本发明专利技术属空间飞行器技术领域，尤其涉及一种航天器慢速压力平衡装置，包括：固接在航天器安装接口上的支撑座，支撑座与航天器安装接口之间设置有第一密封组件，支撑座上可拆卸连接有保护帽，支撑座与保护帽之间设置有第二密封组件，支撑座与保护帽之间设置有气压平衡机构，气压平衡机构的两侧设置有防堵机构，气压平衡机构与防堵机构之间留有间隙。本发明专利技术通过在支撑座以及保护帽之间设置气压平衡机构，根据不同的使用环境以及工况，调节通过气压平衡机构的气流量，实现内外压差的稳态、慢速平衡，有效保证压力敏感器件的安全；同时，在气压平衡机构的两侧设置防堵机构，有效保证气压平衡机构不会被堵塞。机构不会被堵塞。机构不会被堵塞。
【技术实现步骤摘要】
一种航天器慢速压力平衡装置
[0001]本专利技术属空间飞行器
，尤其涉及一种航天器慢速压力平衡装置。
技术介绍
[0002]由于航天器在发射阶段，航天器内外压力迅速发生变化，产生压力差，在航天器进入预定轨道后外部为真空状态，产生压差较大，对航天器安全产生影响，需要对航天器内外压差进行平衡。现有的泄压阀主要用于航天器发射阶段环境气压的急速下降，用于快速将航天器密封舱内压力释放，避免压力差超过航天器密封舱结构的承受能力，造成结构损坏。然而现有的泄压阀不适用于在轨状态的飞行器，现有的泄压阀泄压时会在密封舱内产生气流扰动，严重的甚至会对压力敏感器件造成损伤。有鉴于此，需要在航天器在轨状态下实现稳态、慢速的内外压力平衡，因此，亟需一种航天器慢速压力平衡装置。
技术实现思路
[0003]本专利技术的目的是提供一种航天器慢速压力平衡装置，以解决上述问题，达到稳态、慢速平衡航天器内外压差的目的。
[0004]为实现上述目的，本专利技术提供了如下方案：
[0005]一种航天器慢速压力平衡装置，包括：固接在航天器安装接口上的支撑座，所述支撑座与所述航天器安装接口之间设置有第一密封组件，所述支撑座上可拆卸连接有保护帽，所述支撑座与所述保护帽之间设置有第二密封组件，所述保护帽下端部分伸入所述支撑座内，所述保护帽伸入所述支撑座内部的底端与所述支撑座之间设置有气压平衡机构，所述气压平衡机构的两侧设置有防堵机构，所述气压平衡机构与所述防堵机构之间留有间隙。
[0006]优选的，所述支撑座上开设有贯穿的台阶孔，所述台阶孔与所述航天器安装接口同轴设置，所述保护帽螺纹连接在所述台阶孔的大端，所述保护帽上开设有贯穿的第二气孔，所述第二气孔与所述保护帽同轴设置，所述气压平衡机构以及两所述防堵机构均设置在所述台阶孔的大端。
[0007]优选的，所述气压平衡机构包括平衡片，所述平衡片设置在所述台阶孔的大端内，所述平衡片与所述台阶孔同轴设置，所述平衡片上开设有至少一个锥形微孔，所述锥形微孔的角度为50
°
。
[0008]优选的，所述防堵机构包括设置在所述平衡片两侧的金属过滤网，两所述金属过滤网与所述平衡片之间均设置有矩形橡胶圈，所述矩形橡胶圈的内径与所述台阶孔小端的内径相等，任一所述金属过滤网与所述台阶孔的台阶抵接，另一所述金属过滤网与所述保护帽位于所述台阶孔内的一端抵接。
[0009]优选的，所述保护帽伸出所述台阶孔的一端同轴固接有螺帽，所述螺帽上开设有第一气孔，所述第一气孔与所述第二气孔连通，所述第一气孔与所述第二气孔同轴设置。
[0010]优选的，所述第一密封组件包括套设在所述保护帽外侧的封严垫，所述封严垫与
所述保护帽同轴设置，所述封严垫位于所述螺帽与所述支撑座之间，所述封严垫的顶面与所述螺帽抵接，所述封严垫的底面与所述支撑座抵接，所述支撑座的顶端开设有与所述封严垫相适配的V形槽。
[0011]优选的，所述第二密封组件包括开设在所述支撑座底面上的环形安装槽，所述环形安装槽与所述支撑座同轴设置，所述环形安装槽内放置有密封圈，所述密封圈与所述航天器安装接口的外侧壁抵接。
[0012]优选的，所述支撑座的底端设置有法兰结构，所述法兰结构的外侧壁上周向等间隔开设有若干台阶通孔，所述台阶通孔内穿设有螺钉，所述螺钉与所述航天器安装接口螺纹连接。
[0013]与现有技术相比，本专利技术具有如下优点和技术效果：
[0014]本专利技术中，通过在支撑座以及保护帽之间设置气压平衡机构，以气压平衡机构作为连通航天器内外的唯一通道，根据不同的使用环境以及工况，调节通过气压平衡机构的气流量，实现内外压差的稳态、慢速平衡，有效保证压力敏感器件的安全；同时，在气压平衡机构的两侧设置防堵机构，有效保证气压平衡机构不会被堵塞。
附图说明
[0015]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图：
[0016]图1为本专利技术的结构示意图；
[0017]图2为本专利技术中平衡片的结构示意图；
[0018]其中，1、保护帽；2、矩形橡胶圈；3、金属过滤网；4、密封圈；5、航天器安装接口；6、支撑座；7、平衡片；8、封严垫。
具体实施方式
[0019]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0020]为使本专利技术的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作进一步详细的说明。
[0021]参照图1至图2，本专利技术提供一种航天器慢速压力平衡装置，其特征在于，包括：固接在航天器安装接口5上的支撑座6，支撑座6与航天器安装接口5之间设置有第一密封组件，支撑座6上可拆卸连接有保护帽1，支撑座6与保护帽1之间设置有第二密封组件，保护帽1下端部分伸入支撑座6内，保护帽1伸入支撑座6内部的底端与支撑座6之间设置有气压平衡机构，气压平衡机构的两侧设置有防堵机构，气压平衡机构与防堵机构之间留有间隙。
[0022]本专利技术中，通过在支撑座6以及保护帽1之间设置气压平衡机构，以气压平衡机构作为连通航天器内外的唯一通道，根据不同的使用环境以及工况，调节通过气压平衡机构
的气流量，实现内外压差的稳态、慢速平衡，有效保证压力敏感器件的安全；同时，在气压平衡机构的两侧设置防堵机构，有效保证气压平衡机构不会被堵塞，气压平衡机构与防堵机构之间留有间隙，避免气压平衡机构受到防堵机构的影响。
[0023]进一步优化方案，支撑座6上开设有贯穿的台阶孔，台阶孔与航天器安装接口5同轴设置，保护帽1螺纹连接在台阶孔的大端，保护帽1上开设有贯穿的第二气孔，第二气孔与保护帽1同轴设置，气压平衡机构以及两防堵机构均设置在台阶孔的大端。
[0024]进一步优化方案，气压平衡机构包括平衡片7，平衡片7设置在台阶孔的大端内，平衡片7与台阶孔同轴设置，平衡片7上开设有至少一个锥形微孔，锥形微孔的角度为50
°
。锥形微孔的数量与需要平衡的密封舱内外侧的体积以及平衡速率相贯；锥形微孔的数量开设有多个时，若干锥形微孔沿平衡片7的圆心均布，相邻两锥形微孔的中心距大于等于平衡片7厚度5倍。
[0025]进一步优化方案，防堵机构包括设置在平衡片7两侧的金属过滤网3，两金属过滤网3与平衡片7之间均设置有矩形橡胶圈2，矩形橡胶圈2的内径与台阶孔小端的内径相等，任一金属过滤网3与台阶孔的台阶抵接，另一金属过滤网3与保护帽1位于台阶孔内的一端抵接。
[0026]进一步优化方案，保护帽1伸出台阶孔的一端同轴固接有螺帽，螺帽上本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种航天器慢速压力平衡装置，其特征在于，包括：固接在航天器安装接口(5)上的支撑座(6)，所述支撑座(6)与所述航天器安装接口(5)之间设置有第一密封组件，所述支撑座(6)上可拆卸连接有保护帽(1)，所述支撑座(6)与所述保护帽(1)之间设置有第二密封组件，所述保护帽(1)下端部分伸入所述支撑座(6)内，所述保护帽(1)伸入所述支撑座(6)内部的底端与所述支撑座(6)之间设置有气压平衡机构，所述气压平衡机构的两侧设置有防堵机构，所述气压平衡机构与所述防堵机构之间留有间隙。2.根据权利要求1所述的一种航天器慢速压力平衡装置，其特征在于：所述支撑座(6)上开设有贯穿的台阶孔，所述台阶孔与所述航天器安装接口(5)同轴设置，所述保护帽(1)螺纹连接在所述台阶孔的大端，所述保护帽(1)上开设有贯穿的第二气孔，所述第二气孔与所述保护帽(1)同轴设置，所述气压平衡机构以及两所述防堵机构均设置在所述台阶孔的大端。3.根据权利要求2所述的一种航天器慢速压力平衡装置，其特征在于，所述气压平衡机构包括平衡片(7)，所述平衡片(7)设置在所述台阶孔的大端内，所述平衡片(7)与所述台阶孔同轴设置，所述平衡片(7)上开设有至少一个锥形微孔，所述锥形微孔的角度为50
°
。4.根据权利要求3所述的一种航天器慢速压力平衡装置，其特征在于，所述防堵机构包括设置在所述平衡片(7)两侧的金属过滤网(3)，两所述金属过滤网(3)与所述平衡片(7)之间均设置有...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘子钰，崔志武，周明，王柳，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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