CN104986358A - 一种增稳充气式再入飞行器 - Google Patents

Abstract

一种增稳充气式再入飞行器，充气式减速罩与仪器舱组成伞状的充气体。在减速罩外缘均布有四个充气式舵面。空气压缩机和控制系统自下而上的安放在有效载荷舱内。空气压缩机总阀门通过充气管道分别与舵面充气口和减速罩充气口连通。本发明中，舵面和减速罩使用时可通过充气设备打开，使用后收起即可，不仅结构重量轻，而且设计、加工、维护和控制等都比较方便。在无需改变减速罩结构，并且无需增加复杂的推进系统的情况下，获得操纵所需的空气动力学特性，实现对返回式飞行器的主动控制，避免了减速罩背风区复杂涡流对飞行器姿态的非定常影响。

Description

一种增稳充气式再入飞行器

技术领域

本发明涉及现代航空航天器的回收领域，具体为一种增稳充气式再入飞行器。

背景技术

航天器回收技术是一门涉及多学科的综合性应用技术，近些年来，随着航天事业的发展与进步，对气动力回收技术的研究已从传统意义上的降落伞技术领域扩展为柔性可展开式气动力减速领域。最具代表性的是俄罗斯正在研究的可充气再入与降落技术IRDT。在欧空局(ESA)和德国DASA以及Astrium等公司的帮助下，俄罗斯成功研制了充气式再入系统IRDT，IRDT的工作特点为：IRDT舱由耐高温的柔性编织物折叠后包裹在返回式飞行器外围，形成防热罩。防热罩在进入大气前充气，形成倒锥形包裹着返回式飞行器以免被剧烈的气动加热烧毁，并有效地进行气动减速。IRDT舱在下降过程中根据需要可数次充气以增加迎风阻力面积，最终以安全速度撞击陆地或溅落海洋中。俄罗斯于2000年2月9日，进行了IRDT1的验证试验，证明了该项技术的可行性。又于2002年7月12日，进行了IRDT2的技术验证，IRDT2在IRDT1的基础上做了部分改进，包括增加了罩内压力监控系统，落地点测量系统以及升级的飞行数据传感器。IRDT技术结构简单，质量轻，容积利用率高，稳定性好，可靠性高，可重复使用，大大减轻了回收系统的质量，大大降低了回收费用，因而一经问世，便受到国际航天界的高度关注。但是，Lavotchkin公司设计的防护罩为了实现变轨和姿态控制，装有复杂的推进装置，附加重量和体积都很大；另外，倒锥形的防热罩在下降时面临着复杂的气动环境，尾迹处的非定常涡流相互干扰，会造成充气罩的不规则摆动，严重影响返回装置的姿态和着陆精度。

卫剑征、谭惠丰等人在公开号为CN 104290921 A的中国专利中公开了一种充气展开气动阻尼减速器结构，由刚性钝头和柔性可充气结构组成，该发明的结构保证了在下降过程中可数次充气增加阻力面积、降低弹道系数、减小热流温度，最后减速到许可的着陆速度。该发明的结构具有展开速度快、质心可控、低速飞行时阻力大的特点，可以为飞行器的着陆提供一种有效的手段。但是，该结构的设计较为复杂，并且由于钝头的存在，质量较大，此外，不能方便地进行姿态控制。

叶正寅、张庆等人在公开号为CN 102730203 A的中国专利中公开了一种可控方向的再入充气罩，由倒锥形的减速罩和减速罩外缘的四个球形充气气囊组成，该发明的结构保证了在再入过程中可迅速充气成形以减速防热，并且可利用四个充气气囊产生不对称的空气动力来对整个飞行器进行姿态和轨迹控制。该发明的结构具有结构简单，质量较轻的特点，可以为飞行器的着陆提供一种有效的手段。但是，球形的充气结构在充气后产生的涡流之间由于距离较近，相互干扰严重，容易造成整个飞行器的不规则小幅摆动，不利于飞行器的安全回收。

发明内容

为了克服现有航天回收技术中存在的非定常涡流干扰造成的返回舱不规则摆动问题，本发明提出了一种增稳充气式再入飞行器。

本发明包括舵面、减速罩、仪器舱、有效载荷舱、空气压缩机和微型控制系统，其特征在于，所述减速罩环绕着所述仪器舱布置；该减速罩的一端与所述仪器舱下端连通，并以120°向该仪器舱的上端展开，使所述减速罩与所述仪器舱组成伞状的充气体。所述的舵面有四个，均布在减速罩外缘处。在该减速罩内表面的中心有仪器舱。所述仪器舱与减速罩为一个整体。有效载荷舱位于仪器舱内。空气压缩机和控制系统自下而上的安放在有效载荷舱内。空气压缩机总阀门通过充气管道分别与舵面充气口和减速罩充气口连通。

所述的四个舵面均呈等腰梯形；所述舵面的下底为与减速罩外缘表面配合的弧面，所述的弧面与减速罩的外表面粘合在一起。

所述舵面选用柔性防热材料，从外表面至内表面依次为防热层、隔热层和阻气层。所述隔热层为2层。

自所述减速罩锥形顶端向减速罩外缘方向的0％～5％之间的隔热层为四层；自减速罩锥形顶端向减速罩外缘方向的90％～100％之间的隔热层为二层；该减速罩其余部分的隔热层为一层。

在所述仪器舱顶部和四个舵面与减速罩内表面交界处分别固定有压力传感器。

在四个舵面与减速罩连接处均有舵面充气口；在四个舵面上部的外表面均有舵面排气口。在减速罩中心的仪器舱的两侧对称分布有2个减速罩充气口和2个减速罩排气口。各电磁阀门分别安装在所述各舵面充气口、舵面排气口、减速罩充气口和减速罩排气口的充气管道上，微型控制系统通过导线控制所述各电磁阀门工作。空气压缩机通过充气管道与各电磁阀门连接。

所述防热层采用三维高强轻质Al₂O3纤维布；所述的隔热层采用碳纤维隔热毡布；所述的阻气层采用聚酰亚胺薄膜。

本发明中，舵面和减速罩使用时可通过充气设备打开，使用后收起即可，不仅结构重量轻，而且设计、加工、维护和控制等都比较方便。在无需改变减速罩结构，并且无需增加复杂的推进系统的情况下，获得操纵所需的空气动力学特性，实现对返回式飞行器的主动控制，避免了减速罩背风区复杂涡流对飞行器姿态的非定常影响。

本发明中的充气减速罩具有防热、减速和着陆/着海时减振的功能，主要用于控制下落姿态和轨迹的圆球形的舵面，以及相应的充气机构。初始时，充气减速罩折叠在载荷舱的下部，充气后呈倒锥形，包裹在整个回收系统的外围，确保其安全返回。四个舵面未充气时紧紧地粘贴于倒锥形减速罩的外缘的四个方位，根据需要对其充气以产生所需的空气动力。

由于充气结构要在空间中展开使用，所以首先它应该能满足空间环境条件的要求：(1)质量轻，降低航天发射的费用；(2)柔性，满足在空中展开的要求；(3)耐高温，能够适应高空中太阳辐照的影响，尤其是在回收防热罩上，通常在充气展开结构的外层是一防热涂层；(4)抗辐射，能够较好地抵抗深空中的大量高能粒子和电荷对充气薄膜材料带来的辐射损伤，减缓其性能退化；(5)气密性好，在高空能够顺利充气展开而不需要经常充气。

根据以上要求，减速罩和舵面采用多层柔性防热材料构成，具有轻质、柔性、可折叠和气密性好，以及耐高温的特点。减速罩从外到内依次为防热层、隔热层和阻气层。防热层位于最外面，承受最高的温度，主要用于阻隔热流，防热层使用高强轻质的Al₂O3纤维布。中间的隔热层承受的温度较低，主要用于防止热量向内部传递，使用碳纤维隔热毡布。阻气层用来防止气体渗漏，保持充气结构的形状，使用聚酰亚胺薄膜。本发明根据减速罩所承受的气动热的大小选择不同的材料和层数，提高了充气减速罩的安全性。

初始时减速罩折叠在载荷舱外围，所占体积非常小。在进入大气时，该减速罩能够快速充气并展开成为倒锥形，包裹着载荷舱，同时起着气动减速和防热的作用，直到返回舱安全着陆或安全漂浮于水面。在着陆时，减速罩起着充气缓冲垫的作用，吸收、耗散着陆或溅落的能量冲击，确保了返回舱的安全回收。

本发明利用空气动力学原理，提出了一种稳定性较好的再入系统方案，该方案的倒锥形的减速罩由特殊防热材料制成，能够同时起到减速、防热及着陆缓冲作用。应用本发明后，能够在没有附加多余动力装置的前提下，通过设置在充气罩外缘的梯形舵面来产生所需的不对称的空气动力，从而控制回收系统的运行姿态和下落轨迹，提高回收系统的落点精度。此外，与CN 102730203 A的中国专利相比，舵面使尾迹区的非定常涡流的相互距离被拉远，减轻了涡流之间的相互干扰作用，从而抑制了整个回收系统的不规则摆动。

本发明中，用柔性防热材料制成梯形的舵面，强度和韧性较好。舵面一共有四个，分别对称地布置在充气减速罩外缘的四个方位，舵面各处的连接均需要密封处理。各舵面共用一套充气系统，故本回收系统只需设计安装一套空气压缩机。每个舵面都有独立的进排气口及其控制装置。舵面不工作时紧贴于减速罩外缘的相应位置处，需要时可迅速充气形成舵面，通过该舵面影响流场，以获得操纵返回舱姿态和轨迹的气动力。四个舵面的工作与否取决于预定的返回舱的运动轨迹，当返回舱需要偏转时，控制系统可根据偏转方向经过分析后合理选取需要的舵面进行充气，因为产生的空气动力和力矩不对称，从而引起整个系统的偏转，进而控制返回舱的运动轨迹。此外，舵面也会产生阻力，一定程度上也起到了减速作用。附表1和附表2是数值模拟的结果，可以看出本发明的减速罩可以产生较大的阻力用于减速，舵面可以产生可观的偏转力矩Cmz用于姿态和轨迹控制。图7是实施例中打开三个舵面与没有舵面时的阻力对比图，由图可知，打开三个充气舵面后阻力系数有很明显的增长。图8是实施例中打开三个舵面与没有舵面时的力矩对比图，由图可知，没有充气舵面时的力矩为0，打开三个充气舵面后力矩系数的数值迅速增加，能够用于姿态和轨迹控制。图9是实施例中打开三个舵面与没有舵面时的流场图，没有充气舵面时，在背风区物面附近有强烈的涡分离区，涡的相互干扰容易造成返回舱的不规则摆动。而打开充气舵面以后，背风区的涡分离强度减弱，并且涡流之间的距离增加，相互干扰作用减弱，整个返回舱的稳定性增强。

附图说明

图1是本发明四个舵面充气后的正视图；

图2是图1的俯视图；

图3是本发明内部的结构示意图；

图4是防热材料结构示意图；

图5是实施例中打开三个舵面后整个再入系统的正视图；

图6是图5的俯视图；

图7是实施例中打开三个舵面与没有舵面时的阻力对比图；

图8是实施例中打开三个舵面与没有舵面时的力矩对比图；

图9是实施例中打开三个舵面与没有舵面时的流场图。

图中：

1.舵面；2.减速罩；3.仪器舱；4.有效载荷舱；5.微型控制系统；6.空气压缩机；7.舵面充气口；8.舵面排气口；9.减速罩充气口；10.减速罩排气口；11.防热层；12.隔热层；13.阻气层。

具体实施方式

本实施例是一种用于航天器回收的再入充气系统，在再入过程中利用充气形成的气动舵面，为被回收物体提供用于减速的阻力以及用于控制姿态的力矩。同时，梯形的气动舵面将尾迹区复杂的涡流之间的相互距离拉大，从而抑制了由于非定常涡流造成的回收系统整体的不规则摆动现象。

本实施例包括四个舵面1、减速罩2、仪器舱3、有效载荷舱4、空气压缩机6以及相应的充气和排气管道和微型控制系统。其中：

所述减速罩呈锥形，环绕着所述效载荷舱布置，并使该减速罩的一端与所述效载荷舱4下端连通，并以120°角向所述效载荷舱的上端展开，使所述减速罩与所述效载荷舱组成伞状的充气体。4个舵面1均布在减速罩外缘处。在该减速罩2内表面的中心有仪器舱3。所述仪器舱3与减速罩2为一个整体。有效载荷舱4位于仪器舱3内。空气压缩机6和控制系统5自下而上的安放在有效载荷舱4内。空气压缩机总阀门通过充气管道分别与舵面充气口7和减速罩充气口9连通。

所述舵面1和倒锥形减速罩2均为用柔性防热材料制成的充气式结构。

所述柔性防热材料的结构根据气动热的大小选择不同的材料和层数。从外到内依次为防热层11、隔热层12和阻气层13，各层材料之间粘合，如图4所示。防热层位于外表面，承受最高的温度，主要用来阻隔热流，防热层采用美国3M公司研制的Nextel系列Al₂O3纤维布，厚度为0.31mm。中间的隔热层承受的温度较低，主要用于防止热量向内部传递，采用Pyrogel公司生产的碳纤维隔热毡布，每层厚度为0.86mm，根据该减速罩不同部位的气动热确定所用层数。阻气层用来防止气体渗漏，保持充气结构的形状，采用DuPont公司生产的聚酰亚胺薄膜，厚度为0.18mm。各层材料之间粘合。

本实施例中的减速罩采用锥顶内角为120度的倒锥形，由于倒锥形减速罩不同部位的气动热差别较大，因此不同区域的柔性防热材料中隔热层的厚度不同。自减速罩锥形顶端向减速罩外缘方向的0％～5％处的柔性防热材料中隔热层为四层；自减速罩锥形顶端向减速罩外缘方向的90％～100％处的柔性防热材料中隔热层为二层；该减速罩其余部分柔性防热材料中的隔热层为一层。

所述舵面1有4个，均布在减速罩外缘表面。俯视所述舵面1，各舵面呈等腰梯形，所述等腰梯形的下底为与减速罩外缘表面配合的弧面，所述的弧面与减速罩的外表面粘合在一起。制作舵面1的柔性防热材料中的隔热层为二层。仪器舱3顶部通过螺栓固定一个压力传感器；四个舵面与减速罩内表面交界面处通过螺栓各固定一个压力传感器。各传感器的输出端口通过导线与控制系统的输入端口相连，所用导线紧紧粘贴在充气管道外表面或再入充气罩的内表面。

在所述减速罩2内表面的中心有仪器舱3。所述仪器舱3与减速罩2为一个整体。有效载荷舱4位于仪器舱3内。空气压缩机6和控制系统5自下而上的安放在有效载荷舱4内。空气压缩机总阀门通过充气管道分别与舵面充气口7和减速罩充气口9连通。本实施例中，减速罩外形尺寸为：减速罩2的外径为3000mm，减速罩2的内径为2550mm，减速罩2锥形的锥顶角为120°；仪器舱3的外径为270mm；舵面1的投影面积为等腰梯形，两底边长度分别为966.62mm，2121.32mm，梯形高度为1000mm,厚度为80mm；减速罩2锥顶外表面至仪器舱3顶端的距离为1600mm。

在四个舵面与减速罩连接处均有舵面充气口7；在四个舵面上部的外表面均有舵面排气口8。在减速罩中心的仪器舱3的两侧对称分布有2个减速罩充气口9和2个减速罩排气口10。各电磁阀门分别安装在所述各舵面充气口、舵面排气口、减速罩充气口和减速罩排气口的充气管道上，微型控制系统5通过导线控制所述各电磁阀门工作。空气压缩机6通过充气管道与各电磁阀门连接。

微型控制系统7的各输入端口通过导线分别与各压力传感器的输出端口连接；控制器的各输出端口通过导线分别与各阀门连接。控制器根据压力传感器提供的信号控制电磁阀门的开启与闭合，从而实现对减速罩和舵面的充气，排气的控制。

当通过本发明回收有效载荷4时，控制系统5在预定高度将折叠状的减速罩打开，空气压缩机6通过减速罩充气口9迅速给减速罩充气。充气后的倒锥形减速罩覆盖并保护有效载荷4，使整个回收系统沿着预定轨道安全减速下降。

由于有效载荷装在倒锥形的底部，所以整个回收系统稳定地呈羽毛球状安全减速下降。在下降过程中依据需要，压力传感器提供信号，控制系统分析后通过控制阀门充气或排气调节减速罩内部压力。同时，下降过程中根据需要对减速罩数次充气以增加迎风阻力面积，最终以安全着陆速度撞击陆地或溅落海洋中，下降过程中通过传感器随时监控，保证减速罩按预定状态工作。

梯形舵面所用材料同减速罩相同，采用两层隔热层。舵面未充气时紧紧粘贴于减速罩外缘的相应位置处，舵面各处的连接均采用搭接和错接方式接合，密封性能好。在降落过程中，控制系统通过密切监视着返回舱的运动轨迹，当需要产生偏转时，控制系统可通过打开不同方位的舵面来产生需要的空气动力。空气压缩机6位于仪器舱3内部，所储存的气体为惰性气体氦气，排气量为300L/min，输出压力为1.0MPa。将控制系统的输出端口与空气压缩机6的总阀门通过导线连接，再将总阀门与各电磁阀门通过充气管道连接。充气管道采用柔性橡胶管道，内径为23mm，具有密封性，能够承受1.5MPa的内压。舵面各充排气口上均装有电磁阀门，电磁阀门直接安装在管道上，由控制系统5控制阀门的开启或闭合。各处的连接均需密封处理。舵面排气口8作为排气出口无需与其它设备连接。舵面1的充、排气过程由电磁阀门控制，没有电压时电磁阀门处于打开状态。在舵面1充气时，控制系统5使总阀门打开，断开充气口上电磁阀门的电源使充气口打开，接通出气口上电磁阀门的电源，排气口关闭；舵面1排气时，充气口上的电磁阀门闭合，出气口上的电磁阀门打开。例如，当控制系统分析需要调整减速罩的姿态，使处于X负方向一侧的减速罩向上偏转时，通过空气压缩机对减速罩迅速充气，并通过电磁阀门打开位于X负方向的一个舵面和位于减速罩轴线上的两个舵面的充气口，对所述三个舵面充气，以实现调整减速罩的姿态。通过数值模拟舵面充气前后的气动力数据能够看出，当舵面的打开会增加阻力，可起到减速作用；同时，舵面打开后产生的不对称空气动力会引起减速罩姿态的变化，从而调整整个回收系统运动姿态和轨迹。再加上控制系统的实时监控与分析计算，不断根据需要通过电磁阀门调节舵面的工作状态，以使整个系统按预定轨道安全返回。

附表1和表2是数值模拟某返回舱返回过程的部分数据，该表对比了仅对减速罩充气以及对对处于X负方向一侧的舵面和处于再入充气罩轴线上的舵面充气后的空气动力变化。通过表中数据看出，本发明能够产生较大的操纵所需的空气动力，实现预定的减速及姿态和轨迹控制功能。

附表1：返回过程不同高度来流参数

H,Km	V,m/s	ρ,kg/m3	T,k	P,pa	Ma
						100	7770	5.6041E-07	195.0	0.0320	27.7529
90	7578	3.4163E-06	186.8	0.1836	27.6556
						80	7017	1.8458E-05	198.6	1.0525	24.8379
70	5730	8.2829E-05	219.5	5.2209	19.2907
						60	3712	3.0968E-04	247.0	21.9587	11.7825
50	1754	1.0269E-03	270.6	79.7791	5.3189
						40	597	3.9957E-03	250.3	287.144	1.8823
30	194	1.8410E-02	226.5	1197.03	0.6431
						20	89	8.8910E-02	216.6	5529.31	0.3017
10	36	4.1351E-01	223.2	26499.9	0.1202
						9	34.2	4.6706E-01	229.7	30800.7	0.1126
8	32.6	5.2579E-01	236.2	35651.6	0.1058
						7	30.8	5.9002E-01	242.7	41105.3	0.0986
6	29.8	6.6011E-01	249.1	47217.6	0.0942
						5	28	7.3643E-01	255.6	54048.3	0.0874
4	25.6	8.1935E-01	262.1	61660.4	0.0789
						3	23.5	9.0925E-01	268.6	70121.2	0.0715
2	21.4	1.0066E+00	275.1	79501.4	0.0644
						1	19.6	1.1117E+00	281.6	89876.3	0.0583
0	17.3	1.2250E+00	288.1	101325	0.0508

附表2：模拟不同高度的空气动力数据

上表中：H是距海平面高度，单位为Km；ρ是大气密度，单位为kg/m3；V是速度，单位为m/s；T是大气温度，单位为K；P是大气压强，单位为pa；Ma是马赫数；Cy是阻力系数；Ly是阻力，单位为N；Cmz是绕Z轴的力矩系数。

Claims (7)

1.一种增稳充气式再入飞行器，包括仪器舱、有效载荷舱、空气压缩机和微型控制系统，有效载荷舱位于仪器舱内；空气压缩机和控制系统自下而上的安放在有效载荷舱内；其特征在于，还包括减速罩和四个舵面；所述减速罩环绕着所述仪器舱布置；该减速罩的一端与所述仪器舱下端连通，并以120°的角度向所述仪器舱的上端展开，使所述减速罩与所述仪器舱组成伞状的充气体；所述的舵面均布在减速罩外缘上；在该减速罩内表面的中心有仪器舱；所述仪器舱与减速罩为一个整体；空气压缩机分别与舵面充气口和减速罩充气口通过管道连通。

2.如权利要求1所述一种增稳充气式再入飞行器，其特征在于，所述的四个舵面均呈等腰梯形；所述舵面的下底为与减速罩外缘表面配合的弧面，所述的弧面与减速罩的外表面粘合在一起。

3.如权利要求1所述一种增稳充气式再入飞行器，其特征在于，所述舵面选用柔性防热材料，从外表面至内表面依次为防热层、隔热层和阻气层；所述隔热层为2层。

4.如权利要求1所述一种增稳充气式再入飞行器，其特征在于，所述减速罩锥顶的内角为120度；自所述减速罩锥形顶端向减速罩外缘方向的0％～5％之间的隔热层为四层；自减速罩锥形顶端向减速罩外缘方向的90％～100％之间的隔热层为二层；该减速罩其余部分的隔热层为一层。

5.如权利要求1所述一种增稳充气式再入飞行器，其特征在于，在所述仪器舱顶部和四个舵面与减速罩内表面交界处分别固定有压力传感器。

6.如权利要求1所述一种增稳充气式再入飞行器，其特征在于，在四个舵面与减速罩连接处均有舵面充气口；在四个舵面上部的外表面均有舵面排气口；在减速罩中心的仪器舱的两侧对称分布有2个减速罩充气口和2个减速罩排气口；各电磁阀门分别安装在所述各舵面充气口、舵面排气口、减速罩充气口和减速罩排气口的充气管道上，微型控制系统通过导线控制所述各电磁阀门工作；空气压缩机通过充气管道与各电磁阀门连接。

7.如权利要求4所述一种增稳充气式再入飞行器，其特征在于，所述防热层采用三维高强轻质Al₂O3纤维布；所述的隔热层采用碳纤维隔热毡布；所述的阻气层采用聚酰亚胺薄膜。