气体作动装置在深空探测器的应用设计与验证

张正峰，王克成，王黎珍，叶 青，于杭健

（1.北京空间飞行器总体设计部，北京 100094；2.兰州空间技术物理研究所，兰州 730000）

0 引言

在航天器飞行任务中，经常需要进行物体的转移或移动，实现物体转移的方式有多种，常见的主要包括：空间机械手、伸缩杆式传动机构、棘齿连杆式传动机构等空间机构[1-3]。不同的实现方式在实际应用中需要根据具体的约束和保障条件进行设计。某深空探测航天器在轨飞行过程中，需要在真空微重力环境下对某设备进行转移，转移的距离为630 mm，转移过程中需要克服一定的阻力。在型号研制过程中，由于受空间、质量和控制等方面的条件限制，为了有效地利用航天器上推进系统所携带的高压气体[4]，因此设计了一种气体作动装置转移方案，并开展了仿真分析和地面试验验证工作。

1 气体作动装置的应用设计

如图1所示，气体作动装置采用推进系统的高压气体作为动力源，通过金属管路将压力表、电爆阀、自锁阀和喷气组件串联在一起，喷气组件位于被转移设备的后方，被转移设备可沿转移导轨运动至接收容器。电爆阀的作用是在非任务期间将高压气瓶和下游的气体管路进行隔离，在任务期间由控制器起爆打开，以使气体得以贯通。自锁阀的作用是对气路的通断进行控制，在轨不工作时处于闭合状态，开启时将管路设为连通状态，自锁阀的打开时间可由控制器进行控制。喷气组件的作用是将高压气体变为高速气流从而在被转移设备底部形成一定的推力。被转移设备向前运动时，由两侧的转移导轨保证不偏离方向，直至完全进入接收容器。

图1 气体作动装置工作原理图Fig.1 Working principle of the gas actuator

气体作动装置在探测器上的安装形式如图2所示，高压气瓶容积为32 L，内部为7～8 MPa的高压氦气，电爆管和自锁阀开启后的通径分别为10 mm和4.8 mm，长度为10 mm，金属管路内径为6 mm，总长度为1.75 m，探测器上的温度环境为10℃左右，偏差不大于10℃。喷气组件包括环形气道和2个喷嘴，环形气道的内部截面为4 mm×6 mm，喷嘴采用拉法尔喷管形式，喷气组件与喷嘴的结构形式如图3所示。

图2 气体作动装置安装示意图Fig.2 Installation form of the gas actuator

图3 喷气组件与喷嘴结构形式示意图Fig.3 Structure form of the jet unit and the nozzle

设备在初始启动时将受到最大不超过30 N的阻力，为保证被转移设备顺利到达接收容器，气体作动装置所产生的推力应大于30 N，以便能够克服转移的阻力。针对此需求，对气体作动装置的作用力进行了分析和验证。

2 气体作动装置作用力分析

按照气体作动装置在探测器上的实际安装方式，建立简化后的气体管路模型如图4所示[5-6]。

图4 简化后的气体作动装置气体管路模型Fig.4 Simplified gas p ipeline model of the gas actuator

对气体作动装置作用力的分析，主要包括气体流动过程中的阻力分析和喷气组件所产生的推力分析两部分，前者是为了得到气体到达喷嘴入口处的压力，后者是为了得到气流对设备所形成的推力。

（1）气体管路阻力分析

气体在流动过程中所受的阻力可分为进口阻力、出口阻力和管道阻力三种。进口阻力是指气体从气瓶进入管道时流动变化产生的阻力；出口阻力是指气体从喷嘴进入真空无限大空间时流动变化产生的阻力；管道阻力有两种形式：一是由于气体本身的黏滞性以及与管壁间的摩擦所产生的阻力，称为摩擦阻力hf；另一种是气体流经各阀门管件时，由于管件截面的大小和方向发生变化局部涡流所引起的阻力，称为局部阻力hj。

1）摩擦阻力分析

根据流体力学原理[7]，假设气体在圆形管道内流动时截面无变化，则摩擦阻力hf可以表示为：

式中：l为管道长度；d为直径；ρ和u分别为气体的密度和速度；λ为摩擦阻力系数，与气体的流动状态和壁面粗糙度有关。如果Re≤2 500，可认为是层流，λ由Hagen-Poiseuille方程确定：

如果Re＞2 500，可认为是湍流，对于光滑壁面，λ由Blasius方程决定：

2）局部阻力分析

局部阻力是指气体在管道的进出口、弯头、阀门、截面扩大或缩小等部位时受到干扰，发生流速和方向改变而产生的能量耗散，局部阻力hj可表示为：

式中：ζ为局部阻力系数，通常由实验或经验公式得到。

如图5所示，对于管路突然缩小的情况：

对于管路突然扩大的情况：

在阻力分析时，可将进口阻力和出口阻力作为特殊的局部阻力。对于进口，可以认为由很大的截面A1突然进入了很小的截面A2，即A2/A1=0，由公式可得ζ进=0.5。对于出口，可以认为由很小的截面A1突然进入了无穷大的截面A2，即A1/A2=0，ζ出=1。

图5 气体管道缩小和扩大示意图Fig.5 Shrink and expand diagram of the pipeline

3）气体管路阻力分析

由前面的分析可知，气体作动装置总的气体管路阻力H可表示为：

式中：hin为气瓶进口的阻力；hout为喷气组件出口的阻力；hpyro为电爆管的局部阻力；hla为自锁阀的局部阻力；hpipe为圆形管道的摩擦阻力；hloop为喷气组件管道的摩擦阻力。

按照气体压力为7 MPa进行计算。为简化计算，按照工程方法可先假定气体在管道内的流动为无摩擦阻力和局部阻力，遵从伯努利方程，由总压降∇p=7 MPa可得极限流速v1=∇P/ρ=9 281.9 m/s，则Re为：

由此可认为管道内的流动为湍流，摩擦系数λ=

由摩擦系数可计算出管道的摩擦阻力系数，查阅文献可得到局部阻力系数[8]，即总的阻力系数Ctotal=6.351 3，由气体管路阻力计算公式：

进而可以求得喷嘴处气体的速度v2=3 698 m/s，在此基础上进行4次叠代计算，阻力系数稳定为Ctotal=6.45，速度u收敛为vstable=3 654 m/s，由此可得喷嘴的入口压力为2.52 MPa。

（2）转移推力计算

喷气组件喷出后的气体作用在被转移设备的底部，由于两个喷嘴对称布置，因此先利用流体力学软件Fluent建模分析单个喷嘴的作用力[9-11]。为简化计算，在建模时进行了二维化轴对称处理，分析喷嘴作用到距离为50 mm、半径为46.5 mm圆盘上的作用力Fs，计算网格如图6所示。

图6 转移推力计算网格与边界条件图Fig.6 Computation grid and boundary condition of the transfer force

按照喷嘴入口处压力为2.52 MPa进行仿真分析，喷嘴气流稳定后流场的速度分布如图7所示，气体对设备的作用力系数Cd收敛为37.62，在此状态下喷嘴所产生的作用力Fs为23.04 N。

图7 喷嘴气流速度分布图Fig.7 Velocity distribution map of the nozzle flow

喷气组件总的作用力为46.08 N，同样的可以得到不同的气瓶压力下的作用力。分析表明，探测器上±10℃的温度偏差对气体作动装置作用力的大小影响在2%以内，影响可接受。

3 气体作动装置作用力试验验证

为了验证气体作动装置作用力的大小，在真空罐内进行了测试试验，试验产品包括高压气瓶、自锁阀、电爆阀与喷气组件，除气瓶采用40 L的工业气瓶外，其余产品状态与探测器上产品保持一致，推力测试试验状态如图8所示。

图8 气体作动装置推力测试试验状态图Fig.8 Status of the transfer force test of the gas actuator

试验过程中，设置喷气组件出口与电子秤的距离为50 mm，通过调整气瓶压力得到了不同压力下的推力数据如表1所列。可以看出，气体作动装置的试验数据与仿真结果误差最大为7.4%，一致性较好，在气瓶压力超过5 MPa的情况下，可以产生30 N以上的推力，能够实现物体的转移，满足任务需要。

表1 推力计算数据和测试数据对比表Tab.1 Calculated data and experiment data of the transfer force

4 结论

针对深空探测器在轨飞行任务中的物体转移问题，提出了一种利用探测器高压气瓶内的气体产生推力的气体作动装置设计方案。按照流体力学公式完成了气体管路的阻力分析与喷嘴的入口压力分析，通过仿真分析得到了喷气组件对被转移物体的推力。并开展了真空罐内的推力测试试验，试验数据与仿真结果一致性较好，能够实现物体的转移，满足在轨任务需要。提出的气体作动装置设计方案可以为空间转移类机构的设计和验证提供参考。