一种再入飞行器肩部射流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肩部射流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。同时，现有热防护均是针对再入飞行器头部的气动热防护，对整体飞行器防护效果不佳。


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肩部射流热防护装置及其控制方法，以解决现有技术中对飞行器再入飞行防护效果不佳的问题。
6.本技术实施例提供了一种再入飞行器肩部射流热防护装置，包括：载荷舱；以及防护翼，围绕设置在所述载荷舱的外周，所述防护翼具有收拢于所述载荷舱外周壁的收拢状态和相对所述载荷舱外周壁向外伸展的展开状态；所述防护翼包括多个展开杆，每个所述展开杆包括杆体和设置于所述杆体内的射流装置，所述杆体的前端与所述载荷舱活动连接，所述杆体的尾端设置有射流孔，所述杆体的侧壁设置有展开孔，所述射流孔和所述展开孔分别与所述射流装置连通，其中，所述射流装置喷射的射流气体从所述展开孔喷出时，所述展开杆在所述射流气体的反作用力下，使所述防护翼由所述收拢状态切换为所述展开状态；在所述射流装置喷射的射流气体从所述射流孔喷出时，所述射流气体对所述展开杆的尾端形成热防护。
7.本技术实施例，利用了展开杆内部空间携带介质射流进行飞行器的展开以及整体飞行器的肩部射流热防护，提高了空间利用率，不影响原来飞行器的载荷携带，此外通过射流实现展开，减少了部分电机的机构设置。与传统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，对飞行器肩部射流热防护，热防护效果更好，飞行器再入更稳定。
8.在一些实施例中，所述射流装置包括：由所述杆体的前端到尾端依次设置的储气
瓶、电磁阀及集气室，所述电磁阀连通于所述储气瓶和所述集气室之间，所述集气室与所述射流孔和所述展开孔连通。
9.本技术实施例，通过电磁阀连通储气瓶和集气室，电磁阀的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精准控制。
10.在一些实施例中，所述集气室包括相连通的容腔、多个轴向射流槽道以及侧向射流槽道，所述射流孔设置有多个，多个所述射流孔分别与多个轴向射流槽道一一对应连通，所述展开孔与所述侧向射流槽道连通。
11.本技术实施例，通过轴向射流槽道为多槽道，侧向射流槽道为单槽道，对储气瓶内的射流介质进行合理分配，让更多的射流通过射流孔喷出，以对飞行器肩部起到更好的射流热防护。
12.在一些实施例中，还包括：展开机构，所述展开机构包括连杆及滑块；所述杆体的前端与所述载荷舱铰接，所述杆体上设置有滑道，所述连杆一端与所述载荷舱铰接，另一端与所述滑块连接，所述滑块与所述滑道滑动连接。
13.本技术实施例，在展开杆受到从展开孔喷射的气体反作用力时，通过连杆、滑块及滑道的配合实现各展开杆的展开操作，展开过程更平稳。
14.在一些实施例中，所述载荷舱设置有沿所述载荷舱轴向间隔布置的第一吊耳和第二吊耳，所述杆体的前端通过所述第一吊耳与所述载荷舱铰接，所述连杆通过所述第二吊耳与所述载荷舱铰接。
15.本技术实施例，第一吊耳和第二吊耳分别与展开杆和连杆铰接，在各展开杆展开过程中，避免与载荷舱干涉，且安装方便。
16.在一些实施例中，所述防护翼还包括连接每个所述展开杆上的蒙皮，所述蒙皮罩设在所述载荷舱的头部呈伞状，其中所述蒙皮跟随所述防护翼收拢和展开。所述蒙皮包括连接每个所述展开杆前端的防热面和连接每个所述展开杆前端至尾端并与所述防热面连接的气动减速面。
17.本技术实施例，伞状蒙皮所具有的防热面和气动减速面，对飞行器整体起到隔热防护的效果。
18.在一些实施例中，所述展开杆为空心杆，所述展开孔设置在所述展开杆的靠近所述载荷舱的侧壁。
19.本技术实施例，空心杆便于内部存储介质气体的同时，降低整体重量，展开孔设置在展开杆上靠近载荷舱的侧壁，以使从展开孔喷射出的气体反作用力最大程度作用在展开杆上，便于各展开杆的展开。
20.本技术实施例还提供一种再入飞行器肩部射流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：响应于飞行器执行再入返回任务指令，控制所述电磁阀打开，使所述射流装置喷射的射流气体从所述展开孔喷出，以使所述防护翼由收拢状态切换为展开状态；响应于防护翼展开状态完成指令，控制所述电磁阀关闭；判断飞行器再入返回过程中飞行器位置，在所述飞行器处于第一位置时，控制所述电磁阀再次打开，使所述射流装置喷射的射流气体从所述射流孔喷出，对所述展开杆的尾端形成热防护；判断飞行器再入返回过程中飞行器位置和/或所述射流装置内部压力和外部压力差值，在所述飞行器处于第二位置时和/或所述射流装置内部压力和外部压力差值平衡时，控制
所述电磁阀关闭。
21.本技术实施例，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精准控制。
附图说明
22.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。
23.图1为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的展开状态示意图；
24.图2为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的收拢状态示意图；
25.图3为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的防护翼结构示意图；
26.图4为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的另一视角示意图；
27.图5为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的展开杆展开状态示意图；
28.图6为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的展开杆收拢状态示意图；
29.图7为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的展开杆内部结构示意图；
30.图8为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的射流热防护方法流程图；
31.图9为本技术另一实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的射流热防护方法流程图；
32.图标：10-载荷舱；20-防护翼；21-展开杆；22-储气瓶；23-电磁阀；24-集气室；201-前端；202-尾端(肩部)；203-射流孔；204-展开孔；25-蒙皮；251-防热面；252-气动减速面。
具体实施方式
33.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。
34.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。
35.请参照图1、图2和图7，图1为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的展开状态示意图；图2为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的收拢状态示意图；图7为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的展开杆内部结构示意图。
36.本技术实施例提供一种再入飞行器肩部射流热防护装置，包括：载荷舱10和防护翼20。
37.载荷舱10用于为防护翼20展开收拢以及有效载荷提供空间。载荷舱10可以呈圆柱状。
38.防护翼20围绕设置在载荷舱10的外周，防护翼20具有收拢于载荷舱10外周壁的收拢状态(图2所示)和相对载荷舱10外周壁向外伸展的展开状态(图1所示)。防护翼20可以收拢或者展开，在飞行器发射及在轨运行过程中防护翼20处于收拢状态，在飞行器进入再入过程中防护翼20处于展开状态。在收拢状态下，防护翼20和载荷舱10整体大致呈柱状，在展开状态下，防护翼20和载荷舱10分开整体大致呈伞状。
39.接着一起参照图3、图4、图5和图6，图3为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的防护翼结构示意图；图4为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的另一视角示意图。图5为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的展开杆展开状态示意图；图6为本技术实施例提供的一种再入飞行器肩部射流热防护装置的展开杆收拢状态示意图。其中为方便说明，图5和图6中的防护翼仅保留了一个展开杆。
40.防护翼20包括多个展开杆21，每个展开杆21包括杆体和设置于杆体内的射流装置，杆体的前端201(参见图5)与载荷舱10活动连接，杆体的尾端202(参见图5)设置有射流孔203，杆体的侧壁设置有展开孔204(参见图7)，射流孔203和展开孔204分别与杆体内的射流装置连通。可以理解的，多个展开杆21可以围绕载荷舱10的外周均匀布置，各展开杆21的结构可以相同，并且前端分别与载荷舱10的外周壁活动连接，后端202为自由端，多个展开杆21的后端202形成飞行器的肩部，发明人发现对飞行器而言，在一些飞行工况下，由于飞行器的肩部产生激波，且出现流动分离，整体飞行器热环境最严峻的地方来自飞行器的肩部。
41.其中，射流装置喷射的射流气体从展开孔204喷出时，各个展开杆21在射流气体的反作用力下，使防护翼20由收拢状态切换为展开状态；在射流装置喷射的射流气体从射流孔203喷出时，射流气体对展开杆21的尾端202形成热防护。进一步可选的，展开杆21可以为空心杆，展开孔204设置在展开杆21的靠近载荷舱10的侧壁。空心杆便于内部存储介质气体的同时，降低整体重量，展开孔204设置在展开杆21上靠近载荷舱10的侧壁，以使从展开孔204喷射出的气体反作用力最大程度作用在展开杆21上，便于各展开杆21的展开。
42.本技术实施例的再入飞行器肩部射流热防护装置，在飞行器进入再入过程中，利用展开杆21内部的射流装置喷射射流气体，一部分射流气体从展开杆21侧部的展开孔204喷出，各个展开杆21受到射流气体的反作用力，使得防护翼20由收拢状态切换为展开状态，防护翼20展开形成伞状，伞状表面形成防热面251和气动减速面252，对飞行器整体起到隔热防护，与此同时，另一部分射流气体从展开杆21尾端202的射流孔203喷出，通过射流将飞行器肩部的激波推离物面，降低肩部表面的载荷，降低肩部表面温度，对飞行器肩部(展开杆21的尾端)形成有效的热防护。这样的再入飞行器热防护装置，利用了展开杆21内部空间携带介质射流进行飞行器的展开以及整体飞行器的热防护，提高了空间利用率，不影响原来飞行器的载荷携带，此外通过射流还能实现展开，减少了部分电机的机构设置。与传统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。
43.在一些实施例中，参照图7，上述每个展开杆21内的射流装置包括：由杆体的前端201到尾端202依次设置的储气瓶22、电磁阀23及集气室24，电磁阀23连通于储气瓶22和集气室24之间，集气室24与射流孔203和展开孔204连通。
44.示例的，储气瓶22可以呈柱形气瓶，内部携带具有一定压力的射流气体，气体介质可以为氮气、氧气、二氧化碳等，气瓶压力和储气量可以通过飞行工况进行设计计算。
45.电磁阀23可以选用dn4直通电磁阀，与储气瓶22螺纹连接，电磁阀主要作用为控制通路断路，可采用无线或有线控制的小型电磁阀，电磁阀常闭，收到信号后电磁阀开启。
46.集气室24可以包括相连通的容腔、多个轴向射流槽道以及侧向射流槽道，射流孔203设置有多个，多个射流孔203分别与多个轴向射流槽道一一对应连通，展开孔204与侧向射流槽道连通。作为一个示例，集气室24与电磁阀23螺纹连接，集气室可以由一个小型圆形容腔和射流槽道组成，射流槽道分为轴向与侧向两组，侧向射流槽道为单槽道，主要目的为便于再入飞行器进行展开，轴向射流槽道为多槽道组合，通过射流孔射流进行飞行器的热防护。通过轴向射流槽道为多槽道，侧向射流槽道为单槽道，对储气瓶22内的射流介质进行合理分配，让更多的射流通过射流孔203喷出，以对飞行器起到更好的热防护。
47.参照图9所示，在实际应用场景中，飞行器肩部射流热防护装置工作过程如下：首先，在进行飞行之前，内置的储气瓶22内充入一定压力气体，根据飞行工况保证气瓶内压力大于外界飞行压力，电磁阀23处于闭合状态，初始整体飞行器处于收拢状态。
48.接着，当再入飞行器于100km处执行再入返回任务时，需进行状态切换，由收拢状态转化为展开状态，增大气动减速面积。此时打开电磁阀23，储气瓶22内高压气体经由集气室24从射流孔203喷出，同时集气室24内的高压气体经由侧向射流槽道从展开孔204喷出，在100km较为稀薄的大气环境下，受到气流带来的反作用力，各展开杆21缓缓展开，至最大角度后由锁死机构(图中未画出)进行锁死，此时关闭电磁阀23，射流结束，展开过程完成。
49.接着，保持展开状态进行再入，通过弹道计算可得知返回过程中飞行器表面最大热流密度一般出现在40-60km之间的某个时刻，因此当飞行工况处于60km时，再次打开电磁阀23，储气瓶22内气体射流，通过轴向与侧向射流槽道喷出，对飞行器肩部以及整体进行热防护，其主要原理是通过射流将激波推离物面，降低飞行器表面载荷，冷却工质可以在物面上通过传热降低表面温度。
50.之后，当飞行高度低于40km或内部冷却气体压力与外界压力平衡后，关闭电磁阀23，射流停止。
51.在一些实施例中，参见图5和图6，再入飞行器肩部射流热防护装置还包括：展开机构，展开机构包括连杆30及滑块(图未示出)；杆体的前端201与载荷舱10铰接，杆体上设置有滑道(图未示出)，连杆30一端(图示下端)与载荷舱10铰接，另一端(图示上端)与滑块连接，滑块与滑道滑动连接。
52.在展开杆21受到从展开孔204喷射的气体反作用力时，通过连杆30、滑块及滑道的配合实现各展开杆21的展开操作，展开过程更平稳。
53.进一步可选的，载荷舱10设置有沿载荷舱10轴向间隔布置的第一吊耳11和第二吊耳12，杆体的前端201通过第一吊耳11与载荷舱10铰接，连杆30通过第二吊耳12与载荷舱10铰接。第一吊耳11和第二吊耳12分别与展开杆21和连杆铰接，在各展开杆21展开过程中，避
免与载荷舱10干涉，且安装方便。
54.在一些实施例中，参照图3和图4，防护翼20还包括连接每个展开杆21上的蒙皮25，蒙皮罩设在载荷舱10的头部呈伞状，其中蒙皮跟随防护翼收拢和展开。蒙皮包括连接每个展开杆21前端的头部锥形防热面251和连接每个展开杆21前端至尾端并与防热面251连接的气动减速面252。防热面251和气动减速面252，对飞行器整体起到隔热防护。
55.本技术实施例还提供一种再入飞行器肩部射流热防护装置的控制方法，参照图8和图9，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：步骤s11、步骤s12、步骤s13及步骤s14。
56.在步骤s11中，响应于飞行器执行再入返回任务指令，控制电磁阀打开，使射流装置喷射的射流气体从展开孔喷出，以使防护翼由收拢状态切换为展开状态。
57.在步骤s12中，响应于防护翼展开状态完成指令，控制所述电磁阀关闭。
58.如上文所述，首先，在进行飞行之前，内置的储气瓶22内充入一定压力气体，根据飞行工况保证气瓶内压力大于外界飞行压力，电磁阀23处于闭合状态，初始整体飞行器处于收拢状态。接着，当再入飞行器于100km处执行再入返回任务时，需进行状态切换，由收拢状态转化为展开状态，增大气动减速面积。此时打开电磁阀23，储气瓶22内高压气体经由集气室24从射流孔203喷出，同时集气室24内的高压气体经由侧向射流槽道从展开孔204喷出，在100km较为稀薄的大气环境下，受到气流带来的反作用力，各展开杆21缓缓展开，至最大角度后由锁死机构(图中未画出)进行锁死，此时关闭电磁阀23，射流结束，展开过程完成，控制所述电磁阀关闭。
59.在步骤s13中，判断飞行器再入返回过程中飞行器位置，在所述飞行器处于第一位置时，控制所述电磁阀再次打开，使所述射流装置喷射的射流气体从所述射流孔喷出，对所述展开杆的尾端形成热防护。
60.接着，保持展开状态进行再入，通过弹道计算可得知返回过程中飞行器表面最大热流密度一般出现在40-60km之间的某个时刻，因此当飞行工况处于60km时，再次打开电磁阀23，储气瓶22内气体射流，通过轴向与侧向射流槽道喷出，对飞行器肩部(也为各展开杆的尾端)以及整体进行热防护，其主要原理是通过射流将激波推离物面，降低飞行器表面载荷，冷却工质可以在物面上通过传热降低表面温度。
61.在步骤s14中，判断飞行器再入返回过程中飞行器位置和/或所述射流装置内部压力和外部压力差值，在所述飞行器处于第二位置时和/或所述射流装置内部压力和外部压力差值平衡时，控制所述电磁阀关闭。
62.之后，当飞行高度低于40km或内部冷却气体压力与外界压力平衡后，关闭电磁阀23，射流停止。
63.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，
64.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，5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
65.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
66.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0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
67.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。5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。
68.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
69.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，本申0请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
70.骤。而前述的存储介质包括：u盘、移动硬盘、只读存储器(rom，read-only5memory)、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。
71.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。
72.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要求的保护范围为准。
73.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：
1.一种再入飞行器肩部射流热防护装置，其特征在于，包括：载荷舱；以及防护翼，围绕设置在所述载荷舱的外周，所述防护翼具有收拢于所述载荷舱外周壁的收拢状态和相对所述载荷舱外周壁向外伸展的展开状态；所述防护翼包括多个展开杆，每个所述展开杆包括杆体和设置于所述杆体内的射流装置，所述杆体的前端与所述载荷舱活动连接，所述杆体的尾端设置有射流孔，所述杆体的侧壁设置有展开孔，所述射流孔和所述展开孔分别与所述射流装置连通，其中，所述射流装置喷射的射流气体从所述展开孔喷出时，所述展开杆在所述射流气体的反作用力下，使所述防护翼由所述收拢状态切换为所述展开状态；在所述射流装置喷射的射流气体从所述射流孔喷出时，所述射流气体对所述展开杆的尾端形成热防护。2.根据权利要求1所述的再入飞行器肩部射流热防护装置，其特征在于，所述射流装置包括：由所述杆体的前端到尾端依次设置的储气瓶、电磁阀及集气室，所述电磁阀连通于所述储气瓶和所述集气室之间，所述集气室与所述射流孔和所述展开孔连通。3.根据权利要求2所述的再入飞行器肩部射流热防护装置，其特征在于，所述集气室包括相连通的容腔、多个轴向射流槽道以及侧向射流槽道，所述射流孔设置有多个，多个所述射流孔分别与多个轴向射流槽道一一对应连通，所述展开孔与所述侧向射流槽道连通。4.根据权利要求1-3中任一项所述的再入飞行器肩部射流热防护装置，其特征在于，还包括：展开机构，所述展开机构包括连杆及滑块；所述杆体的前端与所述载荷舱铰接，所述杆体上设置有滑道，所述连杆一端与所述载荷舱铰接，另一端与所述滑块连接，所述滑块与所述滑道滑动连接。5.根据权利要求4所述的再入飞行器肩部射流热防护装置，其特征在于，所述载荷舱设置有沿所述载荷舱轴向间隔布置的第一吊耳和第二吊耳，所述杆体的前端通过所述第一吊耳与所述载荷舱铰接，所述连杆通过所述第二吊耳与所述载荷舱铰接。6.根据权利要求1所述的再入飞行器肩部射流热防护装置，其特征在于，所述防护翼还包括连接每个所述展开杆上的蒙皮，所述蒙皮罩设在所述载荷舱的头部呈伞状，其中所述蒙皮跟随所述防护翼收拢和展开。7.根据权利要求6所述的再入飞行器肩部射流热防护装置，其特征在于，所述蒙皮包括连接每个所述展开杆前端的防热面和连接每个所述展开杆前端至尾端并与所述防热面连接的气动减速面。8.根据权利要求1所述的再入飞行器肩部射流热防护装置，其特征在于，所述展开杆为空心杆，所述展开孔设置在所述展开杆的靠近所述载荷舱的侧壁。9.根据权利要求2所述的再入飞行器肩部射流热防护装置，其特征在于，所述电磁阀为直通电磁阀。10.一种再入飞行器肩部射流热防护装置的控制方法，其特征在于，应用于如权利要求1-9中任一项所述的热防护装置，所述方法包括：响应于飞行器执行再入返回任务指令，控制电磁阀打开，使所述射流装置喷射的射流
气体从所述展开孔喷出，以使所述防护翼由收拢状态切换为展开状态；响应于防护翼展开状态完成指令，控制所述电磁阀关闭；判断飞行器再入返回过程中飞行器位置，在所述飞行器处于第一位置时，控制所述电磁阀再次打开，使所述射流装置喷射的射流气体从所述射流孔喷出，对所述展开杆的尾端形成热防护；判断飞行器再入返回过程中飞行器位置和/或所述射流装置内部压力和外部压力差值，在所述飞行器处于第二位置时和/或所述射流装置内部压力和外部压力差值平衡时，控制所述电磁阀关闭。

技术总结
本申请实施例提供一种再入飞行器肩部射流热防护装置及其控制方法。防护装置包括：载荷舱；以及防护翼，围绕设置在载荷舱的外周；防护翼包括多个展开杆，每个展开杆包括杆体和设置于杆体内的射流装置，杆体的前端与载荷舱活动连接，杆体的尾端设置有射流孔，杆体的侧壁设置有展开孔，射流孔和展开孔分别与射流装置连通，其中，射流装置喷射的射流气体从展开孔喷出时，使防护翼由收拢状态切换为所述展开状态；在射流装置喷射的射流气体从射流孔喷出时，射流气体对展开杆的尾端形成热防护。本申请实施例，利用了展开杆内部空间携带介质射流进行飞行器的展开以及整体飞行器的热防护，提高了空间利用率，不影响原来飞行器的载荷携带。带。带。


技术研发人员：朱浩 孙俊杰 张君豪 王舒婷 张川宇 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：2022.12.26
技术公布日：2023/6/28