一种再入飞行器多模式组合可调节热防护装置及防护方法

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多模式组合可调节热防护装置及防护方法。


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。
4.然而，现有无论何种减阻方法均存在热防护手段单一，热防护效果差的问题。


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多模式组合可调节热防护装置及防护方法，解决相关技术中热防护手段单一，热防护效果差的问题。
6.本技术实施例提供一种再入飞行器多模式组合可调节热防护装置，包括：载荷舱，所述载荷舱头部设置有向内凹陷的迎风凹腔；头部防护件，设置于所述载荷舱头部，所述头部防护件设置有与所述迎风凹腔相通的头部开口；移动部件，可活动地设置于所述迎风凹腔内，所述移动部件设置有第一喷气孔；射流装置，设置于所述载荷舱，与所述第一喷气孔连通，用于喷射射流气体；其中，所述射流装置喷射的射流气体能够推动所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动，使所述第一喷气孔暴露于所述头部开口外。
7.本技术实施例，通过在迎风凹腔内设置可移动的移动部件，并通过射流装置动移动部件移动的同时使移动部件进行主动射流喷气，在此过程中，能够实现多种模式切换的热防护效果，相较于传统方式单一模式，热防护效果更高效可靠。此外，通过射流装置喷气的方式推动移动部件移动，避免了电机等电动装置介入，使得整个飞行器结构紧凑且更轻量化。
8.在一些实施例中，所述移动部件内部设置有槽道，所述第一喷气孔设置在所述移动部件的外周面，所述射流装置通过所述槽道与所述第一喷气孔连通。
9.本技术实施例，从射流装置的喷气口喷出的高压气体进入槽道推动移动部件向前移动，同时高压气体经由槽道从多个第一喷气孔喷出，无需增加各种管路，直接在移动部件内部形成槽道，减少空间占用。
10.在一些实施例中，所述移动部件的外周面包括第一锥形面，其中，在所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动过程中，所述第一锥形面与所述头部开口之间的间隙逐渐减小。
11.本技术实施例，由于第一锥形面的结构，使得头部开口越来越窄，改变了头部开口的环面面积，改变了来流气场结构，并且通过移动部件的第一锥形面对来流形成了导流，从而移动部件与迎风凹腔共同形成双防热模式。
12.在一些实施例中，所述移动部件的外周面还包括与所述第一锥形面连接的第二锥形面，所述第二锥形面位于所述第一锥形面的后方，在所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动至所述第二锥形面越过所述头部开口过程中，所述第二锥形面与所述头部开口之间的间隙逐渐增大。
13.本技术实施例，移动部件形成为双锥形体结构，在移动部件向前方移动过程中，由于双锥形体结构使得头部开口先逐渐变窄再逐渐变大，头部开口的环面面积处于变化状态，不断改变来流气场结构，从而形成热防护，即采用多种方式改变头部开口处的流场，进一步提升飞行器的热防护效果。此外，这种双锥形体结构的移动部件还降低了自身重量，更容易驱动且能减少对飞行器本身质心的影响。
14.在一些实施例中，所述移动部件的外周面还设置有与所述槽道相连通的第二喷气孔和第三喷气孔，其中，所述第一喷气孔、所述第二喷气孔及所述第三喷气孔沿着所述移动部件的轴向从头部向尾部方向依次间隔布置。
15.本技术实施例，第二喷气孔和第三喷气孔可以向迎风凹腔内部喷射气体，使得迎风凹腔内的压差大于外部气压从而进一步为移动部件向前移动提供驱动力。
16.在一些实施例中，所述射流装置包括射流瓶以及设置于所述射流瓶喷气口的单向阀。
17.本技术实施例，单向阀用于控制射流瓶内的高压气体流向，单向阀内气体流动方向为从射流瓶到移动部件，防止外部高温高速气体进入载荷舱内部，起到阻断作用，只允许射流瓶内气体通过单向阀流出。单向阀流出的气体通过连接管引导到槽道中。
18.在一些实施例中，所述连接管内设置有弹性部件，所述弹性部件设置于所述迎风凹腔内壁与所述移动部件之间。
19.本技术实施例，当移动部件向后运动时弹簧压缩，向前运动时弹簧展开，连接管包裹弹簧，起到定位作用。
20.在一些实施例中，还包括：连杆组件，设置于所述迎风凹腔内，所述连杆组件包括围绕所述移动部件分布的多个连杆组，每个连杆组包括第一连杆和第二连杆，所述第一连杆和所述第二连杆铰接，且所述第一连杆铰接在所述移动部件上，所述第二连杆铰接在所述迎风凹腔内壁上。
21.本技术实施例，通过连杆组件一方面对移动部件形成支撑，另一方面使移动部件移动过程更加平稳，灵活。
22.本技术实施例还提供一种再入飞行器多模式组合可调节热防护方法，应用于如上任一实施例所述的热防护装置，所述热防护方法包括：在初始模式下所述移动部件隐藏于所述迎风凹腔中，通过所述迎风凹腔进行热防护；通过所述射流装置喷射射流气体推动所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动，使所述第一喷气孔暴露于所述头部开口外，通过所述第一喷气孔对所述飞行器头部进行热防护。
23.本技术实施例，能够实现多种模式切换的热防护效果，相较于传统方式单一模式，热防护效果更高效可靠。
24.在一些实施例中，所述通过所述射流装置喷射射流气体推动所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动，使所述第一喷气孔暴露于所述头部开口外，通过所述第一喷气孔对所述飞行器头部进行热防护包括：通过所述射流装置喷射射流气体推动所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动，使所述移动部件的第一锥形面与所述头部开口之间的间隙逐渐减小，通过所述第一锥形面和所述迎风凹腔配合进行热防护；继续通过所述射流装置喷射射流气体推动所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动，使所述第一喷气孔暴露于所述头部开口外，通过所述第一喷气孔对所述飞行器头部进行热防护。
25.本技术实施例，能够实现迎风凹腔热防护模式、移动部件+迎风凹腔热防护模式、移动部件+迎风凹腔防热+第一喷气孔主动射流热防护模式等多种模式的切换，热防护效果更为全面。
附图说明
26.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。
27.图1为本技术实施例提供的一种再入飞行器多模式组合可调节热防护装置立体图；
28.图2为本技术实施例提供的一种再入飞行器多模式组合可调节热防护装置的剖视图；
29.图3为本技术实施例提供的一种再入飞行器多模式组合可调节热防护装置的局部放大示意图；
30.图4为本技术实施例提供的一种再入飞行器多模式组合可调节热防护方法流程图；
31.图5为本技术实施例提供的热防护装置模式组合切换过程示意图。
具体实施方式
32.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。
33.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。
34.参照图1和图2，图1为本技术实施例提供的一种再入飞行器多模式组合可调节热防护装置立体图；图2为本技术实施例提供的一种再入飞行器多模式组合可调节热防护装置的剖视图。
35.本技术实施例提供一种再入飞行器多模式组合可调节热防护装置，包括：载荷舱10、头部防护件20、移动部件30及射流装置40。
36.载荷舱10头部设置有向内凹陷的迎风凹腔11。载荷舱10用于飞行过程中提供载荷空间。载荷舱10可以呈圆柱状，前端为载荷舱的头部，迎风凹腔11用于吸收冷却飞行过程中的热流，起到热防护作用。示例的，为提高迎风凹腔11对高温来流的耐热性，可以在迎风凹
腔11内壁面设置抗烧蚀的耐高温隔热材料进行热防护。
37.头部防护件20设置于载荷舱10头部，头部防护件20设置有与迎风凹腔11相通的头部开口21。头部防护件20可以呈锥形伞状结构，在飞行器再入过程中可展开形成头锥热防护。
38.移动部件30可活动地设置于迎风凹腔11内，移动部件30设置有第一喷气孔31。
39.射流装置40设置于载荷舱内，与第一喷气孔31连通，用于喷射射流气体。其中，射流装置40喷射的射流气体能够推动移动部件30向载荷舱10头部方向(前方)移动，使第一喷气孔31暴露于头部开口21外。
40.初始模式下，移动部件30隐藏于迎风凹腔11内，在飞行器飞行过程中，通过头部迎风凹腔11进行热防护，即将主要的激波吸收到迎风凹腔11中，减少飞行器其他部位的表面热流密度。通过射流装置40喷射射流气体实现模式转换，射流装置40喷射的射流气体推动移动部件30向载荷舱10头部方向(前方)移动，当第一喷气孔31位于迎风凹腔11内，未越过头部开口21时，射流气体从第一喷气孔31喷出流向迎风凹腔11中，此时通过移动部件30外形与头部开口21配合以及从第一喷气孔31喷出射流共同作用改变吸入迎风凹腔11内部流场，从而移动部件30与迎风凹腔11共同形成双防热模式；通过射流装置40继续喷射射流气体实现另一种模式的转换，即射流装置40喷射的射流气体继续推动移动部件30向载荷舱10头部方向(前方)移动，使第一喷气孔31暴露于头部开口21外部，第一喷气孔31喷出的射流与外部来流发生挤压等作用，改变了外部流场结构，实现又一种主动射流热防护效果。
41.本技术实施例的再入飞行器多模式组合可调节热防护装置，通过在迎风凹腔11内设置可移动的移动部件30，并通过射流装置40推动移动部件30移动的同时使移动部件30进行主动射流喷气，在此过程中，能够实现多种模式切换的热防护效果，相较于传统方式单一模式，热防护效果更高效可靠。此外，通过射流装置40喷气的方式推动移动部件30移动，避免了电机等电动装置介入，使得整个飞行器结构紧凑且更轻量化。
42.在一些实施例中，参照图2，上述移动部件30内部设置有槽道32，第一喷气孔31设置在移动部件30的外周面，射流装置40通过槽道32与第一喷气孔31连通。可以在移动部件30的外周面设置有多个环绕移动部件30周向的多个第一喷气孔31，多个第一喷气孔31分别与槽道32连通。槽道32可以延伸到移动部件30的尾部(后端)，与射流装置40的喷气口连通。从射流装置40的喷气口喷出的高压气体进入槽道32推动移动部件30向前移动，同时高压气体经由槽道32从多个第一喷气孔31喷出。
43.在一些实施例中，参照图2，移动部件30的外周面包括第一锥形面301，其中，在移动部件30向载荷舱10头部方向(前方)移动过程中，第一锥形面301与头部开口21之间的间隙逐渐减小。第一锥形面301的前端尖后端逐渐变宽，在移动部件30向前方移动过程中，由于第一锥形面301的结构，使得头部开口21越来越窄，此时通过移动部件30的第一锥形面301对来流进行导流，从而移动部件30与迎风凹腔11共同形成双防热模式。
44.在一些实施例中，参照图2，进一步的，移动部件30的外周面还包括与第一锥形面301连接的第二锥形面302，第二锥形面302位于第一锥形面301的后方，在移动部件30向载荷舱10头部方向移动至第二锥形面302越过头部开口21过程中，第二锥形面302与头部开口21之间的间隙逐渐增大。第一锥形面301的前端尖后端逐渐变宽，第二锥形面302的前端宽后端逐渐变尖，使得移动部件30形成双锥形体结构。在移动部件30向前方移动过程中，由于
双锥形体结构使得头部开口21先逐渐变窄再逐渐变大，形成另一种热防护模式，即采用多种方式改变头部开口21处的流场，进一步提升飞行器的热防护效果。此外，这种双锥形体结构的移动部件30还降低了自身重量，更容易驱动且能减少对飞行器本身质心的影响。
45.在一些实施例中，参照图3，上述移动部件30的外周面还设置有与槽道32相连通的第二喷气孔33和第三喷气孔34，其中，第一喷气孔31、第二喷气孔33及第三喷气孔34沿着移动部件30的轴向从头部向尾部方向(前后方向)依次间隔布置。第一喷气孔31可以位于第一锥形面301处，第二喷气孔33可以位于第一锥形面301和第二锥形面302的连接处，第三喷气孔34可以位于第二锥形面302上。第二喷气孔33和第三喷气孔34可以向迎风凹腔11内部喷射气体，使得迎风凹腔11内的压差大于外部气压从而进一步为移动部件30向前移动提供驱动力。
46.在一些实施例中，参照图3，射流装置40包括射流瓶41以及设置于射流瓶41喷气口的单向阀42，单向阀42通过连接管43与移动部件30的槽道32连通。单向阀42用于控制射流瓶41内的高压气体流向，单向阀42内气体流动方向为从射流瓶41到移动部件30，防止外部高温高速气体进入载荷舱内部，起到阻断作用，只允许射流瓶41内气体通过单向阀42流出。单向阀42流出的气体通过连接管43引导到槽道32中。一示例中，连接管43一端固定于单向阀42，另一端滑动设置于槽道32中。另一示例中，连接管43一端固定于单向阀42，另一端固定于槽道32中，其中连接管43为软管，例如波纹管。
47.在一些实施例中，进一步的，连接管43内设置有弹性部件，弹性部件设置于迎风凹腔11内壁与移动部件30之间。示例的，弹性部件例如可以是弹簧，弹簧一端与迎风凹腔的内壁面相连，另一端与槽道32的后端相连，当移动部件30向后运动时弹簧压缩，向前运动时弹簧展开，连接管43包裹弹簧，起到定位作用。
48.在一些实施例中，参照图2和图3，防护装置还包括：设置于所述迎风凹腔内连杆组件，连杆组件包括围绕移动部件30分布的多个连杆组50，每个连杆组50包括第一连杆51和第二连杆52，第一连杆51和第二连杆52铰接，且第一连杆51铰接在移动部件30上，第二连杆52铰接在迎风凹腔11内壁上。
49.参照图4和图5，本技术实施例还提供一种再入飞行器多模式组合可调节热防护方法，应用于如上任一实施例所述的热防护装置，热防护方法包括：步骤s11和步骤s12。
50.在步骤s11中，在初始模式下移动部件隐藏于迎风凹腔中，通过迎风凹腔进行热防护。
51.示例的，初始模式下，再入飞行器移动部件隐藏于飞行器头部的迎风凹腔内，此时弹簧处于压缩状态，在飞行器飞行过程中，通过头部营造的迎风凹腔进行热防护，即将主要的激波吸收入凹腔中，减少飞行器其他部位的表面热流密度。
52.在步骤s12中，通过射流装置喷射射流气体推动移动部件向载荷舱头部方向移动，使第一喷气孔暴露于头部开口外，通过第一喷气孔对飞行器头部进行热防护。
53.如上文所述，通过射流装置喷射射流气体实现模式转换，射流装置40喷射的射流气体推动移动部件30向载荷舱10头部方向(前方)移动，当第一喷气孔31位于迎风凹腔11内，且未越过头部开口21时，射流气体从第一喷气孔31喷出流向迎风凹腔11中，此时通过移动部件30外形与头部开口21配合以及从第一喷气孔31喷出射流共同作用改变吸入迎风凹腔11内部流场，从而移动部件30与迎风凹腔11共同形成双防热模式；通过射流装置40继续
喷射射流气体实现另一种模式的转换，即射流装置40喷射的射流气体继续推动移动部件30向载荷舱10头部方向(前方)移动，使第一喷气孔31暴露于头部开口21外部，第一喷气孔31喷出的射流与外部来流发生挤压等作用，改变了外部流场结构，实现又一种主动射流热防护效果。
54.在一些实施例中，参照图4和图5，步骤s12包括：通过射流装置喷射射流气体推动移动部件向载荷舱头部方向移动，使移动部件的第一锥形面与头部开口之间的间隙逐渐减小，通过第一锥形面和迎风凹腔配合进行热防护。
55.通过气瓶内气体向外射流实现模式转换，此时，气体通过单向阀进入迎风凹腔内，同时进入双锥移动部件(双锥杆)内，迎风凹腔内气压大于外界气压，压差产生的推力推动双锥移动部件离开弹簧，因此双锥移动部件可以向飞行器头部外移动，且由于双锥移动部件的构型，致使迎风凹腔的入口面积也逐渐变小，此时射流虽然已经存在，但只存在于飞行器头部与迎风凹腔内，并未起到改变飞行器外部流场作用，因此本模式为双锥部件+凹腔防热模式。
56.继续通过射流装置喷射射流气体推动移动部件向所述载荷舱头部方向移动，使第一喷气孔暴露于头部开口外，通过第一喷气孔对所述飞行器头部进行热防护。
57.当双锥移动部件不断向外运动，第一喷气孔完全暴露于飞行器外时，气体射流通过单向阀、双锥移动部件、迎风凹腔经由第一喷气孔射出，此时气流与来流发生挤压等作用，改变了流场结构，因此主动射流也起到了热防护效果，此时模式为双锥移动部件+迎风凹腔防热+第一喷气孔主动射流三种热防护形式同时起作用，热防护效果更为全面。
58.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。
59.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。
60.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。
61.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。
62.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。
63.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：
1.一种再入飞行器多模式组合可调节热防护装置，其特征在于，包括：载荷舱，所述载荷舱头部设置有向内凹陷的迎风凹腔；头部防护件，设置于所述载荷舱头部，所述头部防护件设置有与所述迎风凹腔相通的头部开口；移动部件，可活动地设置于所述迎风凹腔内，所述移动部件设置有第一喷气孔；射流装置，设置于所述载荷舱内，与所述第一喷气孔连通，用于喷射射流气体；其中，所述射流装置喷射的射流气体能够推动所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动，使所述第一喷气孔暴露于所述头部开口外。2.根据权利要求1所述的再入飞行器多模式组合可调节热防护装置，其特征在于，所述移动部件内部设置有槽道，所述第一喷气孔设置在所述移动部件的外周面，所述射流装置通过所述槽道与所述第一喷气孔连通。3.根据权利要求2所述的再入飞行器多模式组合可调节热防护装置，其特征在于，所述移动部件的外周面包括第一锥形面，其中，在所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动过程中，所述第一锥形面与所述头部开口之间的间隙逐渐减小。4.根据权利要求3所述的再入飞行器多模式组合可调节热防护装置，其特征在于，所述移动部件的外周面还包括与所述第一锥形面连接的第二锥形面，所述第二锥形面位于所述第一锥形面的后方，在所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动至所述第二锥形面越过所述头部开口过程中，所述第二锥形面与所述头部开口之间的间隙逐渐增大。5.根据权利要求2所述的再入飞行器多模式组合可调节热防护装置，其特征在于，所述移动部件的外周面还设置有与所述槽道相连通的第二喷气孔和第三喷气孔，其中，所述第一喷气孔、所述第二喷气孔及所述第三喷气孔从所述移动部件的头部向尾部方向依次间隔布置。6.根据权利要求2所述的再入飞行器多模式组合可调节热防护装置，其特征在于，所述射流装置包括射流瓶以及设置于所述射流瓶喷气口的单向阀，所述单向阀通过连接管与所述移动部件的槽道连通。7.根据权利要求6所述的再入飞行器多模式组合可调节热防护装置，其特征在于，所述连接管内设置有弹性部件，所述弹性部件设置于所述迎风凹腔内壁与所述移动部件之间。8.根据权利要求1-7中任一项所述的再入飞行器多模式组合可调节热防护装置，其特征在于，还包括：连杆组件，设置于所述迎风凹腔内，所述连杆组件包括围绕所述移动部件分布的多个连杆组，每个连杆组包括第一连杆和第二连杆，所述第一连杆和所述第二连杆铰接，且所述第一连杆铰接在所述移动部件上，所述第二连杆铰接在所述迎风凹腔内壁上。9.一种再入飞行器多模式组合可调节热防护方法，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，所述热防护方法包括：在初始模式下所述移动部件隐藏于所述迎风凹腔中，通过所述迎风凹腔进行热防护；通过所述射流装置喷射射流气体推动所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动，使所述第一喷气孔暴露于所述头部开口外，通过所述第一喷气孔对所述飞行器头部进行热防护。
10.根据权利要求9所述的再入飞行器多模式组合可调节热防护方法，其特征在于，所述通过所述射流装置喷射射流气体推动所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动，使所述第一喷气孔暴露于所述头部开口外，通过所述第一喷气孔对所述飞行器头部进行热防护包括：通过所述射流装置喷射射流气体推动所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动，使所述移动部件的第一锥形面与所述头部开口之间的间隙逐渐减小，通过所述第一锥形面和所述迎风凹腔配合进行热防护；继续通过所述射流装置喷射射流气体推动所述移动部件向所述载荷舱头部方向移动，使所述第一喷气孔暴露于所述头部开口外，通过所述第一喷气孔对所述飞行器头部进行热防护。

技术总结
本申请实施例提供一种再入飞行器多模式组合可调节热防护装置及防护方法。热防护装置包括：载荷舱，头部设置有向内凹陷的迎风凹腔；头部防护件，设置于载荷舱头部，具有与迎风凹腔相通的头部开口；移动部件，可活动地设置于迎风凹腔内，设置有第一喷气孔；射流装置，设置于载荷舱，与第一喷气孔连通；其中，射流装置喷射的射流气体能够推动移动部件向载荷舱头部方向移动，使第一喷气孔暴露于头部开口外。本申请实施例，能够实现多种热防护模式切换，相较于传统方式单一模式，热防护效果更高效可靠。靠。靠。


技术研发人员：朱浩 孙俊杰 王舒婷 郝文智 童敏彰 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：2023/5/31