CN108045601B - 一种采用可伸缩式喷气自转旋翼系统的航天器返回舱 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种采用可伸缩式喷气自转旋翼系统的航天器返回舱，包括：返回舱进入大气层稳定下降过程中，高温、高速气流经可调隔板式进气道进入高压气罐内进行混合，在高压气阀的控制下，高压气体经导气管进入桨叶，在桨尖处喷出进而产生推动桨叶旋转。在返回舱下降过程中，通过中央控制器进行返回舱状态识别及下降轨迹规划，驱动内嵌在旋翼桨叶处的多冗余度电作动器进行周期操纵，通过改变桨盘的升力分布实现返回舱朝预定轨迹飞行，并使返回舱达到最优的下降运动。本发明采用可伸缩式桨叶及翼尖喷气技术，不影响返回舱密闭性和隔热性能，无需抵消旋翼反扭设计，且可规划返回舱下降路径及着陆点，大大减少地面搜救人员的任务量。

Description

一种采用可伸缩式喷气自转旋翼系统的航天器返回舱

技术领域

本发明涉及一种采用可伸缩式喷气自转旋翼系统的航天器返回舱，属于航天器返回舱设备技术领域。

背景技术

人类探索太空的脚步不曾停止，后续将进一步开展月球探测相关规划论证，以及开展火星采样返回、小行星探测、木星系及行星穿越探测等方案深化论证和关键技术攻关。可以预见得到的是未来的航天探索活动将会越来越多，因此设计一种简单、安全的返回舱回收系统至关重要。传统的航天器返回舱是通过展开多级降落伞进行减速，但是降落伞降落过程并不可控，并且会受大气流动影响显著，常常会造成返回舱着陆地点偏离预定区域，加大地面搜救难度及造成更多回收过程中的不稳定性因素。

本发明涉及一种新型的航天器返回舱设计，通过在返回舱上部安装一套可伸缩式喷气自转智能旋翼系统，用于实现航天器返回舱进入大气层后以可控的飞行轨迹减速下降，进而达到接近于零的接地速度定点回收。本发明集航天器返回舱、智能旋翼、轨迹规划、定点回收等尖端技术于一身，对未来航天器返回舱设计、地面搜救、控制指挥等返回舱回收系统产生重大革新。

发明内容

发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种采用可伸缩式喷气自转旋翼系统的航天器返回舱，具有结构紧凑、控制智能、回收方便等特点，采用可伸缩式桨叶及翼尖喷气技术，不影响返回舱密闭性和隔热性能，无需抵消旋翼反扭设计，且可规划返回舱下降路径及着陆点，大大减少地面搜救人员的任务量。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种采用可伸缩式喷气自转旋翼系统的航天器返回舱，包括返回舱上舱盖、返回舱舱体、可伸缩式自转旋翼系统、高压喷气系统；

其中，所述可伸缩式自转旋翼系统包括旋转盘及沿旋转盘圆周均布的可伸缩式桨叶，且可伸缩式桨叶径向穿过旋转盘的外壁而延伸至旋转盘的中心套圈上；所述旋转盘布置于返回舱上舱盖、返回舱舱体之间，且中心套圈通过轴承套接于返回舱舱体顶部的中心轴上；

所述高压喷气系统包括可调隔板式进气道、高压气罐、高压气阀、桨尖喷气罩，且可调隔板式进气道围绕返回舱舱体外侧顶部均布，并与返回舱舱体顶部的高压气罐连通，通过可调隔板式进气道控制高压气罐的进气量；所述高压气罐通过顶部高压气阀与旋转盘连通，进而通过导气管与可伸缩式桨叶外端的桨尖喷气罩连通。

本发明中，利用返回舱下降时的高速、高压气流经管道从翼尖喷出，旋翼系统不会产生扭矩，因此具有航向稳定性，无需反扭矩设计，整个旋翼系统结构紧凑；桨叶采用可伸缩式设计，整个旋翼系统安装在返回舱上部，不影响返回舱舱体的密闭性和隔热性，不影响返回舱安装在运载火箭上以及在太空中与空间站的对接；返回舱舱体表面布置可调隔板式进气道，可通过控制系统调节进气量，控制旋翼转速，保证返回舱以可接受的速度下降。

进一步的，所述返回舱上舱盖顶部设置有轨道舱接口及航天员出舱通道，且返回舱上舱盖与返回舱舱体顶部的中心轴采用可拆卸式螺栓连接。

进一步的，所述旋转盘内围绕中心套圈布置有环形导轨，且高压气罐通过环形槽状的高压气阀与环形导轨连通，进而通过导气管与可伸缩式桨叶外端的桨尖喷气罩连通，实现旋转状态下高压气罐与可伸缩式桨叶上导气管的气流密封传输。

进一步的，所述可伸缩式桨叶包括沿旋转盘径向由内向外依次相接的第一段桨叶、第二段桨叶、第三段桨叶，且第三段桨叶上布置有内嵌式后缘襟翼及用于驱动的压电材料作动器。采用电控旋翼，即利用嵌入式电作动器驱动襟翼实现旋翼操纵，相比机械式操纵系统可以有效减小旋翼系统的结构形式并且更易于实现多冗余度操纵设计。

进一步的，所述返回舱舱体内安装有中央控制器、高度传感器、姿态传感器、速度传感器，用于实现返回舱上舱盖、返回舱舱体、可伸缩式自转旋翼系统、高压喷气系统的智能控制。

返回舱进入大气层稳定下降时相对向上的高温、高速气流经进气道后转变为高温、低速气体在高压储气槽进行混合，在气阀的控制下，高压气体通过金属弹簧管进入桨叶，在桨尖处喷出进而产生推动桨叶旋转。

在返回舱下降过程中，通过中央控制器进行返回舱状态识别及下降轨迹规划，驱动内嵌在旋翼桨叶处的多冗余度电作动器进行周期操纵，通过改变桨盘的升力分布实现返回舱朝预定轨迹飞行，并使返回舱达到最优的下降运动。

有益效果：本发明提供的采用可伸缩式喷气自转旋翼系统的航天器返回舱，相对于现有技术，具有以下优点：

1、采用可伸缩式桨叶及翼尖喷气技术，不影响返回舱密闭性和隔热性能，无需抵消旋翼反扭设计，结构紧凑，占用体积小，与返回舱一体化；

2、采用智能旋翼控制系统，控制旋翼系统进气量和利用智能材料驱动叶片后缘运动，受回收场地大气环境影响小，使返回舱能够以可接受的下降速度沿规划路线下降，大大减少地面搜救难度。

附图说明

图1为本发明的整体示意图；

图2为本发明的结构安装示意图；

图3为本发明进入下降回收状态的剖面示意图；

图4为本发明在其他任务阶段的剖面示意图；

图5为本发明中可伸缩式桨叶的结构示意图；

图中包括：1、返回舱上舱盖，2、可伸缩式桨叶，3、返回舱舱体，4、可调隔板式进气道，5、旋转盘，6、轨道舱接口，7、航天员出舱通道，8、轴承，9、高压气阀，10、高压气罐，11、第一段桨叶，12、第二段桨叶，13、第三段桨叶，14、压电材料作动器，15、桨尖喷气罩，16、内嵌式后缘襟翼。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。

如图1、2所示为一种采用可伸缩式喷气自转旋翼系统的航天器返回舱，包括返回舱上舱盖1、返回舱舱体3、可伸缩式自转旋翼系统、高压喷气系统；

其中，所述可伸缩式自转旋翼系统包括旋转盘5及沿旋转盘5圆周均布的可伸缩式桨叶2，且可伸缩式桨叶2径向穿过旋转盘5的外壁而延伸至旋转盘5的中心套圈上；所述旋转盘5布置于返回舱上舱盖1、返回舱舱体3之间，且中心套圈通过轴承8套接于返回舱舱体3顶部的中心轴上；

所述高压喷气系统包括可调隔板式进气道4、高压气罐10、高压气阀9、桨尖喷气罩15，且可调隔板式进气道4围绕返回舱舱体3外侧顶部均布，并与返回舱舱体3顶部的高压气罐10连通，通过可调隔板式进气道4控制高压气罐10的进气量；所述高压气罐10通过顶部高压气阀9与旋转盘5连通，进而通过导气管与可伸缩式桨叶2外端的桨尖喷气罩15连通。

本实施例中，所述返回舱上舱盖1顶部设置有轨道舱接口6及航天员出舱通道7，且返回舱上舱盖1与返回舱舱体3顶部的中心轴采用可拆卸式螺栓连接。

如图3、4所示，所述旋转盘5内围绕中心套圈布置有环形导轨，且高压气罐10通过环形槽状的高压气阀9与环形导轨连通，进而通过导气管与可伸缩式桨叶2外端的桨尖喷气罩15连通，实现旋转状态下高压气罐10与可伸缩式桨叶2上导气管的气流密封传输。

如图5所示，所述可伸缩式桨叶2包括沿旋转盘5径向由内向外依次相接的第一段桨叶11、第二段桨叶12、第三段桨叶13，且第三段桨叶13上布置有内嵌式后缘襟翼16及用于驱动的压电材料作动器14。

本实施例中，所述返回舱舱体3内安装有中央控制器、高度传感器、姿态传感器、速度传感器，用于实现返回舱上舱盖1、返回舱舱体3、可伸缩式自转旋翼系统、高压喷气系统的智能控制。

本发明的具体实施方式如下：

返回舱重入大气层进入稳定下降状态后，在程序的控制下打开舱体周边的可调隔板式进气道4，高速、高压气流在舱体内部的高压气罐10中储存，气流经导气管进入桨叶收纳壳中，同时推动可伸缩式桨叶2从旋转盘5中伸出并自锁，气流从翼尖喷出带动旋翼旋转，旋翼产生升力使航天器返回舱减速下降。

在返回舱内部安装姿态传感器和速度传感器实时测出返回舱下降姿态角、下降速度等参数，通过中央控制器计算输出信号驱动至作动器，以驱动桨叶上内嵌式后缘襟翼16偏转，实现返回舱按预定轨道下降飞行。通过智能调整舱体周边进气道开张大小和调整桨叶收纳壳根部气阀通气量，保证旋翼转速恒定并可以使得返回舱达到预定下降速度。

当返回舱降落至预定着陆点上方500米处关闭进气道4，由中央控制器综合高度传感器、姿态传感器、速度传感器等测量仪器，由程序控制气阀通气量，在返回舱即将落地时加快旋翼旋转，使返回舱最终以零速度垂直预定落地点接地，实现可控式降落，从而大大减少地面搜救难度。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种采用可伸缩式喷气自转旋翼系统的航天器返回舱，其特征在于，包括返回舱上舱盖（1）、返回舱舱体（3）、可伸缩式自转旋翼系统、高压喷气系统；

其中，所述可伸缩式自转旋翼系统包括旋转盘（5）及沿旋转盘（5）圆周均布的可伸缩式桨叶（2），且可伸缩式桨叶（2）径向穿过旋转盘（5）的外壁而延伸至旋转盘（5）的中心套圈上；所述旋转盘（5）布置于返回舱上舱盖（1）、返回舱舱体（3）之间，且中心套圈通过轴承（8）套接于返回舱舱体（3）顶部的中心轴上；

所述高压喷气系统包括可调隔板式进气道（4）、高压气罐（10）、高压气阀（9）、桨尖喷气罩（15），且可调隔板式进气道（4）围绕返回舱舱体（3）外侧顶部均布，并与返回舱舱体（3）顶部的高压气罐（10）连通，通过可调隔板式进气道（4）控制高压气罐（10）的进气量；所述高压气罐（10）通过顶部高压气阀（9）与旋转盘（5）连通，进而通过导气管与可伸缩式桨叶（2）外端的桨尖喷气罩（15）连通；

所述旋转盘（5）内围绕中心套圈布置有环形导轨，且高压气罐（10）通过环形槽状的高压气阀（9）与环形导轨连通，进而通过导气管与可伸缩式桨叶（2）外端的桨尖喷气罩（15）连通，实现旋转状态下高压气罐（10）与可伸缩式桨叶（2）上导气管的气流密封传输；

所述可伸缩式桨叶（2）包括沿旋转盘（5）径向由内向外依次相接的第一段桨叶（11）、第二段桨叶（12）、第三段桨叶（13），且第三段桨叶（13）上布置有内嵌式后缘襟翼（16）及用于驱动的压电材料作动器（14）。

2.根据权利要求1所述的一种采用可伸缩式喷气自转旋翼系统的航天器返回舱，其特征在于，所述返回舱上舱盖（1）顶部设置有轨道舱接口（6）及航天员出舱通道（7），且返回舱上舱盖（1）与返回舱舱体（3）顶部的中心轴采用可拆卸式螺栓连接。

3.根据权利要求1所述的一种采用可伸缩式喷气自转旋翼系统的航天器返回舱，其特征在于，所述返回舱舱体（3）内安装有中央控制器、高度传感器、姿态传感器、速度传感器，用于实现返回舱上舱盖（1）、返回舱舱体（3）、可伸缩式自转旋翼系统、高压喷气系统的智能控制。