一种再入飞行器集中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集中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。同时，现有热防护均是针对再入飞行器头部单一方式热防护，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集中式热防护装置及其控制方法，以解决现有技术中仅能针对再入飞行器头部单一方式热防护，导致整体飞行器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集中式热防护装置，包括：飞行器本体，所述飞行器本体包括载荷舱和设置于所述载荷舱前端的防护件，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射流孔，所述肩部设置有多个肩部射流孔；球形气瓶，设置于所述飞行器本体内，所述球形气瓶设置有第一出气孔和多个第二出气孔，所述第一出气孔与所述头部射流孔可选择连通，所述多个第二出气孔与所述多个肩部射流孔一一对应，每个所述第二出气孔与对应的所述肩部射流孔可选择连通，所述球形气瓶用于向所述头部射流孔和/或所述肩部射流孔喷射气体，以使所述头部和/或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射流孔和肩部射流孔，在飞行器本体的内部设置一个球形气瓶，一个球形气瓶可分别向头部射流孔和肩部射流孔喷射气体对肩部和头部集中式形成全方位的热防护，覆盖位置更全面，热防护效果更佳。同时，利用了飞行器本体内部空间携带介质射流进行飞行器的整体热防护，提高了空间利用率，不影响原来飞行器的载荷携带。一个球形气瓶集中向多个位置形成热防护，减少空间占用，拆装方便。
8.在一些实施例中，所述球形气瓶形成有第一凸起部和多个第二凸起部，在所述第一凸起部设置有所述第一出气孔，在每个所述第二凸起部上设置有所述第二出气孔，所述第一凸起部通过所述第一控制阀与所述第一出气孔连通，所述第二凸起部通过第二控制阀与所述第二出气孔连通。
9.本技术实施例，通过第一凸起和第二凸起便于与控制阀的安装。
10.在一些实施例中，所述第一控制阀为第一流量调节控制阀，用于调节所述球形气瓶向所述头部射流孔喷射气体的流量；和/或，所述第二控制阀为第二流量调节控制阀，用于调节所述球形气瓶向所述肩部射流孔喷射气体的流量。
11.本技术实施例，通过第一流量调节控制阀和第二流量调节控制阀设置，可以选择更为需要的位置分配较多的气体流量，使逆向射流更为高效合理。并且可以实时进行射流流量调节，调节方式简单，响应快。
12.在一些实施例中，所述第一控制阀的一端固定连接在所述第一凸起部，所述第一控制阀的另一端固定连接在所述头部射流孔；所述第二控制阀的一端固定在所述第二凸起部，所述第二控制阀的另一端通过连接管路与所述肩部射流孔连通。
13.在一些实施例中，所述连接管路为软管。本技术实施例，连接软管具有一定柔性，在再入飞行器展开时连接软管可伸缩和弯折，提升气体流动可靠性。
14.在一些实施例中，所述防护件呈锥形，多个所述肩部射流孔沿着所述防护件的周向均匀布置。
15.在一些实施例中，所述防护件内部形成有中空腔，所述球形气瓶至少部分位于所述中空腔内；或者，所述防护件内部形成有中空腔，所述球形气瓶位于所述中空腔与所述载荷舱衔接处。
16.在一些实施例中，所述防护件包括围绕设置在所述载荷舱的外周壁的多个中空展开杆，所述多个中空展开杆可相对所述载荷舱转动以使所述防护件呈展开状态，其中，在所述中空展开杆的前端开设有连通孔，在所述展开杆的尾端设置所述肩部射流孔，所述连通孔通过软管与所述球形气瓶的所述第二出气孔连通。
17.本技术实施例，通过中空展开杆作为气流引导部件将球形气瓶内的气体导向肩部射流孔，节省连接管材料及防护件空间占用。
18.本技术实施例还提供一种再入飞行器集中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：在所述飞行器飞行任务过程中，通过控制第一控制阀和/或第二控制阀使所述球形气瓶的第一出气孔和/或所述第二出气孔向所述飞行器的头部射流孔和/或肩部射流孔喷射射流气体，以使所述飞行器的肩部和/或头部形成热防护。
19.在一些实施例中，所述在所述飞行器飞行任务过程中，通过控制第一控制阀和/或第二控制阀使所述球形气瓶的第一出气孔和/或所述第二出气孔向所述飞行器的头部射流孔和/或肩部射流孔喷射射流气体，以使所述飞行器的肩部和/或头部形成热防护包括：在所述飞行器飞行任务过程中，根据所述飞行器头部热参数和/或肩部热参数，控制第一控制阀和/或第一控制阀的开度调节所述球形气瓶向所述飞行器的头部射流孔和/或肩部射流孔喷射射流气体流量，其中所述热参数包括表面温度和/或表面热流密度。
附图说明
20.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。
21.图1为本技术实施例提供的一种再入飞行器集中式热防护装置的立体图；
22.图2为本技术第一实施例提供的一种再入飞行器集中式热防护装置的防护件局部剖视图；
23.图3为本技术第一实施例提供的一种再入飞行器集中式热防护装置去掉飞行器本体示意图；
24.图4为本技术实施例提供的球形气瓶结构示意图；
25.图5为本技术实施例提供的控制阀示意图；
26.图6为本技术第二实施例提供的一种再入飞行器集中式热防护装置的立体图；
27.图7为本技术第二实施例提供的一种再入飞行器集中式热防护装置的另一视角立体图；
28.图8为本技术第二实施例提供的一种再入飞行器集中式热防护装置的展开机构示意图；
29.图9为本技术实施例提供的一种再入飞行器集中式热防护装置控制方法流程图；
30.图10为本技术实施例提供的一种再入飞行器集中式热防护装置工作过程示意图。
具体实施方式
31.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。
32.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。
33.本技术实施例提供一种再入飞行器集中式热防护装置，该装置能够实现一个气瓶向飞行器头部和/或肩部射流形成热防护，并且可以根据头部和肩部的热流严峻程度进行不同位置的射流气体流量调节控制以达到高效防护的目的。
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集中式热防护装置的立体图；图2为本技术第一实施例提供的一种再入飞行器集中式热防护装置的防护件局部剖视图。
35.本技术实施例提供的再入飞行器集中式热防护装置包括飞行器本体，飞行器本体包括：载荷舱10、防护件20及球形气瓶30球形气瓶30。
36.载荷舱10内部用于提供载荷，载荷舱10例如可以呈圆柱状。
37.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设置有射流孔21，肩部202设置有多个肩部射流孔22。防护件20可以呈伞状作为头锥用于对飞行器飞行过程中形成头部热防护。多个肩部射流孔22沿着防护件20的周向均匀布置。
38.球形气瓶30设置于飞行器本体内，球形气瓶30设置有第一出气孔31和多个第二出
气孔32，第一出气孔31与头部射流孔21可选择连通，多个第二出气孔32与多个肩部射流孔22一一对应，每个第二出气孔32与对应的肩部射流孔22可选择连通，球形气瓶30用于向头部射流孔21和/或肩部射流孔22喷射气体，以使飞行器的头部201和/或肩部202形成热防护。可选择连通是指，球形气瓶30的第一出气孔31与头部射流孔21之间的连通通道可被打开或关闭，球形气瓶30的第二出气孔32与肩部射流孔22之间的连通通道可被打开或关闭。
39.一示例中，当需要进行头部热防护时，可以选择球形气瓶30的第一出气孔31与头部射流孔21之间的连通通道打开，以使球形气瓶30喷射的气体经由第一出气孔31从头部射流孔21射出，以对飞行器的头部201形成热防护。
40.另一示例中，当需要进行肩部热防护时，可以选择球形气瓶30的第二出气孔32与肩部射流孔22之间的连通通道打开，以使球形气瓶30喷射的气体经由第二出气孔32从肩部射流孔22射出，以对飞行器的肩部202形成热防护。
41.又一示例中，当需要进行头部和肩部同时热防护时，可以选择球形气瓶30的第一出气孔31与头部射流孔21之间的连通通道打开，以及球形气瓶30的第二出气孔32与肩部射流孔22之间的连通通道打开，以使球形气瓶30喷射的气体从头部射流孔21和肩部射流孔22同时射出以对飞行器的头部201和肩部202形成热防护。球形气瓶30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。
42.本技术实施例的再入飞行器集中式热防护装置，通过在飞行器的头部和肩部分别设置头部射流孔21和肩部射流孔22，在飞行器本体的内部设置一个球形气瓶30，一个球形气瓶30可分别向头部射流孔21和肩部射流孔22喷射气体对肩部和头部集中式形成全方位的热防护，覆盖位置更全面，热防护效果更佳。同时，利用了飞行器本体内部空间携带介质射流进行飞行器的整体热防护，提高了空间利用率，不影响原来飞行器的载荷携带。一个球形气瓶30集中向多个位置形成热防护，减少空间占用，拆装方便。
43.在一些实施例中，参照图3、图4和图5，图3为本技术第一实施例提供的一种再入飞行器集中式热防护装置去掉飞行器本体示意图；图4为本技术实施例提供的球形气瓶结构示意图；图5为本技术实施例提供的控制阀示意图。
44.球形气瓶30形成有第一凸起部33和多个第二凸起部34，在第一凸起部33设置有第一出气孔31，在每个第二凸起部34上设置有第二出气孔32，第一凸起部33通过第一控制阀51与第一出气孔31连通，第二凸起部34通过第二控制阀52与第二出气孔32连通。可通过控制第一控制阀51和第二控制阀52的开闭来控制球形气瓶30内的高压射流气体选择性地向头部射流孔21和/或肩部射流孔22喷射气体以对头部201和/或肩部202进行射流热防护。
45.示例的，第一控制阀51的一端固定连接在第一凸起部33，第一控制阀51的另一端固定连接在头部射流孔21。第二控制阀52的一端固定在第二凸起部34，第二控制阀52的另一端通过连接管路40与肩部射流孔22连通。示例的，连接管路40例如可以是软管。通过软管将球形气瓶第一出气孔31喷出的气体输送至头部射流孔21，从而在头部形成热防护。软管具有一定柔性，在再入飞行器展开时连接软管可伸缩和弯折，提升连接可靠性。
46.在飞行器飞行任务过程中，可以有多种模式进行逆向射流。例如，当飞行器头部201附近热环境较为严苛时，需要进行头部射流。此时，可以开启第一控制阀51，球形气瓶30内的高压气体从头部射流孔21喷出，将飞行器头部的激波推离飞行器表面，进而降低飞行
器表面热流密度，改善头部热环境，形成头部热防护。当飞行器肩部202聚集大量的气动热时，需要进行肩部射流。可以开启第二控制阀52，球形气瓶30内的高压气体从肩部射流孔22喷出，降低肩部的局部热流密度，改善肩部热环境，形成肩部热防护。当需要头部和肩部同时进行热防护时，通过控制第一控制阀51和第二控制阀52同时打开，此时，一个球形气瓶30内的气体同时从头部射流孔21和肩部射流孔22喷射出，起到集中式多位置热防护的效果。
47.本技术实施例的再入飞行器集中式热防护装置，通过在飞行器本体内设置一个集中式的球形气瓶30，一个球形气瓶可分别向头部射流孔21和肩部射流孔22喷射气体对肩部和头部形成全方位的热防护，覆盖位置更全面，热防护效果更佳。
48.在一些实施例中，上述第一控制阀51可以是第一流量调节控制阀，第一流量调节控制阀连通在第一出气孔与头部射流孔之间，用于调节球形气瓶向所述头部射流孔喷射气体的流量；和/或，上述第二控制阀52可以是第二流量调节控制阀，第二流量调节控制阀连通在第二出气孔与肩部射流孔之间，用于调节球形气瓶向肩部射流孔喷射气体的流量。
49.第一流量调节控制阀例如可以是微型球阀(图5所示)，通过微型球阀的电机控制球阀球芯转动来调节气流流通的开度，从而调节射流气瓶第一出气端流向头部射流孔的气流量。第二流量调节控制阀例如也可以是微型球阀，通过微型球阀的电机控制球阀球芯转动来调节气流流通的开度，从而调节射流气瓶第二出气端流向肩部射流孔的气流量。
50.上述气流量调节可以有多种模式，例如在飞行器飞行过程中，通过附着在飞行器表面的温度或热流传感器反馈得到的头部热流密度qo大于肩部热流密度qr，即qo＞qr，此时，需要将更多的气体射流流量分配至头部，可以控制第一流量调节控制阀开度增大，第二流量调节控制阀开度减小，为头部射流分配更多的射流气体流量。又例如，通过附着在飞行器表面的温度或热流传感器反馈得到的头部热流密度qo小于肩部热流密度qr，即qo《qr，需要将更多的气体射流流量分配至肩部，可以控制第一流量调节控制阀开度减小，第二流量调节控制阀开度增大，为肩部射流分配更多的射流气体流量。又例如，当头部与肩部热流密度相差不多时，qo＝qr，可以控制第一流量调节控制阀和第二流量调节控制阀开度维持一致。通过以上操作，选择更为需要的位置分配较多的气体流量，使逆向射流更为高效合理。并且可以实时进行射流流量调节，调节方式简单，响应快。
51.在一些实施例中，第一控制阀51(第一流量调节控制阀)一端固定在球形气瓶30的第一凸起部33上，例如可以是螺纹连接，第一流量调节控制阀另一端固定连接在头部射流孔21内。第二控制阀52(第二流量调节控制阀)一端固定在球形气瓶30的第二出气孔，例如可以是螺纹连接，第二流量调节控制阀另一端通过连接管路40与肩部射流孔连通。
52.示例的，第一流量调节控制阀、第二流量调节控制阀可以为微型球阀。可以通过微型球阀的电机摆动摇杆来转动阀芯实现不同流通面积，调节开度，进而实现气流流量的大小调节，起到流量调节作用，当球阀完全关闭时，也可以阻断气流流动。
53.在一些实施例中，参照图2，防护件20为内部中空结构，具有内部中空腔203，球形气瓶30至少部分设置于中空腔203内。另一示例中，球形气瓶30位于中空腔203与载荷舱10衔接处。该实施例中，防护件20可以是固定式的，也可以是展开式的。示例的，在防护件20为展开式的中空结构时，防护件20可以采用柔性材质。
54.在另一些实施例中，参照图6、图7和图8，图6为本技术第二实施例提供的一种再入飞行器集中式热防护装置的立体图；图7为本技术第二实施例提供的一种再入飞行器集中
式热防护装置的另一视角立体图；图8为本技术第二实施例提供的一种再入飞行器集中式热防护装置的展开机构示意图。
55.防护件20围绕设置在载荷舱10的外周，防护件20具有收拢于载荷舱10外周壁的收拢状态和相对载荷舱10外周壁向外伸展的展开状态。防护件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件20处于收拢状态，在飞行器进入再入过程中防护件20处于展开状态。在收拢状态下，防护件20和载荷舱10整体大致呈柱状，在展开状态下，防护件20和载荷舱10分开整体大致呈伞状。
56.具体来说，防护件20包括围绕设置在载荷舱10的外周壁的多个展开杆23，多个展开杆23可相对载荷舱10转动以使防护件20呈展开或收拢状态。更为具体的，多个展开杆23可以围绕载荷舱10的外周均匀布置，各展开杆的结构可以相同，例如可以是中空的空心杆，空心杆便于内部存储介质气体，同时降低整体重量。每个展开杆23的前部与载荷舱10的外周壁活动连接，尾端为自由端，多个展开杆23的尾端形成飞行器的肩部。在中空展开杆23的前端开设有连通孔24，在展开杆23的尾端设置肩部射流孔22，连通孔24通过软管(图未示出)与球形气瓶30的第二出气孔32连通。
57.在一些实施例中，参照图8，防护件20可通过展开机构实现展开，展开机构包括连杆41及滑块；展开杆23的前端与载荷舱10铰接，展开杆23上设置有滑道，连杆41一端与载荷舱10铰接，另一端与滑块连接，滑块与滑道滑动连接。
58.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42和第二吊耳43，展开杆23的前端通过第一吊耳42与载荷舱10铰接，连杆通过第二吊耳43与载荷舱10铰接。第一吊耳42和第二吊耳43分别与展开杆23和连杆41铰接，在各展开杆展开过程中，避免与载荷舱10干涉，且安装方便。
59.在一些实施例中，参照图6和图7，防护件20还包括连接每个展开杆43的蒙皮44，蒙皮罩44设在载荷舱的头部呈伞状，其中蒙皮跟随防护件收拢和展开。蒙皮包括连接每个展开杆前端的头部锥形防热面和连接每个展开杆前端至尾端并与防热面连接的气动减速面。防热面和气动减速面，对飞行器整体起到隔热防护。
60.综上所述，本技术实施例的再入飞行器集中式热防护装置具有如下有益效果：
61.(1)再入飞行器通过一个集中式的球形气瓶实现多个位置(头部与肩部)逆向射流热防护，热防护效果更好，覆盖位置更为全面，飞行器整体更加轻量化。
62.(2)可通过控制阀进行流量调节，基于头部与肩部热流密度大小，选择更为需要的位置分配较多的气体流量，使逆向射流更为高效。
63.(3)在工作过程中，可以实时进行射流流量调节，调节方式简单，响应快。
64.(4)整体结构小巧精致，可以放置于飞行器自身空间内，不额外占据载荷舱空间，利用率高质量小，更利于机构装配与拆卸。
65.本技术实施例还提供一种再入飞行器集中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9和图10，所述方法包括步骤s11。
66.在步骤s11中，在飞行器飞行任务过程中，通过控制第一控制阀和/或第二控制阀使所述球形气瓶的第一出气孔和/或所述第二出气孔向所述飞行器的头部射流孔和/或肩部射流孔喷射射流气体，以使所述飞行器的肩部和/或头部形成热防护。
67.参照图10，再入飞行器集中式热防护装置具体控制方法如下：
68.初始化过程：初始状态第一控制阀51(例如球阀a)与第二控制阀52(例如球阀b)关闭，球形气瓶30内储存有一定压力的气体工质，便于进行逆向射流。
69.普通工作过程：在正常工作过程中，共有多种模式可以进行逆向射流：
70.a.头部射流：飞行器进行飞行任务过程中，当头部附近热环境较为严苛时，需要进行头部射流。此时，控制第一控制阀51(例如球阀a)打开，例如通过第一微型球阀的电机控制球阀阀芯转动，阀芯打开，高压气体经过微型球阀直接从头部射流孔喷出，将飞行器头部的激波推离飞行器表面，进而降低飞行器表面热流密度，改善头部热环境。
71.b.肩部射流：在飞行任务进行中，当飞行器肩部聚集大量的气动热时，进行肩部射流，此时控制第二控制阀52(例如球阀b)，可以通过第二微型球阀打开球阀，高压气体经过第二微型球阀连接软管通过肩部射流孔喷出，降低肩部的局部热流密度。
72.c.头部+肩部协同射流：当飞行任务过程同时需要头部肩部进行热防护时，通过控制第一控制阀51(例如球阀a)和第二控制阀52(例如球阀b)，通过电机控制第一微型球阀与第二微型球阀同时打开，此时，射流气瓶内气体同时从头部射流孔和肩部射流孔喷射出，起到集中式热防护的效果。
73.在一些实施例中，步骤s11包括：
74.在飞行器飞行任务过程中，根据飞行器头部的热参数和/或肩部的热参数，控制第一控制阀和/或第一控制阀的开度调节射流气瓶向飞行器的头部射流孔和/或肩部射流孔喷射射流气体流量，其中热参数包括表面温度和/或热流密度。
75.参照图9，具体流量调节过程如下：通过第一微型球阀和第二微型球阀开度可以进行流量调节，也可分多种情况：
76.a.qo》qr，假定在飞行过程中，通过附着在飞行器表面的温度或热流传感器反馈得到的头部热流密度qo大于肩部热流密度qr，则在此时，应该将更多的气体射流流量分配至头部，因此第一微型球阀(例如球阀a)开度增大，第二微型球阀(例如球阀b)开度减小，通过以上操作即可实现流量调节，实现更为高效合理的逆向射流。
77.b.qo《qr，与情况a相反，当肩部热流密度更大时，第一微型球阀(例如球阀a)开度减小，第二微型球阀(例如球阀b)开度增大，为肩部射流分配更多的射流气体流量。
78.c.qo＝qr，当头部与肩部热流密度相差不多时，两个球阀(例如球阀a和球阀b)开度可以维持一致。
79.结束工作过程如下：当满足热防护需求或射流气体消耗完毕时，结束工作，此时将第一微型球阀(例如球阀a)与第二微型球阀(例如球阀b)完全关闭，即可结束工作。
80.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。
81.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。
82.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。
83.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。
84.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。
85.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：
1.一种再入飞行器集中式热防护装置，其特征在于，包括：飞行器本体，所述飞行器本体包括载荷舱和设置于所述载荷舱前端的防护件，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射流孔，所述肩部设置有多个肩部射流孔；球形气瓶，设置于所述飞行器本体内，所述球形气瓶设置有第一出气孔和多个第二出气孔，所述第一出气孔与所述头部射流孔可选择连通，所述多个第二出气孔与所述多个肩部射流孔一一对应，每个所述第二出气孔与对应的所述肩部射流孔可选择连通，所述球形气瓶用于向所述头部射流孔和/或所述肩部射流孔喷射气体，以使所述头部和/或所述肩部形成热防护。2.根据权利要求1所述的再入飞行器集中式热防护装置，其特征在于，所述球形气瓶形成有第一凸起部和多个第二凸起部，在所述第一凸起部设置有所述第一出气孔，在每个所述第二凸起部上设置有所述第二出气孔，所述第一凸起部通过第一控制阀与所述第一出气孔连通，所述第二凸起部通过第二控制阀与所述第二出气孔连通。3.根据权利要求2所述的再入飞行器集中式热防护装置，其特征在于，所述第一控制阀为第一流量调节控制阀，用于调节所述球形气瓶向所述头部射流孔喷射气体的流量；和/或，所述第二控制阀为第二流量调节控制阀，用于调节所述球形气瓶向所述肩部射流孔喷射气体的流量。4.根据权利要求3所述的再入飞行器集中式热防护装置，其特征在于，所述第一控制阀的一端固定连接在所述第一凸起部，所述第一控制阀的另一端固定连接在所述头部射流孔；所述第二控制阀的一端固定在所述第二凸起部，所述第二控制阀的另一端通过连接管路与所述肩部射流孔连通。5.根据权利要求4所述的再入飞行器集中式热防护装置，其特征在于，所述连接管路为软管。6.根据权利要求1-5中任一项所述的再入飞行器集中式热防护装置，其特征在于，所述防护件呈锥形，多个所述肩部射流孔沿着所述防护件的周向均匀布置。7.根据权利要求1-5中任一项所述的再入飞行器集中式热防护装置，其特征在于，所述防护件内部形成有中空腔，所述球形气瓶至少部分位于所述中空腔内；或者，所述防护件内部形成有中空腔，所述球形气瓶位于所述中空腔与所述载荷舱衔接处。8.根据权利要求1-5中任一项所述的再入飞行器集中式热防护装置，其特征在于，所述防护件包括围绕设置在所述载荷舱的外周壁的多个中空展开杆，所述多个中空展开杆可相对所述载荷舱转动以使所述防护件呈展开状态，其中，在所述中空展开杆的前端开设有连通孔，在所述中空展开杆的尾端设置所述肩部射流孔，所述连通孔通过软管与所述球形气瓶的所述第二出气孔连通。9.一种再入飞行器集中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：在所述飞行器飞行任务过程中，通过控制第一控制阀和/或第二控制阀使所述球形气瓶的第一出气孔和/或所述第二出气孔向所述飞行器的头部射流孔和/或肩部射流孔喷射
射流气体，以使所述飞行器的肩部和/或头部形成热防护。10.根据权利要求9所述的再入飞行器集中式热防护装置的控制方法，其特征在于，所述在所述飞行器飞行任务过程中，通过控制第一控制阀和/或第二控制阀使所述球形气瓶的第一出气孔和/或所述第二出气孔向所述飞行器的头部射流孔和/或肩部射流孔喷射射流气体，以使所述飞行器的肩部和/或头部形成热防护包括：在所述飞行器飞行任务过程中，根据所述飞行器头部热参数和/或肩部热参数，控制第一控制阀和/或第一控制阀的开度调节所述球形气瓶向所述飞行器的头部射流孔和/或肩部射流孔喷射射流气体流量，其中所述热参数包括表面温度和/或表面热流密度。

技术总结
本申请实施例提供一种再入飞行器集中式热防护装置及其控制方法。热防护装置包括飞行器本体，飞行器本体包括载荷舱和防护件，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，头部设置有头部射流孔，肩部设置有多个肩部射流孔；球形气瓶，设置于飞行器本体内，球形气瓶设置有第一出气孔和多个第二出气孔，第一出气孔与头部射流孔可选择连通，多个第二出气孔与多个肩部射流孔一一对应，每个第二出气孔与对应的肩部射流孔可选择连通，球形气瓶用于向头部射流孔和/或肩部射流孔喷射气体，以使头部和/或肩部形成热防护。本申请实施例通过一个集中式的球形气瓶可以对飞行器头部和肩部多位置形成射流热防护。对飞行器头部和肩部多位置形成射流热防护。对飞行器头部和肩部多位置形成射流热防护。


技术研发人员：朱浩 孙俊杰 张川宇 田嘉琪 王舒婷 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：2023/6/28