馬加爐， 黃慶偉， 李元豐， 姚麗坤， 陳書贏， 李少松

（中國航天員科研訓(xùn)練中心， 北京 100094）

1 引言

航天員出艙從事科學(xué)實驗、航天器組裝及維護等活動，面臨高真空、極端溫度交變、空間輻射、空間碎片、強眩光等異常惡劣環(huán)境。 艙外航天服是航天員生命保障的必備裝備［1］。

艙外頭盔是艙外航天服的關(guān)鍵部件之一，是航天員著艙外航天服進行空間出艙活動時用眼直接觀察了解外界的唯一窗口［2］，集壓力防護、熱防護、視覺防護與視覺工效保障、空間碎片防護等多種功能于一體。 壓力防護功能是其首要防護功能，由壓力頭盔承擔。

壓力頭盔由單層或雙層聚碳酸酯面窗與金屬盔殼構(gòu)成，面窗密封安裝在金屬盔殼上。 相較于鋁合金金屬壓力盔殼，聚碳酸酯面窗對應(yīng)力較為敏感，且與金屬盔殼之間在熱膨脹系數(shù)、材料力學(xué)性能等方面存在明顯差異，因此，面窗與金屬壓力盔殼之間的密封連接方式是關(guān)鍵。

透明件邊緣連接涉及金屬（框架）、高分子聚合物（透明件）、膠粘劑等多種不同物理屬性材料之間的協(xié)同。 如果結(jié)構(gòu)設(shè)計不合理，透明件在使用過程中會受到力載荷、溫度載荷及各種環(huán)境因素的影響，極易在透明件邊緣連接處產(chǎn)生故障，威脅作業(yè)人員安全。 透明件的承載能力不僅與透明材料的性能有關(guān)，而且還與邊緣連接設(shè)計、制造工藝有很大關(guān)系。 合理的邊緣連接能使載荷從透明材料均勻地傳遞到框架，而不致引起附加應(yīng)力或應(yīng)力集中，從而提高透明件的使用壽命［3］，其設(shè)計原則是減少或消除連接區(qū)域的應(yīng)力集中，盡可能使透明件僅承受單一的拉伸應(yīng)力，同時要考慮連接區(qū)域的熱膨脹效應(yīng)［4］。 目前，對透明件邊緣連接的研究主要集中在軍機大型關(guān)鍵部件的有機玻璃座艙蓋上，該邊緣連接一直是各國軍機型號產(chǎn)品研制的重點和難點，而對于聚碳酸酯透明件的邊緣連接，則鮮見相關(guān)研究發(fā)表。

本文針對空間軌道復(fù)雜環(huán)境用艙外航天服頭盔，提出一種基于聚碳酸酯的航天服頭盔面窗透明件邊緣復(fù)合連接結(jié)構(gòu)，開展結(jié)構(gòu)設(shè)計、力學(xué)仿真分析、樣件試制及試驗驗證等工作，使其能夠滿足工程應(yīng)用需求，也為其他透明件的邊緣連接提供借鑒和參考。

2 透明件邊緣連接方法概述

邊緣連接用來特指透明件與飛機框架的任何連接固定方式［5］，其安裝方法取決于透明件所用材料和結(jié)構(gòu)。 以座艙蓋透明件為例，其邊緣連接主要有3 種方式［5－6］：

1）剛性連接，又稱硬（固定）連接。 直接在透明件上鉆孔并通過螺栓將透明件與框架連接（圖1），主要應(yīng)用于承載要求較高的透明件。

圖1 座艙蓋透明件邊緣螺栓固定連接Fig.1 Edge?joint of aircraft canopy with bolt

2）柔性連接，又稱軟（固定）連接。 在透明件邊緣粘接軟質(zhì)帶，然后再用通條或其它緊固件將軟質(zhì)帶扣緊固定在框架里（圖2）。 柔性連接的透明件不易產(chǎn)生應(yīng)力集中，提高了透明件的使用壽命。

圖2 座艙蓋透明件邊緣柔性連接Fig.2 Soft edge?joint of aircraft canopy

3）半剛性連接，又稱鑲嵌固定、嵌入式連接。介于剛性連接與柔性連接之間的一種復(fù)合連接方式，并發(fā)展出了軟硬結(jié)合固定、浸漬織物層合連接（圖3、圖4）等方式。 半剛性連接的透明件因無需鉆孔而使得透明件的強度不受影響。

圖3 座艙蓋透明件邊緣鑲嵌連接Fig.3 Inlaid edge?joint of aircraft canopy

圖4 座艙蓋透明件邊緣浸漬物層合連接Fig.4 Hybrid edge?joint of aircraft canopy

相較而言，剛性連接的連接強度比較大，但透明件連接孔處容易破壞；柔性連接具有更大的自由度，但連接強度比剛性連接低；半剛性連接或復(fù)合連接具備了剛性連接強度高的優(yōu)點，同時又改善了透明件連接孔處容易破壞的缺點，提高了邊緣連接部位的耐環(huán)境性能和耐持久性能。

3 航天服頭盔面窗邊緣連接設(shè)計

3.1 連接結(jié)構(gòu)構(gòu)型設(shè)計

艙外航天服頭盔結(jié)構(gòu)緊促，功能復(fù)雜，與服裝軀干一起呈擬人形態(tài)，具有非常高的人－機工效要求，工程應(yīng)用環(huán)境極為嚴苛。 因此，為滿足這些功能需求，中國艙外航天服頭盔主體結(jié)構(gòu)為多層面窗結(jié)構(gòu)，特別是承擔壓力防護功能的壓力頭盔設(shè)計成雙層面窗的冗余結(jié)構(gòu)，既有效提高了頭盔的整體熱防護效果，又增加了壓力防護的安全可靠性。 壓力頭盔面窗為大曲率、大拉深、薄壁等厚、非規(guī)則曲面的異形透明件結(jié)構(gòu)，選用高性能聚碳酸酯（PC）粒料精密注塑成型［2］，并通過邊緣連接密封安裝在金屬盔殼上，見圖5。

圖5 艙外航天服頭盔壓力盔外形圖Fig.5 Pressure helmet shape of EVA spacesuit?helmet

艙外頭盔的多功能需求及復(fù)雜曲面結(jié)構(gòu)，對基于聚碳酸酯的面窗透明件邊緣連接提出了高要求，不僅要求面窗與金屬盔殼之間的邊緣連接尺寸小型化，而且還要求該連接具有良好的環(huán)境適應(yīng)性、絕對的密封安全性及高壽命可靠性。 此外，還要求連接后頭盔面窗視野區(qū)具有良好的光學(xué)工效性，并且裝配后的面窗邊緣連接區(qū)域裝配應(yīng)力應(yīng)盡可能小甚至無裝配應(yīng)力等。 針對上述要求，本文在充分借鑒縫合技術(shù)［7－9］及有機玻璃軍機座艙蓋半剛性連接技術(shù)的基礎(chǔ)上，采用冗余設(shè)計思想，篩選出了氣味等級及真空排出有害氣體均符合中國載人衛(wèi)生學(xué)要求、對聚碳酸酯面窗基體無侵蝕（相容匹配性試驗后，聚碳酸酯試片通過銀紋檢測及性能測試）、耐高低溫、致密性較好（真空總質(zhì)損、可凝揮發(fā)物指標滿足要求）、具有高粘接性高彈性的密封劑（與聚碳酸酯的剝離力大于5.0 kN／m 且100%內(nèi)聚破壞），研制專用高強度縫線（縫線最大拉伸斷裂力270 N），設(shè)計配套專用面窗鉆孔工裝及裝配工裝（解決面窗孔位與金屬盔殼孔位之間的一致匹配性問題），將雙層面窗（由內(nèi)面窗、外面窗組合而成）縫合密封安裝在金屬盔殼上，設(shè)計出了如圖6 所示的聚碳酸酯雙層面窗透明件邊緣復(fù)合連接結(jié)構(gòu)，在產(chǎn)品功能實現(xiàn)的基礎(chǔ)上，確保了結(jié)構(gòu)安全可靠性。

圖6 艙外航天服頭盔面窗邊緣連接結(jié)構(gòu)圖Fig.6 Edge joint structure of EVA spacesuit?helmet visors

3.2 連接結(jié)構(gòu)力學(xué)仿真

面窗邊緣縫合密封結(jié)構(gòu)十分復(fù)雜，需采用有限元法進行結(jié)構(gòu)力學(xué)分析。 根據(jù)其結(jié)構(gòu)特點及應(yīng)用工況，內(nèi)面窗縫線孔部位是薄弱環(huán)節(jié)，采用AN?SYS 對幾何模型網(wǎng)格劃分，采用MSC.NASTRAN有限元分析軟件建模（圖7）。 建模時，縫線按桿單元簡化，其余面窗透明件、金屬盔殼、密封層等均采用八節(jié)點的體單元。 縫線材料性能根據(jù)試驗數(shù)據(jù)選取，桿單元橫截面積為1.0 mm2。

圖7 頭盔有限元仿真建模Fig.7 FEM of helmet

以服 裝40 kPa 工 作 壓 力［10－13］（即 服 內(nèi)40 kPa 壓力、服外0 kPa 壓力），將其加載在內(nèi)面窗內(nèi)表面進行計算。 圖8 與圖9 分別是內(nèi)、外面窗的仿真計算結(jié)果，圖10 是縫線受力情況。 結(jié)果表明：工作壓力下，內(nèi)面窗最大應(yīng)力為5.74 MPa，外面窗最大應(yīng)力為5.38 MPa，均遠小于面窗PC材料的屈服強度65 MPa；縫線最大受力為6.42 kN，遠小于縫線最大拉伸斷裂力270 N。

圖8 內(nèi)面窗仿真分析結(jié)果Fig.8 Simulation result of helmet inner?visor

圖9 外面窗仿真分析結(jié)果Fig.9 Simulation result of helmet outer?visor

圖10 縫線受力仿真分析Fig.10 Loading simulation result of suture

雙層面窗之間、面窗與金屬盔殼之間均選用具有強粘附的密封劑密封，所以，建模過程中需保證密封劑網(wǎng)格與面窗網(wǎng)格節(jié)點、金屬盔殼網(wǎng)格節(jié)點之間的直接連接。 縫線與各組件之間屬于接觸關(guān)系，直接定義縫線與各組件的接觸關(guān)系計算困難，考慮到結(jié)構(gòu)最內(nèi)層和最外層密封膠對縫線有摩擦力，且膠層較薄，將縫線與膠表面節(jié)點相連。根據(jù)艙外服頭盔的實際安裝情況，將金屬盔殼與軀干殼體接口固定邊緣定為邊界條件，并采用非線性計算求解。

聚碳酸酯材料具有較高的缺口敏感性。 為得到面窗縫線孔部位更加精確解，采用子模型技術(shù)（sub model）有限元法，其邊界條件是來自整體模型的切割邊界。 對縫線連接段模型進行了網(wǎng)格加密4 倍細化，即將原先的1 個單元體細化加密為4 個單元體，并按通用作法采用≥3 倍的工作壓力（即服裝內(nèi)外壓差≮120 kPa） 進行強度計算（圖11）。 結(jié)果表明：120 kPa 服裝余壓下，內(nèi)面窗的最大應(yīng)力位于內(nèi)表面縫線孔倒角上，最大值為37.4 MPa，同面窗PC 材料屈服強度65 MPa 相比，頭盔面窗結(jié)構(gòu)強度滿足要求，滿足＞3 倍安全系數(shù)的要求。

4 試驗驗證

4.1 泄復(fù)壓疲勞壽命試驗

泄復(fù)壓試驗是出艙活動地面驗證的關(guān)鍵試驗項目之一［14］。 航天員著艙外服每執(zhí)行一次出艙任務(wù)，服裝要經(jīng)歷一次充壓－泄壓過程，因此，需對艙外服頭盔承壓結(jié)構(gòu)（含面窗、面窗與金屬盔殼之間的縫合連接結(jié)構(gòu)、金屬盔殼）進行泄復(fù)壓疲勞壽命試驗，確保其可靠性。

試驗通過集成有頭盔的服裝軀干硬結(jié)構(gòu)進行，完成了1000 次服裝內(nèi)部余壓不低于40 kPa的泄復(fù)壓疲勞試驗，累計承壓時長≮1000 h，試驗過程監(jiān)測到的服裝充壓次數(shù)－泄漏量情況見圖12。 結(jié)果表明：結(jié)構(gòu)整體漏率平穩(wěn)且滿足要求，頭盔（含透明聚碳酸酯面窗與金屬盔殼之間的邊緣復(fù)合連接）具有較高的疲勞壽命與密封可靠性。

圖12 疲勞壽命試驗過程中艙外服整服漏率變化Fig.12 Leakage?ratio variation of spacesuit in fa?tigue life test

4.2 強度試驗

為進一步考核頭盔承壓強度，建立和驗證頭盔承壓安全系數(shù)，利用聲發(fā)射檢測系統(tǒng)開展了摸底試驗。 試驗通過逐步加壓的方式進行，利用聲發(fā)射檢測系統(tǒng)監(jiān)測采集頭盔內(nèi)的壓力及捕捉頭盔上可能出現(xiàn)開裂等異常狀況時的聲源信號。 試驗結(jié)果表明：頭盔面窗邊緣復(fù)合連接結(jié)構(gòu)，最大可承受≮350 kPa 的盔內(nèi)余壓，結(jié)構(gòu)承壓安全系數(shù)大于3。 圖13 是試驗捕捉采集到的面窗縫合處開裂破損時的聲信號情況及此時頭盔承受的最大壓力。

圖13 頭盔強度爆破試驗Fig.13 Strength blasting test of helmet

4.3 真空熱試驗

真空熱試驗是航天器研制必經(jīng)歷的試驗環(huán)節(jié)，包括熱平衡試驗和熱真空試驗［15］。 頭盔真空熱試驗在VSH－1000 真空試驗艙（配置有太陽模擬器）中進行，見圖14［1］。 試驗分3 種工況進行：極端冷黑背景熱平衡、極端熱背景熱平衡、冷熱交變背景，試驗過程中頭盔內(nèi)壓維持在不低于45 kPa，試驗后頭盔氣密性檢測滿足要求。 試驗結(jié)果表明：艙外頭盔可承受熱沉溫度不高于100 K、太陽常數(shù)為1.2、真空度不低于1×10－5Pa的極端環(huán)境，具有較好的環(huán)境適應(yīng)性。

圖14 頭盔真空熱試驗［1］Fig.14 Thermal test of helmet in vacuum chamber［1］

5 結(jié)論

針對近地軌道空間出艙用艙外航天服頭盔，設(shè)計并實現(xiàn)了一種縫合＋密封的多層、非規(guī)則空間曲面的聚碳酸酯頭盔面窗透明件與金屬盔殼之間的邊緣復(fù)合連接結(jié)構(gòu)。

1）該結(jié)構(gòu)充分借鑒了縫合技術(shù)，采用冗余設(shè)計思想，將雙層異形曲面面窗組件（由內(nèi)面窗、外面窗組合而成）縫合、密封安裝在金屬盔殼上，在滿足和實現(xiàn)產(chǎn)品可靠承壓密封、高光學(xué)性、良好空間環(huán)境耐受性等性能的基礎(chǔ)上，確保了艙外服頭盔的安全可靠性。

2）此邊緣復(fù)合連接結(jié)構(gòu)強度上可承受不低于350 kPa 的余壓（盔內(nèi)壓力－ 盔外壓力≥350 kPa），結(jié)構(gòu)承壓安全系數(shù)遠大于3。

3）此邊緣復(fù)合連接結(jié)構(gòu)具有泄復(fù)壓總次數(shù)不低于1000 次、承壓總時長不低于1000 h、盔內(nèi)余壓不低于40 kPa 疲勞壽命試驗，結(jié)構(gòu)具有較高的壽命可靠性。

4）由此邊緣復(fù)合連接結(jié)構(gòu)組成的艙外頭盔整體結(jié)構(gòu)經(jīng)真空熱環(huán)境模擬試驗驗證考核，可承受熱沉溫度不高于100 K、太陽常數(shù)為1.2、真空度不低于1×10－5Pa 的空間極端溫度環(huán)境及其交變環(huán)境，具有較好的應(yīng)用環(huán)境適應(yīng)性。