CN110963088A - 一种载人航天器密封舱应急失压情况下的压力防护装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于载人航天器返回舱密封舱失压情况下的压力防护装置。采用在返回舱侧壁与大底连接区域安装柔性舱内囊，展开后与舱壁赋形，当返回舱密封舱发生失压情况下，通过启动预先安装在返回舱内部的柔性舱内囊，快速将其展开、固定、充气、密封，从而制造新的密封环境，并利用飞船原有配置的生命保障系统、舱内压力服、通信等资源，共同保证航天员在轨7天应急飞行直至安全返回。
Description
技术领域
本发明涉及一种载人航天器密封舱应急失压情况下的压力防护装置，主要针对载人登月任务需求，为密封舱应急失压情况下提供压力防护，属于载人航天飞行器无损回收技术领域。
背景技术
发展我国载人登月项目，具有经济、科技和国家发展战略方面的重大意义。我国的载人月球探测将瞄准月球低纬度地区，采用直接奔月飞行模式，需要飞船独立完成近月制动和月地返回。基于目前的月球轨道空间站登月飞行模式，在执行载人登月任务中如果飞船返回舱密封舱受到微流星、空间碎片等的影响出现失压并出现不可修复等重大险情时，需要中止登月任务并将航天员安全送回地球。以目前任务规划，如果当飞船进入地月转移后出现险情，则飞船要通过自由返回轨道返回地球。
从确保航天员安全的角度出发，因载人航天器返回舱密封舱压力应急等紧急情况需要返回时，最长需要7天时间。目前神舟飞船和空间站任务在出现压力应急情况下，主要借助于舱内压力服的应急供氧功能，只能支持4小时左右的应急时间，远远不能满足登月过程中最严酷条件下航天器转移至月地返回轨道直到安全返回地面大约需要7天时间的需求。因此，载人航天器返回舱密封舱内压力防护技术是影响登月任务安全性的关键技术之一，急需一种新型的简单可靠的压力防护系统。
发明内容
本发明解决的技术问题是：在载人航天器返回舱密封舱发生应急失压的情况下，快速建立一种载人航天器密封舱应急失压情况下的压力防护装置，为航天员营造一个新的生存空间，保证航天员7天的压力应急需求，以提高飞行的安全性和可靠性。
本发明解决技术的方案是：一种载人航天器密封舱应急失压情况下的压力防护装置，该装置包括柔性囊舱，柔性囊舱上设有具有用于与航天器密封舱供气系统匹配连接的接口和用于航天员进出入其中的密封拉链口；当返回舱密封舱内压力正常时，柔性囊舱被约束固定安装在密封舱内侧壁底部；当返回舱密封舱发生失压情况时，柔性囊解除约束后展开，便于航天员通过囊体上的密封拉链口进入其中，并将密封拉链闭合，闭合后的柔性囊舱通过与航天器密封舱供气系统匹配连接的接口充气，重新形成舱体密封环境，并与航天器密封舱舱壁贴合赋形。
所述柔性囊舱由囊底和囊体构成，囊底为一体成型的环形结构，沿航天器密封舱的侧面边缘平铺于航天器密封舱底部，与航天器密封舱底部固定密封连接；囊体分为通过气密拉链连接的两部分，气密拉链拉开时，每一部分可分别折叠收拢，并被约束固定安装在密封舱内侧壁底部；气密拉链闭合并充气后，囊体的与航天器密封舱舱壁贴合赋形，用于与航天器密封舱供气系统匹配连接的接口安装在囊体上。
所述囊底和囊体的连接部位一体成型。
所述气密拉链闭合并充气后，囊体的透氦率不高于2L/m2.24h。
所述柔性囊舱采用三层柔性低漏率阻气材料制成，内层、外层均为阻气热塑性聚氨酯弹性体材料，中间层为柔性锦纶织物。
所述三层柔性低漏率阻气材料熔断强力不小于60MPa。
所述囊底通过第一密封圈、第二密封圈和锁紧机构与航天器密封舱底部密封连接，航天器密封舱底部设有两个同心环形凹槽，记为第一密封凹槽和第二密封凹槽，第一密封圈靠近囊底中心部位将囊底内侧压在第一密封凹槽内，第二密封圈靠近囊底边缘部位将囊底外侧压在第二密封凹槽内的囊底上；锁紧机构包括两个相互连接的同心环形压盖板，同心环形压盖板压在第一密封凹槽和第二密封凹槽上端，同心环形压盖板中间均布N个平头螺钉，航天器密封舱底部相应位置设有螺纹孔，通过平头螺钉拧入航天器密封舱底部，将囊底固定密封连接在航天器密封舱底部。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明针对目前载人航天器和空间站任务的舱内压力服只具备短时间压力应急状态下防护能力，不能满足提供多天生命保障的技术需求，提出一种在航天器密封舱内设置柔性囊舱，在失密封舱失压且不可修复等重大险情时，将柔性囊舱展开营造新的压力环境，提供给航天员返回地球长时间的生存空间，以保障航天员生命安全。
(2)、本发明也可以和其他任意空间密封舱配套使用，在空间密封舱出现应急失压的情况下快速展开使用，为密封舱快速建立压力环境。
(3)、本发明结构简单、体积较小重量轻、便于安装操作，可以有效提高空间密封舱的安全性和可靠性。
(4)本发明由于采用柔性囊舱的形式，通过预先将柔性囊舱埋伏在航天器内部方法，实现了航天器应急失压情况下柔性囊舱快速展开修复，重新建立压力系统，为航天员营造新的生存环境的功能。相比现有技术中只采用刚性舱体方法，在满足航天器重量基本保持不变的前提下，为航天器密封舱增加了备份密封装置，进一步提高了系统的可靠性。
(5)本发明通过对航天员舱内压力服只具备短时间压力防护生存能力进行生命保障压力补偿，满足航天员多天压力防护与生命保障的需求。
附图说明
图1为本发明实施例柔性囊舱的囊体结构组成；
图2为本发明实施例柔性囊舱柔性囊舱与舱壁的固定密封及展开示意图；
图3为本发明实施例柔性囊舱安装位置示意图；
图4为本发明实施例柔性囊舱工作模式及流程图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
本发明提供了一种载人航天器密封舱应急失压情况下的压力防护装置，通过在密封舱内部建立一个充气柔性密封囊舱环境，实现压力应急防护。柔性囊舱上设有具有用于与航天器密封舱供气系统匹配连接的接口和用于航天员进出入其中的密封拉链口。经分析密封舱内可能的泄露位置为密封舱上部，按照最大可能复用现有配套设备功能的原则，采用在密封舱侧壁与大底连接区域安装柔性囊舱。当返回舱密封舱内压力正常时，柔性囊舱呈折叠包装状态安装在侧壁底部，被折叠包装固定机构约束固定。当返回舱密封舱发生失压情况时，柔性囊解除约束后展开，便于航天员通过囊体上的密封拉链口进入其中，并将密封拉链闭合，闭合后的柔性囊舱通过与航天器密封舱供气系统匹配连接的接口采用密封舱原有的供气系统给柔性囊体充气，重新形成舱体密封环境，并与航天器密封舱舱壁贴合赋形，柔性囊舱还可以利用飞船原有配置的生命保障系统、舱内压力服、通信等资源，共同保证航天员在轨7天应急飞行直至安全返回的方案。本发明具有操作简单、折叠效率高、体积重量小的特点，且不需要密封舱新增生保支持配置资源。
柔性气密囊舱为底边固定的柔性赋型囊，所述柔性囊舱由囊底和囊体构成，囊底为一体成型的环形结构，沿航天器密封舱的侧面边缘平铺于航天器密封舱底部，与航天器密封舱底部固定密封连接；囊体分为通过气密拉链连接的两部分，气密拉链拉开时，每一部分可分别进行Z字型折叠收拢，并被约束固定安装在密封舱内侧壁底部；气密拉链闭合并充气后，囊体的与航天器密封舱舱壁贴合赋形，用于与航天器密封舱供气系统匹配连接的接口安装在囊体上。由此可见，带气密拉链的柔性气密囊舱囊体为其核心部件。
考虑到气密性设计，减小漏气环节，，所述囊底和囊体的连接部位一体成型。
为保证7天的压力应急需求，囊体需要非常低的漏率来保证最小量的空气补充。所述气密拉链闭合并充气后，囊体的透氦率不高于2L/m2.24h。
内囊必须是柔性的，并能够耐受制造、装配、折叠和在极限温度下展开。为此，所述柔性囊舱采用三层柔性低漏率阻气材料制成，中间层为柔性锦纶织物，具备一定的承压能力，内层、外层均为阻气热塑性聚氨酯弹性体材料，保证囊体的密封性及热合加工工艺，三层柔性低漏率阻气材料熔断强力不小于60MPa，透氦率(L/m2.24h)：≤2，能够满足7天的应急需求。材料的结构如图1所示。内、外层热塑性TPU膜厚度0.04mm，中间层210D牛津布厚度0.2mm材料整体厚度0.28mm。
柔性囊舱通过结构与机构安装于登月飞船返回舱密封舱底部侧壁，与舱壁的固定密封形式如图2和图3所示。所述囊底通过第一密封圈、第二密封圈和锁紧机构与航天器密封舱底部密封连接，航天器密封舱底部设有两个同心环形凹槽，记为第一密封凹槽和第二密封凹槽，第一密封圈靠近囊底中心部位将囊底内侧压在第一密封凹槽内，第二密封圈靠近囊底边缘部位将囊底外侧压在第二密封凹槽内的囊底上；锁紧机构包括两个相互连接的同心环形压盖板，同心环形压盖板压在第一密封凹槽和第二密封凹槽上端，同心环形压盖板中间均布N个平头螺钉，航天器密封舱底部相应位置设有螺纹孔，通过平头螺钉拧入航天器密封舱底部，将囊底固定密封连接在航天器密封舱底部。柔性气密囊舱展开后将仪表、环热控接口等包络在新空间内，在处置压力应急的同时，保持飞船原有的功能和设计状态。
本发明提供的载人航天器密封舱应急失压情况下的压力防护装置具体工作过程为：当载人航天器返回舱产生漏点，密封舱开始泄漏时，舱压报警装置进行报警，航天员第一时间穿戴好舱内航天服，保证人员安全。随后，航天员将折叠的柔性舱内囊从初始固定区域展开，并采用特制气密拉链将2片囊体闭合、密封。柔性舱内囊与舱体结合并密封以后，采用密封舱内原有的供气调压装置对柔性舱内囊内进行供气，并进行压力检测，当舱压到达57kPa左右时，进行舱压维持。此时柔性舱内囊与密封舱内壁完全贴合，由密封舱内壁承受新密封环境内压。配合飞船原有的环热控设备，建立新的载人环境。启动配置的应急照明或便携照明。复用飞船原有的电源、通信等功能。返回前撤收柔性舱内囊。柔性舱内囊工作模式如图4所示。
目前我国正在大力开展深空探测的研究，并将于2030年左右实现载人登月计划，本发明可以直接应用到载人登月飞船返回舱密封舱和月球基地其他密封舱的设计中去，本发明有利于提高我国载人月球探测任务的安全性可靠性。对后续载人登月任务的实施都具有十分重要的意义。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
Claims (7)
1.一种载人航天器密封舱应急失压情况下的压力防护装置，其特征在于包括柔性囊舱，柔性囊舱上设有具有用于与航天器密封舱供气系统匹配连接的接口和用于航天员进出入其中的密封拉链口；当返回舱密封舱内压力正常时，柔性囊舱被约束固定安装在密封舱内侧壁底部；当返回舱密封舱发生失压情况时，柔性囊解除约束后展开，便于航天员通过囊体上的密封拉链口进入其中，并将密封拉链闭合，闭合后的柔性囊舱通过与航天器密封舱供气系统匹配连接的接口充气，重新形成舱体密封环境，并与航天器密封舱舱壁贴合赋形。
2.根据权利要求1所述的一种载人航天器密封舱应急失压情况下的压力防护装置，其特征在于所述柔性囊舱由囊底和囊体构成，囊底为一体成型的环形结构，沿航天器密封舱的侧面边缘平铺于航天器密封舱底部，与航天器密封舱底部固定密封连接；囊体分为通过气密拉链连接的两部分，气密拉链拉开时，每一部分可分别折叠收拢，并被约束固定安装在密封舱内侧壁底部；气密拉链闭合并充气后，囊体的与航天器密封舱舱壁贴合赋形，用于与航天器密封舱供气系统匹配连接的接口安装在囊体上。
3.根据权利要求2所述的一种载人航天器密封舱应急失压情况下的压力防护装置，其特征在于所述囊底和囊体的连接部位一体成型。
4.根据权利要求2所述的一种载人航天器密封舱应急失压情况下的压力防护装置，其特征在于所述气密拉链闭合并充气后，囊体的透氦率不高于2L/m2.24h。
5.根据权利要求2所述的一种载人航天器密封舱应急失压情况下的压力防护装置，其特征在于所述柔性囊舱采用三层柔性低漏率阻气材料制成，内层、外层均为阻气热塑性聚氨酯弹性体材料，中间层为柔性锦纶织物。
6.根据权利要求4所述的一种载人航天器密封舱应急失压情况下的压力防护装置，其特征在于所述三层柔性低漏率阻气材料熔断强力不小于60MPa。
7.根据权利要求4所述的一种载人航天器密封舱应急失压情况下的压力防护装置，其特征在于所述囊底通过第一密封圈、第二密封圈和锁紧机构与航天器密封舱底部密封连接，航天器密封舱底部设有两个同心环形凹槽，记为第一密封凹槽和第二密封凹槽，第一密封圈靠近囊底中心部位将囊底内侧压在第一密封凹槽内，第二密封圈靠近囊底边缘部位将囊底外侧压在第二密封凹槽内的囊底上；锁紧机构包括两个相互连接的同心环形压盖板，同心环形压盖板压在第一密封凹槽和第二密封凹槽上端，同心环形压盖板中间均布N个平头螺钉，航天器密封舱底部相应位置设有螺纹孔，通过平头螺钉拧入航天器密封舱底部，将囊底固定密封连接在航天器密封舱底部。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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