殷新喆 羅毅欣 祁玉峰 齊躍

(1 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)(2 中國空間技術(shù)研究院遙感衛(wèi)星總體部，北京 100094)

具有再入功能的航天器在研制過程中，往往需要在航天器表面增加熱防護(hù)罩(包括防熱背罩、防熱大底等)結(jié)構(gòu)，以實(shí)現(xiàn)對艙體內(nèi)部結(jié)構(gòu)、機(jī)構(gòu)載荷的保護(hù)。由于地面大氣壓力與入軌后近似零壓的狀態(tài)存在較大的差異，而熱防護(hù)罩本身為密閉結(jié)構(gòu)，不具備平衡艙體內(nèi)外壓差的能力。航天器完成發(fā)射并入軌后，艙體內(nèi)外壓差未能及時(shí)平衡，將導(dǎo)致航天器熱防護(hù)罩甚至艙體結(jié)構(gòu)額外承壓，發(fā)生不可逆轉(zhuǎn)的破壞，導(dǎo)致災(zāi)難性后果。因此，需要在航天器熱防護(hù)罩上采取放氣措施，以消除干擾力矩并保持艙內(nèi)外壓差的平衡[1]。而在航天器內(nèi)外艙壓完全平衡后至再入段，熱防護(hù)罩需要取消泄壓措施并恢復(fù)熱密封，以保證艙內(nèi)載荷的工作溫度，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)防熱。

目前國內(nèi)外采取多種方法對航天器實(shí)現(xiàn)放氣泄壓，如結(jié)構(gòu)和零部件一般都設(shè)計(jì)放氣孔[2]，衛(wèi)星推進(jìn)管路根據(jù)程序控制閥門進(jìn)行管路放氣[3]，艙體泄壓系統(tǒng)通過泄壓艙蓋放氣等。這些放氣泄壓方法或存在速率低、功耗高等不足，或存在結(jié)構(gòu)復(fù)雜、精度要求高等問題。因此，針對艙內(nèi)泄壓要求較高的航天器，需要專門進(jìn)行可靠性高、泄壓效率高、結(jié)構(gòu)簡單、輕量化的泄壓設(shè)計(jì)，且該設(shè)計(jì)不破壞艙體熱密封狀態(tài)[4]。

面向上述航天器泄壓、防熱功能需求，文章設(shè)計(jì)了一種高可靠輕量化泄壓防熱裝置(簡稱泄壓裝置)，并進(jìn)行了仿真分析和試驗(yàn)測試。經(jīng)過某再入航天器的在軌工作驗(yàn)證，該裝置的設(shè)計(jì)合理、有效。

1 高可靠輕量化泄壓防熱裝置設(shè)計(jì)

針對航天器艙體的泄壓防熱需求，根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)，泄壓裝置的初步設(shè)計(jì)采用鉸鏈?zhǔn)津?qū)動(dòng)，該裝置原理模型如圖1所示。

圖1 泄壓裝置初步方案Fig.1 An initiative of decompression device

發(fā)射段，壓緊座將防熱蓋壓緊在艙體內(nèi)壁上，當(dāng)泄壓孔為敞開狀態(tài)時(shí)，實(shí)現(xiàn)艙內(nèi)實(shí)時(shí)泄壓。艙內(nèi)泄壓完成后，壓緊座通電解鎖釋放防熱蓋。在驅(qū)動(dòng)鉸鏈的作用下，防熱蓋旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)至與艙體貼合，完成泄壓孔的封堵，并由鎖緊座實(shí)現(xiàn)防熱蓋固定。該泄壓裝置機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)包絡(luò)范圍大，并且需要較高的裝配精度，導(dǎo)致必須設(shè)置單獨(dú)的艙板(即圖1中的艙體)進(jìn)行裝配，確認(rèn)無誤后再進(jìn)行整體裝器。當(dāng)驅(qū)動(dòng)鉸鏈軸發(fā)生了偏移后，可能會(huì)導(dǎo)致泄壓孔不能實(shí)現(xiàn)完全封堵，進(jìn)而影響在軌熱環(huán)境和進(jìn)入過程的防熱燒蝕。

為了縮小機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)包絡(luò)、提高解鎖后防熱功能可靠性并且降低裝器難度，根據(jù)壓緊釋放原理，提出了一種新型高可靠輕量化泄壓防熱裝置。優(yōu)化后的設(shè)計(jì)方案將防熱蓋的翻轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)優(yōu)化為直線運(yùn)動(dòng)，采取單根壓緊桿和單發(fā)分離螺母配合實(shí)現(xiàn)防熱蓋壓緊、單根分離彈簧實(shí)現(xiàn)防熱蓋垂直分離的高可靠性設(shè)計(jì)[5]，具體組成如圖2所示。

圖2 泄壓裝置組成示意圖Fig.2 Configuration of the decompression device

泄壓裝置的支架筒與艙體內(nèi)壁固接，發(fā)射段防熱蓋通過壓緊桿和分離螺母實(shí)現(xiàn)與套筒組件之間的壓緊，露出周向泄壓孔。在航天器到達(dá)指定軌道并完成艙內(nèi)泄壓后，分離螺母通電解鎖釋放壓緊桿，在分離彈簧推動(dòng)下防熱蓋運(yùn)動(dòng)至與艙體內(nèi)壁貼合，到位開關(guān)反饋防熱蓋運(yùn)動(dòng)到位信號。該方案結(jié)構(gòu)簡單、輕量化、運(yùn)動(dòng)包絡(luò)范圍小，與艙壁接口可做適配性設(shè)計(jì)，并且由于防熱蓋的解鎖釋放是通過孔軸配合，可靠性高、重復(fù)性好，因此對裝器精度要求低。

對優(yōu)化后的泄壓裝置進(jìn)行功能分析如下。

(1)地面待發(fā)射段和主動(dòng)段，提供艙內(nèi)外氣壓平衡通道，實(shí)現(xiàn)艙內(nèi)即時(shí)泄壓，如圖3(a)所示。

(2)入軌后，防熱蓋解鎖運(yùn)動(dòng)至艙壁，恢復(fù)艙體氣動(dòng)外形，實(shí)現(xiàn)艙體熱密封狀態(tài)，如圖3(b)所示。

(3)目標(biāo)星體再入段，在分離彈簧作用下，防熱蓋保持與艙壁貼合狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)防熱, 如圖3(b)所示。

經(jīng)過功能分析，優(yōu)化后的泄壓裝置滿足功能需求，進(jìn)而對泄壓效率、分離彈簧的設(shè)計(jì)、防回縮冗余設(shè)計(jì)和防熱設(shè)計(jì)等進(jìn)行關(guān)鍵技術(shù)分析，進(jìn)一步驗(yàn)證設(shè)計(jì)的合理性和有效性。

注：圖(a)中v1表示艙內(nèi)泄壓氣流方向，圖(b)中v2表示再入過程艙外氣流方向。

2 關(guān)鍵技術(shù)及分析

2.1 泄壓分析

航天器艙體為非密封狀態(tài)，進(jìn)行泄壓效率分析時(shí)按照嚴(yán)苛狀態(tài)考慮，即在發(fā)射段，艙體按密封艙體假設(shè)[6]。擬在艙體表面設(shè)計(jì)圓形泄壓孔，依據(jù)運(yùn)載整流罩內(nèi)壓變化，計(jì)算分析艙體內(nèi)外壓差不大于5 kPa時(shí)所需最小泄壓孔徑尺寸?？紤]摩擦損失和壓力損失，在泄壓孔直徑分別取120 mm、130 mm、140 mm、150 mm、160 mm和165 mm時(shí)，計(jì)算分析艙內(nèi)外壓差曲線如圖4所示。

根據(jù)圖4不同孔徑下艙內(nèi)外壓差的計(jì)算分析結(jié)果，將圖4中不同孔徑對應(yīng)的壓差峰值結(jié)果整理如表1所示。

表1 不同孔徑下艙內(nèi)外壓差Table 1 Pressure differential under the different aperture of capsule

圖4 不同孔徑下艙體內(nèi)外壓差曲線Fig.4 Pressure differential curve under the different aperture of capsule

根據(jù)上述計(jì)算分析結(jié)果，為滿足艙內(nèi)外壓差不大于5 kPa的指標(biāo)需求，泄壓裝置最小開孔直徑取130 mm。

2.2 分離彈簧設(shè)計(jì)

2.3 防回縮設(shè)計(jì)

防熱蓋通過分離彈簧推力實(shí)現(xiàn)艙體內(nèi)壁貼合，為了防止彈簧失效[9]或外部載荷導(dǎo)致防熱蓋下凹開縫，破壞艙體熱密封狀態(tài)。對泄壓裝置進(jìn)行防回縮的冗余設(shè)計(jì)，該設(shè)計(jì)功能采用定位銷實(shí)現(xiàn)，如圖5所示。

圖5 防回縮設(shè)計(jì)(作用前)Fig.5 Design to prevent the retraction(untapped)

壓緊狀態(tài)下，定位銷穿過外套筒，頂在內(nèi)套筒外壁。當(dāng)分離螺母解鎖后，分離彈簧推動(dòng)防熱蓋和內(nèi)套筒向上運(yùn)動(dòng)，至防熱蓋與艙體內(nèi)壁貼合。此時(shí)定位孔與定位銷近似同軸，在推銷簧作用下定位銷穿入定位孔，如圖6所示。

圖6 防回縮設(shè)計(jì)(作用后)Fig.6 Design to prevent the retraction(worked)

在防熱蓋能夠運(yùn)動(dòng)到位的前提下，為了確保定位銷能夠順利穿入定位孔，對定位孔的形狀、尺寸及防熱蓋運(yùn)動(dòng)行程進(jìn)行計(jì)算分析。在考慮材料變形、加工誤差和運(yùn)動(dòng)行程裕度的情況下，將定位孔設(shè)計(jì)成腰形孔。當(dāng)防熱蓋運(yùn)動(dòng)到位后，定位銷穿入定位孔，如圖7所示。設(shè)防熱蓋的設(shè)計(jì)行程即為分離彈簧的工作行程X0，定位銷直徑為D1，定位孔直徑D0>D1(考慮加工尺寸公差)，腰形定位孔長度ΔX≈ΔX1+ΔX2。ΔX1為定位銷與定位孔上邊界距離，且ΔX1≥0，當(dāng)且僅當(dāng)防回縮功能作用時(shí)ΔX1=0，因此為保證防熱蓋熱防護(hù)性良好，在定位孔設(shè)計(jì)過程中ΔX1盡量取小。ΔX2為定位銷與定位孔下邊界距離，當(dāng)防熱蓋與艙體內(nèi)壁貼合并壓緊時(shí)ΔX2≥0。由于防熱蓋與艙體內(nèi)壁貼合產(chǎn)生微小變形的影響因素較多[10]，不易量化，可通過仿真分析和實(shí)際工程經(jīng)驗(yàn)進(jìn)行ΔX2取值。

圖7 腰型孔尺寸Fig.7 Size of the waist-type hole

2.4 防熱設(shè)計(jì)

為了確保航天器艙體結(jié)構(gòu)完整、氣動(dòng)外形良好，內(nèi)壁溫度環(huán)境滿足既定指標(biāo)要求，需要對防熱蓋進(jìn)行防熱設(shè)計(jì)。

根據(jù)目標(biāo)星體熱環(huán)境的特點(diǎn)和輕量化設(shè)計(jì)的要求，防熱蓋表面采用與艙壁相同的新型低密度防隔熱材料。同時(shí)，為了防熱蓋閉合后與艙體形成平整無氣動(dòng)干擾的氣動(dòng)外形，防熱蓋表面與艙體結(jié)構(gòu)平整無(或極小)臺階配合，見圖3(b)。此外，在防熱蓋周向設(shè)置硅橡膠圈，降低解鎖釋放后對艙體的沖擊，并且在壓緊力的作用下，與艙體配合形成穩(wěn)定的熱密封。

3 模態(tài)分析

為分析泄壓裝置在力學(xué)環(huán)境作用中的響應(yīng)特性，驗(yàn)證結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)設(shè)計(jì)，需對其進(jìn)行模態(tài)分析。由于泄壓裝置在發(fā)射段呈現(xiàn)收攏狀態(tài)，在軌解鎖后呈展開狀態(tài)，因此對其兩種狀態(tài)分別進(jìn)行模態(tài)分析。

模型結(jié)構(gòu)采用單元實(shí)體進(jìn)行分析，分離螺母采用質(zhì)量點(diǎn)賦予，各零件連接處采用多點(diǎn)剛性約束，模型采用四面體十節(jié)點(diǎn)網(wǎng)格進(jìn)行劃分。

1)收攏狀態(tài)模態(tài)分析

將收攏狀態(tài)的泄壓裝置支架筒上表面固支，對裝置結(jié)構(gòu)進(jìn)行模態(tài)分析可得前三階固有頻率見表2。

表2 前三階固有頻率(收攏狀態(tài))Table 2 The first three inherent frequency(in furled status)

結(jié)合圖8中X、Y、Z三個(gè)方向的1階振型，根據(jù)表2收攏狀態(tài)下前三階固有頻率分析可知，收攏狀態(tài)下泄壓裝置固有頻率其1階縱向?yàn)?31.8 Hz，1階橫向?yàn)?41.6 Hz。

注：亮點(diǎn)為零部件螺釘孔之間剛性約束，亮點(diǎn)連線中心為模型附加零部件的集中質(zhì)量等效點(diǎn)。

2)展開狀態(tài)模態(tài)分析

將展開狀態(tài)的泄壓裝置支架筒上表面固支，對裝置結(jié)構(gòu)進(jìn)行模態(tài)分析可得前三階固有頻率見表3。

結(jié)合圖9中X、Y、Z三個(gè)方向的1階振型，根據(jù)表3展開狀態(tài)下前三階固有頻率分析可知，展開狀態(tài)下泄壓裝置固有頻率其1階縱向?yàn)?31 Hz，1階橫向?yàn)?31.5 Hz。

表3 前三階固有頻率(展開狀態(tài))Table 3 First three inherent frequency (in unfolded status)

從以上模態(tài)分析結(jié)果可知，兩種狀態(tài)的泄壓裝置1階固有頻率均大于100 Hz，滿足某再入航天器的單機(jī)固有頻率指標(biāo)要求。

注：亮點(diǎn)為零部件螺釘孔之間剛性約束，亮點(diǎn)連線中心為模型附加零部件的集中質(zhì)量等效點(diǎn)。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

通過1～3節(jié)可知，泄壓裝置收攏狀態(tài)和展開狀態(tài)表征了其發(fā)射段泄壓功能和主動(dòng)段防熱功能的實(shí)現(xiàn)與否。因此，對泄壓裝置進(jìn)行力學(xué)試驗(yàn)、熱真空試驗(yàn)和電爆展開測試，以此來評估泄壓裝置設(shè)計(jì)的符合性。

泄壓裝置收攏狀態(tài)下，進(jìn)行正弦振動(dòng)、隨機(jī)振動(dòng)、加速度以及沖擊試驗(yàn)，試驗(yàn)前后的特征級頻率吻合程度良好。泄壓裝置在力學(xué)試驗(yàn)前后的X向特征級振動(dòng)試驗(yàn)曲線如圖10所示。

圖10 力學(xué)試驗(yàn)前后特征級振動(dòng)試驗(yàn)曲線Fig.10 Curve of characteristic class vibration test before and after the dynamic test

泄壓裝置經(jīng)歷熱真空試驗(yàn)后,裝置表面狀態(tài)良好。最后泄壓裝置進(jìn)行電爆展開測試，通過高速攝像測量計(jì)算展開到位時(shí)間為20 ms，通過圖11可知，該測試結(jié)果與泄壓裝置動(dòng)力學(xué)分析展開時(shí)間計(jì)算結(jié)果17 ms基本一致。存在微小時(shí)間差的原因在于，動(dòng)力學(xué)分析過程是通過測量防熱蓋質(zhì)心運(yùn)動(dòng)到艙體內(nèi)壁獲得，而展開測試測得時(shí)間除了上述防熱蓋運(yùn)動(dòng)到位時(shí)間，還包括后續(xù)定位銷插入定位孔的時(shí)間。

圖11 展開時(shí)間動(dòng)力學(xué)分析結(jié)果曲線Fig.11 Curve of motion time in accordance with dynamic analysis

5 結(jié)束語

本文針對具有再入功能的航天器入軌主動(dòng)泄壓和再入熱防護(hù)的需求，基于壓緊釋放原理，研制了一種高可靠輕量化泄壓防熱裝置。該裝置具有可靠性高、泄壓效率高、結(jié)構(gòu)簡單、輕量化，并且不破壞航天器艙體熱密封狀態(tài)的特點(diǎn)。仿真分析和試驗(yàn)結(jié)果表明：該裝置抗力學(xué)性能良好，按工作指令正常鎖定，并給出到位時(shí)間，與設(shè)計(jì)預(yù)期一致。經(jīng)過發(fā)射入軌與再入過程飛行驗(yàn)證，高可靠輕量化泄壓防熱裝置在發(fā)射入軌段泄壓效率與設(shè)計(jì)狀態(tài)相符，艙壓平衡后艙體成功恢復(fù)熱密封狀態(tài)且通過再入熱環(huán)境考核。在后續(xù)再入航天器的研制中，該裝置在泄壓和氣動(dòng)防熱等技術(shù)方面具有良好的借鑒意義。