一种航天飞行器伸缩式热防护艏部制造技术

本发明专利技术公开了一种航天飞行器伸缩式热防护艏部，包括航天飞行器头锥、伸缩杆、气动台、激波针，伸缩杆可伸缩的设于航天飞行器头锥前部且与其轴线重合，气动台一端与伸缩杆另一端连接，激波针垂直固定于气动台另一端中心。本发明专利技术在头锥设置可伸缩的艏部，可在地面、起飞及太空时缩回，既能减小起飞时的阻力，又能避免意外损坏；而在再入大气层前伸出，可将飞行器钝头体的弓形附体激波前推并转化为较弱的斜激波，有效降低到达头锥气体的流速以减弱再附激波强度，达到防热目的；且在伸缩杆顶端分层设置气动台及激波针，可显著减缓烧损，从而延长再入大气层的时间以提高机动灵活性，具有结构简单、起飞阻力小、防热效果好、烧损缓慢的特点。特点。特点。

【技术实现步骤摘要】
一种航天飞行器伸缩式热防护艏部


[0001]本专利技术属于航天
，具体涉及一种结构简单、起飞阻力小、防热效果好、烧损缓慢的航天飞行器伸缩式热防护艏部。

技术介绍

[0002]航天飞行器再入阶段，由于钝头体飞行器在高速飞行过程中会在头锥形成弓形附体激波，对来流产生强烈压缩作用，被压缩后的高温气体会向头锥传递大量的热量，造成航天飞行器头锥严重的气动加热效应；同时头锥与来流产生剧烈的摩擦，导致空气温度急剧升高，不仅会严重烧蚀头锥的表面材料，而且会导致舱内温度过高而使人员、仪器受损，对飞行器的安全返回构成威胁。因此热防护系统的性能将直接决定再入飞行器的安全性，是航天飞行器的关键核心技术之一。
[0003]为解决航天飞行器再入阶段的热防护问题，目前的热防护技术可分为被动热防护、半被动热防护及主动热防护。其中被动热防护是在飞行器表面增加隔热瓦、隔热涂层等，但是会增加飞行器的重量，且隔热材料造价较高；半被动热防护主要是在头锥固定设置激波针、气动盘等，将钝体头锥引起的弓形激波推离弹头，并在头锥表面形成低压区以降低表面温度，但激波针及气动盘不仅容易被烧蚀损毁，导致航天飞行器再入大气层的所需时间有限，不仅降低了热防护效果和再入的灵活性，而且固定式的激波针及气动盘也会增加飞行器起飞阶段的阻力；主动式热防护则包括诸如能量投放（如激波、微光）、对流冷却、膜冷却、迎风凹腔等，但尚在研究中，还不成熟。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于提供一种结构简单、起飞阻力小、防热效果好、烧损缓慢的航天飞行器伸缩式热防护艏部。
[0005]本专利技术是这些实现的：包括航天飞行器头锥、伸缩杆、气动台、激波针，所述伸缩杆可伸出及缩回的设置于航天飞行器头锥的前部且与航天飞行器头锥的轴线重合，所述气动台的一端中心与伸缩杆远离航天飞行器头锥的一端垂直固定连接，所述激波针垂直固定设置于气动台远离伸缩杆一端的中心。
[0006]本专利技术的有益效果：1、本专利技术在航天飞行器头锥设置可伸缩的艏部，可在地面、起飞及太空阶段缩回到头锥内，既能减小起飞时的空气阻力，又能避免意外损坏；而在再入大气层前伸出头锥，可将飞行器钝头体的弓形附体激波前推并转化为较弱的斜激波，有效降低到达头锥气体的流速以减弱再附激波强度，达到防热目的。
[0007]2、本专利技术在伸缩杆顶端依次分层设置气动台及激波针，以最前端的激波针产生小角度的斜激波，而以气动台的迎流平面来显著增加空气阻力和增大斜激波的角度，不仅前置的激波针可减小气动台的来流激波强度，而且后置的气动台对来流的反弹作用也能够反向减弱激波针的来流激波强度，从而较单一的气动台、激波针结构能够显著减缓其烧损，还
可以有效降低到达航天飞行器头锥表面的气体流速，减弱了头锥的再附激波强度，降低了头锥的烧损，从而可延长航天飞行器再入大气层的时间，有效提高了航天飞行器在大气层内的机动灵活性。
[0008]3、本专利技术相比传统的被动热防护重量较轻，可有效提高载荷能力；而且容易制造、安装和更换，使用成本低。
[0009]综上所述，本专利技术具有结构简单、起飞阻力小、防热效果好、烧损缓慢的特点。
附图说明
[0010]图1为本专利技术结构示意图之一；图2为本专利技术结构示意图之二；图中：1
‑
航天飞行器头锥，2
‑
伸缩杆，3
‑
气动台，4
‑
激波针，4A
‑
弧形凸起部，5
‑
酚醛树脂类材料层，6
‑
激波锥Ⅰ，7
‑
激波锥Ⅱ。
具体实施方式
[0011]下面结合附图和实施例对本专利技术作进一步的说明，但不以任何方式对本专利技术加以限制，基于本专利技术教导所作的任何变更或改进，均属于本专利技术的保护范围。
[0012]如图1和2所示，包括航天飞行器头锥1、伸缩杆2、气动台3、激波针4，所述伸缩杆2可伸出及缩回的设置于航天飞行器头锥1的前部且与航天飞行器头锥1的轴线重合，所述气动台3的一端中心与伸缩杆2远离航天飞行器头锥1的一端垂直固定连接，所述激波针4垂直固定设置于气动台3远离伸缩杆2一端的中心。
[0013]所述气动台3为圆盘状、圆锥体、棱锥体或半球体结构，所述激波针4垂直固定设置于圆锥体、棱锥体或半球体结构的气动台3的底平面中心，所述气动台3与伸缩杆2同轴。
[0014]所述激波针4为等截面细长杆。
[0015]所述航天飞行器头锥1为圆弧状结构且圆弧半径为r，所述伸缩杆2伸出航天飞行器头锥1时至激波针4的初始长度为r的1/2～1.5倍。气动台3C的存在可显著增大斜激波的角度，从而可缩短整体的伸出长度，使得在航天飞行器头锥1内的伸缩空间更为紧凑。
[0016]所述激波针4的初始长度为动台3初始直径的1～3倍。
[0017]所述气动台3与激波针4连接的一端表面涂覆有酚醛树脂类材料层5。酚醛树脂类材料层5在高温裂解过程中会自内而外排出气体带走大量热量，达到减缓热流破坏气动台3的作用。
[0018]所述酚醛树脂类材料层5为高硅氧
‑
酚醛复合材料层、石英
‑
酚醛复合材料层或碳
‑
酚醛复合材料层。
[0019]所述激波针4的底端与气动台3可拆卸的固定连接。
[0020]所述激波针4的底端一侧设置有与气动台3连接表面过渡的弧形凸起部4A。
[0021]所述激波针4在弧形凸起部4A的底侧设置有与气动台3连接的连接部，所述激波针4的连接部与气动台3铆接或螺纹连接。
[0022]本专利技术工作原理和工作过程：如图1所示，本专利技术在航天飞行器处于地面、起飞及太空阶段时缩回到头锥1内部，以此减小起飞时的空气阻力及避免意外损坏；而在航天飞行器再入大气层前伸出头锥1，航
天飞行器超高速进入大气层后，最前端的激波针4与来流产生小角度的激波锥Ⅰ6并形成较小的阻力，而后置气动台3的迎流平面进一步显著增加空气阻力和产生较大角度的激波锥Ⅱ7，且气动台3涂覆的酚醛树脂类材料层5在高温裂解自内而外排出气体，带走气动台3激烈压缩来流而被传递的大量热量，减缓气动台3的热流烧损。由于本专利技术伸出可显著增加空气阻力和增大斜激波的角度，既能减缓航天飞行器再入大气层的速度，而且还能够有效降低到达航天飞行器头锥1表面的气体流速，减弱加载在头锥1上的再附激波强度，降低了头锥1的烧损，从而可延长航天飞行器再入大气层的时间，有效提高了航天飞行器在大气层内的机动灵活性。
[0023]以上所述仅为本专利技术较佳的具体实施方式，但本专利技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
的技术人员在本专利技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本专利技术的保护范围之内。因此，本专利技术的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。
本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天飞行器伸缩式热防护艏部，其特征在于包括航天飞行器头锥（1）、伸缩杆（2）、气动台（3）、激波针（4），所述伸缩杆（2）可伸出及缩回的设置于航天飞行器头锥（1）的前部且与航天飞行器头锥（1）的轴线重合，所述气动台（3）的一端中心与伸缩杆（2）远离航天飞行器头锥（1）的一端垂直固定连接，所述激波针（4）垂直固定设置于气动台（3）远离伸缩杆（2）一端的中心。2.根据权利要求1所述航天飞行器伸缩式热防护艏部，其特征在于所述气动台（3）为圆盘状、圆锥体、棱锥体或半球体结构，所述激波针（4）垂直固定设置于圆锥体、棱锥体或半球体结构的气动台（3）的底平面中心，所述气动台（3）与伸缩杆（2）同轴。3.根据权利要求2所述航天飞行器伸缩式热防护艏部，其特征在于所述激波针（4）为等截面细长杆。4.根据权利要求3所述航天飞行器伸缩式热防护艏部...

【专利技术属性】
技术研发人员：贺大永，
申请(专利权)人：贺大永，
类型：发明
国别省市：