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载人 航天器柔性防护装置

阅读：1022发布：2020-06-06

专利汇可以提供载人航天器柔性防护装置专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明涉及一种载人航天器柔性防护装置，包括：由柔性的充气材料制成的防护充气外罩(1)，以及设置在所述防护充气外罩(1)内部用于支承所述防护充气外罩(1)的支承部(2)；所述防护充气外罩(1)包括上部充气外罩(101)，以及与所述上部充气外罩(101)连接的下部充气外罩(102)；所述支承部(2)包括用于同时支承所述上部充气外罩(101)和所述下部充气外罩(102)的上支承部(201)，以及用于支承所述下部充气外罩(102)的下支承部(202)。根据本发明的载人航天器柔性防护装置，结构简单、安装与拆卸方便快捷。，下面是载人航天器柔性防护装置专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种载人航天器柔性防护装置，其特征在于，包括：由柔性的充气材料制成的防护充气外罩(1)，以及设置在所述防护充气外罩(1)内部用于支承所述防护充气外罩(1)的支承部(2)；
所述防护充气外罩(1)包括上部充气外罩(101)，以及与所述上部充气外罩(101)连接的下部充气外罩(102)；
所述支承部(2)包括用于同时支承所述上部充气外罩(101)和所述下部充气外罩(102)的上支承部(201)，以及用于支承所述下部充气外罩(102)的下支承部(202)。
2.根据权利要求1所述的载人航天器柔性防护装置，其特征在于，所述上支承部(201)包括用于同时支承所述上部充气外罩(101)的一端和所述下部充气外罩(102)的一端的圆形的中部支承法兰(2011)，以及支承在所述中部支承法兰(2011)上用于支承所述上部充气外罩(101)的支承体(2012)。
3.根据权利要求1所述的载人航天器柔性防护装置，其特征在于，所述支承体(2012)包括至少两个彼此之间呈均匀角度布置的支架(2012a)，所述支架(2012a)包括两个竖直支杆(2012a1)和支承在两个所述竖直支杆(2012a1)上的等腰梯形支杆(2012a2)或者等腰三角形支杆；
所述支架(2012a)中的两个所述竖直支杆(2012a1)之间的距离等于所述中部支承法兰(2011)的直径。
4.根据权利要求1所述的载人航天器柔性防护装置，其特征在于，所述下支承部(202)为用于支承所述下部充气外罩(102)的另一端的圆形的下部安装法兰。
5.根据权利要求1所述的载人航天器柔性防护装置，其特征在于，所述上部充气外罩(101)包括支承在所述竖直支杆(2012a1)部分，充气后形成圆柱体的圆柱形充气外罩(1011)；以及支承在所述等腰梯形支杆(2012a2)或者等腰三角形支杆部分，充气后形成锥形体的锥形充气外罩(1012)；
所述圆柱形充气外罩(1011)和所述锥形充气外罩(1012)一体成型。
6.根据权利要求1所述的载人航天器柔性防护装置，其特征在于，所述圆柱形充气外罩(1011)与所述下部充气外罩(102)可拆卸地连接。
7.根据权利要求1所述的载人航天器柔性防护装置，其特征在于，所述下部充气外罩(102)由两个一端支承在所述中部支承法兰(2011)，另一端支承在所述下部安装法兰，充气后形成圆柱形充气外罩的半圆柱形充气外罩(1021)组成。
8.根据权利要求1所述的载人航天器柔性防护装置，其特征在于，两个所述半圆柱形充气外罩(1021)之间可拆卸地连接。
9.根据权利要求1所述的载人航天器柔性防护装置，其特征在于，所述上部充气外罩(101)支承在所述中部支承法兰(2011)的一端设有环形气管(1013)，并且在所述上部充气外罩(101)的主体上设有与所述环形气管(1013)连通的多根第一气肋(1014)。
10.根据权利要求1所述的载人航天器柔性防护装置，其特征在于，所述下部充气外罩(102)支承在所述中部支承法兰(2011)的一端和支承在所述下部安装法兰的另一端均设有气管(1022)，并且在所述下部充气外罩(102)的主体上设有与所述气管(1022)连通的多根第二气肋(1023)。

说明书全文

载人航天器柔性防护装置

技术领域

[0001] 本发明涉及航空技术领域，具体的涉及一种载人航天器转运过程中使用的柔性防护装置。

背景技术

[0002] 载人航天器在完成发射场全部的技术准备工作后需要通过公路运输转运至推进剂加注场区完成推进剂加注，转运距离一般在1.5km以上，转运时间一般在15min以上，因此在转运过程中需要配置专门的防护装置以有效的保护航天器免受外部环境的污染。目前载
人航天器配置的防护装置主要是根据载人航天器外形赋形设计，采用多模块拼接装配的柔
性结构，材料主要以海绵加布料组成。这种结构形式存在的弊端主要有：

[0003] 1结构本身适应性差，若航天器外部设备布局变化或设备外形变化将导致防护装置结构更改；

[0004] 2由于赋形设计的性质，导致防护装置与航天器之间的接口复杂，有时为了适应航天器上的接口，需要对防护装置进行复杂的接口设计；

[0005] 3防护装置的多模块结构形式带来了防护装置的安装与拆卸工作量大，费时费力。尤其对转运有时效性要求的应急救援载人航天器的发射进程产生制约。

[0006] 4由于防护装置与航天器表面的精密敏感器设备距离过近，存在磨损和剐蹭设备的风险。

[0007] 因此，设计一种结构形似简单，安装与拆卸方便快捷的载人航天器柔性防护装置对于提升目前防护装置的使用性能，尤其解决应急救援载人航天器时效制约问题至关重
要。

发明内容

[0008] 本发明的目的在于解决上述问题，提供一种结构简单、安装与拆卸方便快捷的载人航天器柔性防护装置。

[0009] 为实现上述发明目的，本发明提供一种载人航天器柔性防护装置，包括：由柔性的充气材料制成的防护充气外罩，以及设置在所述防护充气外罩内部用于支承所述防护充气外罩的支承部；

[0010] 所述防护充气外罩包括上部充气外罩，以及与所述上部充气外罩连接的下部充气外罩；

[0011] 所述支承部包括用于同时支承所述上部充气外罩和所述下部充气外罩的上支承部，以及用于支承所述下部充气外罩的下支承部。

[0012] 根据本发明的一个方面，所述上支承部包括用于同时支承所述上部充气外罩的一端和所述下部充气外罩的一端的圆形的中部支承法兰，以及支承在所述中部支承法兰上用
于支承所述上部充气外罩的支承体。

[0013] 根据本发明的一个方面，所述支承体包括至少两个彼此之间呈角度布置的支架，所述支架包括两个竖直支杆和支承在两个所述竖直支杆上的等腰梯形支杆或者等腰三角
形支杆；

[0014] 所述支架中的两个所述竖直支杆之间的距离等于所述中部支承法兰的直径。

[0015] 根据本发明的一个方面，所述下支承部为用于支承所述下部充气外罩的另一端的圆形的下部安装法兰。

[0016] 根据本发明的一个方面，所述上部充气外罩包括支承在所述竖直支杆部分，充气后形成圆柱体的圆柱形充气外罩；以及支承在所述等腰梯形支杆或者等腰三角形支杆部
分，充气后形成锥形体的锥形充气外罩；

[0017] 所述圆柱形充气外罩和所述锥形充气外罩一体成型。

[0018] 根据本发明的一个方面，所述圆柱形充气外罩与所述下部充气外罩可拆卸地连接。

[0019] 根据本发明的一个方面，所述下部充气外罩由两个一端支承在所述中部支承法兰，另一端支承在所述下部安装法兰，充气后形成圆柱形充气外罩的半圆柱形充气外罩组
成。

[0020] 根据本发明的一个方面，两个所述半圆柱形充气外罩之间可拆卸地连接。

[0021] 根据本发明的一个方面，所述上部充气外罩支承在所述中部支承法兰的一端设有环形气管，并且在所述上部充气外罩的主体上设有与所述环形气管连通的多根第一气肋。

[0022] 根据本发明的一个方面，所述下部充气外罩支承在所述中部支承法兰的一端和支承在所述下部安装法兰的另一端均设有气管，并且在所述下部充气外罩的主体上设有与所
述气管连通的多根第二气肋。

[0023] 根据本发明的载人航天器柔性防护装置采用柔性充气成形设计，满足对载人航天器防护功能的需要，同时降低了与航天发生磕碰、摩擦的风险；装置的安装接口简单，便于拆装，可节省安装及拆卸的操作时间，尤其对于应急救援载人航天器意义巨大。
附图说明

[0024] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施
例，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的附图。

[0025] 图1示意性表示根据本发明的载人航天器柔性防护装置的分解图；

[0026] 图2示意性表示根据本发明的载人航天器柔性防护装置的装配图；

[0027] 图3示意性表示根据本发明的载人航天器柔性防护装置的装配图；

[0028] 图4示意性表示根据本发明的上部充气外罩的充气后结构图；

[0029] 图5示意性表示根据本发明的下部充气外罩中的半圆柱形充气外罩的充气后结构图。

具体实施方式

[0030] 为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些
实施方式，对于本领域普通技术人员而言，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的附图。

[0031] 在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能
理解为对本发明的限制。

[0032] 下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

[0033] 图1示意性表示根据本发明的载人航天器柔性防护装置的分解图。如图1所示，根据本发明的载人航天器柔性防护装置，包括由柔性充气材料制成的防护充气外罩1，以及设置在防护充气外罩1内部用于支承防护充气外罩的支承部2。根据本发明的一种实施方式，
柔性防护充气外罩1的主体采用充气成形的气肋式设计方案，材料主要采用ETFE充气材料，此材料具有重量轻、可重复使用、接口适应性强、耐用等特点；刚性支承部2的作用是连接航天器工装与柔性主体的中间媒介，同时兼具柔性防护充气外罩1的主体的骨架的功能，支承部2不直接与航天器产生接触，而是通过航天器的工装进行安装，这样大大降低了与航天器发生磕碰的风险。

[0034] 如图1所示，在本实施方式中，防护充气外罩1包括上部充气外罩101和与上部充气外罩101连接的下部充气外罩102。支承部2包括上支承部201和下支承部202，上支承部201
用于同时支承上部充气外罩101和下部充气外罩102，下支承部202用于支承下部充气外罩
102。具体地，如图1所示，上支承部201支承上部充气外罩101的主体，同时支承下部充气外罩102的一端。下支承部202则是支承下部充气外罩102的另一端。

[0035] 如图1所示，在本实施方式中，上支承部201包括中部支承法兰2011和支承体2012。中部支承法兰2011用于同时支承上部充气外罩的一端(即图1中下端)和下部充气外罩102
的一端(即图1中上端)。如图1所示，中部支承法兰2011呈圆形设置。支承体2012支承在中部支承法兰2011上。

[0036] 在本实施方式中，支承体2012包括两个彼此之间呈90度角布置的支架2012a，如图1所示，两个支架2012a垂直支承在中部支承法兰2011上，并且之间具有一个交点A。如图1所示，各支架2012a均包括两个竖直支杆2012a1和支承在两个竖直支杆2012a1上的等腰梯形
支杆2012a2。两个竖直支杆2012a1之间的距离等于中部支承法兰2011的直径。根据本发明
的构思，支架2012a为至少设置两个，即除了上述两个支架2012a之外，还可以设置其它数量的多个支架2012a，只要多个支架2012a之间的角度均匀相等，可以形成一个用于支承上部
充气外罩101的圆柱形框架即可。此外，等腰梯形支杆2012a2也可以设置成等腰三角形支
杆，只要多个该支杆组合时的顶端能够形成一个带有锥度的支承框架即可。

[0037] 如图1所示，在本实施方式中，下支承部202为圆形的下部安装法兰，其用于支承下部充气外罩102的下端。

[0038] 进一步地，如图1所示，上部充气外罩101包括圆柱形充气外罩1011和锥形充气外罩1012。在本实施方式中，圆柱形充气外罩1011实际上是支承在支架2012a的竖直支杆
2012a1部分，然后通过充气才形成的圆柱形的充气外罩。而锥形充气外罩1012实际上是支
承在支架2012a的等腰梯形支杆2012a2部分，然后通过充气才形成的锥形的充气外罩。在本实施方式中，圆柱形充气外罩1011和锥形充气外罩1012一体成型，如此简化了结构形式，减少了安装界面

[0039] 在本发明中，圆柱形充气外罩1011是与下部充气外罩102可拆卸地连接，具体地，是采用尼龙搭扣的粘接形式连接的。此种连接方式结构简单，便于拆装。

[0040] 如图1所示，下部充气外罩102由两个半圆柱形充气外罩1021组成，形成了一个圆柱形的充气外罩。实际上，两个半圆柱形充气外罩1021的一端支承在中部支承法兰2011上，另一端支承在下部安装法兰202上，然后通过充气才共同形成了圆柱形的下部充气外罩
102。在本实施方式中，两个半圆柱形充气外罩1021之间可拆卸地连接。具体地，同样采用尼龙搭扣的粘接形式连接。当然也可以采用其他可拆卸的方式。在本实施方式中，两个半圆柱形充气外罩1021可拆卸地连接在一起形成一个圆柱形的充气外罩解决了船衣的快速拆装
问题，因为如果是一体成型的整圆柱是需要设计特殊的吊具才能从上套下来，而且增加了
吊装磕碰的风险，本发明的两个半圆柱形拼接的设计实现了装置的快速安装。

[0041] 根据本发明的上述实施方式，支承部为下部安装法兰和中部支承法兰及支承体的组合两部分，下部安装法兰通过螺接方式与航天器的转运支撑工装固定在一起，中部支承
法兰和支承体通过螺接的方式与航天器的整船起吊工装连接固定。上支承部(中部支承法
兰和支承体)根据航天上部的外形在4个象限位置设计成鸟笼式支撑，解决了上部充气结构
刚性不足带来的与航天器磕碰的风险。

[0042] 柔性的防护充气外罩1的主体结构包括下部充气外罩102和上部充气外罩101，充气结构均采用气肋式设计，其中下部充气外罩102根据航天器圆柱式外形设计成2个半圆柱
形结构，上部充气外罩101根据航天器外形设计成下部圆柱形，上部锥形的整体式结构。下部充气外罩102设计成2个半圆柱形主要解决了整体式设计带来的吊装困难问题，便于拆
装。

[0043] 图2和图3示意性表示根据本发明的载人航天器柔性防护装置的装配图。如图2和图3所示，根据本发明的载人航天器柔性防护装置整体从上之下呈锥形、圆柱形和圆柱形的形状组合结构。并且，防护充气外罩1支承在支承部2的外侧，整体形状由支承部2的结构限定。

[0044] 图4示意性表示根据本发明的上部充气外罩的充气后结构图。如图4所示，上部充气外罩101的下端(即支承在中部支承法兰2011的一端)设有环形气管1013，并且在上部充
气外罩101的主体上设有多根第一气肋1014，多根第一气肋1014均与环形气管1013连通。如此一来，为上部充气外罩101充气时，将气体通过环形气管1013充满各第一气肋1014和环形气管1013，因为第一气肋1014的设置，可以使得上部充气外罩101的整体形状稳定耐用。

[0045] 图5示意性表示根据本发明的下部充气外罩中的半圆柱形充气外罩的充气后结构图。如图5所示，下部充气外罩102支承在中部支承法兰2011的一端和支承在下部安装法兰
202的另一端均设有气管1022，并且下部充气外罩102的主体上设有与气管1022连通的多根
第二气肋1023。如此一来，为下部充气外罩102充气时，将气体通过气管1022充满各第二气肋1023和气管1022，因为第二气肋1023的设置，可以使得下部充气外罩102的整体形状稳定耐用。

[0046] 根据本发明的一种实施方式，图4中的上部充气外罩101的高度为4m，图5中的下部充气外罩102的高度为5.5m，最大直径均为3.8m，适用载人飞船使用。

[0047] 根据本发明的载人航天器柔性防护装置，在安装时，先将下部安装法兰与航天器的转运支撑工装螺接固定，再将中部支承法兰和支承体与整船起吊工装螺接固定，接着安
装2个下部充气外罩，下部充气外罩之间通过尼龙搭扣层连接固定，其中下部和顶部与下部安装法兰和中部支承法兰的止口对接，最后安装上部充气外罩，通过尼龙搭扣层将上下部
充气外罩粘接固定。

[0048] 防护装置拆除时，先将上下充气外罩上的尼龙搭扣粘接断开，接着分解2个下部充气外罩、再拆下上部充气外罩，最后拆下中部支承法兰和支承体。其中下部安装法兰可以等整船吊装至加注工位后，择机从转运支撑工装上拆下即可。

[0049] 根据本发明的载人航天器柔性防护装置采用柔性充气成形设计，满足对载人航天器防护功能的需要，同时降低了与航天发生磕碰、摩擦的风险；装置的安装接口简单，便于拆装，可节省安装及拆卸的操作时间，尤其对于应急救援载人航天器意义巨大。

[0050] 以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

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