一种适用于低轨任务后航天器离轨的增阻型装置，包括柔性薄膜(2)、气瓶(3)、电源(4)、推力筒(5)、控制器(6)、火工解锁装置(8)以及内部支撑结构(7)和外部支承结构(1)；内部支承结构(7)和外部支承结构(1)构成的主结构及内部空间呈柱状，主结构通过安装面(9)与航天器内部连接；内部支承结构(7)有上下两个圆形板状结构，上面的板状结构为舱盖部分，通过解锁螺栓(8)与外部支承结构(1)固定连接或解锁；下面的板状结构为设备支架，靠近外部安装面(9)的支架面安装了气瓶(3)、电源(4)、控制器(6)，下面的板状结构与推力筒(5)相连，推力筒(5)采用两级套接、剪切销式形式；上下板状结构间用于存放折叠压缩成型的柔性薄膜(2)。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于空间碎片减缓
，涉及一种通过被动力减小航天器在轨寿命的离轨器，具体指一种适用于任务后航天器离轨的增阻型装置。
技术介绍
作为人类航天主要活动场所之一的近地空间，空间碎片滞留问题日益严重，在轨航天器同空间碎片相遇的机率呈指数级增加。针对近地轨道空间抑制空间碎片增长的迫切需求，航天器研制时就必须具备任务后离轨措施，即通过航天器上的设备或专门的离轨装置，实现任务后航天器空间结构在轨寿命的显著缩减。低轨任务后航天器离轨途径分为主动离轨和被动离轨。目前国际上离轨实践以主动离轨为主。主动离轨是通过任务后航天器自身的动力系统降低近地点轨道高度，然后再依靠大气阻力作用使航天器高度快速衰减并再入大气层。但对于本身并不具备轨道机动能力、储箱容量有限或超期服役等储存燃料不足的任务后航天器，则不能实施主动离轨。这些航天器将成为空间碎片。低轨被动离轨是借助非航天器自身推进系统的被动力(如电磁阻力、大气阻力等)使任务后航天器降低轨道高度最终进入稠密大气层陨落。目前的研究包括利用电动力绳系的轨道索型离轨和增大大气阻力的增阻型离轨。电动力绳系离轨的原理是从需离轨的航天器上伸出一根一端系有一个阴极发射装置的可导电的细绳，该绳索随航天器运动并切割地球磁场磁力线产生电动势，阴极发射装置进行电子的收集和发射，使导电绳索与电离层形成闭合回路，从而在绳系上产生电流，并在地球磁场中感生出与运动方向相反的洛伦兹力，依靠此作用力即可使航天器飞行速度降低，逐渐完成离轨。目前国际上电动力绳系离轨方面的主要研究项目包括美国的“终结者”绳系系统(Terminator Tether)、“清障者” 离轨系统(Remora Remover)、小卫星绳系离轨试验(RETREIVE)以及日本的“清道夫”离轨系统。美、意等国一系列的绳系试验已证实了电动力绳系系统用于任务后航天器被动离轨的可行性，但诸如绳系力学稳定性、绳系长度和质量、绳系稳定释放和避免瞬间冲击等方面上的技术问题还未完全解决，且各次飞行试验均未成功。从目前研究来看，绳系系统的绳长可能要达到几十甚至几百公里，且低轨离轨效能受限于轨道倾角和轨道高度。对于工程实施技术基础薄弱，有很大难度。相对于上述利用电动力绳系的轨道索型这种全新的技术，增大大气阻力的增阻型离轨技术与我国返回卫星技术有类似之处。增阻型离轨是通过在离轨航天器上配备充气式减速器系统，使用前折叠贮存，航天器任务完成后，该装置能够展开并充分膨胀，形成很大的迎风面积，使阻力显著增大，迫使航天器速度降低，轨道寿命减小。为了实现增阻功能， 该方案必须要具有膨胀后成型的措施。目前国际上的充气展开研究项目主要包括美国的 MARS-96着陆舱采用的充气式气囊、充气式减速器与热防护系统(IATD)、充气式再入飞行器试验(IRVE)、充气式超音速减速器以及俄罗斯的充气式再入与着陆技术(IRDT)，此外还包括美国在研的拖拽气球方案。上述研究项目均是面向再入返回、行星探测等航天任务领域，且在专门研制的很低轨道的飞行器上进行试验验证，并未针对低轨任务后航天器离轨方面进行研究。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供一种适用于低轨任务后航天器离轨的增阻型装置，该装置利用空间充气膨胀薄膜展开结构技术，在航天器外形成很大的迎风面以增大大气阻力，使不超过800km轨道高度的任务后航天器轨道寿命显著减本专利技术的技术解决方案是一种适用于低轨任务后航天器离轨的增阻型装置，包括柔性薄膜、气瓶、电源、推力筒、控制器、火工解锁装置以及内部支撑结构和外部支承结构；内部支承结构和外部支承结构构成的主结构及内部空间呈柱状，主结构通过安装面与航天器内部连接；内部支承结构有上下两个圆形板状结构，上面的板状结构为舱盖部分，通过解锁螺栓与外部支承结构固定连接或解锁；下面的板状结构为设备支架，靠近外部安装面的支架面安装了气瓶、电源、控制器，下面的板状结构与推力筒相连，推力筒采用两级套接、剪切销式形式；上下板状结构间用于存放折叠压缩成型的柔性薄膜。所述的柔性薄膜通过充气展开成形，形成大面积的迎风阻力面，展开后的阻力面结构为倒锥外形。所述的迎风阻力面结构包括充气支撑环、柔性减阻薄膜以及薄膜增强肋，充气支撑环采用柔性可成型材料；柔性减阻薄膜通过碳纤维悬线与充气支撑环相连；柔性减阻薄膜四周增加一圈薄膜增强肋与充气支撑环相连。所述的充气支撑环内有作为辅助性结构的充气支撑管，充气展开后支撑管支撑充气支撑环自行成型。本专利技术与现有技术相比有益效果为其一，圆柱形的外部结构构型和内部空间分布，可提供通畅的阻力面结构展开通道，规则形状便于增阻型装置在航天器内部安装布局。其二，推力筒采用两级套接、剪切销式形式，可有效减小推力筒轴向尺寸，并提供推力和所需行程，在完成功能后可以可靠锁定。其三，充气支撑环充气成型、柔性薄膜展开以及薄膜增强肋加强结构的方案，可使阻力面结构达到所需的刚度和强度，不但对气源需求少，在成型后也不需要维持气压，即使由于微流星体、碎片等原因发生气体泄漏，结构强度也不会明显下降，可长期保持设计的阻力面外形结构。其四，采用倒锥外形的阻力面结构，具有良好的静态稳定性，在离轨过程中不需对航天器姿态进行控制。其五，增阻型装置离轨对航天器本身依赖很小，不消耗航天器所携带推进剂，并可利用自带电源完成离轨工作。此外充分考虑了航天器故障状态时仍可以实现离轨的需求， 设计了不同的工作模式，可通过自带电源和控制器自行启动离轨工作。其六，增阻型装置采用柔性薄膜折叠压缩技术，可产生足够大的阻力面积的同时， 装置所占的体积大大缩小，与普通的刚性减速装置相比，不仅直径不受运载整流罩的限制， 附加重量和体积对航天器的影响大大减小，并可在相对较高的高度产生与刚性减速装置在较低高度上相同的减速能力。本专利技术面向低轨任务后航天器离轨任务开发，应用了可充气式再入和降落的核心思想，即充气成倒锥形的增阻设计思路，并结合空间充气膨胀薄膜展开结构技术，利用其简单的结构形式，运用充气成型等技术，避免了复杂的外形控制和姿态控制问题。采用柔性薄膜折叠压缩技术，结合充气支撑环充气成型方案，大大节省了对气源以及储存空间的需求， 有效减小了增阻型装置的重量以及外部结构体积。具有自主控制和能源供应能力，功能自成体系，对航天器本身的依赖性很小。本专利技术适合在不超过800km轨道高度的任务后航天器上使用，可有效缩减任务后航天器的留轨寿命，起到抑制低轨空间碎片增长的作用。附图说明图1为本专利技术增阻型装置内部结构三维分解示意图。图2为本专利技术增阻型装置内部布局二维示意图。图3为本专利技术增阻型装置阻力面结构外形示意图。图4为本专利技术增阻型装置阻力面结构组成示意图。图5为本专利技术增阻型装置推力筒示意图。图6为本专利技术增阻型装置工作示意图。具体实施例方式下面结合附图和具体实例对本专利技术作进一步详细的说明。本专利技术包括外部支承结构1、柔性薄膜2、气瓶3、电源4、推力筒5、控制器6、内部支承结构7、解锁螺栓8，见图1、图2。外部支承结构1和内部支承结构7组成增阻型装置的主结构，通过结构装配件安置了增阻型装置大部分的整体部件。主结构的设计考虑了与航天器的衔接、充气装置等的连接，以及柔性薄膜阻力面展开的通道设计。主结构呈柱状设计，通过安装面9与航天器内部连接。内部支承结构本文档来自技高网...
【技术保护点】
１．一种适用于低轨任务后航天器离轨的增阻型装置，其特征在于：包括柔性薄膜（２）、气瓶（３）、电源（４）、推力筒（５）、控制器（６）、火工解锁装置（８）以及内部支撑结构（７）和外部支承结构（１）；内部支承结构（７）和外部支承结构（１）构成的主结构及内部空间呈柱状，主结构通过安装面（９）与航天器内部连接；内部支承结构（７）有上下两个圆形板状结构，上面的板状结构为舱盖部分，通过解锁螺栓（８）与外部支承结构（１）固定连接或解锁；下面的板状结构为设备支架，靠近外部安装面（９）的支架面安装了气瓶（３）、电源（４）、控制器（６），下面的板状结构与推力筒（５）相连，推力筒（５）采用两级套接、剪切销式形式；上下板状结构间用于存放折叠压缩成型的柔性薄膜（２）。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：李仲夏，王伟志，顾荃莹，张龙，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：11
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