CN118004453A - 一种基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统 - Google Patents

Abstract

本发明属于载人天地往返运输技术领域，公开了一种基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统，降落伞可采用仅具备减速降落能力的环帆伞或是具备定点精确返回着陆能力的翼伞，逃逸系统包括模块化设计的逃逸舱，逃逸舱设置在模块化的运载火箭和模块化的载人模块之间，逃逸舱与载人模块组合形成逃逸系统；逃逸舱内设置有折叠的伞包，伞包与设置在逃逸舱内的控制设备控制连接；逃逸系统包括正常发射工作模式和逃逸工作模式两种适于不同的状况。本发明设置在运载火箭和载人飞船中间，利用降落伞的减速降落能力将逃逸系统进行回收利用，极大降低载人天地往返运输的发射运营成本；同时还能在出现危险时保障航天员生命安全。

Description

一种基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统

技术领域

本发明属于载人天地往返运输技术领域，尤其涉及一种基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统。

背景技术

在航天发展历程中，运载火箭故障是最为常见的问题之一。传统载人航天器配置了发射逃逸系统，在运载火箭发射故障的情况下，逃逸系统能将载人航天器迅速带离火箭爆炸危险区域，保障航天员的生命安全。

传统钝头体载人飞船均采用了逃逸塔形式的发射逃逸系统设计方案，简单可靠，多次在火箭发射失败的情况下，成功挽救了航天员的生命安全。但是逃逸塔系统成本高昂，即使在火箭发射正常、逃逸塔本身未使用的情况下，也必须在飞船到达一定高度后将逃逸塔舍弃抛掉，无法实现逃逸系统的回收可重复使用，极大增加了载人天地往返运输的成本；且逃逸塔系统重量较大，限制了载人航天器的综合性能指标。

新的钝头体返回舱集成逃逸动力系统的方案将逃逸所需的大推力发动机集成设计在返回舱中，利用返回舱可回收的特性，实现了逃逸系统的可重复使用，极大降低了飞船的运营成本。然而，这一逃逸系统集成的方案对大推力发动机的小型化、轻量化提出了较高的技术要求，尚无同等水平的大推力小型化高性能发动机，难以实现逃逸系统集成于返回舱进行回收重复利用的技术方案；同时，该逃逸系统集成方案仅适用于钝头体飞船，无法灵活地与升力体飞船等方案搭配，适用范围有限

因此，本申请设计了一种基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统来解决上述的技术问题。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明提出了一种基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统。

为实现上述目的，本发明提供了一种基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统，包括模块化设计的逃逸舱，所述逃逸舱设置在模块化的运载火箭和模块化的载人模块之间，所述逃逸舱与所述载人模块组合形成逃逸系统；

所述逃逸舱内设置有折叠的伞包，所述伞包与设置在所述逃逸舱内的控制设备控制连接；

所述逃逸系统包括正常发射工作模式和逃逸工作模式两种适于不同的状况。

优选的，所述逃逸舱内设置有逃逸发动机，所述逃逸发动机与所述控制设备控制连接。

优选的，所述逃逸舱的两端分别设置有火工锁，所述火工锁分别与所述载人模块和所述运载火箭固定连接。

优选的，当所述逃逸系统处于正常发射工作模式时，所述逃逸舱分别与所述载人模块和运载火箭分离，所述伞包展开回收所述逃逸舱。

优选的，当所述逃逸系统处于逃逸工作模式时，所述逃逸系统与所述运载火箭分离后，逃逸发动机点火启动，逃逸系统脱离危险区域，然后载人模块与逃逸舱分离后回收着陆。

优选的，所述载人模块包括第一载人飞船，所述逃逸舱固定在所述第一载人飞船上形成第一逃逸组合体。

优选的，所述载人模块包括第二载人飞船，所述逃逸舱固定在所述第二载人飞船上形成第二逃逸组合体。

优选的，所述载人模块包括第三载人飞船，所述逃逸舱固定在所述第三载人飞船上形成第三逃逸组合体。

与现有技术相比，本发明具有如下优点和技术效果：本发明公开了一种基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统，降落伞可采用仅具备减速降落能力的环帆伞或是具备定点精确返回着陆能力的翼伞，逃逸舱设置在载人模块底端，形成逃逸系统，然后与运载火箭组合到一起，形成可重复使用的载人运载火箭系统，利用降落伞的减速降落能力，将价格昂贵的逃逸系统进行回收并重复利用，极大降低载人天地往返运输的运营成本；逃逸舱内设置有控制设备和伞包，伞包为折叠收纳后的降落伞，当逃逸舱回收时，伞包展开形成降落伞，辅助逃逸舱回收；逃逸系统包括正常工作模式逃逸工作模式两种不同的模式，可适用于火箭的正常工作和危险工作两种状态，当正常工作时，方便逃逸舱回收使用，降低了成本；而当发生故障或者危险时，逃逸系统进入逃逸工作模式，使逃逸系统脱离危险区域，保证航天员的安全；同时该技术方案对大推力逃逸发动机的重量、尺寸要求相对较低；对于不同构型的载人飞船均具有较好的适配性，利于方案的推广采用；该方案能有效降低系统成本，推广应用后具有较高的经济效益。

本发明设置在运载火箭和载人飞船中间，利用降落伞的减速降落能力将逃逸系统进行回收利用，极大降低载人天地往返运输的发射运营成本；同时还能在出现危险时保障航天员生命安全。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本申请的进一步理解，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本发明逃逸舱结构示意图；

图2为本发明正常情况下载人飞船逃逸系统的工作流程图；

图3为本发明异常情况下载人飞船逃逸系统的工作流程图；

图4为本发明第一逃逸组合体结构示意图；

图5为本发明第二逃逸组合体结构示意图；

图6为本发明第三逃逸组合体结构示意图；

图中：101、逃逸发动机；102、逃逸舱；103、气动部件；104、火工锁；105、伞包；106、控制设备；107、第一载人飞船；108、第一逃逸组合体；109、第二载人飞船；110、第二逃逸组合体；111、第三载人飞船；112、第三逃逸组合体。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

参照图1-图6所示，本实施例提供一种基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统，包括模块化设计的逃逸舱102，逃逸舱102设置在模块化的运载火箭和模块化的载人模块之间，逃逸舱102与载人模块组合形成逃逸系统；

逃逸舱102内设置有折叠的伞包105，伞包105与设置在逃逸舱102内的控制设备106控制连接；

逃逸系统包括正常发射工作模式和逃逸工作模式两种适于不同的状况。

本发明公开了一种基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统，逃逸舱102设置在载人模块底端，形成逃逸系统，然后与运载火箭组合到一起，形成可重复使用的载人运载火箭系统，利用降落伞系统的减速降落能力，将价格昂贵的逃逸系统进行回收并重复利用，极大降低载人天地往返运输的运营成本；逃逸舱102内设置有控制设备106和伞包105，伞包105为折叠收纳后的降落伞，当逃逸舱102回收时，伞包105展开形成降落伞，辅助逃逸舱102回收；逃逸系统包括正常工作模式逃逸工作模式两种不同的模式，可适用于火箭的正常工作和危险工作两种状态，当正常工作时，方便逃逸舱102回收使用，降低了成本；而当发生故障或者危险时，逃逸系统进入逃逸工作模式，使逃逸系统脱离危险区域，保证航天员的安全；同时该技术方案对大推力逃逸发动机101的重量、尺寸要求相对较低；对于不同构型的载人飞船均具有较好的适配性，利于方案的推广采用；该方案能有效降低系统成本，推广应用后具有较高的经济效益。

进一步的，本实施例的降落伞可采用仅具备减速降落能力的环帆伞或是具备定点精确返回着陆能力的翼伞；折叠成伞包105安装在逃逸舱102内，通过控制设备106控制展开。

进一步的，控制设备106的主要功能是当运载火箭出现故障，载人飞船需要逃逸时，实现逃逸发动机101点火过程中的姿态控制功能；当运载火箭正常飞行时，实现船箭分离后逃逸系统回收过程中的减速、降落及回收控制。

进一步优化方案，逃逸舱102内设置有逃逸发动机101，逃逸发动机101与控制设备106控制连接。逃逸发动机101安装在逃逸舱102舱段内，提供逃逸组合体逃逸飞行所需的大推力，用于在运载火箭发生故障时快速点火，将载人模块迅速带离火箭爆炸危险区域；控制设备106用于控制逃逸发动机101的启动以及伞包105的开启。

进一步的，逃逸系统控制功能需求为实现逃逸工作模式期间的姿态控制功能，主要包括为逃逸发动机101配置摇摆喷管及伺服机构；为逃逸发动机101安装燃气舵系统；在逃逸舱102上单独安装大推力反作用控制系统；采用多台逃逸发动机101并联安装方案，每台发动机具备深度变推力能力，通过不同发动机变推控制实现组合体姿态控制，用于在逃逸发动机101点火期间保持载人飞船姿态稳定。

进一步的，逃逸舱102的外设置有气动部件103，气动部件103包括设置在逃逸舱102外的稳定翼、边条翼或者阻力板。气动部件103根据气动外形需要安装在逃逸舱102外围，其气动稳定翼面、边条翼、阻力板等气动部件103的作用是提高组合体逃逸飞行期间的气动特性，可根据设计单独使用或者组合使用，本实施例不进行限制。

进一步优化方案，逃逸舱102的两端分别设置有火工锁104，火工锁104分别与载人模块和运载火箭固定连接。火工锁104设置在逃逸舱102的两端，主要目的是与载人火箭和载人模块进行快速组合和分离；实现模块的装卸，同时可在空中在不同的工作模式中激活不同的分离区域。

进一步优化方案，当逃逸系统处于正常发射工作模式时，逃逸舱102分别与载人模块和运载火箭分离，伞包105展开回收逃逸舱102。参照附图2，进行载人航天发射活动时，若运载火箭正常工作，则运载火箭到达一定高度后，载人模块、逃逸舱102分别与运载火箭分离，逃逸舱102再入返回地球大气层时，控制设备106控制伞包105展开形成降落伞，在降落伞的减速作用下降落至地面，；载人飞船继续进行载人航天飞行；逃逸舱102回收后，进行必要的力、热、电功能检测与维护后，可实现重复使用，极大降低载人天地往返运输成本。

进一步优化方案，当逃逸系统处于逃逸工作模式时，逃逸系统与运载火箭分离后，逃逸发动机101点火启动，逃逸系统脱离危险区域，然后载人模块与逃逸舱102分离后回收着陆。参照附图3，在运载火箭发射出现故障的情况下，逃逸系统启动工作，逃逸发动机101点火，载人模块与逃逸舱102形成的逃逸系统在逃逸舱102与运载火箭分离界面处迅速与火箭分离，逃逸系统快速飞离火箭爆炸危险区域；逃逸发动机101点火结束后，逃逸舱102与载人模块分离，返回舱返回至指定区域，保障乘员安全。

进一步优化方案，载人模块包括第一载人飞船107，逃逸舱102固定在第一载人飞船107上形成第一逃逸组合体108。如图4，针对单返回舱构型的第一载人飞船107，逃逸舱102主要构成与图相同，与第一载人飞船107形成第一逃逸组合体108。

进一步优化方案，载人模块包括第二载人飞船109，逃逸舱102固定在第二载人飞船109上形成第二逃逸组合体110。如图5，针对返回舱加推进舱构型的第二载人飞船109，逃逸舱102主要构成与图相同，与第二载人飞船109形成第二逃逸组合体110。

进一步优化方案，载人模块包括第三载人飞船111，逃逸舱102固定在第三载人飞船111上形成第三逃逸组合体112。如图6，针对升力体构型的第三载人飞船111，逃逸舱102主要构成与图相同，与第三载人飞船111形成逃逸组合体。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明，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，因此不能理解为对本发明的限制。

以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

Claims (8)

1.一种基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统，其特征在于：包括模块化设计的逃逸舱(102)，所述逃逸舱(102)设置在模块化的运载火箭和模块化的载人模块之间，所述逃逸舱(102)与所述载人模块组合形成逃逸系统；

所述逃逸舱(102)内设置有折叠的伞包(105)，所述伞包(105)与设置在所述逃逸舱(102)内的控制设备(106)控制连接；

所述逃逸系统包括正常发射工作模式和逃逸工作模式两种适于不同的状况。

2.根据权利要求1所述的基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统，其特征在于：所述逃逸舱(102)内设置有逃逸发动机(101)，所述逃逸发动机(101)与所述控制设备(106)控制连接。

3.根据权利要求1所述的基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统，其特征在于：所述逃逸舱(102)的两端分别设置有火工锁(104)，所述火工锁(104)分别与所述载人模块和所述运载火箭固定连接。

4.根据权利要求1所述的基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统，其特征在于：当所述逃逸系统处于正常发射工作模式时，所述逃逸舱(102)分别与所述载人模块和运载火箭分离，所述伞包(105)展开回收所述逃逸舱(102)。

5.根据权利要求1所述的基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统，其特征在于：当所述逃逸系统处于逃逸工作模式时，所述逃逸系统与所述运载火箭分离后，逃逸发动机(101)点火启动，逃逸系统脱离危险区域，然后载人模块与逃逸舱(102)分离后回收着陆。

6.根据权利要求1所述的基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统，其特征在于：所述载人模块包括第一载人飞船(107)，所述逃逸舱(102)固定在所述第一载人飞船(107)上形成第一逃逸组合体(108)。

7.根据权利要求1所述的基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统，其特征在于：所述载人模块包括第二载人飞船(109)，所述逃逸舱(102)固定在所述第二载人飞船(109)上形成第二逃逸组合体(110)。

8.根据权利要求1所述的基于降落伞的载人飞船可重复使用逃逸系统，其特征在于：所述载人模块包括第三载人飞船(111)，所述逃逸舱(102)固定在所述第三载人飞船(111)上形成第三逃逸组合体(112)。