一種高可靠輕量化泄壓防熱裝置設計與驗證

殷新喆 羅毅欣 祁玉峰 齊躍

(1 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)(2 中國空間技術研究院遙感衛星總體部，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罩(包括防熱背罩、防熱大底等)結構，以實現對艙體內部結構、機構載荷的保護。由于地面大氣壓力與入軌后近似零壓的狀態存在較大的差異，而熱防護罩本身為密閉結構，不具備平衡艙體內外壓差的能力。航天器完成發射并入軌后，艙體內外壓差未能及時平衡，將導致航天器熱防護罩甚至艙體結構額外承壓，發生不可逆轉的破壞，導致災難性后果。因此，需要在航天器熱防護罩上采取放氣措施，以消除干擾力矩并保持艙內外壓差的平衡[1]。而在航天器內外艙壓完全平衡后至再入段，熱防護罩需要取消泄壓措施并恢復熱密封，以保證艙內載荷的工作溫度，實現氣動防熱。

目前國內外采取多種方法對航天器實現放氣泄壓，如結構和零部件一般都設計放氣孔[2]，衛星推進管路根據程序控制閥門進行管路放氣[3]，艙體泄壓系統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，或存在結構復雜、精度要求高等問題。因此，針對艙內泄壓要求較高的航天器，需要專門進行可靠性高、泄壓效率高、結構簡單、輕量化的泄壓設計，且該設計不破壞艙體熱密封狀態[4]。

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

1 高可靠輕量化泄壓防熱裝置設計

針對航天器艙體的泄壓防熱需求，根據工程經驗，泄壓裝置的初步設計采用鉸鏈式驅動，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

發射段，壓緊座將防熱蓋壓緊在艙體內壁上，當泄壓孔為敞開狀態時，實現艙內實時泄壓。艙內泄壓完成后，壓緊座通電解鎖釋放防熱蓋。在驅動鉸鏈的作用下，防熱蓋旋轉運動至與艙體貼合，完成泄壓孔的封堵，并由鎖緊座實現防熱蓋固定。該泄壓裝置機構運動包絡范圍大，并且需要較高的裝配精度，導致必須設置單獨的艙板(即圖1中的艙體)進行裝配，確認無誤后再進行整體裝器。當驅動鉸鏈軸發生了偏移后，可能會導致泄壓孔不能實現完全封堵，進而影響在軌熱環境和進入過程的防熱燒蝕。

為了縮小機構運動包絡、提高解鎖后防熱功能可靠性并且降低裝器難度，根據壓緊釋放原理，提出了一種新型高可靠輕量化泄壓防熱裝置。優化后的設計方案將防熱蓋的翻轉運動優化為直線運動，采取單根壓緊桿和單發分離螺母配合實現防熱蓋壓緊、單根分離彈簧實現防熱蓋垂直分離的高可靠性設計[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壁固接，發射段防熱蓋通過壓緊桿和分離螺母實現與套筒組件之間的壓緊，露出周向泄壓孔。在航天器到達指定軌道并完成艙內泄壓后，分離螺母通電解鎖釋放壓緊桿，在分離彈簧推動下防熱蓋運動至與艙體內壁貼合，到位開關反饋防熱蓋運動到位信號。該方案結構簡單、輕量化、運動包絡范圍小，與艙壁接口可做適配性設計，并且由于防熱蓋的解鎖釋放是通過孔軸配合，可靠性高、重復性好，因此對裝器精度要求低。

對優化后的泄壓裝置進行功能分析如下。

(1)地面待發射段和主動段，提供艙內外氣壓平衡通道，實現艙內即時泄壓，如圖3(a)所示。

(2)入軌后，防熱蓋解鎖運動至艙壁，恢復艙體氣動外形，實現艙體熱密封狀態，如圖3(b)所示。

(3)目標星體再入段，在分離彈簧作用下，防熱蓋保持與艙壁貼合狀態，實現氣動防熱, 如圖3(b)所示。

經過功能分析，優化后的泄壓裝置滿足功能需求，進而對泄壓效率、分離彈簧的設計、防回縮冗余設計和防熱設計等進行關鍵技術分析，進一步驗證設計的合理性和有效性。

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

2 關鍵技術及分析

2.1 泄壓分析

航天器艙體為非密封狀態，進行泄壓效率分析時按照嚴苛狀態考慮，即在發射段，艙體按密封艙體假設[6]。擬在艙體表面設計圓形泄壓孔，依據運載整流罩內壓變化，計算分析艙體內外壓差不大于5 kPa時所需最小泄壓孔徑尺寸。考慮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，計算分析艙內外壓差曲線如圖4所示。

根據圖4不同孔徑下艙內外壓差的計算分析結果，將圖4中不同孔徑對應的壓差峰值結果整理如表1所示。

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

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

根據上述計算分析結果，為滿足艙內外壓差不大于5 kPa的指標需求，泄壓裝置最小開孔直徑取130 mm。

2.2 分離彈簧設計

2.3 防回縮設計

防熱蓋通過分離彈簧推力實現艙體內壁貼合，為了防止彈簧失效[9]或外部載荷導致防熱蓋下凹開縫，破壞艙體熱密封狀態。對泄壓裝置進行防回縮的冗余設計，該設計功能采用定位銷實現，如圖5所示。

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

壓緊狀態下，定位銷穿過外套筒，頂在內套筒外壁。當分離螺母解鎖后，分離彈簧推動防熱蓋和內套筒向上運動，至防熱蓋與艙體內壁貼合。此時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 防回縮設計(作用后)Fig.6 Design to prevent the retraction(worked)

在防熱蓋能夠運動到位的前提下，為了確保定位銷能夠順利穿入定位孔，對定位孔的形狀、尺寸及防熱蓋運動行程進行計算分析。在考慮材料變形、加工誤差和運動行程裕度的情況下，將定位孔設計成腰形孔。當防熱蓋運動到位后，定位銷穿入定位孔，如圖7所示。設防熱蓋的設計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，當且僅當防回縮功能作用時ΔX1=0，因此為保證防熱蓋熱防護性良好，在定位孔設計過程中ΔX1盡量取小。ΔX2為定位銷與定位孔下邊界距離，當防熱蓋與艙體內壁貼合并壓緊時ΔX2≥0。由于防熱蓋與艙體內壁貼合產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際工程經驗進行ΔX2取值。

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

2.4 防熱設計

為了確保航天器艙體結構完整、氣動外形良好，內壁溫度環境滿足既定指標要求，需要對防熱蓋進行防熱設計。

根據目標星體熱環境的特點和輕量化設計的要求，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，為了防熱蓋閉合后與艙體形成平整無氣動干擾的氣動外形，防熱蓋表面與艙體結構平整無(或極小)臺階配合，見圖3(b)。此外，在防熱蓋周向設置硅橡膠圈，降低解鎖釋放后對艙體的沖擊，并且在壓緊力的作用下，與艙體配合形成穩定的熱密封。

3 模態分析

為分析泄壓裝置在力學環境作用中的響應特性，驗證結構的動態設計，需對其進行模態分析。由于泄壓裝置在發射段呈現收攏狀態，在軌解鎖后呈展開狀態，因此對其兩種狀態分別進行模態分析。

模型結構采用單元實體進行分析，分離螺母采用質量點賦予，各零件連接處采用多點剛性約束，模型采用四面體十節點網格進行劃分。

1)收攏狀態模態分析

將收攏狀態的泄壓裝置支架筒上表面固支，對裝置結構進行模態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)Table 2 The first three inherent frequency(in furled status)

結合圖8中X、Y、Z三個方向的1階振型，根據表2收攏狀態下前三階固有頻率分析可知，收攏狀態下泄壓裝置固有頻率其1階縱向為131.8 Hz，1階橫向為141.6 Hz。

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

2)展開狀態模態分析

將展開狀態的泄壓裝置支架筒上表面固支，對裝置結構進行模態分析可得前三階固有頻率見表3。

結合圖9中X、Y、Z三個方向的1階振型，根據表3展開狀態下前三階固有頻率分析可知，展開狀態下泄壓裝置固有頻率其1階縱向為131 Hz，1階橫向為131.5 Hz。

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

從以上模態分析結果可知，兩種狀態的泄壓裝置1階固有頻率均大于100 Hz，滿足某再入航天器的單機固有頻率指標要求。

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

4 試驗驗證

通過1～3節可知，泄壓裝置收攏狀態和展開狀態表征了其發射段泄壓功能和主動段防熱功能的實現與否。因此，對泄壓裝置進行力學試驗、熱真空試驗和電爆展開測試，以此來評估泄壓裝置設計的符合性。

泄壓裝置收攏狀態下，進行正弦振動、隨機振動、加速度以及沖擊試驗，試驗前后的特征級頻率吻合程度良好。泄壓裝置在力學試驗前后的X向特征級振動試驗曲線如圖10所示。

圖10 力學試驗前后特征級振動試驗曲線Fig.10 Curve of characteristic class vibration test before and after the dynamic test

泄壓裝置經歷熱真空試驗后,裝置表面狀態良好。最后泄壓裝置進行電爆展開測試，通過高速攝像測量計算展開到位時間為20 ms，通過圖11可知，該測試結果與泄壓裝置動力學分析展開時間計算結果17 ms基本一致。存在微小時間差的原因在于，動力學分析過程是通過測量防熱蓋質心運動到艙體內壁獲得，而展開測試測得時間除了上述防熱蓋運動到位時間，還包括后續定位銷插入定位孔的時間。

圖11 展開時間動力學分析結果曲線Fig.11 Curve of motion time in accordance with dynamic analysis

5 結束語

本文針對具有再入功能的航天器入軌主動泄壓和再入熱防護的需求，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、結構簡單、輕量化，并且不破壞航天器艙體熱密封狀態的特點。仿真分析和試驗結果表明：該裝置抗力學性能良好，按工作指令正常鎖定，并給出到位時間，與設計預期一致。經過發射入軌與再入過程飛行驗證，高可靠輕量化泄壓防熱裝置在發射入軌段泄壓效率與設計狀態相符，艙壓平衡后艙體成功恢復熱密封狀態且通過再入熱環境考核。在后續再入航天器的研制中，該裝置在泄壓和氣動防熱等技術方面具有良好的借鑒意義。