16推出，同时剪切销17剪断，利用弹簧卡环18在锁定槽19中实现可靠锁定，完成将增阻型装置推出航天器表面的任务。

控制器6与航天器间设有供电接口，并与航天器进行指令交换，控制器的任务是启动增阻型离轨装置的工作程序并按预定程序依次发出过程中各个指令，是增阻型离轨装置的重要组成部分。

控制器的电源母线为28V的标准制式。正常情况下，增阻型装置采用航天器指令模式，根据航天器总体指令启动；如果航天器已经无法提供启动指令，则需通过自带电源和控制器自行启动。电源4包括储备电池和锂离子电池组，锂离子电池组通过航天器的电源母线充电，给控制器6供电，在达到启动条件时，控制器6启动储备电池，开始增阻型装置的展开成型工作。储备电池用于提供作动机构(作动机构包含解锁螺栓8及推力筒5两个部分)以及展开成型所需的能源。储备电池为一次性使用电池，激活前无电能输出。

本发明的工作过程如下：

航天器任务结束前，柔性薄膜2以折叠压缩状态贮存在增阻型装置内，增阻型装置贮存在航天器内，当航天器任务完成后，有两种模式可以启动该装置。正常情况下由航天器总体给出工作信号，即航天器指令模式，控制器6收到工作指令后，增阻型装置即刻启动。当航天器无法提供启动信号时，则由增阻型装置自带的电源和控制器6采用程序控制模式启动，即信号确认模式，控制器6定期回访航天器控制中枢，若航天器给予反馈信号则认为航天器仍能工作，增阻型装置不启动，反之，则认为航天器无法再开展工作，延迟一预先设定的时间后增阻型装置自行启动。增阻型装置启动后，根据控制器6发出的指令依次执行：1)两个解锁螺栓8解锁，舱盖解锁；2)推力筒5上的火工装置点火，将主要的充气展开装置推出航天器表面(保持与航天器的刚性连接)；3)启动气瓶3实现柔性薄膜2的充气展开；展开后，阻力面自身结构成型。增阻型装置形成了很大的迎风面，有效增加大气阻力，任务后航天器飞行速度减小，从而脱离运行轨道，轨道高度下降速度显著增加，在一定时间陨落，再入大气层烧毁。工作过程示意图见图6。图6中的(a)航天器正常运行，增阻型装置储存于航天器内，(b)航天器完成任务，启动增阻型装置，解锁螺栓解锁，(c)控制器发出指令，推力筒工作，系统推出航天器，(d)推力筒工作完成，锁定，保持与航天器的固连，(e)控制器发出指令，阻力面开始充气展开(过程中)，(f)阻力面完全充气展开，增阻型装置工作过程中的状态。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (1)

1.一种适用于低轨任务后航天器离轨的增阻型装置，其特征在于：包括柔性薄膜(2)、气瓶(3)、电源(4)、推力筒(5)、控制器(6)、火工解锁装置(8)以及内部支撑结构(7)和外部支承结构(1)；

内部支承结构(7)和外部支承结构(1)构成的主结构及内部空间呈柱状，主结构通过安装面(9)与航天器内部连接；内部支承结构(7)有上下两个圆形板状结构，上面的板状结构为舱盖部分，通过解锁螺栓(8)与外部支承结构(1)固定连接或解锁；下面的板状结构为设备支架，靠近外部安装面(9)的支架面安装了气瓶(3)、电源(4)、控制器(6)，下面的板状结构与推力筒(5)相连，推力筒(5)采用两级套接、剪切销式形式；上下板状结构间用于存放折叠压缩成型的柔性薄膜(2)；所述的柔性薄膜(2)通过充气展开成形，形成大面积的迎风阻力面，展开后的阻力面结构为倒锥外形；所述的迎风阻力面结构包括充气支撑环(11)、柔性减阻薄膜(10)以及薄膜增强肋(12)，充气支撑环(11)采用柔性可成型材料；柔性减阻薄膜(10)通过碳纤维悬线(13)与充气支撑环(11)相连；柔性减阻薄膜(10)四周增加一圈薄膜增强肋(12)与充气支撑环(11)相连；所述的充气支撑环(11)内有作为辅助性结构的充气支撑管，充气展开后充气支撑管以支撑充气支撑环自行成型。

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