一种高可靠轻量化泄压防热装置设计与验证

殷新喆 罗毅欣 祁玉峰 齐跃

(1 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)(2 中国空间技术研究院遥感卫星总体部，北京 100094)

具有再入功能的航天器在研制过程中，往往需要在航天器表面增加热防护罩(包括防热背罩、防热大底等)结构，以实现对舱体内部结构、机构载荷的保护。由于地面大气压力与入轨后近似零压的状态存在较大的差异，而热防护罩本身为密闭结构，不具备平衡舱体内外压差的能力。航天器完成发射并入轨后，舱体内外压差未能及时平衡，将导致航天器热防护罩甚至舱体结构额外承压，发生不可逆转的破坏，导致灾难性后果。因此，需要在航天器热防护罩上采取放气措施，以消除干扰力矩并保持舱内外压差的平衡[1]。而在航天器内外舱压完全平衡后至再入段，热防护罩需要取消泄压措施并恢复热密封，以保证舱内载荷的工作温度，实现气动防热。

目前国内外采取多种方法对航天器实现放气泄压，如结构和零部件一般都设计放气孔[2]，卫星推进管路根据程序控制阀门进行管路放气[3]，舱体泄压系统通过泄压舱盖放气等。这些放气泄压方法或存在速率低、功耗高等不足，或存在结构复杂、精度要求高等问题。因此，针对舱内泄压要求较高的航天器，需要专门进行可靠性高、泄压效率高、结构简单、轻量化的泄压设计，且该设计不破坏舱体热密封状态[4]。

面向上述航天器泄压、防热功能需求，文章设计了一种高可靠轻量化泄压防热装置(简称泄压装置)，并进行了仿真分析和试验测试。经过某再入航天器的在轨工作验证，该装置的设计合理、有效。

1 高可靠轻量化泄压防热装置设计

针对航天器舱体的泄压防热需求，根据工程经验，泄压装置的初步设计采用铰链式驱动，该装置原理模型如图1所示。

图1 泄压装置初步方案Fig.1 An initiative of decompression device

发射段，压紧座将防热盖压紧在舱体内壁上，当泄压孔为敞开状态时，实现舱内实时泄压。舱内泄压完成后，压紧座通电解锁释放防热盖。在驱动铰链的作用下，防热盖旋转运动至与舱体贴合，完成泄压孔的封堵，并由锁紧座实现防热盖固定。该泄压装置机构运动包络范围大，并且需要较高的装配精度，导致必须设置单独的舱板(即图1中的舱体)进行装配，确认无误后再进行整体装器。当驱动铰链轴发生了偏移后，可能会导致泄压孔不能实现完全封堵，进而影响在轨热环境和进入过程的防热烧蚀。

为了缩小机构运动包络、提高解锁后防热功能可靠性并且降低装器难度，根据压紧释放原理，提出了一种新型高可靠轻量化泄压防热装置。优化后的设计方案将防热盖的翻转运动优化为直线运动，采取单根压紧杆和单发分离螺母配合实现防热盖压紧、单根分离弹簧实现防热盖垂直分离的高可靠性设计[5]，具体组成如图2所示。

图2 泄压装置组成示意图Fig.2 Configuration of the decompression device

泄压装置的支架筒与舱体内壁固接，发射段防热盖通过压紧杆和分离螺母实现与套筒组件之间的压紧，露出周向泄压孔。在航天器到达指定轨道并完成舱内泄压后，分离螺母通电解锁释放压紧杆，在分离弹簧推动下防热盖运动至与舱体内壁贴合，到位开关反馈防热盖运动到位信号。该方案结构简单、轻量化、运动包络范围小，与舱壁接口可做适配性设计，并且由于防热盖的解锁释放是通过孔轴配合，可靠性高、重复性好，因此对装器精度要求低。

对优化后的泄压装置进行功能分析如下。

(1)地面待发射段和主动段，提供舱内外气压平衡通道，实现舱内即时泄压，如图3(a)所示。

(2)入轨后，防热盖解锁运动至舱壁，恢复舱体气动外形，实现舱体热密封状态，如图3(b)所示。

(3)目标星体再入段，在分离弹簧作用下，防热盖保持与舱壁贴合状态，实现气动防热, 如图3(b)所示。

经过功能分析，优化后的泄压装置满足功能需求，进而对泄压效率、分离弹簧的设计、防回缩冗余设计和防热设计等进行关键技术分析，进一步验证设计的合理性和有效性。

注：图(a)中v1表示舱内泄压气流方向，图(b)中v2表示再入过程舱外气流方向。

2 关键技术及分析

2.1 泄压分析

航天器舱体为非密封状态，进行泄压效率分析时按照严苛状态考虑，即在发射段，舱体按密封舱体假设[6]。拟在舱体表面设计圆形泄压孔，依据运载整流罩内压变化，计算分析舱体内外压差不大于5 kPa时所需最小泄压孔径尺寸。考虑摩擦损失和压力损失，在泄压孔直径分别取120 mm、130 mm、140 mm、150 mm、160 mm和165 mm时，计算分析舱内外压差曲线如图4所示。

根据图4不同孔径下舱内外压差的计算分析结果，将图4中不同孔径对应的压差峰值结果整理如表1所示。

表1 不同孔径下舱内外压差Table 1 Pressure differential under the different aperture of capsule

图4 不同孔径下舱体内外压差曲线Fig.4 Pressure differential curve under the different aperture of capsule

根据上述计算分析结果，为满足舱内外压差不大于5 kPa的指标需求，泄压装置最小开孔直径取130 mm。

2.2 分离弹簧设计

2.3 防回缩设计

防热盖通过分离弹簧推力实现舱体内壁贴合，为了防止弹簧失效[9]或外部载荷导致防热盖下凹开缝，破坏舱体热密封状态。对泄压装置进行防回缩的冗余设计，该设计功能采用定位销实现，如图5所示。

图5 防回缩设计(作用前)Fig.5 Design to prevent the retraction(untapped)

压紧状态下，定位销穿过外套筒，顶在内套筒外壁。当分离螺母解锁后，分离弹簧推动防热盖和内套筒向上运动，至防热盖与舱体内壁贴合。此时定位孔与定位销近似同轴，在推销簧作用下定位销穿入定位孔，如图6所示。

图6 防回缩设计(作用后)Fig.6 Design to prevent the retraction(worked)

在防热盖能够运动到位的前提下，为了确保定位销能够顺利穿入定位孔，对定位孔的形状、尺寸及防热盖运动行程进行计算分析。在考虑材料变形、加工误差和运动行程裕度的情况下，将定位孔设计成腰形孔。当防热盖运动到位后，定位销穿入定位孔，如图7所示。设防热盖的设计行程即为分离弹簧的工作行程X0，定位销直径为D1，定位孔直径D0>D1(考虑加工尺寸公差)，腰形定位孔长度ΔX≈ΔX1+ΔX2。ΔX1为定位销与定位孔上边界距离，且ΔX1≥0，当且仅当防回缩功能作用时ΔX1=0，因此为保证防热盖热防护性良好，在定位孔设计过程中ΔX1尽量取小。ΔX2为定位销与定位孔下边界距离，当防热盖与舱体内壁贴合并压紧时ΔX2≥0。由于防热盖与舱体内壁贴合产生微小变形的影响因素较多[10]，不易量化，可通过仿真分析和实际工程经验进行ΔX2取值。

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

2.4 防热设计

为了确保航天器舱体结构完整、气动外形良好，内壁温度环境满足既定指标要求，需要对防热盖进行防热设计。

根据目标星体热环境的特点和轻量化设计的要求，防热盖表面采用与舱壁相同的新型低密度防隔热材料。同时，为了防热盖闭合后与舱体形成平整无气动干扰的气动外形，防热盖表面与舱体结构平整无(或极小)台阶配合，见图3(b)。此外，在防热盖周向设置硅橡胶圈，降低解锁释放后对舱体的冲击，并且在压紧力的作用下，与舱体配合形成稳定的热密封。

3 模态分析

为分析泄压装置在力学环境作用中的响应特性，验证结构的动态设计，需对其进行模态分析。由于泄压装置在发射段呈现收拢状态，在轨解锁后呈展开状态，因此对其两种状态分别进行模态分析。

模型结构采用单元实体进行分析，分离螺母采用质量点赋予，各零件连接处采用多点刚性约束，模型采用四面体十节点网格进行划分。

1)收拢状态模态分析

将收拢状态的泄压装置支架筒上表面固支，对装置结构进行模态分析可得前三阶固有频率见表2。

表2 前三阶固有频率(收拢状态)Table 2 The first three inherent frequency(in furled status)

结合图8中X、Y、Z三个方向的1阶振型，根据表2收拢状态下前三阶固有频率分析可知，收拢状态下泄压装置固有频率其1阶纵向为131.8 Hz，1阶横向为141.6 Hz。

注：亮点为零部件螺钉孔之间刚性约束，亮点连线中心为模型附加零部件的集中质量等效点。

2)展开状态模态分析

将展开状态的泄压装置支架筒上表面固支，对装置结构进行模态分析可得前三阶固有频率见表3。

结合图9中X、Y、Z三个方向的1阶振型，根据表3展开状态下前三阶固有频率分析可知，展开状态下泄压装置固有频率其1阶纵向为131 Hz，1阶横向为131.5 Hz。

表3 前三阶固有频率(展开状态)Table 3 First three inherent frequency (in unfolded status)

从以上模态分析结果可知，两种状态的泄压装置1阶固有频率均大于100 Hz，满足某再入航天器的单机固有频率指标要求。

注：亮点为零部件螺钉孔之间刚性约束，亮点连线中心为模型附加零部件的集中质量等效点。

4 试验验证

通过1～3节可知，泄压装置收拢状态和展开状态表征了其发射段泄压功能和主动段防热功能的实现与否。因此，对泄压装置进行力学试验、热真空试验和电爆展开测试，以此来评估泄压装置设计的符合性。

泄压装置收拢状态下，进行正弦振动、随机振动、加速度以及冲击试验，试验前后的特征级频率吻合程度良好。泄压装置在力学试验前后的X向特征级振动试验曲线如图10所示。

图10 力学试验前后特征级振动试验曲线Fig.10 Curve of characteristic class vibration test before and after the dynamic test

泄压装置经历热真空试验后,装置表面状态良好。最后泄压装置进行电爆展开测试，通过高速摄像测量计算展开到位时间为20 ms，通过图11可知，该测试结果与泄压装置动力学分析展开时间计算结果17 ms基本一致。存在微小时间差的原因在于，动力学分析过程是通过测量防热盖质心运动到舱体内壁获得，而展开测试测得时间除了上述防热盖运动到位时间，还包括后续定位销插入定位孔的时间。

图11 展开时间动力学分析结果曲线Fig.11 Curve of motion time in accordance with dynamic analysis

5 结束语

本文针对具有再入功能的航天器入轨主动泄压和再入热防护的需求，基于压紧释放原理，研制了一种高可靠轻量化泄压防热装置。该装置具有可靠性高、泄压效率高、结构简单、轻量化，并且不破坏航天器舱体热密封状态的特点。仿真分析和试验结果表明：该装置抗力学性能良好，按工作指令正常锁定，并给出到位时间，与设计预期一致。经过发射入轨与再入过程飞行验证，高可靠轻量化泄压防热装置在发射入轨段泄压效率与设计状态相符，舱压平衡后舱体成功恢复热密封状态且通过再入热环境考核。在后续再入航天器的研制中，该装置在泄压和气动防热等技术方面具有良好的借鉴意义。