CN112224448B - 一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，涉及空间飞行器被动防护与安全领域；包括n个支撑管、迎风阻力面蒙皮、m个树脂框架、气瓶和固定底座；固定底座为正n棱锥结构；固定底座的底平面固定安装在外部飞行器上；固定底座每个侧面设置有1个出气孔；固定底座的锥顶部设置有1个进气孔；每个支撑管的轴向一端与1个出气孔对接；气瓶竖直设置在固定底座的顶部；迎风阻力面蒙皮贴附在n个支撑管的外壁；m个树脂框架等间距均匀设置在迎风阻力面蒙皮的内面上；本发明在空间飞行器达到使用寿命后进行在轨展开，增加飞行器的迎风阻力面面积，增大空间飞行器所受的气动阻力，实现近地轨道到达寿命的空间飞行器在25年内进入大气层陨落的需求。

Description

一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构

技术领域

本发明属于空间飞行器被动防护与安全领域，涉及一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构。

背景技术

地球上距地面高度200～800km的近地轨道是人类近六十年来的主要航天活动区域，该区域充斥着大量人造卫星、火箭末级推进器等飞行器。现有飞行器寿命大都为5～10年，达到寿命的卫星失去了控制，由于飞行器任务后无法实现有效的离轨、长期在原轨道上飞行，极易与其他空间飞行器或空间碎片相撞而发生爆炸、裂解，形成大量新的空间碎片，如果不采取措施，这种潜在的多米诺效应将导致近地轨道区域的空间环境持续恶化，大大影响未来航天器的安全。因此有必要对达到寿命的卫星进行离轨处理，另外2007年，空间碎片协调委员会(IADC)出版了《空间碎片缓解指南》，建议航天器在完成任务后25年内或者入轨后30年内应脱离轨道。

目前，近地轨道空间飞行器达到寿命后采用的是主动离轨的方式进行脱离轨道。空间飞行器主动离轨是采用推进剂的形式对飞行器进行反向推进，降低飞行器速度，从而降低飞行器轨道高度，最终实现飞行器的清除；主动离轨的方式存在质量大、机构复杂、成本高的缺点。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，在空间飞行器达到使用寿命后进行在轨展开，增加飞行器的迎风阻力面面积，进而增大空间飞行器所受的气动阻力，最终实现近地轨道到达寿命的空间飞行器在25年内进入大气层陨落的需求。

本发明解决技术的方案是：

一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，包括n个支撑管、迎风阻力面蒙皮、m个树脂框架、气瓶和固定底座；其中，固定底座为正n棱锥结构；固定底座的底平面固定安装在外部飞行器上；固定底座的n个侧面上，每个侧面设置有1个出气孔；固定底座的锥顶部设置有1个进气孔；每个支撑管的轴向一端与1个出气孔对接；气瓶竖直设置在固定底座的顶部，且气瓶与进气孔对接；迎风阻力面蒙皮贴附在n个支撑管的外壁；m个树脂框架等间距均匀设置在迎风阻力面蒙皮的内面上；n为正整数，且4≤n≤8；m为正整数，且5≤m≤8。

在上述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，n个支撑管的轴向底端与固定底座固连；n个支撑管的轴向顶端呈发散状态向外侧展开；初始状态，n个支撑管的轴向顶端带动迎风阻力面蒙皮向轴向底端呈卷缩状态；当到达预设时间后，由气瓶通过进气孔输入气体，气体由n个出气孔排出至n个支撑管，n个支撑管由卷缩状态伸展至展开状态，带动迎风阻力面蒙皮打开。

在上述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，所述支撑管为杆状结构；支撑管包括内胆、第一聚酰亚胺薄膜、铝箔层和第二聚酰亚胺薄膜；其中，内胆设置在支撑管的轴线位置；第一聚酰亚胺薄膜套装在内胆的外壁；铝箔层套装在第一聚酰亚胺薄膜的外壁；第二聚酰亚胺薄膜套装在铝箔层的外壁；第一聚酰亚胺薄膜和第二聚酰亚胺薄膜的壁厚为10-25μm；铝箔层的厚度为25-50μm；内胆采用聚酰亚胺薄膜或热塑性聚氨酯弹性体薄膜或聚酯薄膜制成。

在上述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，所述支撑管沿轴向为变径结构；支撑管轴向顶端直径与底端直径比为1/5～3/4；支撑管的轴向长度为3-20m。

在上述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，所述迎风阻力面蒙皮采用双层复合薄膜材料；迎风阻力面蒙皮的内层采用高强聚酰亚胺织物材料，密度为60g/cm²，拉伸强度为3000N/5cm；迎风阻力面蒙皮的外层采用铝箔材料，外层厚度为9μm；双层复合薄膜材料的整体密度为80g/cm²。

在上述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，所述树脂框架为正n变形框架结构；安装时，m个树脂框架平行放置，且树脂框架的n个拐点与n个支撑管的位置对应。

在上述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，所述相邻2个树脂框架的间距L1为500-2000mm；树脂框架的侧边宽度L2为30-200mm；树脂框架在常温状态为刚性材料；当温度上升至70℃-120℃时，树脂框架转换为柔性状态。

在上述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，在向支撑管内充气之前，对树脂框架加热处理，使树脂框架处于柔软状态；随后向支撑管内充气展开，当支撑管展开到位后，停止对树脂框架加热，树脂框架冷却后呈刚性，实现对迎风阻力面蒙皮提供水平方向的支撑。

在上述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，当n个支撑管完全展开后，迎风阻力面蒙皮的投影面积与外部飞行器的质量比为0.005-0.4。

在上述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，所述迎风阻力面蒙皮的内表面均匀贴附有q个增强筋；增强筋采用碳纤维或金属材料；增强筋的宽度为15-40mm，厚度为0.2-2mm；q为正整数，且2≤q≤8。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明的空间飞行器被动离轨是利用近地轨道空间的稀薄气体，通过增大飞行器迎风面面积，增加大气层对航天器的气动阻力，对飞行器进行气动减速，进而降低飞行器轨道高度，从而实现飞行器的清除。与主动离轨方式相比，可采用在飞行器结构表面展开阻力面的方式实现飞行器的被动离轨，并且展开的阻力面质量小、机构简单、成本低，研究意义重大，应用前景广阔；

(2)本发明适用于空间飞行器到达寿命后的长时间被动离轨过程，通过增大飞行器迎风面面积，利用近地轨道的稀薄大气，提高飞行器的气动阻力，实现空间飞行器的快速清除；

(3)本发明结构发射时处于收拢折叠包装状态，并且材料大都选用密度小的聚合物材料，发射体积小、发射重量轻、可长期在轨储存，并且展开后可依靠自身刚度实现结构刚化，可以使各种到达使用寿命的空间飞行器快速离轨陨落；

(4)本发明可以根据空间飞行器的重量、轨道高度和清除时间的要求，调整锥形薄膜结构的结构尺寸，满足各种空间飞行器清除要求；

(5)本发明结构占航天器总体质量不大于5％的情况下，可将航天器离轨速度增加5～20倍。

附图说明

图1为本发明n个支撑管展开示意图；

图2为本发明固定底座示意图；

图3为本发明支撑管剖视图；

图4为本发明树脂框架分布示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

本发明利用空间充气膨胀薄膜展开结构技术和自刚化技术，通过质量小、折叠包装体积小、可长期储存的可展开锥形薄膜结构在轨充气展开并进行刚化，增大飞行器迎风面面积，实现到达寿命的空间飞行器离轨、陨落。采用这种可展开锥形薄膜结构可依靠其自身气动性能进行姿态稳定，不需要对飞行器的在轨姿态进行调节，最大限度的减少了对空间飞行器的使用要求，大大提高了结构的可靠性。发射时通过对可展开锥形薄膜结构折叠方案的设计，可满足多种折叠包装包络的使用要求，也可对可展开锥形薄膜结构进行模块化设计，使结构附着在飞行器表面，方案具有创新、简洁、高效的特点。

用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，如图1、图2所示，包括n个支撑管1、迎风阻力面蒙皮2、m个树脂框架3、气瓶4和固定底座5；其中，固定底座5为正n棱锥结构；固定底座5的底平面固定安装在外部飞行器上；固定底座5的n个侧面上，每个侧面设置有1个出气孔51；固定底座5的锥顶部设置有1个进气孔52；每个支撑管1的轴向一端与1个出气孔51对接；气瓶4竖直设置在固定底座5的顶部，且气瓶4与进气孔52对接；迎风阻力面蒙皮2贴附在n个支撑管1的外壁；m个树脂框架3等间距均匀设置在迎风阻力面蒙皮2的内面上；n为正整数，且4≤n≤8；m为正整数，且5≤m≤8。可展开锥形薄膜结构为锥形结构，结构迎风面投影面积与空间飞行器质量比值为0.005～0.4。支撑管1由可刚化材料和气密材料制成，为可展开锥形薄膜结构提供支撑，支撑管1的根部固定在固定底座5上，支撑管1的长度由结构整体尺寸确定；迎风阻力面蒙皮2覆在支撑管1上，二者复合后形成可展开锥形薄膜结构的展开部分；固定底座5为金属件或碳纤维复合材料件，其顶端进气孔52与气瓶4相连，主要用于向支撑管1进行充气。

n个支撑管1的轴向底端与固定底座5固连。如图1、图2所示，n个支撑管1的轴向顶端呈发散状态向外侧展开；初始状态，n个支撑管1的轴向顶端带动迎风阻力面蒙皮2向轴向底端呈卷缩状态；当到达预设时间后，由气瓶4通过进气孔52输入气体，气体由n个出气孔51排出至n个支撑管1，n个支撑管1由卷缩状态伸展至展开状态，带动迎风阻力面蒙皮2打开。当n个支撑管1完全展开后，迎风阻力面蒙皮2的投影面积与外部飞行器的质量比为0.005-0.4。

支撑管1为杆状结构，如图3所示，支撑管1包括内胆11、第一聚酰亚胺薄膜12、铝箔层13和第二聚酰亚胺薄膜14；其中，内胆11设置在支撑管1的轴线位置；第一聚酰亚胺薄膜12套装在内胆11的外壁；铝箔层13套装在第一聚酰亚胺薄膜12的外壁；第二聚酰亚胺薄膜14套装在铝箔层13的外壁；第一聚酰亚胺薄膜12和第二聚酰亚胺薄膜14的壁厚为10-25μm；铝箔层13的厚度为25-50μm；内胆11采用聚酰亚胺薄膜或热塑性聚氨酯弹性体薄膜或聚酯薄膜制成。支撑管1沿轴向为变径结构；支撑管1轴向顶端直径与底端直径比为1/5～3/4；支撑管1的轴向长度为3-20m。

支撑管1由4～8个可展开刚化充气管结构组成，支撑管1的轴线与可展开锥形薄膜结构的中心线夹角为45°～75°。工作时对支撑管1进行充气，使支撑管1在内部压力作用下逐渐展开，并依靠聚酰亚胺复合铝箔自身材料属性和增强筋的作用下使支撑管1具有一定的抗弯刚度，这样即使内部气体发生泄漏，也能维持充气结构的形状。为提高结构性能、降低结构质量，可刚化支撑管截面采用变直径的方案，使可刚化支撑管顶部截面直径是根部截面直径的1/5～3/4倍。可刚化支撑管的长度为3～20m，具体尺寸由空间飞行器轨道高度和离轨时间要求进行计算确定。

迎风阻力面蒙皮2采用双层复合薄膜材料；迎风阻力面蒙皮2的内层采用高强聚酰亚胺织物材料，密度为60g/cm²，拉伸强度为3000N/5cm；迎风阻力面蒙皮2的外层采用铝箔材料，外层厚度为9μm；其可长时间承受空间原子氧、紫外线、带电粒子的侵蚀，两层材料采用碾压的方式复合在一起，双层复合薄膜材料的整体密度为80g/cm²，有着良好的可加工型和抗撕裂性能，并且可以承受长时间的揉搓、折叠。热塑性可刚化树脂材料选用环氧基热塑性可刚化竖直材料，蒙皮结构中热塑性可刚化树脂材料内部预埋有加热金属丝或加热导电薄膜片。迎风阻力面蒙皮2由可长时间耐空间环境柔性复合织物采用胶粘、热合或缝接制成。发射时，迎风阻力面蒙皮2随可刚化支撑管1一同折叠包装，空间飞行器达到寿命后随可刚化支撑管结构一同进行充气展开。在迎风阻力面蒙皮2结构上均匀的分布着m个树脂框架3。

迎风阻力面蒙皮2的内表面均匀贴附有q个增强筋；增强筋采用碳纤维或金属材料；增强筋的宽度为15-40mm，厚度为0.2-2mm；q为正整数，且2≤q≤8。

如图4所示，树脂框架3为正n变形框架结构；安装时，m个树脂框架3平行放置，且树脂框架3的n个拐点与n个支撑管1的位置对应。相邻2个树脂框架3的间距L1为500-2000mm；树脂框架3的侧边宽度L2为30-200mm；树脂框架3在常温状态为刚性材料；当温度上升至70℃-120℃时，树脂框架3转换为柔性状态。

在向支撑管1内充气之前，对树脂框架3加热处理，使树脂框架3处于柔软状态；随后向支撑管1内充气展开，当支撑管1展开到位后，停止对树脂框架3加热，树脂框架3冷却后呈刚性，实现对迎风阻力面蒙皮2提供水平方向的支撑。

固定底座5为可展开锥形薄膜结构和空间飞行器的连接接口，也是可展开锥形薄膜结构的充气接口。固定底座5与支撑管1的连接部分为空心圆筒型，将支撑管1的内胆11采用粘接的方式固定在空心圆筒上，再将可支撑管1上的迎风阻力面蒙皮2采用变直径的金属卡箍固定在空心圆筒上。固定底座5顶部为充气组件的接口，连接形式为螺纹连接，螺纹规格为M18×1.5，进气口处采用37°锥面进行密封，进气口通径为Ф6mm。为使可展开锥形薄膜结构缓慢有序展开，需降低可展开锥形薄膜结构的充气速率，因此在进气孔下侧设置通径为Ф1mm的小孔，控制充气过程的气体流量，从而降低充气速率。

此外，气瓶4采用可长期储存气体的焊封气瓶，气瓶4一端为充气口，待气瓶4充满气后对充气口位置进行焊接密封，保证气瓶4结构的密封性能，气瓶4另一端连接电爆阀结构，电爆阀的另一端与固定底座5相连，通电后可打开电爆阀对支撑管1进行充气。

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 (9)

1.一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，其特征在于：包括n个支撑管(1)、迎风阻力面蒙皮(2)、m个树脂框架(3)、气瓶(4)和固定底座(5)；其中，固定底座(5)为正n棱锥结构；固定底座(5)的底平面固定安装在外部飞行器上；固定底座(5)的n个侧面上，每个侧面设置有1个出气孔(51)；固定底座(5)的锥顶部设置有1个进气孔(52)；每个支撑管(1)的轴向一端与1个出气孔(51)对接；气瓶(4)竖直设置在固定底座(5)的顶部，且气瓶(4)与进气孔(52)对接；迎风阻力面蒙皮(2)贴附在n个支撑管(1)的外壁；m个树脂框架(3)等间距均匀设置在迎风阻力面蒙皮(2)的内面上；n为正整数，且4≤n≤8；m为正整数，且5≤m≤8；

在向支撑管(1)内充气之前，对树脂框架(3)加热处理，使树脂框架(3)处于柔软状态；随后向支撑管(1)内充气展开，当支撑管(1)展开到位后，停止对树脂框架(3)加热，树脂框架(3)冷却后呈刚性，实现对迎风阻力面蒙皮(2)提供水平方向的支撑。

2.根据权利要求1所述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，其特征在于：所述n个支撑管(1)的轴向底端与固定底座(5)固连；n个支撑管(1)的轴向顶端呈发散状态向外侧展开；初始状态，n个支撑管(1)的轴向顶端带动迎风阻力面蒙皮(2)向轴向底端呈卷缩状态；当到达预设时间后，由气瓶(4)通过进气孔(52)输入气体，气体由n个出气孔(51)排出至n个支撑管(1)，n个支撑管(1)由卷缩状态伸展至展开状态，带动迎风阻力面蒙皮(2)打开。

3.根据权利要求2所述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，其特征在于：所述支撑管(1)为杆状结构；支撑管(1)包括内胆(11)、第一聚酰亚胺薄膜(12)、铝箔层(13)和第二聚酰亚胺薄膜(14)；其中，内胆(11)设置在支撑管(1)的轴线位置；第一聚酰亚胺薄膜(12)套装在内胆(11)的外壁；铝箔层(13)套装在第一聚酰亚胺薄膜(12)的外壁；第二聚酰亚胺薄膜(14)套装在铝箔层(13)的外壁；第一聚酰亚胺薄膜(12)和第二聚酰亚胺薄膜(14)的壁厚为10-25μm；铝箔层(13)的厚度为25-50μm；内胆(11)采用聚酰亚胺薄膜或热塑性聚氨酯弹性体薄膜或聚酯薄膜制成。

4.根据权利要求3所述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，其特征在于：所述支撑管(1)沿轴向为变径结构；支撑管(1)轴向顶端直径与底端直径比为1/5～3/4；支撑管(1)的轴向长度为3-20m。

5.根据权利要求4所述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，其特征在于：所述迎风阻力面蒙皮(2)采用双层复合薄膜材料；迎风阻力面蒙皮(2)的内层采用高强聚酰亚胺织物材料，密度为60g/cm²，拉伸强度为3000N/5cm；迎风阻力面蒙皮(2)的外层采用铝箔材料，外层厚度为9μm；双层复合薄膜材料的整体密度为80g/cm²。

6.根据权利要求5所述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，其特征在于：所述树脂框架(3)为正n变形框架结构；安装时，m个树脂框架(3)平行放置，且树脂框架(3)的n个拐点与n个支撑管(1)的位置对应。

7.根据权利要求6所述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，其特征在于：所述相邻2个树脂框架(3)的间距L1为500-2000mm；树脂框架(3)的侧边宽度L2为30-200mm；树脂框架(3)在常温状态为刚性材料；当温度上升至70℃-120℃时，树脂框架(3)转换为柔性状态。

8.根据权利要求7所述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，其特征在于：当n个支撑管(1)完全展开后，迎风阻力面蒙皮(2)的投影面积与外部飞行器的质量比为0.005-0.4。

9.根据权利要求8所述的一种用于空间飞行器清除的可展开锥形薄膜结构，其特征在于：所述迎风阻力面蒙皮(2)的内表面均匀贴附有q个增强筋；增强筋采用碳纤维或金属材料；增强筋的宽度为15-40mm，厚度为0.2-2mm；q为正整数，且2≤q≤8。

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