一种再入充气罩制造技术

一种再入充气罩，4个充气气囊均匀分布并固定在减速罩外缘处。在该减速罩内表面的中心有仪器舱。返回舱位于仪器舱内。空气压缩机和控制系统自下而上的安放在返回舱内。在所述再入充气罩上分布有多个排气口和充气口，在各排气口和充气口上均安装有电磁阀门；空气压缩机通过充气管道与各电磁阀门连接。在需要调整再入充气罩姿态时，通过控制系统对选定的充气气囊充气，通过影响流场获得操纵返回舱姿态和轨迹的气动力，使产生的空气动力和力矩不对称，从而实现对再入充气罩姿态的调整，进而控制返回舱的运动轨迹。本实用新型专利技术具有结构简单，安全可靠的特点。（*该技术在2022年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及现代航空航天领域，具体为一种用于再入飞行器回收的再入充气罩。
技术介绍
航天器回收技术是一门涉及多学科的综合性应用技术，近些年来，随着航天事业的发展与进步，对气动力回收技术的研究已从传统意义上的降落伞
扩展为柔性可展开式气动力减速领域。最具代表性的是俄罗斯正在研究的可充气再入与降落技术。该项技术的特点是，在航天器的发射和在轨运行阶段，巨大的柔性可充气防护罩被包装压缩成很小的体积，放置在返回舱内；在返回舱再入大气层以后，利用舱内的充气装置迅速对防护罩充气，形成一个巨大的锥形防护罩，将返回舱包裹在罩内，该防护罩具有优于降落伞系统的良好防热和气动减速功能，可使返回舱以安全的速度下落。该项技术具有结构简单，质量轻，回收费用较低的特点。2000年2月9日，俄罗斯的Lavotchkin公司在位于哈萨克斯坦·境内的拜科努尔发射场，成功地验证了该项技术。但是，Lavotchkin公司设计的防护罩为了实现变轨和姿态控制，装有复杂的发动机，重量和体积都很大。在此背景下，本专利技术提出了一种可控方向的再入充气罩，该充气罩的倒锥形的减速罩由特殊防热材料制成，可以同时起到减速，防热及着陆缓冲作用。此外，应用本专利技术后，能够在没有附加多余动力装置的前提下，通过改变充气气囊的大小来产生所需的不对称的空气动力，从而控制回收系统的运行姿态和下落轨迹，提高回收系统的落点精度。
技术实现思路
为了克服现有技术中存在的不能实现姿态控制的不足，本专利技术提出了一种再入充气罩。本专利技术包括四个充气气囊、减速罩、仪器舱3、返回舱、空气压缩机以及配套的控制系统；其中充气气囊和减速罩均为充气式；减速罩为锥顶角为120°的倒锥形，在该减速罩内表面的中心有仪器舱；返回舱位于仪器舱内；空气压缩机和控制系统自下而上的安放在返回舱内；空气压缩机总阀门通过充气管道分别与充气气囊充气口和减速罩充气口连通；充气气囊有4个，均为能够充气的球形；4个充气气囊均匀分布并固定在减速罩外缘处；所述充气气囊和减速罩均选用柔性防热材料，自减速罩锥形顶端向减速罩外缘方向的0% 5%处的柔性防热材料中的隔热层为四层；自减速罩锥形顶端向减速罩外缘方向的90% 100%处的柔性防热材料中的隔热层为二层；该减速罩其余部分柔性防热材料中的隔热层为一层；制作充气气囊的柔性防热材料中的隔热层为二层；在仪器舱顶部固定有一个压力传感器；在四个充气气囊与减速罩内表面交界面处各固定一个压力传感器；各传感器的输出端口通过导线与控制系统的输入端口相连，所用导线紧紧粘贴在充气管道外表面或再入充气罩的内表面。所述充气气囊的横截面为大半圆形，该充气气囊平面处的外表面与减速罩的外表面粘合在一起。在四个充气气囊与减速罩连接处均有充气气囊充气口 ；在四个充气气囊上部的外表面均有充气气囊排气口 ；在减速罩中心的仪器舱的两侧对称分布有2个减速罩充气口和2个减速罩排气口 ；各电磁阀门分别安装在所述各充气气囊充气口、充气气囊排气口、减速罩充气口和减速罩排气口的充气管道上，控制系统通过导线控制所述各电磁阀门工作；空气压缩机通过充气管道与各电磁阀门连接。本专利技术包括主要用于防热，减速，和着陆/着海减振的倒锥形的充气减速罩，主要用于控制下落姿态和轨迹的圆球形的充气气囊，以及相应的充气机构等三大部分。充气减速罩刚开始折叠在仪器舱的下部，充气后呈倒锥形，包裹在整个回收系统的外围，确保其安全返回。四个充气气囊未充气时紧紧粘贴于倒锥形减速罩的外缘四个方位，可根据需要对其充气以产生所要的空气动力。充气减速罩由柔性的防热材料构成，这些材料具有轻质，柔性，可折叠，气密性好以及耐高温的特点。由于充气结构要在空间中展开使用，所以首先它应该能满足空间环境·条件的要求(I)质量轻，降低航天发射的费用；(2)柔性，满足在空中展开的要求；(3)耐高温，能够适应高空中太阳辐照的影响，尤其是在回收防热罩上，通常在充气展开结构的外层是一防热涂层；(4)抗辐射，能够较好地抵抗深空中的大量高能粒子和电荷对充气薄膜材料带来的辐射损伤，减缓其性能退化；(5)气密性好，在高空能够顺利充气展开而不需要经常充气；(6)易刚化，是目前解决充气展开结构气体泄露的理想方法，同时也提高了充气展开结构的刚度和空间稳定性。考虑以上几点要求，柔性防热材料采用多层防热结构，从外到内依次为防热层，隔热层，阻气层。防热层位于最外面，承受最高的温度，主要用来阻隔热流，防热层使用高强轻质的Al2O3纤维。中间的隔热层承受的温度较低，主要用来防止热量向内部传递，使用碳纤维隔热毡布。阻气层用来防止气体渗漏，保持充气结构的形状，使用聚酰亚胺薄膜。本专利技术根据减速罩所承受的气动热的大小选择不同的材料和层数，提高了充气减速罩的安全性。初始时减速罩折叠在返回舱外围，所占体积非常小，在进入大气时能够快速充气展开为巨大的倒锥形，包裹着返回舱，同时起着气动减速和防热的作用，直到返回舱安全着陆或安全漂浮于水面。在着陆时，减速罩起着充气缓冲垫的作用，吸收、耗散着陆或溅落的能量冲击，确保了返回舱的安全回收。圆球形充气气囊的材料为外加有防热涂层的弹性编织物，强度和韧性较好。充气气囊一共有四个，分别对称地布置在充气减速罩外缘的四个方位，充气气囊各处的连接均需要密封处理。从制造及实现的简单性方面考虑，将充气气囊设计成没有尖角的光滑的圆球形。从稳定性及可靠性方面考虑，圆球形充气气囊的直径与倒锥形外缘圆面直径的比值约为O. I O. 3，各充气气囊共用一套充气系统，故本回收系统只需设计安装一套空气压缩机。每个充气气囊都有独立的进排气口及其控制装置。充气气囊不工作时紧贴于减速罩外缘的相应位置处，需要时可迅速充气形成球形充气气囊，通过影响流场获得操纵返回舱姿态和轨迹的气动力。四个充气气囊的工作与否取决于预定的返回舱的运动轨迹，当返回舱需要偏转时，控制系统可根据偏转方向经过分析后合理选取需要的充气气囊进行充气，因为产生的空气动力和力矩不对称，从而引起整个系统的偏转，进而控制返回舱的运动轨迹。此外，充气气囊也会产生阻力，一定程度上也起到了减速作用。附图说明图I是四个充气气囊充气后的再入充气罩的正视图；图2是图I的俯视图；图3是再入充气罩内部空气压缩机管道及结构示意图；图4是防热材料结构示意图；图5是整个再入充气罩未工作时的包装图；图6是充气气囊与减速罩的接合面示意图；图7是验证算例中打开三个充气气囊后整个再入充气罩的正视图；图8是图7的俯视图；图9是三个充气气囊行充气后的阻力系数随高度变化图；图10是三个充气气囊充气后的力矩系数随高度变化图；其中I.充气气囊 2.减速罩 3.仪器舱 4.返回舱 5.空气压缩机6.充气管道 7.控制系统8.有效回收载荷 9充气气囊充气口10充气气囊排气口11.减速罩充气口 12.减速罩排气口13.空气压缩机总阀门14.电磁阀门15.防热层16.隔热层17.阻气层具体实施方式本实施例是一种用于航天器回收的再入充气罩，在再入过程中利用充气形成的气动外形，为被回收物体提供用于减速的阻力以及用于控制姿态的力矩。本实施例包括四个充气气囊I、减速罩2、仪器舱3、返回舱4、空气压缩机5以及配套的控制系统。其中充气气囊I和减速罩2均为充气式。减速罩2为倒锥形，锥顶的内角为120度，在该减速罩2内表面的中心有仪器舱3本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种再入充气罩，其特征在于，包括四个充气气囊、减速罩、仪器舱、返回舱、空气压缩机以及配套的控制系统；其中：充气气囊和减速罩均为充气式；减速罩为锥顶角为120°的倒锥形,在该减速罩内表面的中心有仪器舱；返回舱位于仪器舱内；空气压缩机和控制系统自下而上的安放在返回舱内；空气压缩机总阀门通过充气管道分别与充气气囊充气口和减速罩充气口连通；充气气囊有4个，均为能够充气的球形；4个充气气囊均匀分布并固定在减速罩外缘处；所述充气气囊和减速罩均选用柔性防热材料，自减速罩锥形顶端向减速罩外缘方向的0％～5％处的柔性防热材料中的隔热层为四层；自减速罩锥形顶端向减速罩外缘方向的90％～100％处的柔性防热材料中的隔热层为二层；该减速罩其余部分柔性防热材料中的隔热层为一层；制作充气气囊的柔性防热材料中的隔热层为二层；在仪器舱顶部固定有一个压力传感器；在四个充气气囊与减速罩内表面交界面处各固定一个压力传感器；各传感器的输出端口通过导线与控制系统的输入端口相连，所用导线紧紧粘贴在充气管道外表面或再入充气罩的内表面。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：叶正寅，张庆，华如豪，李伟杰，吕广亮，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：实用新型
国别省市：