[发明专利]一种用于航天器前端的负膨胀结构

说明书

本公开提供一种用于航天器前端的负膨胀结构，涉及航天器元件领域，包括阵列布置的多个胞元，每个胞元包括中心杆件和多个围绕中心杆件布置的结构板件，结构板件一端固定在中心杆件侧壁，另一端沿中心杆件对应固定点处的切线方向延伸，连接相邻另一胞元的一结构板件，结构板件用于在受热时发生膨胀带动中心杆件绕其轴线自转，以使中心杆件收卷结构板件，通过结构板件和中心杆件的结构配置，利用结构板件受热膨胀的作用驱动中心杆件转动，增加结构板件的重合距离，从而使其整体表现出受热负膨胀结构，避免了支撑结构受热整体表现出膨胀而超出限值的问题，对航天器前端整体结构进行有效保护。

技术领域

本公开涉及航天器元件领域，特别涉及一种用于航天器前端的负膨胀结构。

背景技术

本部分的陈述仅仅是提供了与本公开相关的背景技术，并不必然构成现有技术。

当航天器在空中高速飞行时，航天器前端与空气剧烈摩擦，航天器前端的材料温度急剧上升。

发明人发现，目前航天器前端的材料受热膨胀后，因为材料膨胀产生的压应力是航天器的主要受力，以往的实心或者传统点阵也受热膨胀，支撑结构膨胀，虽然能够抵消部分航天器前端受到的压力，但是支撑结构的膨胀量超出限值时，支撑结构会抵压推动外部壳体结构，导致外部壳体结构受到压应力造成破坏，难以满足航天器前端的支撑和耐热需求。

发明内容

本发明公开的目的是针对现有技术存在的缺陷，提供一种用于航天器前端的负膨胀结构，通过结构板件和中心杆件的结构配置，利用结构板件受热膨胀的作用驱动中心杆件转动，增加结构板件的重合距离，从而使其整体表现出受热负膨胀结构，避免了支撑结构受热整体表现出膨胀而超出限值的问题，对航天器前端整体结构进行有效保护。

本公开的第一目的是提供一种用于航天器前端的负膨胀结构，采用以下技术方案：

包括阵列布置的多个胞元，每个胞元包括中心杆件和多个围绕中心杆件布置的结构板件，结构板件一端固定在中心杆件侧壁，另一端沿中心杆件对应固定点处的切线方向延伸，连接相邻另一胞元的一结构板件，结构板件用于在受热时发生膨胀带动中心杆件绕其轴线自转，以使中心杆件收卷结构板件。

进一步地，所述胞元呈矩形阵列布置，每一胞元通过结构板件连接与相邻的四个胞元。

进一步地，每个胞元包括中心杆件和四个围绕中心杆件布置的结构板件，四个结构板件相对于中心杆件轴线呈中心对称布置。

进一步地，所述中心杆件顶部沿轴线设有通孔，形成管状结构，结构板件连接在管状结构的外侧壁上。

进一步地，所述结构板件与中心杆件的对接处沿中心杆件外壁母线分布，同一胞元中相邻的两个结构板件互相垂直。

进一步地，在垂直于中心杆件轴线的平面内，结构板件沿切线方向的长度大于沿法线方向的厚度，在结构板件受热发生膨胀时，长度方向的形变量大于厚度方向的形变量。

进一步地，所述结构板件一端连接中心杆件，另一端连接相邻一个胞元的一个结构板件的非固定端。

进一步地，每个结构板件连接一个相邻的胞元，相邻的两个胞元之间通过一对结构板连接，连接于同一个胞元的多个胞元相对于该结构单元中心杆件的轴线呈中心对称布置。

进一步地，当结构板件受热发生膨胀时，结构板件的固定点一端向远离非固定端的一侧移动，以驱动中心杆件向收卷结构板件的方向转动。

本公开的第二目的是提供一种航天器，利用如上所述的用于航天器前端的负膨胀结构。

与现有技术相比，本公开具有的优点和积极效果是：