一種在軌補加用浮動斷接器設計

馬海濤，陳 健，魏 青，唐妹芳

（上海空間推進研究所，上海200233）

0 引言

從上世紀90年代以來，發射長期在軌的載人近地空間站已成為當今世界各大國在航天領域中爭相追逐的目標。研制和發射載人的近地空間站并不等于它可以長期在空間在軌運行。如果要達到這個目標，首先必須解決空間站推進系統能夠持續工作的基本條件——推進劑及增壓氣體的補給。推進劑目前大部分是消耗量大、有毒、易燃、易爆的液體，而增壓氣體是高壓、易漏的氣體，能否安全地、可靠地進行在軌補加成為各國空間站研制的關鍵技術之一。

浮動斷接器也稱“在軌補加接頭”，是在軌補加的關鍵技術之一。其主要作用是隨著兩飛行器（如空間站與貨運飛船）的對接和分離，依據一定要求來實現液路和氣路的連通和斷開，從而實現兩飛行器之間的燃料、氧化劑和氣體的傳輸。

1 浮動斷接器的功能要求

在貨運飛船與空間站對接時，浮動斷接器的主動與被動部分可能出現不同的軸度，為了補償這個偏差，浮動斷接器的主動部分一般設有不同軸度的補償器。因此，根據空間飛行器以及其工作環境的特點，浮動斷接器必須具有如下的功能：

1）具有“浮動”適應對接后可能產生的相對位置（角度和徑向）偏差的能力；

2）具有小的反作用力，不能影響對接機構的對接和分離；

3）具有自動鎖緊/解鎖的能力；

4）具有位置顯示的能力。

2 國外的研制情況

浮動斷接器有兩類方案：無源方案和有源方案。

無源方案：本身不具備自動插合能力，即本身沒有執行機構，所有的主動位移的產生均依靠兩個對接飛行器的移動得到，這就意味著，必須在飛行器完成對接的同時也完成浮動斷接器的對接，這會給對接機構的分離帶來額外的干擾力，可能影響運輸飛船分離姿態。

有源方案：本身具備主動移動功能，即自帶執行機構，可以實現一端接頭的推出和回縮。由于浮動斷接器自身具備了執行功能，可以在對接機構完成對接后（或分離前）進行自身的對接和分離，這樣對對接機構的影響降到最低。但同時由于不能依靠對接結構進行鎖緊/解鎖，因此自身必須具備鎖緊/解鎖功能。要產生浮動斷接器的直線運動，有多種方式。但由于空間環境和資源的限制，一般采用兩種方式：一種是美國的電機驅動方式，另一種是俄羅斯的氣動驅動方式。

氣動驅動：利用氣體的壓力驅動活塞運動，這在工業上應用十分廣泛，技術相對成熟，但需要提供額外的氣源，在一定程度上，增加了系統的負擔。

電機驅動：利用蝸輪蝸桿將旋轉運動轉換為直線運動，同樣在工業上廣泛應用，但對于電功率需求較大，并且體積、重量也相對較大。但是，若同時控制多個浮動斷接器的對接，其體積和重量平均下來還是有一定的優勢。

2.1 俄羅斯

在上世紀80年代左右，在軌補加技術在蘇聯的“禮炮”空間站成功進行了應用，后經過二十多年的發展，俄羅斯（前蘇聯）在此領域取得了國際領先地位。在90年代初，美國也開始進行在軌補加技術的研究，并取得了一定的成果。

俄羅斯在補加技術上研究較早，其技術相對比較成熟。圖1是用于貨運飛船和軌道站對接的補加接頭。其主要的工作特點是：采用插入式結構，主動端較為復雜，被動端簡單。由于被動端位于空間站上，長期在軌運行，空間環境惡劣，因此采用簡單的結構設計以增加可靠性。

其工作原理：在對接時，依靠氣體壓力推動插入管，在主動插入管的錐形接頭和被動端的錐面導引下插合。在分離時，排空氣腔壓力，插入管依靠彈簧力自動回縮。通過一個鍥型塊，實現對接偏差的補償。密封結構采用雙道O形圈密封。補加接頭的鎖緊采用氣動方式，通過氣體壓力推動鎖緊裝置鎖緊，反之，卸壓解鎖。

2.2 美國

在80年代末期到90年代初期，美國為了實現利用航天飛機對衛星或空間站進行推進劑補加，開始對在軌補加技術進行研究。在補加接頭技術上形成了標準的模塊，并將補加接頭模塊系列化和組合化，并已完成了地面試驗。在補加接頭上，主要包括兩大產品，一個是自動流體接口系統 （Automated Fluid Interface System，簡稱AFIS），另一個是通用補加接口系統（Universal Refueling Interface System，簡稱 URIS）。

通用補加接口系統工作原理：在每個獨立的接頭上不具備鎖緊/解鎖功能，而是通過模塊上的電機轉動進行鎖緊/解鎖，其類似于卡口式電燈泡的安裝；利用電機實現一組補加接頭（在一個模塊內）的鎖緊/解鎖，其重量和體積可以得到減少。但是，在需獨立控制每付（或不再同一模塊內的）補加接頭的時候，就必須為每個接頭配備一臺電機，增加結構重量。

3 浮動斷接器方案

3.1 方案選擇

表1是各種浮動斷接器方案的比較，通過比較可知：有源方案的浮動斷接器自身具備了執行機構使得其可以在飛行器完成對接后（或分離前）自己進行對接（或分離），其不對飛行器的對接和分離帶來的影響，并可實現多次嘗試。其中，采用氣動驅動方案，其氣體可利用運輸飛船推進系統的增壓氣體，這樣可以不需要獨立的一整套供氣系統，對系統資源的影響可相對減少。

綜上所述，浮動斷接器采用有源的氣動驅動方案是比較適宜的。

表1 浮動斷接器方案比較Tab.1 Comparison of floating coupling schemes

3.2 方案設計

補加系統方案如圖2所示，浮動斷接器的結構如圖3所示。當需要進行推進劑補加時，首先對主動端（貨運飛船）的控制氣進口1通氣（2排氣），推動插入管前進。在和被動端（目標飛行器）接觸后，由浮動機構對徑向偏移和角度偏轉進行補償，最終使得插入管和被動端的接受管插合。永磁鐵提供鎖緊力，確保主動端的插入管不會退出。當完成補加后，關閉浮動斷接器兩端的電磁閥，開啟吹除路的電磁閥，浮動斷接器兩端電磁閥之間的管路進行吹除。吹除完成后，從控制氣進口2進氣（1排氣），在氣體壓力的驅動下，克服摩擦力，使插入管退出接受管，最終完成分離。

浮動斷接器方案的主要特點：

1）采用控制氣作為驅動氣體；

2）位置補償機構采用徑向均勻布置8根彈簧、軸向布置4根彈簧，完成浮動功能；

3）在插入管上安裝永磁鐵達到自鎖功能；

4）具有位置指示功能；

5）被動端結構簡單、可靠。

3.3 工作原理

當需要進行推進劑補加時（在完成空間站和貨運飛船的對接后），首先對主動端（運輸飛船）的控制氣進口1進氣（2排氣），克服永磁力和摩擦阻力，推動插入管前進。在和被動端（空間站）接觸后，由浮動機構對徑向偏移和角度偏斜進行補償，最終使得插入管和被動端的接受管插合。此時永磁力和氣動力（也可只依靠永磁力）提供鎖緊力，確保主動端的插入管不會退出。

當完成補加后，關閉浮動斷接器兩端的電磁閥，開啟吹除路的電磁閥，浮動斷接器兩端電磁閥之間的管路進行吹除。吹除完成后，從控制氣進口2通氣（1排氣），克服永磁力和摩擦阻力，使插入管退出接受管，最終完成分離。浮動斷接器的實物外形如圖4所示。

3.4 關鍵技術及解決途徑

3.4.1 偏差的補償

在對接機構完成對接后，浮動斷接器的兩端不可避免的存在徑向偏移和角度偏斜，因此必須采用浮動結構對此進行補償。其關鍵點在于結構緊湊、可靠性高兩方面。

對于角向偏移的補償：在被動端，采用了全角 60°～90°錐孔進行導向。

對徑向偏移的補償：在主動端，利用一周向柔性支撐機構，使其具備在徑向的移動能力，滿足徑向偏移的補償要求。周向柔性支撐機構原理如圖5示。

3.4.2 氣動驅動機構

氣動驅動機構是整個浮動斷接器中的關鍵裝置，其關鍵在于：在保障可靠性的前提下，盡可能的減少體積和重量。設計方案是：直接采用活塞原理，利用氣體帶動插入管前移，其密封采用兩道O型圈密封，上游通過電磁閥控制進氣或放氣。

3.4.3 永磁路的設計

永磁鐵在浮動斷接器中主要完成兩個功能：

1）提供由于位置變化引起的磁場強度變化量。浮動斷接器在進行對接的時候，需要對插入管的狀態進行位置顯示。本方案采用霍爾微動開關，通過感應磁場強度的變化，來對插入管的位置進行顯示。因此在設計永磁鐵時，將永磁鐵固定在插入管活塞的兩側，使磁場的變化量較大，永磁磁場分布圖如圖6所示。通過對霍爾微動開關的試驗，驗證了方案設計的合理性。

2）具有位置自鎖功能。永磁鐵采用環形磁鐵，一面為N級，另一面為S級，分布在插入管活塞的兩側，通過對該磁路進行仿真計算，得到永磁吸力約為40 N。經過計算由于加速度產生的沖擊力為9 N，不會引起插入管的位置變化。通過力學環境試驗驗證了浮動斷接器的位置自鎖功能。

3.5 試驗驗證

該方案的浮動斷接器進行了插合試驗、漏率檢測試驗、動作裕度試驗，能夠滿足有位置及角度偏差下的插合及回退，并且在插合下氦氣漏率檢測，能夠滿足小于1×10-6Pa·m3/s的要求。進行并通過了力學環境、溫度環境及壽命試驗考核，初步驗證了該浮動斷接器方案的可行性。

4 結束語

通過對國外浮動斷接器技術的分析，提出了一種浮動斷接器的方案，并對方案的工作原理進行了闡述。目前，該方案的產品通過了力學環境試驗、溫度環境試驗及壽命試驗的初步考核，驗證了方案設計合理，密封形式可靠。

[1]HAMILTON W.Automatic refueling coupling for on-orbit spacecraft servicing,AIAA89-2731[R].USA:AIAA,1989.

[2]STUDENICK R M.Automated fluid interface system(AFIS)for remote satellite refueling,AIAA 90-1884[R].USA:AIAA,1990.

[3]CARDIN J.A standardized spacecraft resupply interface,AIAA 91-1841[R].USA:AIAA,1991.

[4]劉國強.ANSOFT工程電磁場有限元分析[M].北京:電子工業出版社,2005.

[5]D K休澤耳著.趙元修,吳守生,金如山,等譯.液體推進劑火箭發動機設計[M].北京:國防工業出版社,1973.

[6]劉國球.液體火箭發動機原理 [M].北京:宇航出版社,1993.

[7]R H沃林著.宋學義,張正義譯.密封件與密封件手冊[M].北京:國防工業出版社,1990.

[8]朱寧昌.液體火箭發動機設計（下）[M].北京:宇航出版社,1994.