一种再入飞行器吸气引射式热防护装置及其控制方法

1.本技术涉及飞行器技术领域，具体而言，涉及一种再入飞行器吸气引射式热防护装置及其控制方法。


背景技术：

2.随着航天事业的发展，天地往返运输和深空探测任务将是今后的研究重点。相比于传统的再入减速方式以及充气式再入飞行器，机械展开式再入飞行器凭借包络约束小、运载效率高、减速效果好等优点，在近年来广受国内外关注。再入飞行器再入过程依次经过稀薄流、过渡流和连续流区域，在高速飞行过程中会产生大量的气动热，对飞行器表面以及飞行器总体产生烧蚀，如何有效合理的做好再入飞行器的热防护是亟需解决的问题之一。
3.近年来，许多国内外学者提出许多减阻防热的方法如：逆向射流、加装减阻杆、加装气动盘、迎风凹腔、能量沉积以及许多的组合方式。例如，相关技术中采用减阻杆加气动盘的方式进行减阻防热。
4.现有进行热防护的方式存在诸多问题，如果是射流防热，则携带工质对于飞行器内部占据较大空间，如果是加装装置，暴露在飞行器外端烧蚀严重，且会影响再入飞行器的外形以及质心。


技术实现要素：

5.本技术实施例的目的在于提供一种再入飞行器吸气引射式热防护装置及其控制方法，以解决现有技术中携带工质对于飞行器内部占据较大空间，且防护效果不佳的问题。
6.本技术实施例提供一种再入飞行器吸气引射式热防护装置，包括：载荷舱；防护件，设置于所述载荷舱的前端，所述防护件前端构成所述飞行器的头部，所述防护件的尾端构成所述飞行器的肩部，其中，所述头部设置有头部吸气孔，所述肩部设置有肩部射流孔；引导组件，所述头部吸气孔通过所述引导组件与所述肩部射流孔连通，用于将所述头部吸气孔吸收的来流空气引导至所述肩部射流孔射出，以使所述肩部形成热防护。
7.本技术实施例，通过在飞行器的头部和肩部分别设置头部吸气孔和肩部射流孔，头部吸气孔和肩部射流孔通过引导组件连通，利用头部吸气孔来吸收来流空气，来流空气经由引导组件从肩部射流孔喷射处，以对飞行器肩部形成热防护，无需携带额外工质，减少飞行器空间占用，同时由于飞行器头部吸收来流也避免了头部烧灼的问题。
8.在一些实施例中，所述肩部射流孔设置有多个，多个所述肩部射流孔沿着所述肩部的周向分布，多个所述肩部射流孔之间相连通。
9.本技术实施例，头部吸气孔吸收的来流空气经由引导组件导引至肩部射流孔，由于多个肩部射流孔之间是相连通的，经由引导组件导引的气体可从多个肩部射流孔喷射出，使得每个肩部射流孔处的气体分配更均匀，从而对飞行器肩部形成全方位的热防护。
10.在一些实施例中，所述肩部内设置有环形连通通道，多个所述肩部射流孔通过所述环形连通通道相连通。
11.可选的，所述头部吸气孔和所述引导组件均设置有多个，多个所述引导组件与多个所述头部吸气孔一一对应，其中，多个所述引导组件与部分所述肩部射流孔相连通。
12.本技术实施例，由于多个肩部射流孔通过环形连通通道相连通，使得引导组件的数量不必与肩部射流孔的数量对应，可以通过比肩部射流孔更少数量的引导组件即可实现全部肩部射流孔的射流热防护，对飞行器肩部形成全面热防护的同时，尽可能的减少引导组件对飞行器空间的占用。
13.可选的，所述肩部射流孔包括通过所述环形连通通道连通的多个第一肩部射流孔和多个第二肩部射流孔，多个所述第一肩部射流孔与多个所述引导组件一一对应，每个所述引导组件分别与对应的头部吸气孔和对应的第一肩部射流孔连通。
14.可选的，多个所述第一肩部射流孔在所述肩部的周向等间距布置。
15.在一些实施例中，所述引导组件包括设置于所述防护件内的连接管路和设置在所述连接管路上的控制阀，所述头部吸气孔通过所述连接管路与所述第一肩部射流孔连通。
16.可选的，所述控制阀的两端分别通过转接头与所述连接管路连接，所述连接管路的前端与头部吸气孔连接，所述连接管路的后端与所述第一肩部射流孔连接。
17.本技术实施例还提供一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的控制方法，应用于如上任一实施例所述的热防护装置，所述方法包括：在所述飞行器飞行过程中，响应于飞行器肩部热防护指令，控制所述引导组件的控制阀将所述头部吸气孔与所述肩部射流孔导通，使所述头部吸气孔吸收的来流空气经由所述引导组件导引至所述肩部射流孔，以使所述肩部形成热防护。
18.在一些实施例中，所述方法还包括：在所述飞行器飞行过程中，当所述飞行器存在飞行攻角时，则控制与正对来流方向的肩部射流孔相对应的控制阀，以使正对来流方向的肩部射流孔形成热防护。
附图说明
19.为了更清楚地说明本技术实施例的技术方案，下面将对本技术实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本技术的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
20.图1为本技术实施例提供的一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的立体图；
21.图2为本技术实施例提供的一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的剖视图；
22.图3为本技术实施例提供的一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的局部剖视图；
23.图4为本技术实施例提供的一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的肩部局部剖视图；
24.图5为本技术实施例提供的一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的另一视角局部剖视图；
25.图6为本技术实施例提供的一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的控制方法流程图；
26.图7为本技术实施例提供的一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的工作过程示
意图。
具体实施方式
27.下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行描述。
28.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。同时，在本技术的描述中，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
29.本技术实施例提供一种再入飞行器吸气引射式热防护装置，该装置无需携带额外工质，依靠吸收和来流空气并导引至肩部进行飞行器肩部的热防护，同时也解决头部烧灼问题。
30.参照图1和图2，图1为本技术实施例提供的一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的立体图；图2为本技术实施例提供的一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的剖视图。
31.本技术实施例提供一种再入飞行器吸气引射式热防护装置，包括：载荷舱10、防护件20及引导组件30。
32.载荷舱10内部用于提供载荷，载荷舱10例如可以呈圆柱状。
33.防护件20设置于载荷舱10的前端，防护件20前端构成飞行器的头部201，防护件20的尾端构成飞行器的肩部202，其中，头部201设置有一个或多个头部吸气孔21，肩部202设置有一个或多个肩部射流孔22。防护件20可以呈伞状用于对飞行器飞行过程中形成头部热防护。示例的，多个肩部射流孔22可以沿着防护件20的周向均匀分布。
34.引导组件30与头部吸气孔21和肩部射流孔22可选择连通，用于将头部吸气孔21吸收的来流空气引导至肩部射流孔22，以使飞行器肩部202形成热防护。可选择连通是指，引导组件30可将头部吸气孔21与肩部射流孔22之间连通通道被打开或关闭。一示例中，当需要进行头部热防护时，可以通过引导组件30将头部吸气孔21之间的连通通道打开，从头部吸气孔21吸收的来流空气经由引导组件30从肩部射流孔22喷出，以在飞行器的肩部形成热防护。
35.本技术实施例的再入飞行器吸气引射式热防护装置，通过在飞行器的头部和肩部分别设置头部吸气孔21和肩部射流孔22，头部吸气孔21和肩部射流孔22通过引导组件30连通，利用头部吸气孔21来吸收来流空气，来流空气经由引导组件30从肩部射流孔22喷射处，以对飞行器肩部形成热防护，无需携带额外工质，减少飞行器空间占用，同时由于飞行器头部吸收来流也避免了头部烧灼的问题。
36.在一些实施例中，肩部射流孔22设置有多个，多个肩部射流孔22沿着肩部202的周向分布，且多个肩部射流孔22之间相连通。
37.头部吸气孔21吸收的来流空气经由引导组件30导引至肩部202射流孔，由于多个肩部射流孔22之间是相连通的，经由引导组件30导引的气体可从多个肩部射流孔22喷射出，使得每个肩部射流孔22处的气体分配更均匀，从而对飞行器肩部202形成全方位的热防护。
38.在一示例中，参照图4、图5，图4为本技术实施例提供的一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的肩部局部剖视图；图5为本技术实施例提供的一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的另一视角局部剖视图。
39.飞行器肩部202内设置有环形连通通道34，多个肩部射流孔22之间通过环形连通通道34相连通。在防护件20的尾部位置形成中空的环形连通通道34，将多个肩部射流孔22相连通。
40.进一步可选的，头部吸气孔21和引导组件30均设置有多个，多个引导组件30与多个头部吸气孔21一一对应，其中，多个引导组件30与部分肩部射流孔22连通。由于多个肩部射流孔22通过环形连通通道34相连通，使得引导组件30的数量不必与肩部射流孔22的数量对应，可以通过比肩部射流孔22更少数量的引导组件30即可实现全部肩部射流孔22的射流热防护，对飞行器肩部形成全面热防护的同时，尽可能的减少引导组件30对飞行器空间的占用。
41.一示例中，参照图5，肩部射流孔22包括通过环形连通通道23连通的多个第一肩部射流孔221和多个第二肩部射流孔222，多个第一肩部射流孔221与多个所述引导组件30一一对应，每个引导组件30分别与对应的头部吸气孔21和对应的第一肩部射流孔221连通。
42.例如，头部吸气孔21可以设置为四个，与之相匹配的，引导组件30也可以设置四个，肩部射流孔22可以设置十六个射流孔，其中四个第一肩部射流孔22，十二个第二肩部射流孔22，四个头部吸气孔21通过对应的四个引导组件30与对应的四个第一肩部射流孔221相连通，另外十二个第二肩部射流孔22通过环形连通通道23与四个第一肩部射流孔22连通。其中，四个第一肩部射流孔22可以在飞行器的肩部周向等间距布置。
43.在一示例中，参照图3，图3为本技术实施例提供的一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的局部剖视图。
44.引导组件30包括设置于防护件20内的连接管路31和设置在连接管路31上的控制阀32，头部吸气孔21通过连接管路31与第一肩部射流孔221连通。控制阀32的两端分别通过转接头33与连接管路31连接，连接管路31的前端与头部吸气孔21连接，连接管路31的后端与第一肩部射流孔221连接。转接头33为气体流入流出进行集气和缓冲。控制阀32例如可以选用dn4直动电磁阀，通过信号控制通断进行通路与断路，控制阀32两端分别以螺纹与转接头连接，电磁阀可多次开启和关闭。
45.示例的，在四个连接管路31上分别设置电磁阀，例如电磁阀a1、电磁阀a2、电磁阀a3、电磁阀a4。
46.综上所述，本技术实施例的优选实施例中，参照图7，图7为本技术实施例提供的一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的工作过程示意图。飞行器的工作过程如下：
47.①
飞行初始阶段：飞行初始阶段电磁阀a1-a4关闭，飞行开始时，由于飞行器外壳头部吸气孔常开，故此时吸收气体，气体阻断在电磁阀前，即转接头与连接管路内。
48.②
全射流阶段：当传感器显示飞行器肩部热流密度较大和/或到达指定高度和/或指定速度时，打开电磁阀，此时由头部吸气孔吸收的来流空气将通过电磁阀经由转接头和连接管路从肩部射流孔射出，射流一部分从与连接管路直接连接的第一肩部射流孔射出，一部分通过飞行器防护件外壳内的连通通道通过与连接管路非直接连接的第二肩部射流孔射出，以达到更为全面的射流热防护。
49.③
随攻角调节射流阶段：飞行器在飞行过程中，如若存在飞行攻角，则飞行器表面热流密度分布不均匀，正对来流方向的肩部热流密度更大，需要进行更为直接的热防护，此时便可仅开启正对来流方向的部分电磁阀，进行吸气与热防护，其他的电磁阀处于关闭状
态。例如，当攻角为正时，可开启电磁阀a1和电磁阀a2，当攻角为负时，可开启电磁阀a3和电磁阀a4。
50.④
飞行结束阶段：飞行结束时，关闭电磁阀阻断吸气与射流过程。
51.本技术实施例的再入飞行器吸气引射式热防护装置具有如下有益效果：内部无需携带多余的气体工质，简化结构并且降低附加质量，便于携带更多有效载荷；与减阻杆气动盘等减阻方式对比，其进行热防护的方式更为稳定可控，无需考虑烧蚀以及对飞行器外形及质心的改变，可重复使用，安全性高，且热防护效果更好；可以通过电磁阀通断进行射流的开始与停止，便于根据飞行器所处的环境进行合理控制；通过头部吸气到肩部射流，更为便捷的解决了肩部热流密度集中的问题，并可针对攻角飞行热流密度分布不均匀进行直接调整，可控性高。
52.本技术实施例还提供一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的控制方法，应用于如上文提到的热防护装置，参照图6和图7，所述方法包括步骤s11。
53.在步骤s11中，在飞行器飞行过程中，响应于飞行器肩部热防护指令，控制引导组件的控制阀将头部吸气孔与肩部射流孔导通，使头部吸气孔吸收的来流空气经由引导组件导引至肩部射流孔，以使肩部形成热防护。
54.飞行器肩部热防护指令可以通过如下方式触发：当传感器检测到飞行器肩部热流密度较大(高于设定值)和/或到达指定高度和/或指定速度时。
55.所述方法还包括：在飞行器飞行过程中，当飞行器存在飞行攻角时，则控制与正对来流方向的肩部射流孔相对应的控制阀，以使正对来流方向的肩部射流孔形成热防护。
56.参照图7，飞行器在飞行过程中，如若存在飞行攻角，则飞行器表面热流密度分布不均匀，正对来流方向的肩部热流密度更大，需要进行更为直接的热防护，此时便可仅开启正对来流方向的部分电磁阀，进行吸气与热防护，其他的电磁阀处于关闭状态。
57.在本技术所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，也可以通过其它的方式实现。以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，附图中的流程图和框图显示了根据本技术的多个实施例的装置、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段或代码的一部分，所述模块、程序段或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现方式中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个连续的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或动作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
58.另外，在本技术各个实施例中的各功能模块可以集成在一起形成一个独立的部分，也可以是各个模块单独存在，也可以两个或两个以上模块集成形成一个独立的部分。
59.所述功能如果以软件功能模块的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本技术的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本技术各个实施例所述方法的全部或部分步骤。
而前述的存储介质包括：u盘、移动硬盘、只读存储器(rom，read-only memory)、随机存取存储器(ram，random access memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
60.以上所述仅为本技术的实施例而已，并不用于限制本技术的保护范围，对于本领域的技术人员来说，本技术可以有各种更改和变化。凡在本技术的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本技术的保护范围之内。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
61.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应所述以权利保护范围为准。
62.需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

技术特征：
1.一种再入飞行器吸气引射式热防护装置，其特征在于，包括：载荷舱；防护件，设置于所述载荷舱的前端，所述防护件前端构成所述飞行器的头部，所述防护件的尾端构成所述飞行器的肩部，其中，所述头部设置有头部吸气孔，所述肩部设置有肩部射流孔；引导组件，所述头部吸气孔通过所述引导组件与所述肩部射流孔连通，用于将所述头部吸气孔吸收的来流空气引导至所述肩部射流孔射出，以使所述肩部形成热防护。2.根据权利要求1所述的再入飞行器吸气引射式热防护装置，其特征在于，所述肩部射流孔设置有多个，多个所述肩部射流孔沿着所述肩部的周向分布，且多个所述肩部射流孔之间相互连通。3.根据权利要求2所述的再入飞行器吸气引射式热防护装置，其特征在于，所述防护件内设置有环形连通通道，多个所述肩部射流孔通过所述环形连通通道相互连通。4.根据权利要求3所述的再入飞行器吸气引射式热防护装置，其特征在于，所述头部吸气孔和所述引导组件均设置有多个，多个所述引导组件与多个所述头部吸气孔一一对应，其中，多个所述引导组件与部分所述肩部射流孔相连接。5.根据权利要求4所述的再入飞行器吸气引射式热防护装置，其特征在于，所述肩部射流孔包括通过所述环形连通通道连通的多个第一肩部射流孔和多个第二肩部射流孔，多个所述第一肩部射流孔与多个所述引导组件一一对应，每个所述引导组件分别与对应的头部吸气孔和对应的第一肩部射流孔相连接。6.根据权利要求5所述的再入飞行器吸气引射式热防护装置，其特征在于，多个所述第一肩部射流孔在所述肩部的周向等间距布置。7.根据权利要求5所述的再入飞行器吸气引射式热防护装置，其特征在于，所述引导组件包括设置于所述防护件内的连接管路和设置在所述连接管路上的控制阀，所述头部吸气孔通过所述连接管路与所述第一肩部射流孔相连接。8.根据权利要求7所述的再入飞行器吸气引射式热防护装置，其特征在于，所述控制阀的两端分别通过转接头与所述连接管路连接，所述连接管路的前端与头部吸气孔连接，所述连接管路的后端与所述第一肩部射流孔连接。9.一种再入飞行器吸气引射式热防护装置的控制方法，其特征在于，应用于如权利要求1-8中任一项所述的热防护装置，所述方法包括：在所述飞行器飞行过程中，响应于飞行器肩部热防护指令，控制所述引导组件的控制阀开启，将所述头部吸气孔与所述肩部射流孔导通，使所述头部吸气孔吸收的来流空气经由所述引导组件导引至所述肩部射流孔射出，以使所述肩部形成热防护。10.根据权利要求9所述的再入飞行器吸气引射式热防护装置的控制方法，其特征在于，所述方法还包括：在所述飞行器飞行过程中，当所述飞行器存在飞行攻角时，则控制与正对来流方向的肩部射流孔相对应的控制阀开启，以使正对来流方向的肩部射流孔形成热防护。

技术总结
本申请实施例提供一种再入飞行器吸气引射式热防护装置及其控制方法。热防护装置包括：载荷舱；防护件，设置于载荷舱的前端，防护件前端构成飞行器的头部，防护件的尾端构成飞行器的肩部，其中，头部设置有头部吸气孔，肩部设置有肩部射流孔；引导组件，头部吸气孔通过引导组件与肩部射流孔连通，用于将头部吸气孔吸收的来流空气引导至肩部射流孔射出，以使肩部形成热防护。本申请实施例无需携带额外工质，依靠头部吸收来流空气并导引至肩部进行飞行器肩部的热防护，同时也解决头部烧灼问题。同时也解决头部烧灼问题。同时也解决头部烧灼问题。


技术研发人员：朱浩 孙俊杰 柯义明 田嘉琪 张君豪 蔡国飙
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2023.03.03
技术公布日：2023/6/12