CN106564628B - 一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置及方法，可应用于卫星、飞船等航天飞行器舱段分离过程。本发明通过固定连接结构来实现装置与飞行器的连接和密封，实现装置与舱段之间的密封贮气的功能；通过柔性可折叠充气展开结构的折叠来实现装置的折叠贮存与安装；通过柔性可折叠充气展开结构的充气展开来推动飞行器上面级与下面级之间产生相对运动速度，以此来实现飞行器的舱段分离；通过调节柔性可折叠充气展开结构的初始充气压力、充气速度以及柔性可折叠充气展开结构的展开长度，实现分离力和分离速度的调节和控制。通过上述装置，可以实现飞行器舱段之间的分离，具有推力大、冲击小，分离力和分离速度可调和可控的效果。

Description

一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置及方法
技术领域
本发明涉及一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置及方法，属于航天器级间分离技术领域。
背景技术
在航天发射活动中，运载器的芯级一般由多级火箭串联而成。因此当下面级火箭的推进剂消耗完时，需要将下面级火箭箭体抛掉，以减小运载器的死重。由于运载器在分离前，上、下级火箭的飞行速度相同，在没有外力作用下无法实现分离。因此需要采用级间分离装置来推动上、下级火箭产生相对运动速度，进而完成运载器的级间分离动作。
传统的运载器级间分离动作由多个均布在上、下级火箭分离面上火工分离装置来实现。但是，火工分离装置工作产生的是瞬时冲击作用，对火箭箭体结构影响很大。同时，为提高运载器级间分离的可靠性，要求多个火工分离装置同步工作，工作瞬时的点火电流很大。而且，火工分离装置在工作中可能会产生高速飞行的多余物，影响运载器的安全。另外，火工分离装置还有重量重、经济性不好等不足。因此新型级间分离装置成为运载器、航天器研制单位新的研究方向。
发明内容
本发明解决的技术问题：克服现有的飞行器的级间分离装置一般为火工品，存在工作时间短，作用力大，对飞行器结构冲击大的问题，提出一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置及方法，本发明除可解决上述火工品级间分离装置存在的问题外，可以同时减轻飞行器的质量，且级间分离力的大小可通过调节充气压强来调节。
本发明的技术方案为：一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置，包括：柔性可折叠充气展开结构和固定连接结构；
固定连接结构包括：顶环、底环、支撑杆、连接杆；顶环和底环通过6根支撑杆进行连接，连接杆为4根，每根连接杆的一端连接底环，另一端与飞行器的舱体连接，
柔性可折叠充气展开结构为圆柱体，圆柱体的一个端面外沿与飞行器的舱体进行密封连接，圆柱体的另一个端面与飞行器的上面级接触；当飞行器飞行过程中，大推力低冲击柔性充气展开分离装置处于折叠状态，即柔性可折叠充气展开结构折叠于顶环与底环之间，圆柱体的高度压缩至顶环至底环之间的高度，圆柱体的另一个端面接触的上面级与连接杆另一端连接的飞行器的舱体锁紧；柔性可折叠充气展开结构内充有气体；当飞行器飞达到预定高度后，圆柱体的另一个端面接触的上面级与连接杆另一端连接的飞行器的舱体锁紧解锁，柔性可折叠充气展开密封结构的外部压力下降，柔性可折叠充气展开密封结构在内外压差的作用下展开，推动飞行器上面级与飞行器的舱体分离。
柔性可折叠充气展开结构为圆柱体，包括柔性囊体、周向加强带、径向加强带、辅助折叠扣襻、尼龙搭扣；
柔性囊体为圆柱体，周向加强带平行于圆柱体的断面，沿柔性囊体的外周布置，缝合在柔性囊体上，周向加强带在圆柱体的柔性囊体高度方向均匀布置缝合在柔性囊体上；径向加强带平行于柔性囊体的高度方向，每根径向加强带上等距离缝制辅助折叠扣襻，辅助折叠扣襻两端与径向加强带缝合，辅助折叠扣襻两端中间有穿孔，当柔性可折叠充气展开密封结构处于折叠时，细绳穿过辅助折叠扣襻两端中间的穿孔将柔性囊体固定在顶环上；尼龙搭扣缝制在径向加强带上，当柔性可折叠充气展开密封结构处于折叠时，对折叠的柔性囊体自身进行粘接固定。
柔性可折叠充气展开结构内的初始气体气压为1个大气压。这样，在常压环境下进行装配后，不需要再进行充气。顶环尺寸和底环的内径与柔性可折叠充气展开结构的内径相同，可以保证柔性可折叠充气展开结构折叠时的外形尺寸，同时在柔性可折叠充气展开结构展开过程中起到导向作用。
飞行器上面级的分离速度可以通过公式1求解得到。其中L为柔性可折叠充气展开结构的展开长度，V为飞行器上面级分离后的速度，m为飞行器上面级的质量，F为飞行器分离过程中的分离力
分离力F通过公式2计算得到，其中A为柔性可折叠充气展开结构与飞行器上面级的接触面积，ΔP为柔性可折叠充气展开结构内气压与环境压力之间的压差。
F＝A×ΔP………………………………………(2)
由于柔性可折叠充气展开结构内气压与环境压力之间的压差会随着柔性可折叠充气展开结构的展开而变化，因此，可以通过计算任意时刻柔性可折叠充气展开结构内气压来得到任意时刻的柔性可折叠充气展开结构内气压与环境的压差。任意时刻柔性可折叠充气展开结构内气压可通过公式3和公式4计算得到，其中P始为柔性可折叠充气展开结构内的初始充气压力，V始为柔性可折叠充气展开结构的初始体积，V为柔性可折叠充气展开结构任意时刻的体积。
V＝V始+L×A………………………………………(4)
通过上述设计，可以设计得到柔性可折叠充气展开结构的结构参数
本发明用于飞行器的级间分离过程，组成及工作原理如下：
装置由柔性可折叠充气展开气密结构和固定连接结构组成。通过使用柔性可折叠充气展开气密结构和固定连接结构来与飞行器分离舱体形成密闭腔；通过柔性可折叠充气展开气密结构的折叠获得较小的贮存和发射体积；通过对柔性可折叠充气展开气密结构的充气获得推动飞行器舱段分离所需的推力，通过柔性可折叠充气展开气密结构展开来达到飞行器舱段分离所需的行程，实现飞行器舱段分离的功能；使用固定连接结构来实现柔性可折叠充气展开气密结构与飞行器舱体的链接固定和密封。
一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置的分离方法，步骤如下
(1)当飞行器飞行过程中，大推力低冲击柔性充气展开分离装置处于折叠状态，即柔性可折叠充气展开结构位于顶环、底环、支撑杆之间，圆柱体的高度压缩至顶环至底环之间的高度，圆柱体的另一个端面接触的上面级与连接杆另一端连接的飞行器的舱体锁紧；柔性可折叠充气展开结构内充有气体；
(2)当飞行器飞行到达预定高度后，圆柱体的另一个端面接触的上面级与连接杆另一端连接的飞行器的舱体锁紧解锁，
(3)柔性可折叠充气展开结构的外部压力下降，柔性可折叠充气展开结构在内外压差的作用下展开，推动飞行器上面级与飞行器的舱体分离。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明方法与现有方法相比，使用了柔性气密性织物作为柔性可折叠充气展开气密结构的材料，具有可折叠、可充气展开、较轻的质量、较小的包装体积等优点。
(2)本发明与现有方法相比，具有作用时间长，作用行程长，冲击小等优点。
(3)本发明是通过在装置内部充入气体来使装置展开并获得飞行器分离所需的分离力。分离力的大小可通过充入气体的压强大小来调节，因此可适用于不同分离力要求的飞行器。
附图说明
图1本发明的工作原理框图；
图2本发明折叠状态与展开状态示意图；
图3本发明柔性可折叠充气展开气密结构的结构图；
图4本发明固定连接结构的结构图；
具体实施方式
本发明的基本思路为：提出一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置，可应用于卫星、飞船等航天飞行器舱段分离过程。本发明通过固定连接结构来实现装置与飞行器的连接和密封，实现装置与舱段之间的密封贮气的功能；通过柔性可折叠充气展开结构的折叠来实现装置的折叠贮存与安装；通过柔性可折叠充气展开结构的充气展开来推动飞行器上面级与下面级之间产生相对运动速度，以此来实现飞行器的舱段分离；通过调节柔性可折叠充气展开结构的初始充气压力、充气速度以及柔性可折叠充气展开结构的展开长度，实现分离力和分离速度的调节和控制。通过上述装置，可以实现飞行器舱段之间的分离，具有推力大、冲击小，分离力和分离速度可调和可控的效果。
下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
如图1所示，一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置由柔性可折叠充气展开结构和固定连接结构组成。
其中，固定连接结构由顶环、底环、支撑杆、连接杆组成。顶环和底环通过6根支撑杆进行连接，连接杆为4根，每根连接杆的一端连接底环，另一端与飞行器的舱体连接，固定连接结构如图4所示。
柔性可折叠充气展开结构为圆柱体，圆柱体的一个端面外沿与飞行器的舱体进行密封连接，圆柱体的另一个端面与飞行器的上面级接触；当飞行器飞行过程中，大推力低冲击柔性充气展开分离装置处于折叠状态，即柔性可折叠充气展开结构折叠于顶环与底环之间，圆柱体的高度压缩至顶环至底环之间的高度，圆柱体的另一个端面接触的上面级与连接杆另一端连接的飞行器的舱体锁紧；柔性可折叠充气展开结构内充有气体；当飞行器飞达到预定高度后，圆柱体的另一个端面接触的上面级与连接杆另一端连接的飞行器的舱体锁紧解锁，柔性可折叠充气展开密封结构的外部压力下降，柔性可折叠充气展开密封结构在内外压差的作用下展开，推动飞行器上面级与飞行器的舱体分离。本发明折叠状态与展开状态示意图如图2所示
如图3所示，柔性可折叠充气展开结构为圆柱体，由柔性囊体、周向加强带、径向加强带、辅助折叠扣襻、尼龙搭扣组成。柔性囊体为圆柱体，周向加强带平行于圆柱体的断面，沿柔性囊体的外周布置，缝合在柔性囊体上，周向加强带在圆柱体的柔性囊体高度方向均匀布置缝合在柔性囊体上；径向加强带平行于柔性囊体的高度方向，每根径向加强带上等距离缝制辅助折叠扣襻，辅助折叠扣襻两端与径向加强带缝合，辅助折叠扣襻两端中间有穿孔，当柔性可折叠充气展开密封结构处于折叠时，细绳穿过辅助折叠扣襻两端中间的穿孔将柔性囊体固定在顶环上；尼龙搭扣缝制在径向加强带上，当柔性可折叠充气展开密封结构处于折叠时，对折叠的柔性囊体自身进行粘接固定。
一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置的分离方法的工作过程如下：当飞行器飞行过程中，大推力低冲击柔性充气展开分离装置处于折叠状态，即柔性可折叠充气展开结构位于顶环、底环、支撑杆之间，圆柱体的高度压缩至顶环至底环之间的高度，圆柱体的另一个端面接触的上面级与连接杆另一端连接的飞行器的舱体锁紧；柔性可折叠充气展开结构内充有气体。当飞行器飞行到达预定高度后，圆柱体的另一个端面接触的上面级与连接杆另一端连接的飞行器的舱体锁紧解锁。柔性可折叠充气展开结构的外部压力下降，柔性可折叠充气展开结构在内外压差的作用下展开，推动飞行器上面级与飞行器的舱体分离。
柔性可折叠充气展开结构内的初始气体气压为1个大气压。这样，在常压环境下进行装配后，不需要再进行充气。顶环尺寸和底环的内径与柔性可折叠充气展开结构的内径相同，可以保证柔性可折叠充气展开结构折叠时的外形尺寸，同时在柔性可折叠充气展开结构展开过程中起到导向作用。
飞行器上面级的分离速度可以通过公式1求解得到。其中L为柔性可折叠充气展开结构的展开长度，V为飞行器上面级分离后的速度，m为飞行器上面级的质量，F为飞行器分离过程中的分离力
分离力可通过公式2计算得到，其中A为柔性可折叠充气展开结构与飞行器上面级的接触面积，ΔP为柔性可折叠充气展开结构内气压与环境压力之间的压差。
F＝A×ΔP………………………………………(2)
由于柔性可折叠充气展开结构内气压与环境压力之间的压差会随着柔性可折叠充气展开结构的展开而变化，因此，可以通过计算任意时刻柔性可折叠充气展开结构内气压来得到任意时刻的柔性可折叠充气展开结构内气压与环境的压差。任意时刻柔性可折叠充气展开结构内气压可通过公式3和公式4计算得到，其中P始为柔性可折叠充气展开结构内的初始充气压力，V始为柔性可折叠充气展开结构的初始体积，V为柔性可折叠充气展开结构任意时刻的体积。
V＝V始+L×A………………………………………(4)
通过上述设计，可以设计得到柔性可折叠充气展开结构的结构参数
本发明用于飞行器的级间分离过程，组成及工作原理如下：
装置由柔性可折叠充气展开气密结构和固定连接结构组成。通过使用柔性可折叠充气展开气密结构和固定连接结构来与飞行器分离舱体形成密闭腔；通过柔性可折叠充气展开气密结构的折叠获得较小的贮存和发射体积；通过对柔性可折叠充气展开气密结构的充气获得推动飞行器舱段分离所需的推力，通过柔性可折叠充气展开气密结构展开来达到飞行器舱段分离所需的行程，实现飞行器舱段分离的功能；使用固定连接结构来实现柔性可折叠充气展开气密结构与飞行器舱体的链接固定和密封。
本发明通过以上设计方案，经测试本发明的一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置的最大分离力可达28.3kN，最大展开长度为510mm。能够实现1000kg的上面级与飞行器实现分离，分离后的速度可达2m/s。

Claims (4)

1.一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置，其特征在于：包括：柔性可折叠充气展开结构和固定连接结构；
固定连接结构包括：顶环、底环、支撑杆、连接杆；顶环和底环通过6根支撑杆进行连接，连接杆为4根，每根连接杆的一端连接底环，另一端与飞行器的舱体连接，
柔性可折叠充气展开结构为圆柱体，圆柱体的一个端面外沿与飞行器的舱体进行密封连接，圆柱体的另一个端面与飞行器的上面级接触；当飞行器飞行过程中，大推力低冲击柔性充气展开分离装置处于折叠状态，即柔性可折叠充气展开结构折叠于顶环与底环之间，圆柱体的高度压缩至顶环至底环之间的高度，圆柱体的另一个端面接触的上面级与连接杆另一端连接的飞行器的舱体锁紧；柔性可折叠充气展开结构内充有气体；当飞行器飞达到预定高度后，圆柱体的另一个端面接触的上面级与连接杆另一端连接的飞行器的舱体锁紧解锁，柔性可折叠充气展开密封结构的外部压力下降，柔性可折叠充气展开密封结构在内外压差的作用下展开，推动飞行器上面级与飞行器的舱体分离；
柔性可折叠充气展开结构为圆柱体，包括柔性囊体、周向加强带、径向加强带、辅助折叠扣襻、尼龙搭扣；
柔性囊体为圆柱体，周向加强带平行于圆柱体的断面，沿柔性囊体的外周布置，缝合在柔性囊体上，周向加强带在圆柱体的柔性囊体高度方向均匀布置缝合在柔性囊体上；径向加强带平行于柔性囊体的高度方向，每根径向加强带上等距离缝制辅助折叠扣襻，辅助折叠扣襻两端与径向加强带缝合，辅助折叠扣襻两端中间有穿孔，当柔性可折叠充气展开密封结构处于折叠时，细绳穿过辅助折叠扣襻两端中间的穿孔将柔性囊体固定在顶环上；尼龙搭扣缝制在径向加强带上，当柔性可折叠充气展开密封结构处于折叠时，对折叠的柔性囊体自身进行粘接固定。
2.根据权利要求1所述的一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置，其特征在于：柔性可折叠充气展开结构内的初始气体气压为1个大气压，在常压环境下进行装配后，不需要再进行充气，顶环尺寸和底环的内径与柔性可折叠充气展开结构的内径相同；
飞行器上面级的分离速度通过公式(1)求解得到，其中L为柔性可折叠充气展开结构的展开长度，V为飞行器上面级分离后的速度，m为飞行器上面级的质量，F为飞行器分离过程中的分离力，V的计算公式如下：
分离力F通过公式(2)计算得到，其中A为柔性可折叠充气展开结构与飞行器上面级的接触面积，ΔP为柔性可折叠充气展开结构内气压与环境压力之间的压差，F的计算公式如下：
F＝A×ΔP………………………………………(2)。
3.根据权利要求1所述的一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置，其特征在于：柔性可折叠充气展开结构内气压与环境压力之间的压差能够随着柔性可折叠充气展开结构的展开而变化，能够通过计算任意时刻柔性可折叠充气展开结构内气压，得到任意时刻的柔性可折叠充气展开结构内气压与环境的压差，任意时刻柔性可折叠充气展开结构内气压可通过公式(3)和公式(4)计算得到，其中P始为柔性可折叠充气展开结构内的初始充气压力，V始为柔性可折叠充气展开结构的初始体积，V为柔性可折叠充气展开结构任意时刻的体积；
V＝V始+L×A………………………………………(4)。
4.根据权利要求1所述的一种大推力低冲击柔性充气展开分离装置的分离方法，步骤如下
(1)当飞行器飞行过程中，大推力低冲击柔性充气展开分离装置处于折叠状态，即柔性可折叠充气展开结构位于顶环、底环、支撑杆之间，圆柱体的高度压缩至顶环至底环之间的高度，圆柱体的另一个端面接触的上面级与连接杆另一端连接的飞行器的舱体锁紧；柔性可折叠充气展开结构内充有气体；
(2)当飞行器飞行到达预定高度后，圆柱体的另一个端面接触的上面级与连接杆另一端连接的飞行器的舱体锁紧解锁，
(3)柔性可折叠充气展开结构的外部压力下降，柔性可折叠充气展开结构在内外压差的作用下展开，推动飞行器上面级与飞行器的舱体分离。
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