載人充氣密封艙飛行試驗方案研究

李小琪,常 潔,黃文宣,成志忠,周志勇,從 強

(北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)

1 引言

隨著中國空間站及載人登月等深空探測任務的發展,對大型密封艙段的需求日益突出,而大型剛性密封艙結構發射體積大、重量優勢不明顯、成本高,難以滿足航天發展需求。充氣展開式密封艙(簡稱充氣密封艙)具有重量輕、折疊效率高、展開可靠、工程實施方便等優點,是未來空間站擴展艙體、月球基地建造的有效途徑之一[1]。

國外在20 世紀中葉開始充氣密封艙的研究。蘇聯的上升號載人飛船氣閘艙采用了充氣展開方案,1965年3月,航天員完成出艙活動。這是首個在軌應用的充氣密封艙,也為后續密封艙技術發展提供了新的思路[2]。2006年～2007年,比格羅公司分別發射起源1 號和起源2 號充氣密封艙,驗證了折疊壓緊、微重力環境下展開、剛柔連接和在軌控制等多項關鍵技術[3]。2016年4月,比格羅可擴展活動艙通過龍飛船上行,完成與國際空間站對接,并進行了充氣展開,航天員定期進入艙內活動[4]。目前,該艙在軌穩定運行超過5年,獲取了大量在軌試驗數據。月球上溫度等環境比近地軌道更為嚴苛,目前也尚未有充氣密封艙在月球上的應用案例,但是只要進一步突破材料技術和防護技術,充氣密封艙憑借重量、體積優勢,也將成為月球基地建設的一個重要途徑[5-7]。研究人員對充氣密封艙在空間站的應用也開展了專項技術研究,主要包括:從空間柔性材料特性[8-9]、不同用途充氣密封艙原理樣機研制[10-12]、柔性結構在軌健康狀態監測技術[13]、太空環境下的承壓技術[14]及展開控制技術[15]等方面。中國充氣密封艙尚未在軌飛行,對充氣密封艙在空間站上開展應用的系統方案研究較少。

本文結合中國空間站運營階段的飛行任務安排,提出了利用搭載貨運飛船上行,分3 步進行驗證的飛行試驗方案,針對每一步驗證目標論述充氣密封艙的總體設計,并對充氣密封艙在整個飛行任務中所經歷的力學環境進行仿真分析驗證。

2 飛行試驗方案

2.1 技術基礎和空間站平臺資源

中國充氣密封艙技術近年來快速發展,在柔性材料技術、高效折疊技術、碎片防護技術等方面取得了一定的突破,具備開展工程樣機的研制能力。至2022年,中國空間站建造已初步完成,將進入運營階段,這也為充氣密封技術的發展和應用提供了一個極為便利的技術試驗平臺。

1)中國空間站上的實驗驗證平臺。在密封艙內均配備了科學實驗柜、艙外配備了暴露實驗平臺,配置了多個標準載荷接口和大型載荷掛點,可用于開展空間材料科學、生物學等多種類型的暴露實驗或應用技術試驗。空間站節點艙還提供了大型密封艙段的對接口,可進行密封艙的擴展[16]。

2)多類型貨運飛船上行方案。有效載荷可通過貨運飛船上行,貨運飛船也能提供一定的供電、信息和熱控支持。貨運飛船有全密封、半密封和全開放3 種形式,可滿足密封運輸物資、艙外大型載荷、實驗平臺等運輸需求[17]。

2.2 基于全密封貨運飛船上行方案

2.2.1 系統組成

I 型充氣密封艙由柔性段(充氣密封艙本體)和剛性段構成。剛性段內部安裝氣瓶和氣路控制系統;剛性段外側壁安裝用于與空間站艙外載荷掛點連接的適配結構。密封艙本體采用多功能蒙皮材料,由內而外按功能分為氣密層、承壓層、熱防護層。將在空間站完成首次充氣密封艙在軌試驗,驗證柔性艙體解鎖與充氣展開、氣密等技術。

I 型充氣密封艙在地面利用柔性繩對艙體進行折疊并壓緊,繩子依次上下穿過柔性艙體、相互形成穩定的三角形狀,最終壓緊到剛性結構上。艙體折疊狀態尺寸為Ф780 mm×580 mm,如圖1(a)所示。柔性段能在氣路系統控制下膨脹展開,展開成圓柱形。展開后的充氣密封艙尺寸為Ф1000 mm×1500 mm,如圖1(b)所示。

圖1 I 型充氣密封艙示意圖Fig.1 Diagram of type I inflatable capsule

2.2.2 飛行方案

為了達到驗證關鍵技術的目的,同時也基于現有飛行器方案,發射時可將I 型充氣密封艙收攏折疊安裝在全密封貨運飛船貨物艙的貨架上并隨之上行,如圖2(a)、(b)所示。

圖2 由全密封貨運飛船上行的充氣密封艙飛行方案Fig.2 Flight scheme of inflatable capsule transported by fully sealed cargo spacecraft

貨運飛船與空間站對接后,航天員可進入全密封貨運飛船將折疊狀態的充氣密封艙轉移至空間站實驗艙II 貨物氣閘艙內,并將充氣密封艙固定在實驗艙II 的貨物氣閘艙的出艙機構上。

出艙后,航天員通過操作機械臂抓取充氣密封艙剛性段上的適配結構,將充氣密封艙后轉移到空間站外的大型載荷掛點上,實現鎖緊及電氣連接,如圖2(c)所示。

充氣密封艙可在自帶氣源和控制系統配合下,完成在空間站上的充氣展開。展開后,可定期對充氣密封艙艙內氣壓、溫度等進行監控和評估。

在軌驗證時間為3 個月。充氣展開載荷試驗結束后,可將充氣密封艙放氣、收攏,由機械臂將收攏后的充氣密封艙體重新帶回至空間站貨物氣閘艙。并最終由航天員將收攏狀態的充氣密封艙轉移至貨運飛船、隨貨運飛船再入銷毀,如圖2(d)所示。

2.3 基于半密封貨運飛船上行方案

2.3.1 系統組成

在充氣密封艙充氣展開、氣密等基本功能通過在軌驗證后,第二步可研制尺寸更大、更安全可靠的II 型充氣密封艙,通過半開放貨運飛船上行,以進一步驗證高效折疊、防護等關鍵技術,并首次實現人員進入充氣密封艙。

II 型充氣密封艙仍由剛性段和柔性段組成。剛性段主要實現在軌對接功能,除了側壁安裝有機械臂適配結構外,在剛性段前端安裝有對接機構。柔性段本體仍采用多功能蒙皮材料,在I 型充氣密封艙方案基礎上增加碎片防護層。II 型充氣密封艙艙體折疊狀態尺寸為Ф2300 mm ×1700 mm,如圖3(a)所示。柔性段內安裝有彈性收攏機構,充氣展開時,隨著艙體一起展開;當在軌艙內放氣時,彈性收攏機構可將艙體收攏折疊,如圖3(b)所示。

圖3 II 型充氣密封艙示意圖Fig.3 Diagram of type II inflatable capsule

2.3.2 飛行方案

在地面,II 型充氣密封艙的柔性段收攏壓緊在剛性段上,并安裝在半密封貨運飛船貨盤機構上并隨之上行,如圖4(a)、(b)所示。當半密封貨運飛船發射入軌與空間站對接后,機械臂抓取貨盤結構并安放在指定位置,充氣密封艙與貨盤機構解鎖,由機械臂抓取充氣密封艙側壁上的適配結構,完成充氣密封艙與空間站節點艙對接口對接,充氣段完成充氣展開及在軌剛化,如圖4(c)所示。航天員可進入艙體短期工作、生活。

在軌試驗時間為6 個月。試驗結束后,充氣密封艙體自動泄壓,由艙內彈性收攏機構對艙體進行收攏和簡單折疊。由機械臂抓取充氣密封艙側壁上的適配結構,完成充氣密封艙與空間站節點艙對接口分離,并放回至半開放貨運飛船內,隨貨運飛船下行銷毀,如圖4(d)所示。

圖4 由半密封貨船上行的充氣密封艙飛行方案Fig.4 Flight scheme of inflatable capsule transported by semi-sealed cargo spacecraft

2.4 基于全開放貨運飛船上行方案

2.4.1 系統組成

在充氣密封艙內人員活動通過在軌驗證后,第三步可通過全開放貨運飛船上行方案,研制可直接與空間站對接、壽命更長、功能更全的III 型充氣密封艙,驗證柔性艙門、從柔性艙出艙等技術,同時完成人員從充氣密封艙內氣閘出艙試驗。

III 型充氣密封艙系統方案的最大特點是對接機構復用,即充氣密封艙與全開放貨運飛船共用一個對接機構。此外,充氣密封艙無需配備機械臂適配結構等用于艙體對接的設備。充氣密封艙本體與對接機構安裝框直接相連。

III 型充氣密封艙艙體折疊狀態尺寸為Ф2300 mm×1700 mm,不含對接機構;艙體展開后,可伸縮剛性桿可隨著展開到位并固定,起到加強艙體剛度的作用。充氣密封艙另一端安裝有柔性艙門,當充氣密封艙作為氣閘艙使用時,航天員可通過該艙門進行出艙活動,如圖5 所示。

圖5 III 型充氣密封艙示意圖Fig.5 Diagram of type III inflatable capsule

2.4.2 飛行方案

在地面,III 型充氣密封艙直接安裝在全開放貨運飛船前端對接機構上。充氣密封艙作為主要有效載荷,與貨運飛船前錐的對接組件直接連接,全開放貨運飛船靠近后錐的空間還可以裝載其他有效載荷,如圖6(a)、(b)所示。

全開放貨運飛船發射入軌與空間站對接,全開放貨艙內貨物由機械臂取出后,可進行充氣密封艙的充氣展開試驗。對接成功后,由航天員打開核心艙艙門,完成充氣密封艙與核心艙的電、氣連接操作。并通過空間站內的氣源向充氣密封艙艙內充氣,直至充氣展開,如圖6(c)所示。

展開后,航天員可直接穿過對接通道進入充氣密封艙內。同時,在充氣密封艙放氣后,航天員還可利用艙上的柔性艙門開展出艙活動。根據任務需要,在軌時間大于1年。在壽命末期,可直接隨開放式貨運飛船一同離軌銷毀,見圖6(d)。

圖6 由全開放貨運飛船上行的充氣密封艙飛行方案Fig.6 Flight scheme of inflatable capsule transported by fully open cargo spacecraft

2.5 方案特點

1)根據每一步技術驗證目的不同、設計了3種不同的方案,各方案之間逐步遞進,最終驗證的剛化技術、氣閘出艙技術也將為充氣密封艙提供更廣闊的應用前景。

2)搭載貨運飛船上行的技術方案,可節省發射成本;基于全開放貨運飛船上行的系統方案,還能與貨運飛船實現對接機構的復用,進一步節省資源。

3)在軌試驗時,可由航天員和空間站機械臂輔助完成技術試驗。驗證方案較為獨立,不會影響空間站主任務的開展。

4)任務結束后的艙體可仍然通過貨運飛船下行并可控銷毀,不會對其他航天器產生不利影響。

各技術驗證方案對比見表1。

表1 充氣密封艙3 種技術驗證方案對比Table 1 Comparison of various schemes for three inflatable capsules

3 仿真分析結果

充氣密封艙在整個飛行試驗過程中,需要經歷發射段振動、在軌壓力等環境。以I 型充氣密封艙為例,使用ABAQUS 軟件建立有限元模型對充氣密封艙的力學性能進行分析驗證。

3.1 折疊狀態

充氣密封艙剛性部分用殼單元進行模擬,材料彈性模量取70 GPa,泊松比取0.3,剛性部分下端進行固定。柔性部分使用梁單元模擬壓緊狀態。有限元模型如圖7 所示。

圖7 折疊狀態充氣密封艙有限元模型Fig.7 Finite element model of inflatable capsule in folded state

1)模態分析結果。對充氣艙進行模態分析,其一階頻率大于68 Hz,滿足貨運飛船上安裝設備的基頻要求。

2)發射段振動分析結果。模擬發射段振動條件,激勵加速度為15 G,得到充氣密封艙剛性部分最大應力105 MPa,安全裕度0.52,滿足大于0 的要求。

3.2 展開狀態

充氣密封艙入軌后在氣壓作用下逐步展開。建立如圖8 所示的展開狀態有限元模型。

圖8 展開狀態充氣密封艙有限元模型Fig.8 Finite element model of inflatable capsule in unfolded state

1)模態分析結果。使用ABAQUS 軟件顯示動態法分析充氣艙基頻。充壓后,給充氣密封艙頂端中心點加10 mm 的位移擾動,隨后釋放位移擾動,艙體自由振動,提取頂端穩定階段位移曲線如圖9 所示,得到充氣艙橫向基頻為7. 9 Hz,該頻率可與在軌飛行器的基頻錯開。隨著壓力升高,艙體基頻升高,見表2。

圖9 頂端位移響應曲線Fig.9 Displacement response curve at the top

表2 不同內壓下的基頻Table 2 Fundamental frequency under different pressures

2)內壓強度分析結果。柱段受力分析如圖10 所示,在內外壓差作用下,充氣密封艙最大應力發生在柱段環向,最大為9.29 MPa,小于柔性結構材料的強度極限。

圖10 柱段受力分析Fig.10 Stress analysis of cylindrical section

4 結論

本文提出了基于貨運飛船上行的充氣密封艙技術分步驗證方案,3 種類型的充氣密封艙分別隨全密封貨運飛船、半密封貨運飛船和全開放貨運飛船上行;完成了對充氣密封艙在發射過程、在軌飛行過程中的力學分析仿真,驗證了充氣密封艙可滿足在軌飛行條件的要求。分步驗證技術難度步步遞增,實施方案可行,可為后續充氣密封艙技術發展提供參考。