CN111006805B - 空间充气结构包装内残存气体真空膨胀力测量装置及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了空间充气结构包装后内部残存气体真空膨胀力测量装置及方法，属于载人航天飞行器无损回收技术领域。该方法将需要受测量的气囊按实际使用状态安装在安装板和囊舱之间，然后放置于一个密封舱内，将密封舱放置于真空罐中，真空罐抽至真空后，通过电磁阀将密封舱和囊舱内的压力按一定速率降低，分别模拟发射过程外界环境和非密封舱内压力的变化情况，通过安装在安装板和囊舱之间的拉力传感器或压力传感器测量压力变化过程气囊施加在囊舱上的作用力即为气囊的膨胀力。

Description

空间充气结构包装内残存气体真空膨胀力测量装置及方法
技术领域
本发明涉及空间充气结构包装内残存气体真空膨胀力测量装置及方法，此种方法适用于航天器着陆空间柔性充气结构、空间充气舱各类空间柔性充气结构包装状态下真空膨胀力的测量，属于载人航天飞行器无损回收技术领域。
背景技术
我国的新一代载人飞船和可重复使用卫星目前采用空间柔性充气结构柔性充气结构作为其着陆缓冲装置，工作模式为发射前折叠包装后安装于返回舱底部，放置与防热大底与返回舱之间的非密封空间内，空间柔性充气结构由于自身为密封结构，在地面非真空环境下折叠包装时内部会残存一部分气体。在发射过程和入轨后返回舱非密封舱内压力会由常压渐变为近真空状态，即空间柔性充气结构外部压力将经历从环境1个大气压到接近与真空环境，气囊内部残存气体由于内外压差的增大会产生膨胀力，此膨胀力在轨期间会施加给返回舱防热大底，由防热大底与返回舱之间的连接分离机构承担，连接分离机构设计时应充分考虑此膨胀力，以免空中发射意外解锁，使防热大底与返回舱分离。为此空间柔性充气结构在研制中应对其真空环境下的膨胀力进行测定，为防热大底的连接分离机构设计提供依据。
此种膨胀力在其它空间柔性充气结构(比如太空舱)中普遍存在，在轨展开前中均会对其接触的设备或舱壁产生作用力，因此对空间柔性充气结构包装状态下的真空膨胀力进行测量具有及其重要的意义，可以为其他设备预知此膨胀力的存在，以消除安全隐患，提高系统工作安全性和可靠性。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供空间充气结构包装内残存气体真空膨胀力测量装置及方法，在地面大气环境下测试空间柔性充气结构的折叠包装，进入真空环境后包装状态的柔性充气结构内部残存气体产生膨胀力。
本发明解决技术的方案是：一种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量装置，测量装置包括安装板、第一电磁阀、被测空间柔性充气结构、第二电磁阀、密封舱、囊舱盖；
安装板用于模拟航天器的底部；
被测空间柔性充气结构的充放气口按其与航天器底部的实际连接状态与安装板密封安装，构成第一密封空间，被测空间柔性充气结构按实际使用状态折叠，将折叠好的被测空间柔性充气结构按照实际使用状态固定安装并封包；
囊舱盖位于模拟空间柔性充气结构外侧，与安装板密封安装，被测空间柔性充气结构与囊舱盖之间构成第二密封空间，第一电磁阀安装在安装板上囊舱盖和被测空间柔性充气结构之间的部位，用于控制第二密封空间的压力变化；
密封舱位于囊舱盖外侧，与安装板密封安装，囊舱盖与密封舱之间构成第三密封空间，密封舱上设有第二电磁阀，用于控制第三密封空间的压力变化。
优选的，上述空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量装置，还包括第一压力传感器，用于测量第一密封空间的压力变化。
所述第一压力传感器安装在空间柔性充气结构的充放气口上。
上述装置的一种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量方法，该方法包括如下步骤：
(1)、将上述测量装置在常压下放置24小时后置于真空罐中，真空罐与密封舱之间形成第四密封空间；
(2)、启动真空罐，将第四密封空间在规定的时间内抽成真空状态；
(3)、启动第一电磁阀和第二电磁阀，使得第三密封空间和第二密封空间内气体分别向外排出；控制所述第三密封空间的压强P3的变化与发射过程中航天器内安装被测空间柔性充气结构的密封舱内部外界环境压力变化一致；控制所述第二密封空间的压强P2与发射过程中航天器内被测空间柔性充气结构内部压力变化一致；
(4)、记录第三密封空间和第二密封空间放气过程中第一密封空间内压强P1变化情况，此压强与囊舱盖受力面积的乘积即为空间柔性充气结构的膨胀力。
所述囊舱盖受力面积为囊舱上部内表面在水平方向的投影面积。
所述囊舱盖与安装板通过连接件安装在一起，连接件上同时安装有拉力传感器，用于测量连接件承载的拉力。
上述装置的一种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量方法，该方法包括如下步骤：
(1)、将上述测量装置在常压下放置24小时后置于真空罐中，真空罐与密封舱之间形成第四密封空间；
(2)、启动真空罐，将第四密封空间抽成真空状态；
(3)、启动第一电磁阀和第二电磁阀，使得第三密封空间和第二密封空间内气体分别向外排出；控制所述第三密封空间的压强P3的变化与发射过程中航天器内安装被测空间柔性充气结构的密封舱内部外界环境压力变化一致；控制所述第二密封空间的压强P2与发射过程中航天器内被测空间柔性充气结构内部压力变化一致；
发射过程中航天器内安装被测空间柔性充气结构的密封舱内部外界环境压力变化、发射过程航天器内被测空间柔性充气结构内部压力通过实际飞行测量数据获取；
(4)、采用拉力传感器测量整个放气过程中囊舱盖所受拉力，将所有拉力传感器测量到的拉力值相加，得到整个气囊的膨胀力。
优选的，上述一种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量装置，还包括第二压力传感器、第三压力传感器；
所述第二压力传感器，用于测量第二密封空间的压力变化。
所述第三压力传感器，用于测量第三密封空间的压力变化。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)、本发明提供了空间充气结构包装内残存气体真空膨胀力测量装置及方法，在地面大气环境下测试空间柔性充气结构的折叠包装，进入真空环境后包装状态的柔性充气结构内部残存气体产生膨胀力；
(2)、本发明方法采用电磁阀控制所述第三密封空间的压强P3的变化与发射过程中航天器内安装被测空间柔性充气结构的密封舱内部外界环境压力变化一致，所述第二密封空间的压强P2与发射过程中航天器内被测空间柔性充气结构内部压力变化一致，试验过程准确可控；
(3)、我国未来将有大量的空间柔性充气结构的应用，对空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力进行测量，可以提前预知此膨胀力对航天器其他设备的影响，避免安全隐患。
附图说明
图1为本发明实施例测试系统组成图
图中：P1为第一密封空间内压力，即气囊内的压力；
P2为第二密封空间内压力，即囊舱内的压力；
P3为第三密封空间内压力，即密封舱内的压力；
P4为第四密封空间内压力，即密封罐内的压力。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
如图1所示，本发明提供了一种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量装置，该装置包括安装板、第一电磁阀、被测空间柔性充气结构、第二电磁阀、密封舱、囊舱盖；密封舱可以采用航天器实际的舱段，也可以用一小型密封舱来模拟航天器舱段，目的是为了模拟密封舱段内的压力，真空罐用来模拟发射过程外界环境压力的变化曲线。
安装板用于模拟航天器的底部；
被测空间柔性充气结构的充放气口按其与航天器底部的实际连接状态与安装板密封安装，构成第一密封空间，被测空间柔性充气结构按实际使用状态折叠，将折叠好的被测空间柔性充气结构按照实际使用状态固定安装并封包；例如，将气囊上的安装扣襻及包布通过压条和紧固螺钉安装到安装板上；气囊按规定折叠，折叠过程通过进气口将气囊内部气体尽可能抽成真空以模拟真实包装状态；将折叠好的气囊模拟真实状态通过包布和封包绳进行封包；
囊舱盖位于模拟空间柔性充气结构外侧，与安装板密封安装，被测空间柔性充气结构与囊舱盖之间构成第二密封空间，第一电磁阀安装在安装板上囊舱盖和空间柔性充气结构之间的部位，电磁阀的流量应能够满足将囊舱内压强P2的变化速率要求，用于控制第二密封空间的压力变化；第一电磁阀的安装孔做密封处理。
密封舱位于囊舱盖外侧，与安装板之间通过密封圈密封安装(必要时可通过其它辅助工装进行压紧密封)，囊舱盖与密封舱之间构成第三密封空间，密封舱上设有第二电磁阀，第二电磁阀的流量应能够满足密封舱内压强P3的变化速率要求，用于控制第三密封空间的压力变化，第二电磁阀的安装孔做密封处理。
上述空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量装置，还包括第一压力传感器，用于测量第一密封空间的压力变化。所述第一压力传感器安装在空间柔性充气结构的充放气口上。
基于上述装置，本发明提供了一种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量方法，该方法包括如下步骤：
(1)、将上述测量装置在常压下放置24小时后置于真空罐中，真空罐与密封舱之间形成第四密封空间；
(2)、启动真空罐，将第四密封空间在规定的时间内抽成真空状态，所述真空状态的大气压强10Pa以下，抽气速率不做要求；抽真空过程检测第二密封空间压强P2、第三密封空间压强P3压力，均不应小于90kPa，验证第二密封空间和第三密封空间密封；
(3)、启动第一电磁阀和第二电磁阀，使得第三密封空间和第二密封空间内气体分别向外排出；控制所述第三密封空间的压强P3的变化与发射过程中航天器内安装被测空间柔性充气结构的密封舱内部外界环境压力变化一致；控制所述第二密封空间的压强P2与发射过程中航天器内被测空间柔性充气结构内部压力变化一致；
发射过程中航天器内安装被测空间柔性充气结构的密封舱内部外界环境压力变化、发射过程航天器内被测空间柔性充气结构内部压力通过实际飞行测量数据获取；在本发明的某一具体实施例中，第三密封空间的压强P3变化应在7min内由1.013×10-5Pa变为10Pa左右(模拟发射过程外界环境压力变化)；其中第二密封空间的压强P2变化应在15min内由1.013×10-5Pa变为10Pa左右(模拟发射过程返回舱与防热大底之间压力变化)；第三密封空间的压强P3和第二密封空间的压强P2的压力变化由电磁阀的放气速度调节。
(4)、记录第三密封空间和第二密封空间放气过程中第一密封空间内压强P1变化情况，此压强与囊舱盖受力面积的乘积即为空间柔性充气结构的膨胀力。所述囊舱盖受力面积为囊舱上部内表面在水平方向的投影面积。
本发明还提供了第二种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量装置，该装置与上述装置不同之处在于：所述囊舱盖与安装板通过连接件安装在一起，连接件上同时安装有拉力传感器，用于测量连接件承载的拉力。
基于第二种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量装置，本发明还提供了对应的第二种测量方法，该方法与上述第一种柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量方法的不同在于所述步骤(4)为：采用拉力传感器测量整个放气过程中囊舱盖所受拉力，将所有拉力传感器测量到的拉力值相加，得到整个气囊的膨胀力。
无论是第一种测量方法还是第二种测量方法，一种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量装置还包括第二压力传感器、第三压力传感器；所述第二压力传感器，用于测量第二密封空间的压力变化。所述第三压力传感器，用于测量第三密封空间的压力变化，保证测量过程可控。
空间柔性充气结构在发射时折叠收缩成很小的体积，在发射入轨后，根据功能需要展开，形成满足要求的结构形式，它不仅可降低航天器发射总质量和体积，而且可以用来完成各类大型空间任务。空间柔性充气结构柔性充气结构已在新一代载人飞船和可重复使用卫星上应用，对其包装状态下的真空膨胀力进行测量，可直接为防热大底及前端头连接力提供设计参考，避免因连接力不够而发生提前分离。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (6)

1.一种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)、将空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量装置在常压下放置24小时后置于真空罐中，真空罐与密封舱之间形成第四密封空间；
所述测量装置包括安装板、第一电磁阀、被测空间柔性充气结构、第二电磁阀、密封舱、囊舱盖；
安装板用于模拟航天器的底部；
被测空间柔性充气结构的充放气口按其与航天器底部的实际连接状态与安装板密封安装，构成第一密封空间，被测空间柔性充气结构按实际使用状态折叠，将折叠好的被测空间柔性充气结构按照实际使用状态固定安装并封包；
囊舱盖位于被测空间柔性充气结构外侧，与安装板密封安装，被测空间柔性充气结构与囊舱盖之间构成第二密封空间，第一电磁阀安装在安装板上囊舱盖和被测空间柔性充气结构之间的部位，用于控制第二密封空间的压力变化；
密封舱位于囊舱盖外侧，与安装板密封安装，囊舱盖与密封舱之间构成第三密封空间，密封舱上设有第二电磁阀，用于控制第三密封空间的压力变化；
(2)、启动真空罐，将第四密封空间在规定的时间内抽成真空状态；
(3)、启动第一电磁阀和第二电磁阀，使得第三密封空间和第二密封空间内气体分别向外排出；控制所述第三密封空间的压强P3的变化与发射过程中航天器内安装被测空间柔性充气结构的密封舱内部外界环境压力变化一致；控制所述第二密封空间的压强P2与发射过程中航天器内被测空间柔性充气结构内部压力变化一致；
(4)、记录第三密封空间和第二密封空间放气过程中第一密封空间内压强P1变化情况，此压强与囊舱盖受力面积的乘积即为被测空间柔性充气结构的膨胀力。
2.根据权利要求1所述的一种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量方法，其特征在于所述测量装置还包括第一压力传感器，用于测量第一密封空间的压力变化。
3.根据权利要求2所述的一种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量方法，其特征在于所述第一压力传感器安装在被测空间柔性充气结构的充放气口上。
4.根据权利要求1所述的一种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量方法，其特征在于所述囊舱盖受力面积为囊舱上部内表面在水平方向的投影面积。
5.一种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)、将空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量装置在常压下放置24小时后置于真空罐中，真空罐与密封舱之间形成第四密封空间；
所述测量装置包括安装板、第一电磁阀、被测空间柔性充气结构、第二电磁阀、密封舱、囊舱盖；
安装板用于模拟航天器的底部；
被测空间柔性充气结构的充放气口按其与航天器底部的实际连接状态与安装板密封安装，构成第一密封空间，被测空间柔性充气结构按实际使用状态折叠，将折叠好的被测空间柔性充气结构按照实际使用状态固定安装并封包；
囊舱盖位于被测空间柔性充气结构外侧，与安装板密封安装，被测空间柔性充气结构与囊舱盖之间构成第二密封空间，第一电磁阀安装在安装板上囊舱盖和被测空间柔性充气结构之间的部位，用于控制第二密封空间的压力变化；
密封舱位于囊舱盖外侧，与安装板密封安装，囊舱盖与密封舱之间构成第三密封空间，密封舱上设有第二电磁阀，用于控制第三密封空间的压力变化；
所述囊舱盖与安装板通过连接件安装在一起，连接件上同时安装有拉力传感器，用于测量连接件承载的拉力；
(2)、启动真空罐，将第四密封空间抽成真空状态；
(3)、启动第一电磁阀和第二电磁阀，使得第三密封空间和第二密封空间内气体分别向外排出；控制所述第三密封空间的压强P3的变化与发射过程中航天器内安装被测空间柔性充气结构的密封舱内部外界环境压力变化一致；控制所述第二密封空间的压强P2与发射过程中航天器内被测空间柔性充气结构内部压力变化一致；
发射过程中航天器内安装被测空间柔性充气结构的密封舱内部外界环境压力变化、发射过程航天器内被测空间柔性充气结构内部压力通过实际飞行测量数据获取；
(4)、采用拉力传感器测量整个放气过程中囊舱盖所受拉力，将所有拉力传感器测量到的拉力值相加，得到整个气囊的膨胀力。
6.根据权利要求5所述的一种空间柔性充气结构包装状态内部残存气体真空膨胀力的测量方法，其特征在于所述测量装置还包括第二压力传感器、第三压力传感器；
所述第二压力传感器，用于测量第二密封空间的压力变化；
所述第三压力传感器，用于测量第三密封空间的压力变化。
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