CN112193440B - 一种用于航天器前端的负膨胀结构 - Google Patents

Abstract

本公开提供一种用于航天器前端的负膨胀结构，涉及航天器元件领域，包括阵列布置的多个胞元，每个胞元包括中心杆件和多个围绕中心杆件布置的结构板件，结构板件一端固定在中心杆件侧壁，另一端沿中心杆件对应固定点处的切线方向延伸，连接相邻另一胞元的一结构板件，结构板件用于在受热时发生膨胀带动中心杆件绕其轴线自转，以使中心杆件收卷结构板件，通过结构板件和中心杆件的结构配置，利用结构板件受热膨胀的作用驱动中心杆件转动，增加结构板件的重合距离，从而使其整体表现出受热负膨胀结构，避免了支撑结构受热整体表现出膨胀而超出限值的问题，对航天器前端整体结构进行有效保护。

Description

一种用于航天器前端的负膨胀结构

技术领域

本公开涉及航天器元件领域，特别涉及一种用于航天器前端的负膨胀结构。

背景技术

本部分的陈述仅仅是提供了与本公开相关的背景技术，并不必然构成现有技术。

当航天器在空中高速飞行时，航天器前端与空气剧烈摩擦，航天器前端的材料温度急剧上升。

发明人发现，目前航天器前端的材料受热膨胀后，因为材料膨胀产生的压应力是航天器的主要受力，以往的实心或者传统点阵也受热膨胀，支撑结构膨胀，虽然能够抵消部分航天器前端受到的压力，但是支撑结构的膨胀量超出限值时，支撑结构会抵压推动外部壳体结构，导致外部壳体结构受到压应力造成破坏，难以满足航天器前端的支撑和耐热需求。

发明内容

本发明公开的目的是针对现有技术存在的缺陷，提供一种用于航天器前端的负膨胀结构，通过结构板件和中心杆件的结构配置，利用结构板件受热膨胀的作用驱动中心杆件转动，增加结构板件的重合距离，从而使其整体表现出受热负膨胀结构，避免了支撑结构受热整体表现出膨胀而超出限值的问题，对航天器前端整体结构进行有效保护。

本公开的第一目的是提供一种用于航天器前端的负膨胀结构，采用以下技术方案：

包括阵列布置的多个胞元，每个胞元包括中心杆件和多个围绕中心杆件布置的结构板件，结构板件一端固定在中心杆件侧壁，另一端沿中心杆件对应固定点处的切线方向延伸，连接相邻另一胞元的一结构板件，结构板件用于在受热时发生膨胀带动中心杆件绕其轴线自转，以使中心杆件收卷结构板件。

进一步地，所述胞元呈矩形阵列布置，每一胞元通过结构板件连接与相邻的四个胞元。

进一步地，每个胞元包括中心杆件和四个围绕中心杆件布置的结构板件，四个结构板件相对于中心杆件轴线呈中心对称布置。

进一步地，所述中心杆件顶部沿轴线设有通孔，形成管状结构，结构板件连接在管状结构的外侧壁上。

进一步地，所述结构板件与中心杆件的对接处沿中心杆件外壁母线分布，同一胞元中相邻的两个结构板件互相垂直。

进一步地，在垂直于中心杆件轴线的平面内，结构板件沿切线方向的长度大于沿法线方向的厚度，在结构板件受热发生膨胀时，长度方向的形变量大于厚度方向的形变量。

进一步地，所述结构板件一端连接中心杆件，另一端连接相邻一个胞元的一个结构板件的非固定端。

进一步地，每个结构板件连接一个相邻的胞元，相邻的两个胞元之间通过一对结构板连接，连接于同一个胞元的多个胞元相对于该结构单元中心杆件的轴线呈中心对称布置。

进一步地，当结构板件受热发生膨胀时，结构板件的固定点一端向远离非固定端的一侧移动，以驱动中心杆件向收卷结构板件的方向转动。

本公开的第二目的是提供一种航天器，利用如上所述的用于航天器前端的负膨胀结构。

与现有技术相比，本公开具有的优点和积极效果是：

(1)通过结构板件和中心杆件的结构配置，利用结构板件受热膨胀的作用驱动中心杆件转动，增加结构板件的重合距离，从而使其整体表现出受热负膨胀结构，避免了支撑结构受热整体表现出膨胀而超出限值的问题，对航天器前端整体结构进行有效保护；

(2)通过矩形阵列布置的胞元，在结构整体收到高温作用时，充分利用结构板件的膨胀量使得中心杆件转动，改变位于中心杆件两侧一对结构板件的重合量，通过重合量的增大来抵消膨胀量，相邻胞元之间的中心间距不变或缩小，结构整体表现出负膨胀效应；

(3)相邻胞元结构板件围成空腔机构，满足前端结构支撑强度需求的同时，能够形成轻量化结构，胞元阵列内部留有空隙，能够为其他元件的填充留出空间，方便配合其他结构进行多功能设计。

附图说明

构成本公开的一部分的说明书附图用来提供对本公开的进一步理解，本公开的示意性实施例及其说明用于解释本公开，并不构成对本公开的不当限定。

图1为本公开背景技术中所述航天器前端工作状态示意图；

图2为本公开实施例1、2中多个胞元阵列布置的结构示意图；

图3为本公开实施例1、2中单个胞元的结构示意图；

图4为本公开实施例1、2中负膨胀结构与航天器前端配合的示意图。

其中：1、中心杆件，2、结构板件。

具体实施方式

应该指出，以下详细说明都是例示性的，旨在对本公开提供进一步地说明。除非另有指明，本文使用的所有技术和科学术语具有与本公开所属技术领域的普通技术人员通常理解的相同含义。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本公开的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合；

为了方便叙述，本公开中如果出现“上”、“下”、“左”、“右”字样，仅表示与附图本身的上、下、左、右方向一致，并不对结构起限定作用，仅仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位，以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本公开的限制。

正如背景技术中所介绍的，现有技术中的航天器前端结构受到高速气流作用，如图1所示，受到空气的剧烈摩擦作用，使得材料温度急剧上升，导致前端壳体受到膨胀挤压力损坏；针对上述问题，本公开提出了一种用于航天器前端的负膨胀结构及航天器。

实施例1

本公开的一种典型的实施方式中，如图1-图4所示，提出了一种用于航天器前端的负膨胀结构。

如图1所示，航天器前端的材料受热膨胀后，材料膨胀使得支撑结构膨胀的压应力施加在前端的外部壳体上，虽然航天器前端受到的压力能够抵消部分膨胀效应，但是支撑结构的膨胀量超出限值时，支撑结构会抵压推动外部壳体结构，导致外部壳体结构受到压应力造成破坏；

在本实施例中，针对目前航天器前端的支撑结构进行改进，给出一种负膨胀结构，其包括多个胞元，胞元呈矩形阵列布置，一胞元与四个相邻的胞元连接，形成网格状结构，如图2所示，对应四边形四个角的四个胞元能够形成空腔结构，空腔结构内能够用于容纳其他的元件，实现功能化设计；

当然，可以理解的是，形成的空腔结构，相较于传统的支撑结构，能够在保证满足支撑需求的基础上，精简支撑结构，达到轻量化的效果，降低整体的重量，提高航天器前端的可控性。

具体的，对于胞元，每个胞元包括中心杆件1和多个围绕中心杆件布置的结构板件2，结构板件一端固定在中心杆件侧壁，另一端沿中心杆件对应固定点处的切线方向延伸，连接相邻另一胞元的一结构板件；

对于胞元的结构，其中心杆件与结构板件的配合方式为核心结构，结构板件布置在中心杆件的侧壁上，并且，结构板件与中心杆件的对接处沿中心杆件外壁母线分布，同一胞元中相邻的两个结构板件互相垂直；

在结构板件用于在受热时发生膨胀带动中心杆件绕其轴线自转，以使中心杆件收卷结构板件；

需要指出的是，位于中心杆件相对侧的两个结构板件，沿其切线方向上形成重合部分，在中心杆件转动时，结构板件在中心杆件的收卷作用下发生移动，从而使得其重合部分发生变化；

在结构板件发生膨胀时，其重合部分增大，通过重合量的增大来抵消膨胀量，相邻胞元之间的中心间距不变或缩小，结构整体表现出负膨胀效应。

由于在结构板件膨胀时，若其膨胀量与重合部分的增大量相同，则相邻胞元之间的中心间距不变，结构整体不会发生膨胀，从而减少前端因膨胀对外部壳体结构产生压应力造成的损伤；

若膨胀量小于重合部分的增大量，则相邻胞元之间的中心间距缩小，结构整体表现出负膨胀，即一定程度的收缩，减少前端支撑结构因膨胀对外部壳体结构产生额外的压应力，也能够对壳体结构实现保护作用。

可以理解的是，在本实施例中叙述的中心杆件收卷结构板件，并非是结构板件缠绕到中心杆件上，而是收卷方式的动作；

结合附图3，当结构板件受热发生膨胀时，结构板件的固定点一端向远离非固定端的一侧移动，以驱动中心杆件向收卷结构板件的方向转动。

在本实施例中，对于胞元配合的结构板件，每个胞元包括中心杆件和四个围绕中心杆件布置的结构板件，四个结构板件相对于中心杆件轴线呈中心对称布置；

所述结构板件一端连接中心杆件，另一端连接相邻一个胞元的一个结构板件的非固定端；从而形成如图2和上文所述的截面为网格状结构。

可以理解的是，每个结构板件连接一个相邻的胞元，相邻的两个胞元之间通过一对结构板连接，连接于同一个胞元的多个胞元相对于该结构单元中心杆件的轴线呈中心对称布置。

所述中心杆件顶部沿轴线设有通孔，形成管状结构，结构板件连接在管状结构的外侧壁上；

在垂直于中心杆件轴线的平面内，胞元结构板件沿切线方向的长度大于沿法线方向的厚度，在结构板件受热发生膨胀时，长度方向的形变量大于厚度方向的形变量；

结合附图3，膨胀量＝α*L*T；

其中，α：膨胀系数；L：管段总长度；T：最大温差。

结构胞元中结构板件在沿长度方向(AO)的延长量，会远远大于垂直于长度方向的厚度方向(AB)的延长量；

延长的结构板件会压缩胞元的中心O，使得胞元中心的中心杆件在应力的作用下产生一定的应变，胞元中心O逆时针转动，胞元收缩，从而整体结构呈现出负膨胀系数的技术特点。

需要指出的是，对于中心杆件和结构板件的选择，根据现有对航天器的设计需求选择材料、确定尺寸即可，本实施例的目的在于提出该负膨胀结构，而并不对其具体的材料和尺寸进行特殊限制，能够达到满足需求的结构和材料配置即可。

对于负膨胀结构的拓展，结合上述的内容，相邻胞元结构板件围成空腔机构，满足前端结构支撑强度需求的同时，能够形成轻量化结构；

中心杆件中间留有通孔，并且胞元阵列内部留有空隙，能够为其他元件的填充留出空间，方便配合其他结构进行多功能设计。

实施例2

本公开的另一典型实施方式中，如图1-图4所示，给出一种航天器。

该航天器的前端壳体内安装有如实施例1所述的用于航天器前端的负膨胀结构，利用上述负膨胀结构对航天器的前端壳体进行支撑；

结合附图4，负膨胀结构的顶部和底部均做倾斜面处理，使得中心杆件的端面、结构板件的顶面能够贴合支撑壳体的内壁，保证其接触效果。

在航天器前端与空气摩擦后，内部负膨胀结构受热，负膨胀结构的结构板件发生膨胀，使得对应的胞元中心处的中心杆件发生转动，转动产生的位移量抵消膨胀量，从而使得支撑结构整体不会发生膨胀，从而减少前端因膨胀产生的压应力，达到保护飞行器前端的效果。

通过结构板件和中心杆件的结构配置，利用结构板件受热膨胀的作用驱动中心杆件转动，增加结构板件的重合距离，从而使其整体表现出受热负膨胀结构，避免了支撑结构受热整体表现出膨胀而超出限值的问题，对航天器前端整体结构进行有效保护。

以上所述仅为本公开的优选实施例而已，并不用于限制本公开，对于本领域的技术人员来说，本公开可以有各种更改和变化。凡在本公开的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本公开的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种用于航天器前端的负膨胀结构，其特征在于，包括阵列布置的多个胞元，每个胞元包括中心杆件和多个围绕中心杆件布置的结构板件，结构板件一端固定在中心杆件侧壁，另一端沿中心杆件对应固定点处的切线方向延伸，连接相邻另一胞元的一结构板件，结构板件用于在受热时发生膨胀带动中心杆件绕其轴线自转，以使中心杆件收卷结构板件，通过结构板件和中心杆件的结构配置，利用结构板件受热膨胀的作用驱动中心杆件转动，增加结构板件的重合距离，从而使其整体表现出受热负膨胀结构。

2.如权利要求1所述的用于航天器前端的负膨胀结构，其特征在于，所述胞元呈矩形阵列布置，每一胞元通过结构板件连接于相邻的四个胞元。

3.如权利要求2所述的用于航天器前端的负膨胀结构，其特征在于，每个胞元包括中心杆件和四个围绕中心杆件布置的结构板件，四个结构板件相对于中心杆件轴线呈中心对称布置。

4.如权利要求1所述的用于航天器前端的负膨胀结构，其特征在于，所述中心杆件顶部沿轴线设有通孔，形成管状结构，结构板件连接在管状结构的外侧壁上。

5.如权利要求4所述的用于航天器前端的负膨胀结构，其特征在于，所述结构板件与中心杆件的对接处沿中心杆件外壁母线分布，同一胞元中相邻的两个结构板件互相垂直。

6.如权利要求1所述的用于航天器前端的负膨胀结构，其特征在于，在垂直于中心杆件轴线的平面内，结构板件沿切线方向的长度大于沿法线方向的厚度，在结构板件受热发生膨胀时，长度方向的形变量大于厚度方向的形变量。

7.如权利要求1所述的用于航天器前端的负膨胀结构，其特征在于，所述结构板件一端连接中心杆件，另一端连接相邻一个胞元的一个结构板件的非固定端。

8.如权利要求7所述的用于航天器前端的负膨胀结构，其特征在于，每个结构板件连接一个相邻的胞元，相邻的两个胞元之间通过一对结构板件连接，连接于同一个胞元的多个胞元相对于该胞元中心杆件的轴线呈中心对称布置。

9.如权利要求1所述的用于航天器前端的负膨胀结构，其特征在于，当结构板件受热发生膨胀时，结构板件的固定点一端向远离非固定端的一侧移动，以驱动中心杆件向收卷结构板件的方向转动。

10.一种航天器，其特征在于，包括如权利要求1-9任一项所述的用于航天器前端的负膨胀结构。

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