航天器隔热罩的制作方法

本发明涉及一种航天器隔热罩，更具体地，涉及一种可展开的大气层进入式航天器隔热罩。隔热罩是在航天器从太空进入大气层时用于对其进行热保护和减速的装置。

背景技术：

1、当航天器从地球轨道再入大气层或进入例如火星或金星等其他行星的大气层(为简便起见，以下称为大气层进入)时，需要使用航天器隔热罩来防止过多的热量传入航天器内。针对大气层进入的散热方法主要有两种：烧蚀和辐射。

2、烧蚀隔热罩依赖于烧蚀：隔热罩表面材料的气化，以使热量随着逸出的气体被带走，而不是沉积到航天器中。目前正在运行或接近运行的所有大气层进入式载人航天器(如联合号、神舟号、龙飞船、星际客船)使用的都是烧蚀主导型隔热罩，因为这种隔热罩的历史悠久，且相关的物理原理也非常清楚。

3、辐射隔热罩依赖于电磁辐射，特别是红外线范围内的电磁辐射(即热辐射)，将热量从隔热罩中带走，而所发射的能量取决于表面温度及其发射能量的能力。由于在进入大气层时会达到很高的温度(通常超过2000k)，因此航天飞机类型配置中用于辐射隔热罩的潜在材料是有限的。隔热罩所达到的温度取决于其面积-质量比。进入大气期间热通量(mw/m2)的输入速率主要由弹道系数决定。这是衡量隔热罩在飞行中克服空气阻力能力的指标，等于质量除以隔热罩的单位横截面积的阻力系数(kg/m)。对于简单的几何形状而言，弹道系数是气动阻力面积与总质量比的量度。

4、例如，目前正在服役的一种商业再入飞行器在再入期间的弹道系数约为570kg/m2。美国航天飞机由于其机翼面积较大，因此弹道系数较低，约为350kg/m2。在从近地轨道(leo)再入大气层的过程中，这两种飞行器的热通量通常达到持续数十秒的个位数兆瓦每平方米面积(mw/m2)。此外，目前正在服役的一种商业再入飞行器的隔热罩辐射面积约为每千克飞行器0.002平方米(m2/kg)，而美国航天飞机的隔热罩辐射面积约为每千克约0.003平方米(m2/kg)。

5、航天器还可能需要减速装置，如降落伞、伞和/或从航天器的两个维度向外突出的隔热罩。然而，这些减速装置可能非常笨重。因为航天器的运载火箭或货舱的容积是有限的，所以这一情况可能是不利的。

技术实现思路

1、鉴于上述情况，需要一种能为航天器提供保护和减速的紧凑型隔热罩。

2、本申请的第一方面提供了一种具有可变换多面体表面的可展开的大气层进入式航天器隔热罩，包括：多个扇区，其中每个扇区具有多条山折线、多条谷折线、位于折线之间的多个面和外边缘。隔热罩被配置为从收起结构展开为展开结构。

3、隔热罩是辐射隔热罩。

4、可变换多面体表面包括m阶多边形中心区域，其中折线从多边形中心区域径向向外延伸。山折线包括主要山折线和次要山折线，谷折线包括主要谷折线和次要谷折线。主要山折线和主要谷折线从多边形中心区域延伸。次要山折线和次要谷折线在主要山折线和谷折线之间延伸。

5、可变换多面体表面包括关于m阶多边形中心区域的径向对称性。多个扇区是径向对称的。

6、隔热罩的表面形成为整片材料。

7、每个扇区的多条折线被配置为在使用中基本上限制围绕隔热罩的纵轴的角旋转。

8、可变换多面体表面的展开结构的多边形中心区域直径与外平坦直径之比为1:11。外平坦直径是将可变换多面体表面强制转换成单一平面(即平坦的)时的直径。

9、可变换多面体表面被配置为在展开结构中采用后掠形式。展开结构可以被配置为使得隔热罩(或包含隔热罩的航天器)的质量中心相对于隔热罩的纵轴的法线位于多边形中心之后。

10、展开结构是稳定状态，且固定装置被配置为将隔热罩保持在收起结构中。固定装置被配置为在超过激活阈值时释放。

11、外边缘为圆形。

12、本申请的第二方面提供了一种可展开的大气层进入式航天器隔热罩，被配置成flasher图案(flasher pattern)。第一方面的所有特征都可以与第二方面相结合。

13、本申请的第二方面提供了一种航天器，包括前述权利要求中任一项所述的隔热罩。第一方面的所有特征都可以与第三方面相结合。

14、有利的是，上述各方面的隔热罩可在多种情况下展开，以执行包括充当隔热罩在内的各种功能。该隔热罩在收起时的尺寸紧凑。由于发射体积的限制，紧凑的尺寸对于太空应用是非常理想的。隔热罩还可以展开至展开结构，以大大增加其有效面积。这使得隔热罩不仅能有效保护航天器免受过多热量的影响，还能在进入大气层期间降低航天器的速度。这种特性的结合使更多的材料能够有效地用于制造隔热罩。对于技术人员来说，其他优点也是显而易见的，在本文也将重点介绍。

技术特征：

1.一种可展开的大气层进入式航天器隔热罩(30、40、50、60)，具有可变换多面体表面，包括：

2.根据权利要求1所述的隔热罩，其特征在于，所述隔热罩是辐射隔热罩。

3.根据权利要求1或2所述的隔热罩，其特征在于，所述可变换多面体表面包括m阶多边形中心区域(10)，所述折线从所述多边形中心区域(10)径向向外延伸。

4.根据权利要求3所述的隔热罩，其特征在于，所述山折线(4，5)包括主要山折线(4)和次要山折线(5)，所述谷折线(6，7)包括主要谷折线(6)和次要谷折线(7)。

5.根据权利要求4所述的隔热罩，其特征在于，所述主要山折线(4)和所述主要谷折线(6)从所述多边形中心区域(10)延伸。

6.根据权利要求5所述的隔热罩，其特征在于，所述次要山折线(5)和所述次要谷折线(7)在所述主要山折线(4)和所述主要谷折线(6)之间延伸。

7.根据前述权利要求中任一项所述的隔热罩，其特征在于，所述可变换多面体表面包括关于所述m阶多边形中心区域的径向对称性，其中所述多个扇区是径向对称的。

8.根据前述权利要求中任一项所述的隔热罩，其特征在于，所述隔热罩的表面形成为整片材料。

9.根据前述权利要求中任一项所述的隔热罩，其特征在于，每个所述扇区的所述多条折线被配置为在使用中基本上限制围绕所述隔热罩的纵轴的角旋转。

10.根据前述权利要求中任一项所述的隔热罩，其特征在于，所述可变换多面体表面的所述展开结构的多边形中心区域直径与外平坦直径之比为1:11。

11.根据前述权利要求中任一项所述的隔热罩，其特征在于，所述可变换多面体表面被配置为在所述展开结构中采用后掠形式。

12.根据权利要求11所述的隔热罩，其特征在于，所述展开结构被配置为使所述隔热罩的质量中心相对于所述隔热罩的纵轴的法线位于所述多边形中心之后。

13.根据前述权利要求中任一项所述的隔热罩，其特征在于，所述展开结构是稳定状态，且固定装置被配置为将所述隔热罩保持在所述收起结构中。

14.根据权利要求13所述的隔热罩，其特征在于，所述固定装置被配置为在超过激活阈值时释放。

15.根据前述权利要求中任一项所述的隔热罩，其特征在于，所述外边缘(12)为圆形。

16.一种可展开的大气层进入式航天器隔热罩，被配置成flasher图案(flasherpattern)。

17.一种航天器，包括前述权利要求中任一项所述的隔热罩。

技术总结一种可展开的大气层进入式航天器隔热罩(30、40、50、60)被配置成具有可变换多面体表面的flasher图案。该可变换多面体表面具有多个扇区(2)，每个扇区(2)具有多条山折线(4、5)、多条谷折线(6、7)、位于折线(4、5、6、7)之间的多个面(8)和外边缘(12)。隔热罩(30、40、50、60)可从收起结构展开为展开结构。技术研发人员：安德鲁·保罗·培根,奥利弗·大卫·特纳,乔西普·安德拉塞克,安娜·保拉·努涅斯受保护的技术使用者：思贝斯弗治有限公司技术研发日：技术公布日：2024/5/6