CN110803303A - 一种充气式可展开增阻离轨结构 - Google Patents
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Abstract
一种充气式可展开增阻离轨结构，属于空间飞行器防护技术领域。本发明包括充气支撑骨架结构、蒙皮、进气口和支撑骨架法兰，其中进气口和支撑骨架法兰为金属件，进气口与充气管路相连，主要用于向充气支撑骨架结构内部充气，一般设置为进气口处于支撑骨架底部；支撑骨架法兰为增阻离轨结构与卫星相互连接的接口；骨架式充气管则由不同直径的充气管相互贯通组成，形状包络根据缓冲气囊的大小与形状确定；结构主要由支撑骨架提供支撑，迎风面蒙皮覆在骨架上，二者复合后形成增阻结构展开部分，以较小的发射体积和发射重量为代价，使达到寿命的航天器得以在短期内实现离轨。
Description
技术领域
本发明涉及一种充气式可展开增阻离轨结构，属于空间飞行器防护技术领域
背景技术
近地空间是人类航天活动的主要场所之一，在《IADC空间碎片减缓指南》规定的保护区域中，LEO区域、GEO区域也为重点保护区域。所以对空间碎片的观察、研究、防护也主要集中在LEO区域内。目前，在近地空间活动的航天器数量急剧增加，如果在航天器完成预定任务后不进行处理，可能自行爆炸或与其他碎片碰撞而发生爆炸，将会生成大量空间碎片，因此有必要对任务后航天器进行处理。
完成预定任务或者由于故障或主动决策而终止任务的空间飞行器称为任务后航天器，对于LEO区域任务后航天器的减缓，一方面国际上非常关注，另一方面这个区域的卫星活动众多，对于行航天活动和任务而言非常重要。此外，我国目前正从航天大国向一个负责任的航天强国迈进，因此，更要加大在低轨区域任务后航天器减缓技术研究和投入。
充气式可展开增阻离轨结构正是适用于LEO区域任务后航天器的被动减缓技术，采用充气展开技术增大结构迎风面积，利用大气层对航天器的气动阻力实现航天器的气动减速，进而达到降低轨道高度，实现任务终止的低地轨道系统的轨道寿命缩减至25年之内陨落的目的。另一方面，充气展开式减缓技术也已经具备了一定的技术基础，具有较好的工程应用潜力，因此，开展针对LEO区域任务后航天器的充气展开式空间碎片减缓技术研究意义重大，应用前景广阔。
现有离轨技术采用的展开结构多为平面增阻帆结构，需航天器维持固定的姿态方能正常工作，当航天器到达寿命无法维持自身姿态时，平面增阻帆结构将无法有效的为航天器提供阻力。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种充气式可展开增阻离轨结构，可展开结构在航天器服役阶段处于折叠包装状态，卫星达到使用寿命后对结构进行充气展开，增大迎风阻力面面积，增大航天器气动阻力，满足低地轨道系统的轨道寿命缩减至25年之内陨落的需求。
本发明的技术解决方案是：一种充气式可展开增阻离轨结构，包括充气支撑骨架、蒙皮、进气口和支撑骨架法兰；
所述蒙皮作为阻力帆迎风面固定在充气支撑骨架上；
所述支撑骨架法兰用于与卫星连接；
所述进气口的进气端与支撑骨架法兰固定连接，出气端与充气支撑骨架连接，用于向充气支撑骨架结构内部充气，使充气支撑骨架带动蒙皮展开，实现增阻。
进一步地，所述充气支撑骨架包括纵向支撑管和横向支撑管；所述纵向支撑管一端与进气口的出气端连接且连通，另一端与横向支撑管连接且连通；所述横向支撑管与纵向支撑管之间设置蒙皮。
进一步地，所述横向支撑管为多边形结构，纵向支撑管连接在横向支撑管相邻两条边的交接处或连接在横向支撑管的边的中间处，使得展开时充气支撑骨架和蒙皮构成的组合机构的质心位于中心线上。
进一步地，所述横向支撑管有若干层，每层横向支撑管的截面直径为该处纵向支撑管截面直径的0.5～0.75倍或1.5～2倍。
进一步地，所述纵向支撑管至少三个，充气展开后在空间中均匀分布。
进一步地，所述横向支撑管为圆形或多边形结构。
进一步地，所述充气支撑骨架在未充气时折叠收拢，充气时展开为一定刚度范围内的刚性结构。
进一步地，所述充气支撑骨架均包括骨架外蒙皮和充气内胆；所述骨架外蒙皮由两层厚度均为0.025mm的聚酰亚胺薄膜和一层厚度为0.05mm的铝箔层合碾压制成，所述充气内胆为聚酰亚胺薄膜材料。
进一步地，所述纵向支撑管为变截面支撑管，用于保证结构刚度的前提下降低结构充气体积和结构质量。
进一步地，纵向支撑管底部截面直径为顶部截面直径的1.2～5倍。
本发明与现有技术相比的优点在于：
本发明提出采用充气倒锥形的面型设计实现增阻的要求、并应用了空间充气膨胀薄膜展开结构和刚化，通过小质量、小包装体积的充气式可展开结构实现航天器的快速离轨。采用本发明技术方案不需对任务后航天器姿态进行控制，最大限度减少对航天器本身的影响，提高了可靠性。增阻型离轨系统折叠贮存在航天器内，减小了系统的体积。具体有以下四点：
1、本发明适用于航天器达到寿命后，无法维持自身姿态的航天器长时间离轨过程，通过增大迎风面阻力面积，实现航天器的快速离轨。
2、本发明具有发射封装体积重量小、增阻面积大、应用灵活方便、结构可实现自刚化的特点，可实现多种不同的航天器的快速离轨。
3、本发明可以根据不同卫星及航天器的构型与轨道运行特点，对充气帆参数进行调节，可以获得最优的离轨效率质量比。
4、本发明结构占航天器总体质量2％的情况下，可将航天器离轨速度增加十倍。
附图说明
图1为本发明结构示意图；
图2为本发明充气支撑骨架结构俯视图；
图3为本发明充气支撑骨架结构侧视图；
图4为本发明蒙皮结构示意图；
图5为本发明支撑骨架法兰结构示意图；
图6为本发明进气口结构示意图；
图7为本发明进气口结构侧视图；
图8为本发明进气口与囊体装配关系示意图。
具体实施方式
如图1所示，一种充气式可展开增阻离轨结构，包括充气支撑骨架、蒙皮、进气口和支撑骨架法兰；所述蒙皮作为阻力帆迎风面固定在充气支撑骨架上；所述支撑骨架法兰用于与卫星连接；所述进气口的进气端与支撑骨架法兰固定连接，出气端与充气支撑骨架连接，用于向充气支撑骨架结构内部充气，使充气支撑骨架带动蒙皮展开，实现增阻。
具体的，本发明由充气支撑骨架结构、蒙皮、进气口和支撑骨架法兰组成，其中进气口和支撑骨架法兰为金属件，进气口与充气管路相连，主要用于向充气支撑骨架结构内部充气，一般设置为进气口处于支撑骨架底部；支撑骨架法兰为增阻离轨结构与卫星相互连接的接口；骨架式充气管则由不同直径的充气管相互贯通组成，形状包络根据缓冲气囊的大小与形状确定；结构主要由支撑骨架提供支撑，迎风面蒙皮覆在骨架上，二者复合后形成增阻结构展开部分。折叠时充气支撑骨架结构与蒙皮结构一同进行折叠包装，充气展开前存储在飞行器指定空间内。充气时，骨架式结构迅速充气膨胀，并在内外压差作用下展开成型。同时支撑开缓冲气囊蒙皮，使蒙皮结构展开到位，结构进入工作状态。骨架式充气展开结构中除充气口外均由柔性材料制作，主要制作工艺为粘接。其中骨架式充气管由聚酰亚胺复合铝箔材料制得的骨架外蒙皮和聚酰亚胺薄膜制得的充气内胆组成，其连接工艺均为胶粘，这种充气管材料与制作方法具有工艺性好，加工精度高，成型产品气密性好等优点。增阻离轨结构蒙皮采用粘接的形式粘接在支撑骨架结构上，复合铝箔一侧为迎风面，抵抗空间中原子氧的侵蚀；织物一侧为背风面，聚酰亚胺织物可以抵抗空间中的紫外线，并对蒙皮材料提供一定的耐撕裂性能。
一、充气支撑骨架
如图2、3，所述充气支撑骨架包括纵向支撑管和横向支撑管；所述纵向支撑管一端与进气口的出气端连接且连通，另一端与横向支撑管连接且连通；所述横向支撑管与纵向支撑管之间设置蒙皮。其中，所述横向支撑管为多边形结构，纵向支撑管连接在横向支撑管相邻两条边的交接处或连接在横向支撑管的边的中间处，使得展开时充气支撑骨架和蒙皮构成的组合机构的质心位于中心线上。
优选地，所述纵向支撑管至少三个，充气展开后在空间中均匀分布。
优选地，所述横向支撑管为圆形或多边形结构。
具体的，本发明整体构型为倒锥形，阻力面为直径2000mm的六边形。在保证充气结构整体构型具有一定稳定性的基础上，为减小充气结构重量及充气量，支撑结构采用充气支撑骨架结构，充气支撑骨架结构由骨架外蒙皮和充气内胆组成。所述充气支撑骨架在未充气时折叠收拢，充气时展开为一定刚度范围内的刚性结构。充气支撑骨架外蒙皮结构材料采用聚酰亚胺复合铝箔材料制成，这种薄膜是由两层厚度都为0.025mm的聚酰亚胺薄膜和一层厚度为0.05mm的铝箔层合碾压在一起制成的，骨架内胆为聚酰亚胺薄膜材料。工作时充气结构充气后在内部压力作用下充分展开，这样充气结构就具有了一定刚性，即使内部气体发生泄漏，也能维持充气结构的形状。纵向支撑管为变截面支撑管，可以在保证结构刚度的前提下降低结构充气体积和结构质量，纵向支撑管底部截面直径为顶部截面直径的1.2～5倍。纵向支撑管有若干个，使得展开时充气支撑骨架结构和蒙皮构成的组合机构的质心位于中心线上。
优选地，为提高结构刚度，充气支撑骨架结构采用多层多边形结构，利用纵向支撑管将多层多边形相连，并将结构固定在支撑骨架法兰上。多边形层数与结构高度有关，为保证结构刚度，可设置每层多边形的间距为300～800mm；多边形边数与结构口径有关，结构中最小多边形边长应不小于200mm。每层多边形圆环的截面直径为该处纵向支撑管截面直径的0.5～0.75倍或1.5～2倍。
优选地，所述纵向支撑管为变截面支撑管，用于保证结构刚度的前提下降低结构充气体积和结构质量。优选地，纵向支撑管底部截面直径为顶部截面直径的1.2～5倍。
二、蒙皮
如图4，蒙皮在增阻离轨结构中的作用类似降落伞伞衣，是充气帆的主要阻力面。在充气帆中，蒙皮通过热合或胶粘的形式固定于充气支撑骨架结构上。发射时蒙皮结构和充气支撑骨架结构一同进行折叠包装，在轨时随充气支撑骨架结构一同充气展开。由于增阻离轨结构在空间低轨道长期工作，而蒙皮作为主要迎风面，其必须具备抗原子氧、满足热控要求、良好抗撕裂性能、柔韧性好、长寿命等要求。本发明中蒙皮材料为为双层复合薄膜结构。材料内层面密度约50g/m2的聚酰亚胺绸布材料，拉伸强度大于500N/5cm，外层采用厚度为10μm的铝箔，其可以耐受空间原子氧的侵蚀，两层之间采用GD414硅橡胶或聚氨酯胶进行粘接复合。复合后遮光蒙皮面密度小于100g/m2。
三、进气口
如图6、7和8，进气口包括进气口本体、压紧块、压紧螺母。通过压紧块和进气口本体上的法兰面，将充气结构囊体夹在中间，并用压紧螺母2压紧。同时在安装过程中，在密封面上涂抹适量的GD414硅橡胶，实现进气阀安装面的密封。进气口通过进气口本体上的螺纹与管路组件进行连接，螺纹规格为M18×1.5；进气口通过进气口本体上的37°锥面与管路球头实现连接处的密封。另外，在进气口上部还有一个压紧螺母1，当进气口本体穿过底部法兰后，通过压紧螺母1实现进气阀与底部法兰之间的固定。进气口本体、压紧螺母1、压紧螺母2的螺纹规格都为M18×1.5，进气口本体的通径为Ф6mm。
四、支撑骨架法兰
如图5，支撑骨架法兰为增阻离轨结构和卫星相连接的接口。法兰与展开结构连接部分为圆柱形，将支撑骨架结构圆管包裹在法兰主体上后采用可调直径的金属卡箍进行固定；法兰与卫星结构的连接采用螺钉连接。
本发明针对LEO区域任务后航天器加快离轨速度、缩短离轨时间，设计了一种充气式可展开增阻离轨结构，可以以较小的发射体积和发射重量为代价，使达到寿命的航天器得以在短期内实现离轨。充气式可展开增阻离轨结构包括充气支撑骨架结构、蒙皮、进气口和支撑骨架法兰，其中进气口和支撑骨架法兰为金属件，进气口与充气管路相连，主要用于向充气支撑骨架结构内部充气，一般设置为进气口处于支撑骨架底部；支撑骨架法兰为增阻离轨结构与卫星相互连接的接口；骨架式充气管则由不同直径的充气管相互贯通组成，形状包络根据缓冲气囊的大小与形状确定；结构主要由支撑骨架提供支撑，迎风面蒙皮覆在骨架上，二者复合后形成增阻结构展开部分。
本发明适用于可折叠包装的卫星增阻离轨系统，可显著减小达到寿命卫星的离轨成本，降低增阻离轨系统使用要求，在空间飞行器被动防护与安全领域有较为广阔的应用前景。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (10)
1.一种充气式可展开增阻离轨结构，其特征在于：包括充气支撑骨架、蒙皮、进气口和支撑骨架法兰；
所述蒙皮作为阻力帆迎风面固定在充气支撑骨架上；
所述支撑骨架法兰用于与卫星连接；
所述进气口的进气端与支撑骨架法兰固定连接，出气端与充气支撑骨架连接，用于向充气支撑骨架结构内部充气，使充气支撑骨架带动蒙皮展开，实现增阻。
2.根据权利要求1所述的一种充气式可展开增阻离轨结构，其特征在于：所述充气支撑骨架包括纵向支撑管和横向支撑管；所述纵向支撑管一端与进气口的出气端连接且连通，另一端与横向支撑管连接且连通；所述横向支撑管与纵向支撑管之间设置蒙皮。
3.根据权利要求2所述的一种充气式可展开增阻离轨结构，其特征在于：所述横向支撑管为多边形结构，纵向支撑管连接在横向支撑管相邻两条边的交接处或连接在横向支撑管的边的中间处，使得展开时充气支撑骨架和蒙皮构成的组合机构的质心位于中心线上。
4.根据权利要求2所述的一种充气式可展开增阻离轨结构，其特征在于：所述横向支撑管有若干层，每层横向支撑管的截面直径为该处纵向支撑管截面直径的0.5～0.75倍或1.5～2倍。
5.根据权利要求2所述的一种充气式可展开增阻离轨结构，其特征在于：所述纵向支撑管至少三个，充气展开后在空间中均匀分布。
6.根据权利要求2所述的一种充气式可展开增阻离轨结构，其特征在于：所述横向支撑管为圆形或多边形结构。
7.根据权利要求1所述的一种充气式可展开增阻离轨结构，其特征在于：所述充气支撑骨架在未充气时折叠收拢，充气时展开为一定刚度范围内的刚性结构。
8.根据权利要求7所述的一种充气式可展开增阻离轨结构，其特征在于：所述充气支撑骨架均包括骨架外蒙皮和充气内胆；所述骨架外蒙皮由两层厚度均为0.025mm的聚酰亚胺薄膜和一层厚度为0.05mm的铝箔层合碾压制成，所述充气内胆为聚酰亚胺薄膜材料。
9.根据权利要求1所述的一种充气式可展开增阻离轨结构，其特征在于：所述纵向支撑管为变截面支撑管，用于保证结构刚度的前提下降低结构充气体积和结构质量。
10.根据权利要求9所述的一种充气式可展开增阻离轨结构，其特征在于：纵向支撑管底部截面直径为顶部截面直径的1.2～5倍。
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