CN106564618B - 航天器气动构型 - Google Patents
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Abstract
一种航天器气动构型，包括航天器本体，所述航天器本体包括：柱段部，位于所述航天器本体的底部；顶盖部，位于所述航天器本体的顶部；锥段部，位于所述柱段部与所述锥段部之间。本发明的上述气动构型自顶至下采用“锥头+锥段+柱段”的构型设计方案，也就是说采用“头部细、尾部粗”的思路，可以实现压心尽量靠近航天器底部的目的。符合“压心位于质心之后”的要求，可以将气动阻力转化为有利于航天器姿态稳定的控制力矩，来解决航天器在气动力显著的大气环境下持续稳定飞行的问题。
Description
技术领域
本发明属于航天技术领域，涉及航天器，尤其涉及航天器气动构型。
背景技术
按照国际上对航空航天领域划分，距离地面100公里以上为航天领域。一般航天器均运行于距离地面300公里以上的轨道高度，该高度以上的空间环境基本不存在大气物质，在传统航天器设计中均认为是真空状态，目前航天器主体结构的设计思路普遍采用空间利用率比较大、仪器设备安装比较简单稳固的“方形”或“圆柱”构型方式。
而距离地面100公里～300公里的极低轨道范围内的空间环境与不存在大气物质的环境、普通的大气环境有极大的区别，具有不连续性、电离化、偏离辐射平衡等特点，并且存在Brewer-Dobson环流等特殊的大气现象，大气环境不仅稀薄并且十分复杂，鲜有航天器在此运行，即便是返回式航天器，也是瞬间穿过，不进行长时间停留。特别的，如果传统的航天器在150公里以下执行任务而需要持续飞行时，此时，大气密度明显增大，气动力所产生的力矩将增加约103倍，此时传统航天器的“方形”或“圆柱”构型不利于气动稳定，而一般姿态控制器已经饱和，无法实现航天器的稳定飞行。
因此，及需要一种气动稳定的航天器气动构型，将气动阻力转化为有利于航天器姿态稳定的控制力矩，来解决航天器在气动力显著的大气环境下持续稳定飞行的问题。
发明内容
本发明解决的问题是提供一种航天器气动构型，将气动阻力转化为有利于航天器姿态稳定的控制力矩，来解决航天器在气动力显著的大气环境下持续稳定飞行的问题。
所述航天器气动构型包括：柱段部，位于所述航天器本体的底部；顶盖部，位于所述航天器本体的顶部；锥段部，位于所述柱段部与所述锥段部之间。
可选的，所述柱段部的顶部外周与所述锥段部的底部外周重合，所述锥段部的顶部外周与所述顶盖部的底部外周重合。
可选的，所述锥段部与所述柱段部的高度比例大于2:1。
可选的，所述锥段部的半锥角角度与所述航天器飞行姿态角度偏差相近。
可选的，还包括安装于所述航天器本体侧壁的翼部。
可选的，所述柱段部内设有推进舱，由推进舱侧板围成，所述推进舱内设有推进舱立柱以支撑所述推进舱。
可选的，所述推进舱内设有贮箱。
可选的，所述锥段部包括第一锥段部和第二锥段部，所述第一锥段部位于所述第二锥段部上方。
可选的，所述第一锥段部内设有仪器舱，由仪器舱侧板围成，所述仪器舱内设有仪器舱立柱以支撑所述仪器舱。
可选的，所述第二锥段部内设有载荷舱，所述第二锥段部由锥筒围成。
可选的，所述锥段部与所述顶盖部之间设有隔热垫。
可选的，所述航天器气动构型包括内部连接和外部连接，所述内部连接和所述外板连接为可拆卸连接或活动连接。
可选的，所述可拆卸连接为螺接，所述垫片材料为玻璃钢。与现有技术相比，本发明的技术方案具有以下优点：
本发明的上述气动构型自顶至下采用“锥头+锥段+柱段”的构型设计方案，也就是说采用“头部细、尾部粗”的思路，可以实现压心尽量靠近航天器底部的目的。符合“压心位于质心之后”的要求，可以将气动阻力转化为有利于航天器姿态稳定的控制力矩，来解决航天器在气动力显著的大气环境下持续稳定飞行的问题。
附图说明
图1是本发明具体实施例中的航天器气动构型本体的外部构型示意图；
图2是本发明具体实施例中的航天器气动构型的内部构型示意图；
图3是本发明具体实施例中的航天器气动构型的分解示意图。
具体实施方式
现有的航天器(卫星)运行于120公里附近的轨道上，大气密度约为10-1～10-2量级，气动阻力效应非常明显。同时航天器资源约束条件为：高度在1250毫米以内，横向在Φ494毫米以内，局部区域可突出，但需满足运载火箭整流罩安全距离要求，且航天器质量不超过100公斤。
因此，根据以上约束条件，参考图1至图3，本发明提供一种航天器气动构型，可以将气动阻力转化为有利于航天器姿态稳定的控制力矩，来解决航天器在气动力显著的大气环境下持续稳定飞行的问题。
具体包括：包括航天器本体，所述航天器本体包括：
柱段部11，位于所述航天器1的底部；
顶盖部13，位于所述航天器1的顶部；
锥段部12，位于所述柱段部11与所述顶盖部13之间。
本发明的上述气动构型自顶至下采用“顶盖部+锥段部+柱段部”的构型设计方案，也就是说采用“头部细、尾部粗”的思路，可以实现压心尽量靠近航天器底部的目的。符合“压心位于质心之后”的要求，可以将气动阻力转化为有利于航天器姿态稳定的控制力矩，来解决航天器在气动力显著的大气环境下持续稳定飞行的问题。
本实施例中，所述柱段部11的顶部外周与所述锥段部12的底部外周重合，所述锥段部12的顶部外周与所述顶盖部13的底部外周重合。
本实施例中，所述柱段部11和锥段部12分别包括各自的内部支撑结构及外部侧板。
柱段部11内设有推进舱，由推进舱侧板111围成，所述推进舱内设有推进舱立柱112以支撑所述推进舱。具体如下：
柱段部11由推进舱侧板111围成柱状结构，底部有航天器底板连接而成。本实施例中，为圆柱。圆柱在航天器飞行的过程中，热量不会集中于一点，有利于热量的分散。其他实施例中，也可以为其他柱体。为了便于安装，推进舱侧板111的个数不限于一个，其他实施例中，推进舱侧板111的个数也可以为一个。本实施例中，推进舱侧板111围成推进舱。推进舱内部支撑结构包括推进舱立柱112，所述推进舱立柱112位于柱段部11底部的航天器底板113上。推进舱立柱112的个数不限于一个，对推进舱侧板111起到支撑作用。推进舱内，推进舱立柱112围成的空腔内设置贮箱114和内部具有推进剂的推进组件，贮箱114内也放置有推进剂。贮箱114设有贮箱法兰。
本实施例中，柱段部11包括内部连接和外部连接，例如，推进舱侧板111之间的连接为外部连接。推进舱侧板111与推进舱立柱112、贮箱法兰之间、推进舱立柱112之间的连接为内部连接。柱段部11的内部连接和外部连接为可拆卸连接或活动连接。例如，螺连。
锥段部12包括第一锥段部121和第二锥段部122。第一锥段部121位于第二锥段部122的上方。第一锥段部的底部121外周等于第二锥段部122的顶部外周。
所述第一锥段部121内设有仪器舱，由仪器舱侧板1211围成，所述仪器舱内设有仪器舱立柱1212以支撑所述仪器舱。具体如下：
第一锥段部121由仪器舱侧板1211围成形成仪器舱。本实施例中，为了便于安装，仪器舱侧板1211的个数不限于一个，其他实施例中，仪器舱侧板1211的个数也可以为一个。仪器舱内部支撑结构包括仪器舱立柱1212，仪器舱立柱1212与推进舱立柱112连接。仪器舱立柱1212的个数不限于一个，对仪器舱侧板1211起到支撑作用。仪器舱内，仪器舱立柱1212围成的空腔内设置仪器设备，安装在仪器安装板1213上。
本实施例中，第一锥段部121包括内部连接和外部连接，例如，仪器舱侧板1211之间的连接属于外部连接，仪器舱侧板1211与仪器舱立柱1212之间、仪器舱立柱1212之间、仪器舱立柱1212与推进舱立柱112之间的连接为内部连接。第一锥段部121的内部连接和外部连接为可拆卸连接和活动连接。例如，螺连。
第二锥段部122由一个载荷舱锥筒1221围成载荷舱。载荷舱内部设置有将电子学单机、电池组等电子设备1223和有效载荷单机1222。
本实施例中，仪器舱侧板1211与载荷舱锥筒1221也属于可拆卸连接。具体为：仪器舱侧板1211靠近载荷舱锥筒1221的一边成锯齿状，载荷舱锥筒1221靠近仪器舱侧板1211的一边也呈锯齿状，与仪器舱侧板1211的锯齿状形成对应互补关系，可以使得仪器舱侧板1211与推进舱侧板连接更加牢固。进一步的，拼接处采用螺接固定，可以进一步仪器舱侧板1211与推进舱侧板连接更加牢固。其他实施例中，也可以采用其他的连接方式进行可拆卸连接。
本实施例中，仪器舱侧板1211与推进舱侧板111之间也为可拆卸连接。例如，螺接。其他实施例中，也可以采用其他的连接方式进行可拆卸连接。
本实施例中，航天器本体还包括顶盖部13，位于航天器本体的顶部。顶盖部13底部外周与载荷舱锥筒1221顶部外周相等，顶盖部13与载荷舱锥筒1221连接。顶盖部13整体光滑无棱角，可以为小于二分之一球状。顶盖部13整体之所以光滑无棱角，是为了防止航天器在飞行的过程中，棱角部出现热量富集，影响航天器各舱内仪器/设备精确度。另外，顶盖部13采用耐高温和隔热性好的材料制成。例如，可以采用钛合金或钴合金。
本实施例中，顶盖部13与载荷舱锥筒1221之间设置隔热垫15，防止航天器飞行过程中产生的热量引起载荷舱锥筒1221内的仪器/设备的产生工作温度偏差，影响仪器/设备的精准度。
需要说明的是，航天器底板113、推进舱立柱112、仪器舱立柱1212、贮箱法兰、仪器安装板1213组成的结构是航天器的主承力结构，传递着航天器纵向载荷。推进舱侧板111、仪器舱侧板1211、载荷舱锥筒1221为铝蜂窝板，与主承力结构刚性连接后形成完整封闭的航天器，加强了航天器的横向承载能力，承载并传递着整星的横向和扭转载荷。
航天器主承力结构之间以及外部舱板与内部主承力结构之间为螺接，便于装配及拆卸。也就是说，航天器气动构型包括内部连接和外部连接，所述内部连接和所述外板连接为可拆卸连接或活动连接。当然，其他实施例中，也可以采用其他可拆卸的连接方式。例如，拼接。
另外，还需要说明的是，由于120公里轨道的大气密度显著增大，不但受到气动力的影响，气体分子与航天器的撞击作用也将产生巨大的热量。因此在航天器飞行方向迎风面顶盖部与各舱段部，各舱段部与仪器安装板、仪器舱侧板1211及贮箱法兰等内外部连接处均采取玻璃钢垫片进行隔热安装，辅助航天器热防护系统将气动加热效应降至仪器/设备允许的温度范围。当然，其他实施例中，也可以采用其他隔热材料进行隔热，也属于本发明的保护范围。
本发明的上述气动构型自顶至下采用“顶盖部13+锥段部12+柱段部11”的构型设计方案，也就是说采用“头部细、尾部粗”的思路，可以实现压心尽量靠近航天器底部的目的。另外，航天器内部布局上尽量将质量较大的仪器/设备配置在航天器飞行方向的顶部。本实施例中，将电子学单机、电池组、有效载荷单机1222等布置于航天器飞行方向顶部，以便尽量使得航天器质心能够位于航天器的中上部。因此，本发明的上述气动构型，符合“压心位于质心之后”的要求，可以将气动阻力转化为有利于航天器姿态稳定的控制力矩，来解决航天器在气动力显著的大气环境下持续稳定飞行的问题。
再者，本发明的气动构型中，将电子学单机、电池组、有效载荷单机1222等布置于航天器飞行方向顶部，将推进组件布置于航天器飞行方向底部。这样，随着其内部推进剂的消耗，质量也逐步减少，以便尽量使得航天器质心能够位于航天器的中上部，同时随着推进剂的消耗，底部质量减少，航天器质心能够不断上移。因此，压心不仅在质心之后，并且与质心之间的距离将越来越大，更加有利于飞行的稳定。
进一步的，本实施例中，对于Φ494毫米×1250毫米尺寸的航天器，考虑到航天器内部布局和现有资源约束，锥段部与柱段部的高度比例应至少在2:1以上，可以进一步拉大压心和质心之间的距离，以更有利于飞行的稳定。
当然，其他实施例中，如果锥段部12与柱段部11的高低比例不在2:1以上，也属于本发明的保护范围。
更进一步的，锥段部12的半锥角角度与飞行姿态角度偏差相近(误差小于等于正负15度的范围内)，可以更好的减小柱段部11气动热影响。例如，本航天器的飞行姿态角度偏差为10°，在实际设计中由于受到航天器内单机尺寸限制，最大可以设计为6°。
以上为航天器本体结构。更进一步的，为了更进一步增大质心与压心之间的距离，以更有利于航天器飞行期间的稳定，在航天器本体的侧壁还设有翼部14，组成了航天器1。其中，所述航天器本体侧壁包括所述柱段部侧壁、锥段部侧壁和所述顶盖部侧壁。本实施例中，在航天器本体±Y方向(沿柱段部11和锥段部12的轴向方向)靠近航天器本体底部设计两对翼部14，翼部14尽量靠近下方。其他实施例中，翼部也不限于两对。需要说明的是，在航天器本体±X方向(垂直与柱段部和锥段部的轴向方向)受到火箭整流罩限制，无法设置翼部14。
对于航天器翼部14大小的设计来说，只要存在气动阻力影响，若想将该阻力矩变为被动稳定力矩，大尾翼更能够产生较大的稳定力矩，以抵消气动阻力的影响，能够在更短时间内将航天器的姿态调整回稳定状态。因此可以在火箭整流罩的安全约束下，尽量利用有限宽度进行航天器翼部14的设计。另外，翼部14用于设置太阳能电池片，因此，翼部14的高度设计主要考虑电池片贴片的面积。
虽然本发明披露如上，但本发明并非限定于此。任何本领域技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，均可作各种更动与修改，因此本发明的保护范围应当以权利要求所限定的范围为准。
Claims (5)
1.一种航天器气动构型，其特征在于，包括航天器本体，所述航天器本体包括：
柱段部，位于所述航天器本体的底部，包括推进舱；所述推进舱包括放置有推进剂的贮箱和内部具有推进剂的推进组件；
顶盖部，位于所述航天器本体的顶部；
锥段部，位于所述柱段部与所述顶盖部之间，包括设置有仪器设备的仪器舱以及设置有电子设备和有效载荷单机的载荷舱；
所述锥段部与所述柱段部的高度比例大于2:1，以拉大所述航天器本体的压心与质心之间的距离；
所述锥段部包括第一锥段部和第二锥段部，所述第一锥段部位于所述第二锥段部上方；所述第一锥段部内设有所述仪器舱，由仪器舱侧板围成，所述仪器舱内设有仪器舱立柱以支撑所述仪器舱；所述第二锥段部内设有所述载荷舱，所述第二锥段部由锥筒围成；
沿航天器飞行方向，所述航天器本体的压心位于其质心之后，以将气动阻力转化为有利于航天器姿态稳定的控制力矩，来解决航天器在气动力显著的大气环境下持续稳定飞行的问题；
沿所述柱段部和所述锥段部的轴向方向，于所述航天器本体的侧壁设有翼部，以增大所述质心与所述压心之间的距离，所述翼部用于设置太阳能电池片。
2.如权利要求1所述的航天器气动构型，其特征在于，所述柱段部的顶部外周与所述锥段部的底部外周重合，所述锥段部的顶部外周与所述顶盖部的底部外周重合。
3.如权利要求1所述的航天器气动构型，其特征在于，所述推进舱由推进舱侧板围成，所述推进舱内设有推进舱立柱以支撑所述推进舱。
4.如权利要求1所述的航天器气动构型，其特征在于，所述锥段部与所述顶盖部之间设有隔热垫。
5.如权利要求1所述的航天器气动构型，其特征在于，所述航天器气动构型包括内部连接和外部连接，所述内部连接和所述外部连接为可拆卸连接或活动连接。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
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Granted publication date: 20200519 |