面向快速泄壓環境模擬的瞬間泄壓機構設計

韓 瀟，冷 巍，呂世增，王軍偉，張 磊，張新彬，閆繼宏

（1. 北京衛星環境工程研究所，北京 100094； 2. 哈爾濱工業大學 空間基礎科學研究中心，哈爾濱 150001；3. 哈爾濱工業大學 機器人技術與系統國家重點實驗室，哈爾濱 150080）

0 引言

航空航天器的飛行安全一方面取決于其本身、運載工具、發射裝置、測控設備以及搜索救援設施等系統的安全可靠性，另一方面取決于飛行員的素質、人機系統的協調性以及地面人員工作的可靠性[1]。其中，航空航天器飛行過程中可能發生的機艙失壓問題，直接影響機載設備的安全可靠性，危及機載人員的生命安全[2-3]。

機艙失壓是指密封艙高空突然失密，艙內氣壓快速下降，伴隨氣浪沖擊、高空缺氧、低溫等。除對機載人員產生的生理影響之外，快速泄壓環境對機載設備的影響體現在瞬間高壓力差產生的機械損傷，空氣密度驟降產生的散熱減慢、動力設備推力下降以及電氣設備電學性能改變，物質揮發引起的有害物質泄漏、潤滑失效等諸多方面[4-5]機艙失壓問題在航空航天發展史上屢見不鮮，最慘痛的一次失壓事故發生在1971年6月30日：蘇聯“聯盟11號”飛船返回大氣層時，機械故障導致壓力閥門被振開，密封艙瞬間失壓，造成3名航天員犧牲[6]。對于民航客機，由于機艙失壓引發的客機返航、緊急迫降甚至墜毀事故時有發生，造成不可估量的人員和財產損失[7]。因此，建設快速泄壓環境模擬裝置，開展機艙失壓對機載設備的影響試驗研究，以及機載人員面對機艙失壓時的應急處理與逃生能力訓練，是提高航空航天器安全可靠性的重要環節。

目前，針對快速泄壓環境效應試驗，航空工業行業標準 HB 6167/6167A[8]以及國家軍用標準GJB 150/150A[9]中均有相應準則要求。其中，快速泄壓試驗要求的降壓時間極短，壓力從75.2 kPa降到 18.8 kPa/4.4 kPa的時間為 15 s，爆炸性降壓的時間則小于0.1 s，用常規抽真空的方式難以實現。現階段快速泄壓環境模擬試驗設備主要由輔助腔和快速泄壓腔組成，其中輔助腔為低氣壓/真空艙，快速泄壓腔為試驗腔，內置被試樣品，兩者經氣動閥門控制通斷。國內依據該原理研制的快速泄壓試驗設備容積約為0.04 m3，只適用于電子元器件、航空儀表等材料、器件級小型樣品[5]。對于體積較大的樣品試件，常用的替代方法是將試驗樣品封裝在大容積的密閉容器（例如氣球）內，再將該容器置于低氣壓試驗腔內，通過擊破容器實現快速（爆炸）減壓環境模擬。該方法的缺點是密閉容器為一次性使用，成本較高，試驗準備周期長，且不適合開展相關的人員訓練[4]。

針對目前快速泄壓試驗技術存在的問題，本文面向中、大型快速泄壓環境模擬裝置，針對DN750快速泄壓通道，開展操控簡單、可靠性高、可重復使用、試驗效率高的機械式瞬間泄壓機構研究，能夠在210～350 ms內實現使艙門從關閉狀態到90°開啟狀態，具體包括機構原理設計、運動學分析、動力學理論建模及仿真研究。

1 瞬間泄壓機構整體設計思路

對中、大型快速泄壓環境模擬裝置，為保證極短的減壓時間，需要大口徑泄壓通道，這就要求用大尺寸閥門或艙門機構實現泄壓通道的快速開閉，意味著閥門或艙門驅動機構須具備在短時間內釋放大量能量的能力，采用電機、液壓等驅動元件直驅的方式難以兼顧高的傳動速度和大的力/力矩輸出，因此本文研究的瞬間泄壓機構采用可重復利用的儲能元件，靠瞬間釋放其大量勢能驅動艙門快速開啟。快速泄壓環境模擬裝置如圖1所示，主要由座艙、真空儲備艙、真空蝶閥、泄壓艙門及瞬間泄壓機構組成，工作原理是：真空蝶閥開啟，泄壓艙門關閉，樣品置于或訓練人員進入座艙，座艙、真空儲備艙分別建立氣壓環境，之后瞬間泄壓機構釋放泄壓艙門，配合有關測量系統完成快速泄壓試驗。

圖1 基于瞬間泄壓機構的快速泄壓環境模擬裝置Fig.1 Large-size fast-pressure-relief environmental simulation system with fast-pressure-relief facility

可重復利用的常用高能量密度儲能元件有彈簧、飛輪等，相對于飛輪，彈簧機構簡單、沖擊小、實時性好，故在此采用壓縮彈簧作為儲能元件。艙門的關閉采用連桿式艙門壓緊機構；為減小艙門慣量且與其運動解耦，壓緊機構與艙門分離，艙門的關閉過程同時壓縮彈簧給彈簧儲能機構儲能。設置艙門鎖緊/釋放機構，用于艙門關閉后鎖緊及開啟時的釋放。艙門快速開啟伴隨大的慣性沖擊，因此設置艙門緩沖機構，吸收轉換艙門轉動動能，降低艙門開啟對艙體的沖擊。

2 彈簧儲能機構設計

彈簧儲能機構以彈簧為儲能元件，艙門關閉時儲存能量，艙門開啟時瞬間釋放大量能量驅動艙門在既定時間內快速開啟。其原理見圖2。

圖2 彈簧儲能機構原理示意Fig.2 Princlple of the energy-storage mechanism

艙門的開啟過程分加速階段和勻速階段。加速階段滿足方程

式中：k為彈簧彈性系數，N/m；b為艙門轉軸與彈簧作用點間的距離，m；α0為彈簧最大壓縮狀態對應的艙門轉角，rad；α為艙門轉角，rad；I為艙門繞轉軸的轉動慣量，kg·m2。

艙門開啟過程總耗時為

式中：αe為艙門完全開啟要求的最小轉角，rad；αt為艙門加速階段結束對應轉角，rad；wt為艙門轉動速度，rad/s。

同時滿足

式中：ek為彈簧預壓量系數；l為彈簧自由長度，m；c為艙門關閉后彈簧長度，m。

對于DN750泄壓口，設計艙門質量為120 kg，其繞艙門轉軸轉動慣量為 43 kg·m2，b、c分別為980 mm、150 mm，要求艙門開啟用時 210～350 ms，設彈簧預壓量為自由長度的10%，艙門完全開啟對應轉角αe為π/2，采用4根彈簧作為儲能元件，通過求解方程(1)、(2)，得到αt與ke關系如圖3所示，圖中陰影區域內取值滿足艙門開啟時間要求，在此選定k=30 N/mm，αt=4°，艙門關閉狀態彈簧壓緊力15 kN。

圖3 艙門加速階段轉角與彈簧彈性系數匹配Fig.3 Relation between rotation angle of the door and the elastic coefficient of the spring

3 連桿式艙門壓緊機構設計

為減小艙門慣量且與壓緊機構運動解耦，采用壓緊機構與艙門分離的方式。艙門的緊閉需要很大的壓緊力，采用減速電機加滾珠絲杠驅動方式，通過連桿式曲柄滑塊機構實現，其原理如圖4所示，其中l、θ、h、j、m均為艙門壓緊機構結構參數。

圖4 連桿式艙門壓緊機構Fig.4 Schematic view of the rod-type latching mechanism

艙門釋放開啟狀態， α ∈[0,αe]，則壓緊機構運動滿足方程

式中y為滑塊位移，m。

關閉并壓緊艙門階段， α ∈[0,αt]，壓緊機構壓縮彈簧儲能，在此過程中滑塊推力F滿足方程

式 中：c為滑塊摩擦系數；γ為j桿與水平面夾角，rad。

其中

從式(5)中可以看出，在艙門關閉過程中的壓縮彈簧階段，要降低對滑塊的輸出推力要求，一方面是增大結構參數lsinθ，另一方面在保證小摩擦系數c的同時盡量減小夾角 γ。預取艙門壓緊機構結構參數=60°、j=0.4 m、m=0.25 m，然后分別改變其中1個參數的值，研究其對滑塊位移與艙門轉角及所需滑塊推力之間關系的影響規律，結果見圖5。

圖5 艙門壓緊機構結構參數變化的影響分析Fig.5 Effects of structure parameters on the rotation angle and driving force

4 基于SEA的艙門鎖緊/釋放機構設計

艙門緊閉后作用在艙門鎖緊/釋放機構上的力包括儲能彈簧的壓緊力和艙門兩側的壓力差。在此采用滑塊加平面四連桿機構，實現可靠的、較大的壓緊力輸出，機構原理如圖6所示。采用減速電機加滾珠絲杠方式驅動滑塊運動，同時，為降低艙門釋放瞬間對機構產生巨大沖擊，基于SEA（Series Elastic Actuator）原理，引入彈性元件實現滑塊與四連桿之間的柔性連接。

圖6 基于 SEA 的艙門鎖緊/釋放機構Fig.6 Schematic view of the SEA-based locking/releasing mechanism

對于機構運動學，根據圖6所示幾何信息，其中l1、l2、l3、l4為四連桿長度， β1、 β2、 β3、 β4為四連桿轉角，楔形滑塊位移與l4連桿轉角的關系滿足方程

式中：d為滑塊位移，m；d0為滑塊起始位移，m；β0為l4連桿起始轉角，rad。

艙門釋放所需的拉力為

式中：d1為艙門對壓緊機構施力點與l2連桿轉軸水平距離，m；c1為壓緊機構綜合摩擦系數；為艙門壓緊力，N。

圖7為結構參數β4-β1對艙門釋放拉力的影響規律，其中d1、l2、 β3分別為 10 mm、303 mm、60°，可以看出，對于不同的綜合摩擦系數，艙門釋放所需的滑塊拉力均在 β4-β1=90°時最小，取綜合摩擦系數為0.1，則相應的拉力約為30.6 N。

圖7 結構參數β4-β1對艙門釋放拉力的影響規律Fig.7 Effects of β4 -β1 on the releasing force for the door

5 基于慣性飛輪的電磁式緩沖機構設計

艙門開啟的轉速快、慣量大，因此需要設置緩沖機構降低對艙體的慣性沖擊。在此采用基于慣性飛輪的電磁式緩沖機構，利用慣性飛輪轉換吸收艙門動能，降低艙門轉速，之后通過電磁換能器將慣性飛輪的動能轉換為電能緩慢釋放。緩沖機構原理如圖8所示，艙門完全開啟后，與釋放機構碰撞，基于SEA原理，利用彈性元件柔順沖擊受力，通過四連桿及單向軸承機構帶動慣性飛輪旋轉儲能，使艙門旋轉至極限位置時動能降至一定值。

圖8 基于慣性飛輪的電磁式緩沖機構Fig.8 Schematic view of the inertia wheel-based electromagnetic buffer mechanism

設圖8中旋轉件轉動慣量分別為I1、I2、I3，則有

式中：α1、α2、α3分別為I1桿、平行連桿、慣性飛輪的轉角，rad；w0為艙門最大轉速，rad/s；k1、k2為彈簧彈性系數，N/mm；d2為固定彈簧的平行連桿對角長度，m；dj為固定彈簧的平行連桿對角起始長度，m。

且滿足

圖9為所設計的緩沖機構的性能曲線，其中k1、k2分別取 1 N/mm、2 N/mm，、分別為 1.25 kg·m2、20 kg·m2，I2?I3，可以看出艙門完全打開至 90°耗時約 280 ms，后經緩沖機構艙門轉速降至 6 (°)/s，對艙體的沖擊可以忽略。艙門最大開啟至100°，之后以約5 (°)/s的轉速回彈，由于快速泄壓效應試驗已在艙門開啟瞬間完成，故艙門以低速回彈對試驗結果沒有影響，且不會產生沖擊，因此滿足要求。

圖9 慣性飛輪緩沖機構性能曲線Fig.9 Dynamic properties of the buffer mechanism

6 結束語

本文提出了一種用于航空航天器機艙快速失壓模擬的新型機械式瞬間泄壓機構：采用可重復、高可靠性的彈簧作為儲能元件設計了彈簧儲能機構；設計了一種連桿式艙門壓緊機構，其與艙門獨立，可實現艙門的緊閉與彈簧儲能機構儲能；設計了一種艙門鎖緊/釋放機構，引入SEA設計柔順艙門開啟瞬間對鎖緊/釋放機構的沖擊作用；基于慣性飛輪設計了一種電磁式艙門緩沖機構，引入SEA設計，在大慣性、高速艙門制動的同時，避免艙門對艙體產生巨大沖擊。最終設計的瞬間泄壓機構，實現了艙門從 0°開啟到 90°用時約 280 ms，滿足快速泄壓環境模擬技術要求，并具有操控簡單、可靠性高、可重復使用、試驗效率高、成本低的特點，未來可應用于中、大型快速泄壓環境模擬裝置建設。