月球取样返回器分离阻力分析与地面分离试验验证

李海飞，王刚，徐世峰，雷文仿，张丽丽



月球取样返回器分离阻力分析与地面分离试验验证

李海飞1，王刚1，徐世峰2，雷文仿2，张丽丽2

（1. 北京空间飞行器总体设计部；2. 北京卫星环境工程研究所：北京 100094）

探月工程三期研制的月球取样返回器与轨道器间采用导向装配方式，装配后存在一定预应力，同时在轨两器分离时受空间环境作用而出现热变形，引起的分离阻力会对两器的正常分离产生影响。文章对返回器与轨道器的分离阻力进行分析和测量，并开展相关地面分离验证试验，结果表明，在轨环境引起的分离阻力约为366N，地面装配应力引起的分离阻力约为160N，两器分离速度约为0.24m/s。研究结果可为轨返两器的分离设计提供参考。

探月工程三期；取样返回器；分离阻力；有限元分析；试验验证

0 引言

探月工程三期将执行月球软着陆，并在月球表面采集月壤样本后返回地球，实现我国首次地外天体取样返回。这对于促进我国深空探测的发展具有重要意义[1]。安全回收月壤样品是探月工程三期最重要的目标，返回器在轨完成样品的转移、接收、固定后，返回器与轨道器组合体进入月-地转移轨道，在组合体到达分离点时，两器分离，其后返回器采用半弹道跳跃方式再入返回地球[2]。轨返两器能否正常分离是确保采集的月球样品成功回收的一个重要环节，关乎探月工程三期月球采样任务能否圆满完成。

目前针对航天器分离阻力研究的公开资料很少，本文对返回器与轨道器的装配情况进行理论分析，建立两器装配的有限元模型，计算分离的最大摩擦阻力，并开展地面分离验证试验，获取分离时的运动特性，为分离机构的优化设计提供参考。

1 装配接口设计

返回器安装在轨道器中部，通过4套连接解锁装置实现两器的连接与解锁。返回器大底底部设置4根钛管，轨道器端框上设置钛管及连接解锁装置的接口，4套连接解锁装置将返回器上的钛管与轨道器端框连接起来，实现两器的连接。钛管的外部安装有支撑套筒，以保证舱段间的连接强度和刚度[3]。返回器与轨道器间的连接情况如图1所示。

返回器钛管一端为球面，轨道器端框相应接口为锥孔和圆孔。两器对接时，在对应的锥面引导下，钛管的球面导入圆孔中，直到二者的端面接触为止。返回器钛管的球面与圆孔侧面为线接触，钛管同时担负导向、定位、承受并传递载荷的功能。钛管及端框上相应接口如图2所示。

图1 返回器与轨道器连接示意

图2 钛管与端框接口

钛管球面的横向尺寸为-0.4 -0.6mm，位置度0.6；对应钛管安装孔尺寸为0.046 0mm，位置度0.15。不考虑位置度，研究单个钛管与端框的装配形式，如图3所示。钛管球面和对应安装孔之间的单边间隙量为，那么上述设计状态下对中装配时的间隙量为0.2～0.323mm；相切装配时最大间隙量为0.4～0.646mm，最小间隙量为0mm。即装配时的单边间隙量为0～0.646mm。

图3 不考虑位置度时钛管与端框装配形式

考虑位置度的影响，如图4所示。钛管球面和对应安装孔之间的单边最大干涉量为0.175mm。在此状态下装配，必然会产生相应的结构弹性变形，形成装配应力。

图4 考虑位置度时钛管与支架装配形式

在两器实际对接过程中，操作人员通过肉眼观察并控制、调整钛管与对应安装孔之间的相对位置关系，难以完全避免4个钛管与各自对应的安装孔之间的相互挤压，从而形成相应的挤压力。

2 分离阻力分析与测量

装配挤压力的出现将导致两器分离时，即钛管球面由对应圆孔脱离过程中的摩擦阻力。另外，在空间温度环境的影响下，结构的变形会使该摩擦力进一步增大。该摩擦阻力即为两器的分离阻力，它的存在会影响返回器的分离姿态。在Patran中建立返回器与轨道器间分离阻力分析模型，如图5所示，该模型包括返回器本体、钛管和轨道器端框。返回器钛管采用壳单元模拟，上端通过MPC连接到大底端框上，下端连接到轨道器端框上[4]。

图5 返回器分离阻力分析模型

2.1 地面装配应力分析

分别对钛管和轨道器端框连接处施加朝中心方向的1000N作用力，分析得出返回器钛管最大变形约为0.115mm，轨道器端框变形约为0.149mm，参见图6。由此进行换算，在总干涉量为0.175mm时，返回器钛管与端框之间装配应力约为660N，钛管变形约为0.075mm，轨道器端框变形约为0.100mm。假设摩擦因数为0.2，则地面装配过程引起的两器分离面之间的最大分离阻力为132N。

图6 1000N 应力作用下返回器钛管及轨道器端框变形云图

2.2 在轨环境应力分析

通过对两器分离时的温度场分析可知，分离面温度分布存在3种工况，具体见表1。

表1 返回器与轨道器分离时刻温度

将温度场赋予有限元分析模型，对结构进行热变形分析，结果如表2和图7所示。

表2 热变形分析结果

图7 轨返分离面的剪切力及变形

由表2可见，在空间温度环境作用下，返回器钛管安装处的横向最大受力为1830N（最大变形量约为0.46mm），按摩擦因数0.2计算，由温度环境引起的两器分离阻力约为366N。

2.3 地面分离阻力测量

返回器分离阻力测量方案如图8所示。将轨道器端框固定到工装上，起吊返回器，在起吊过程中通过力传感器得到分离时最大拉力1和起吊分离平稳后的拉力2，则地面装配状态下的分离阻力=1−2。

图8 地面分离阻力测量方案

地面分离阻力测量共进行了5次，测量及计算数据见表3。由表3可得平均分离阻力约为160N，与地面装配应力引起分离阻力的分析结果相符。

表3 分离阻力测量及计算数据

3 地面分离试验验证

返回器与轨道器间采用4套火工锁实现机械连接和解锁，同时通过4套弹簧分离推杆实现两器的分离。

3.1 试验原理

返回器与轨道器地面分离试验采用吊挂配平分离方案。试验前将两器组合体竖直停放，返回器通过吊具与滑轮配重系统相连，轨道器停放在工装台架上，设计配重质量以保证分离面不受力。试验时连接解锁装置起爆，分离弹簧工作，推动吊挂的返回器向上运动，通过相应的仪器或装置完成冲击响应、分离速度等参数的测量，并采取相应措施使返回器的速度减为0。

3.2 试验系统

两器分离试验系统主要由返回器模拟件、轨道器模拟件、返回器吊具、工装台架、火工装置发火控制装置、冲击响应参数测量与处理设备、高速摄像机、分离运动参数测量与处理设备、“失重”模拟试验平台等组成。试验平台采用吊挂配平法模拟空间无重力状态，使分离面不受力，如图9所示[5]。试验平台的结构强度和刚度应具有承受试验件解锁分离试验引起的静、动载荷的能力。

图9 轨返分离试验系统

3.3 试验结果

返回器与轨道器分离试验中，利用4台高速摄像机对分离过程进行拍摄，结果显示：分离过程中返回器与轨道器无干涉现象；对高速摄像数据进行分析得到的返回器位移、速度曲线如图10所示。由速度曲线可见返回器分离速度约为0.25m/s。

图10 轨返分离试验曲线

4 结果分析

在分离试验系统配平状态下，认为分离过程摩擦阻力已被配重平衡，分离弹簧势能完全转化为运动体的动能，则有：

其中：为运动体质量；为运动体速度；为分离弹簧总刚度；2为分离前分离弹簧最大压缩量；1为分离完成时分离弹簧的剩余压缩量；max为最大分离推力。结合分离试验系统具体参数，可得返回器分离速度的理论值为0.33m/s，与测量值0.25m/s存在一定偏差。

经分析认为，理论计算值与试验值出现偏差主要与试验系统中的吊绳刚度偏低有关：返回器吊具有较长的竖直吊绳，且返回器质量较小，与轨道器分离时返回器吊具竖直吊绳上的拉力显著减小且不能得到迅速补偿，因此从分离过程的积分效果来看，分离弹簧的部分能量被吊挂舱段的残余重力所消耗，从而导致返回器与轨道器分离速度的试验值相对于理论计算值偏小。

在进行分离弹簧能力max的设计时，为了确保返回器与轨道器在轨分离指标满足要求，需要充分考虑分离阻力的影响，可以将文中的装配阻力（取160N）和在轨环境引起的分离阻力（366N）作为分离机构设计的迭代条件。

5 结束语

本文对探月工程三期月球探测器的返回器与轨道器的装配尺寸链进行了分析，建立了两器分离阻力分析的有限元模型，对两器分离阻力开展了分析和测量，同时采用吊挂配平分离方案开展了两器间地面舱段分离验证试验。研究结果为器间分离机构的优化设计提供了参考数据，同时可作为同类航天器分离面设计、分析及试验的参考和借鉴。

[1] 于登云, 林益明, 刘国青, 等．月球软着陆探测器技术[M]．北京: 国防工业出版社, 2016: 003-015

[2] 杨孟飞, 张高, 张伍, 等．探月三期月地高速再入返回飞行器技术设计与实现[J]．中国科学: 技术科学, 2015, 45(2): 111-123

YANG M F, ZHANG G, ZHANG W, et al. Technique design and realization of the circumlunar return and reentry spacecraft of 3rd phase of Chinese lunar exploration program[J]. Sci Sin Tech, 2015, 45(2): 111-123

[3] LUCY M H, HARDY R C, KIST E H, et al. Report on alternative devices to pyrotechnics on spacecraft[C]//10thAnnual AIAA/USU Conference on Small Satellites, 1996: 1-19

[4] 袁家军．卫星结构设计与分析[M]．北京: 中国宇航出版社, 2009: 231-257

[5] 刘习文, 刘斌, 崔洪伟．CZ-2F返回舱和逃逸飞行器分离试验技术[J]. 导弹与航天运载技术, 2004(1): 67-72

LIU X W, LIU B, CUI H W. The separation test technology of LM-2F’s return module and escape vehicle[J]. Missiles and Space Vehicles, 2004(1): 67-72

（编辑：张艳艳）

Analysis and terrestrial verification of separation resistance of lunar sampling & re-entry capsule

LI Haifei1, WANG Gang1, XU Shifeng2, LEI Wenfang2, ZHANG Lili2

(1. Beijing Institute of Spacecraft System Engineering; 2. Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering: Beijing 100094, China)

The reentry capsule in the third phase of China lunar exploration program is assembled with the orbital module in the guided mode, with a little prestress between two modules after the assembly. Because of the space environment, there is some resistance during the separation, which will affect the normal separation of the two modules. In this paper, an FEM analysis is made of the separation resistance, as well as the terrestrial verification, as a reference for the separation design.

the 3rd phase of China lunar exploration program; sampling & re-entry capsule; separation resistance; finite element analysis; test validation

V416; TB115

A

1673-1379(2017)06-0662-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.06.015

李海飞（1987—），男，硕士学位，研究方向为航天器总体设计技术。E-mail: lihaifei0anhui@sina.com。

2017-07-03；

2017-11-23

国家重大科技专项工程