变轨期间空间站尾部对接机构热分析

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1、第19卷第1期2013年1月载人航天MannedSpaceflightV01．19No．121变轨期间空间站尾部对接机构热分析李鹏(上海宇航系统工程研究所，上海201109)摘要根据空间站尾部变轨发动机和被动式对接机构的结构特点，采用节点热网络法，建立空间站尾部组合系统(发动机组和对接机构)热分析的物理、数学模型，明确关键参数的计算方法，应用隐式R—K法，耦合求解非线性温度微分方程组；计算得到变轨期间组合系统的温度场，着重研究高温变轨发动机热辐射对邻近对接机构的热影响。分析表明，发动机热影响范围大

2、致在0+A0=900+300和0+A0=2700±300区间；发动机相对安装距离和工作时间是影响对接机构温度的重要因素，而发动机安装倾角对对接机构温度的影响非常小。关键词温度场；数值模拟；对接机构；空间站；变轨中图分类号：V414．1V417+．7文献标识码：A文章编号：1674-5825(2013)01--0021--061引言根据世界载人航天的实践经验，完成对接任务的对接机构通常安装在空间站的头部和尾部。对于处于空间站头部相似热环境下的对接机构，人们已经做了大量的热分析、热设计和热试验的工作㈣

3、，并且通过天宫一号的飞行进行了验证。但空间站尾部对接机构所处的热环境不同于头部对接机构，空间站在实施对接之前或对接分离之后，有可能要进行轨道调整，为了实现变轨，会在空间站尾部对接机构周围布置两个或更多个高温变轨发动机[41，参见图1所示。空间站尾部采用被动异体同构周边式对接机构[51，在变轨飞行期间，对接机构不但要经受空间各种交变外热流的作用，同时还要接受附近变轨发动机温度高达1700K推力室壁的强大热辐射，这会严重影响对接机构的温度状况，导致其无法正常工作。本文利用数值模拟的方法，将两个并联发动

4、机和对接机构共同建模，进行组合系统温度场的求解，分析变轨期间推力室高温辐射对邻近对接机构的热影响，为对接机构热控设计提供重要的数据支持。＼一一变轨发动机＼／、，空间站0、／。／尾部对接机构_一一—、、一一、图1空间站构型示意图2物理模型热分析模型中的假定：①燃气在推力室中的流动为等熵“冻结”流旧；②推力室和对接机构表面为灰体漫射表面；③推力室燃气的辐射和对流热流不随周收稿日期：2011—09—30；修回日期：2012—11-09作者简介：李鹏(1977一)，男，博士，高工，主要从事航天器热环境分析

5、及热控设计工作。E—mail：brisum77@hotmail．COrn22载人航天第18卷向位置变化；④作用在对接机构上的外热流包括空间外热流和发动机加热热流，其中空间外热流有太阳辐射热流、地球红外辐射热流和反射热流，发动机加热热流包括发动机高温推力室壁的辐射热流、发动机羽流的对流和辐射热流；⑤铌合金推力室壁和对接机构的材料物性参数A(导热系数)、p(密度)、占(发射率)取常数；⑥忽略推力室壁径向传导热阻(推力室壁厚尺寸相对较小)，只考虑轴向和周向热传导。对接机构上对接框和对接环(其上有3个导向

6、片)为框架结构，对接锁系主要包括对接锁和对接锁驱动，其中对接锁有12个，均匀布置在对接框的外围，每把对接锁有主动和被动两个锁钩，对接锁驱动布置在相应的两个对接锁上，通过特殊钢丝的传动保证每把对接锁内锁钩运动的同步陛。为了便于数值模拟，在热分析建模时，对几何外形极不规则的设备部件进行表面规则化处理，如将对接锁和锁钩简化成六面体，对接锁驱动简化成圆柱体等，而对接框和导向片保持原来的圆柱框和圆台框(只是圆台框的一部分)外形。不同位置处构件的物理特性(质量、辐射特性等)仍与原件相同。发动机组和对接机构的组

7、合空间系统如图2所示，图中口为发动机的安装倾角，即航天器舱体底面法向与发动机轴线方向的夹角。本文引入两套直角坐标系，用o；x,yizi“=1，2)坐标系描写两个推力室各自的几何型面，用OXYZ公共坐标系描写体系中对接机构以及两推力室表面之间的几何联系。坐标系OXYZ的原点在对接机构和轨道舱交界面中心，坐标系OiXiYizi的原点在推力室圆图2组合系统结构示意图图3系统辐射体系及两套坐标示意图柱段人口面中心。各分坐标系原点O。和公共坐标系原点0之间距离为R。0代表组合系统的周向变量，0=0。为OX轴

8、所在位置，规定它沿顺时针方向递增，如图3所示。以OX轴为起点，顺时针方向对12个对接锁进行编号1～12，对接锁驱动1与对接锁1连接，对接锁驱动2与对接锁12连接。3数学模型本文采用节点热网络方法[61，建立上述空间组合系统温度场计算的数学模型，节点热网络方法是目前复杂航天器热分析中一种普遍而有效的方法。3．1节点划分将发动机推力室沿轴向分为15段，节点数k,=15，周向每15。设置一个节点，一个圆周节点数er=24。这样，一台推力室的节点数Nr=kr．er=360。根据对接机构的结