常潔 姜超 黃文宣 從強 梁東平 許煥賓 鄭世貴

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

密封艙是人類進行地外活動所必需的資源。無論是近地空間的載人飛行和在軌駐留，還是行星際乃至恒星際的載人航行，都需要為乘員準備一個可靠的密封環(huán)境，以便創(chuàng)造其賴以生存的環(huán)境，以及存放支持其基本生存條件的物資。充氣密封艙主體結構由柔性材料組成，發(fā)射時處于折疊狀態(tài)，在軌充氣展開形成密封艙體。相比與傳統(tǒng)的剛性密封艙，充氣密封艙有如下主要特點：質量輕，為傳統(tǒng)金屬艙質量的1/3～1/4；發(fā)射體積小，艙體直徑可壓縮、不受目前運載整流罩包絡限制；折疊效率高，展開后體積與折疊狀態(tài)體積之比可達4以上；展開可靠，艙體展開過程通過氣壓控制，可控性強、風險小。

國外已經開始了充氣密封艙的飛行試驗，并取得了良好的效果。我國空間站工程[1]、深空探測工程即將全面鋪開，充氣密封艙可發(fā)揮越來越大的作用[2-4]。本文通過對國外充氣密封艙技術發(fā)展的分析，結合充氣密封艙的使用需求，提煉了四項目前亟待解決的關鍵技術，并對關鍵技術研究成果進行了介紹。

1 充氣密封艙研究概況

1.1 國外概況

美國畢格羅(Bigelow Aerospace)公司早在本世紀初就開始充氣密封艙的研制工作，在繼承了TransHab太空艙項目研究成果后[5]，于2006年和2007年研制并發(fā)射了“起源I號”和“起源II號”兩個試驗太空艙[6]，如圖1所示。

圖1 起源號充氣式太空艙

這兩個無人飛行器主要驗證充氣結構的折疊壓緊、微重力環(huán)境下的充壓展開、密封等多項關鍵技術，兩個飛行器也達到了在軌驗證的目標，為后續(xù)載人任務奠定了基礎。隨后畢格羅公司和NASA簽署了一份協(xié)議，研制與國際空間站直接對接的充氣密封艙，直接用于載人飛行任務。2016年，畢格羅公司的可充氣式太空艙(BEAM)搭載龍貨運飛船上行、并與國際空間站實現(xiàn)了對接[7](如圖2所示)。在首次展開實驗時，在經歷了數小時的嘗試后，艙體只展開了數厘米，遠未達到完全展開的目標。經技術團隊分析，是由于充氣艙柔性織物材料在長時間壓縮后，結構層間的摩擦力增加，導致了艙體未能按預期展開。在幾天后再次進行展開實驗，采用慢充壓的策略，艙體在氣壓作用下緩慢展開。

圖2 畢格羅充氣艙

在軌充氣展開后，航天員打開艙門、進入到密封艙內，實現(xiàn)了充氣密封艙的載人應用。為了得到充氣密封艙艙內環(huán)境，航天員定期進入艙內，對艙內氣體環(huán)境、輻射劑量等進行監(jiān)測，以評估充氣密封艙載人應用的安全性。

隨著充氣式太空艙技術的突破性發(fā)展，NASA還打算將充氣式艙體這一共性技術應用到深空探測任務中。

1.2 國內研究情況

國內在充氣式載人密封艙方面的研究起步較晚，主要是中國空間技術研究院、哈爾濱工業(yè)大學、浙江大學等單位開展相關研究。

哈爾濱工業(yè)大學在剛化技術、仿真分析技術、成型技術等關鍵技術方面取得了進展，研制了不同結構形式的充氣展開結構模型和月球基地模擬件。2013年，與北京空間機電研究所聯(lián)合完成“充氣式重力梯度桿”研制并進行了在軌試驗應用[8]，突破薄膜結構控制展開等技術。2021年，研制了可用于太空垃圾收集的充氣艙[9]，艙體蒙皮結構由氣密層、承壓層和防護層組成，氣囊結構通過了壓力試驗考核，并對艙體折疊和展開性能進行了驗證。

浙江大學等高校在平面薄膜和充氣薄膜結構的折疊建模和展開動力學仿真方面做了較多工作[10-12]：對充氣薄膜結構進行了詳細的研究，并采用彈簧質點法開發(fā)了展開動力學分析程序，模擬了平面薄膜面陣和充氣展開天線的展開動力學行為。

北京空間飛行器總體設計部從2014年開展了充氣密封艙樣機研制工作，先后突破了剛柔連接、柔性結構承壓等關鍵技術。2018年，研制了我國首個充氣密封艙結構工程樣機，完成地面力學、熱等環(huán)境試驗和測試工作，2021年，將充氣密封結構的技術成果應用到某載人預研型號中，柔性密封得到了進一步考核。

1.3 小結

從國外充氣密封艙的發(fā)展和國內研究情況來看，我國充氣密封艙在工程應用之前，還需要針對柔性結構的特點和載人任務的需求，從充氣展開功能入手，結合密封和長壽命的要求，進行關鍵技術攻關，同時考慮人員居住的安全性，開展高效防護設計。

2 充氣密封艙蒙皮結構設計

充氣密封艙結構主要實現(xiàn)密封、承受內外壓差和防護的功能。這些功能將全部由多功能柔性蒙皮結構來實現(xiàn)，如圖3所示。

圖3 充氣密封艙蒙皮結構組成設計

多功能蒙皮結構由柔性材料組成。其中，最內層為耐磨層，選用有一定強度的涂層織物材料，能保護氣密層經受磨損、劃傷的風險；氣密層是保持充氣艙體內部壓力的結構層，防止氣體以滲透或流出的方式泄漏，為保證載人密封艙密封性能，氣密層材料透氣在1個標準大氣壓下每天應不大于0.5 L/m2；承壓層包裹在氣密層外面，主要承受艙內壓力載荷并維持充氣后的構型，一般選用高強度的芳綸織物結構，可做成整體編織結構，為保證載人安全性，至少要能承受0.4 MPa壓力載荷；碎片防護層選用織物緩沖結構、可折泡沫結構和織物增強結構組成的夾層結構，滿足碎片防護需求，同時中間的泡沫結構還能起到隔熱作用；隔熱層是減小充氣密封艙在軌飛行時軌道外熱流變化對充氣密封艙艙內溫度波動的影響，選用由雙面鍍鋁聚酯薄膜和滌綸網組成多層隔熱組件，碎片防護層需要一定的厚度以確保防護效果，一般不小于100 mm；最外層為抗輻照層，主要為了抵抗原子氧和紫外輻射對密封艙結構的不利影響，選用帶阻燃功能的防原子氧布材料。

3 關鍵技術研究進展

3.1 高效折疊展開技術

1)非連續(xù)蒙皮的正交Z形折疊技術

“可折疊”是充氣密封艙最重要的特點和技術優(yōu)勢?，F(xiàn)有較為成熟的折疊理論主要針對較薄的平面結構，如Miura-Ori法、葉內折疊法和葉外折疊法等，同時國外在仿生折疊、多邊形折疊等方面都取得了一定進展。對于充氣密封艙而言，由于有柔性防護層的存在，蒙皮厚度一般達十幾厘米或數十厘米，折痕處材料堆積嚴重，達不到理想的效果，經典的折疊理論難以直接應用。

充氣密封艙沿著艙體軸向折疊可采用“Z”形折疊方式。同時在預先設定的折痕處，將防護層材料斷開，只留下必要的氣密層和承壓層，如圖4所示。這種方式有效避免材料堆積。

圖4 Z形折疊

非連續(xù)蒙皮的“Z”形折疊解決了沿艙體軸線方向的高效壓縮，為了實現(xiàn)沿艙體徑向尺寸的減少，在艙體不同高度上，采用了折疊方向相互垂直的正交折疊的方法，可進一步壓縮徑向尺寸，如圖5所示。

圖5 艙體折疊形式

折疊后，艙體軸向和徑向尺寸都會減小(h1

圖6 充氣密封艙折疊效果

設計時氣密層尺寸盡可能比承壓艙尺寸大，這樣在折疊時，氣密層不至于受到折彎拉伸效應。承壓層為纖維編織帶結構，可能會發(fā)生纖維屈曲現(xiàn)象、甚至是分層破壞，需要進行損傷評估。

2)展開動力學仿真分析

針對充氣密封艙常采用Z形折疊方式，可采用ABAQUS等軟件對展開過程進行仿真模擬。

建模時，充氣艙蒙皮結構采用薄膜單元。對流體腔進行設置，激活流體壓力自由度，實現(xiàn)流體壓強和結構壁面之間的耦合。由于薄殼單元在外力作用下會發(fā)生較大的位移，且位移對載荷大小、持續(xù)時間、施加方式很敏感，為了實現(xiàn)計算過程收斂，仿真分析時采用逆向方式進行模擬，即首先建立艙體展開到位狀態(tài)的模型，如圖7所示，在折疊折痕處、用氣壓模擬“折疊力”對艙體進行分布加載，使艙體在外力作用下逐步完成折疊，如圖8所示。充氣展開是折疊過程的逆過程，充氣展開過程與氣體壓力正相關。仿真分析預示了艙體展開運動情況，也為艙體折疊設計提供理論計算依據。

圖7 充氣密封艙動力學建模

圖8 充氣密封艙展開動力學分析

上述仿真過程未考慮蒙皮厚度、艙內殘余氣體、剛性件等參數的影響，在后續(xù)研究時，還將結合具體的工程實際參數，結合試驗、開展更為精密的仿真分析，研究材料參數、充氣速率等參數對展開動力學特性的影響規(guī)律，分析不同折疊應力狀態(tài)下的展開過程。

3.2 低漏率密封技術

氣密層材料和連接環(huán)節(jié)是充氣密封艙泄漏的主要環(huán)節(jié)。其中氣密層材料是低漏率密封的基礎，通常選用涂層織物的復合材料或者聚氨酯薄膜材料。這類柔性材料為高分子結構，彈性好，分子致密，氣密性較好。氣密層結構拼接處采用高溫熱合的方式進行連接，確保材料連續(xù)性和拼接處的密封。

剛柔連接環(huán)節(jié)，采用柔性密封壓緊設計方案，如圖9所示?？紤]到氣密層較薄，在密封設計時，選用模量較低的橡膠密封圈，氣密膜和密封圈之間相互擠壓產生適中的密封接觸應力以保證氣密性。密封接觸面寬度一般應大于5 mm，接觸應力在2～5 MPa之間。

圖9 剛柔連接設計

為了對氣密層設計進行驗證，選擇4種不同的氣密層材料制作了包含剛柔連接環(huán)節(jié)的氣密層結構樣件，模擬艙內外壓差0.1 MPa情況下，測試產品的氣密性。

設計如圖10所示的氣密層結構漏率測試系統(tǒng)，氣密層安裝在金屬法蘭上，金屬法蘭與檢漏充氣室相連。試驗時，檢漏室充0.1 MPa氦氣，通過氣密層泄漏的氣體將最終通過金屬法蘭上的孔向外泄漏至氦氣收集室內，通過收集室內的氦氣濃度計算漏率值。

圖10 氣密檢漏測試

氣密測試結果見表1，從表中結果看出：

表1 氣密測試結果

相同氣密層結構各子樣測試數據較為穩(wěn)定，說明剛柔連接設計是可靠的。

熱塑性聚氨酯(TPU)膜結構氣密性在10-7Pa·m3/s量級左右，密封性能好；涂層織物結構子樣1和2的氣密性在10-5Pa·m3/s量級，密封性能良好。兩種結構形式均可滿足使用要求。類比計算，一個直徑2 m左右的充氣密封艙泄漏量可控制在0.05 kg/天，可滿足載人密封艙的氣密性要求。

3.3 長壽命承壓設計技術

充氣艙承壓層長壽命設計首先要根據設計要求，確定充氣艙的展開尺寸，然后由薄壁密封艙經典應力公式計算出織帶的受力情況。對于柔性織帶，通常不采用應力來評估其強度和蠕變壽命，而是采用單位寬度載荷來描述和評估，因此還需要將經典公式計算的應力值轉換為織帶的單位寬度載荷。

承壓層結構工作時始終經受內壓產生的拉伸載荷，長期工作狀態(tài)下，承壓層不可避免產生蠕變，影響承壓層的壽命，因此織帶蠕變性能直接影響艙體結構的長壽命。充氣密封艙承壓層長壽命設計技術流程如圖11所示。主要分為承壓織帶壽命特性研究和充氣密封艙壽命評估兩條途徑[13-14]，其中織帶的蠕變壽命特性是充氣艙壽命評估的基礎。

圖11 長壽命設計技術流程

針對承壓層常用的維克特拉聚芳酯纖維(Vectran)織帶、高強滌綸織帶開展了蠕變試驗。試驗載荷為織帶拉伸強度值的50%，其中Vectran織帶加載1296 N，滌綸織帶加載826 N。分別記錄了第25天、50天、75天、125天、175天的蠕變量。

試驗結果如圖12所示，圖中V1、V2、V3代表Vectran織帶3個子樣，D1、D2代表滌綸織帶2個子樣。從兩種織帶蠕變試驗結果看出：

圖12 不同織帶蠕變試驗結果

(1)兩種織帶的蠕變量隨時間變化呈對數關系變化，開始變化快，到50天后，逐漸趨于平緩；

(2)相同時間下，Vectran織帶蠕變比滌綸織帶的蠕變小50%；

(3)75天后，Vectran織帶蠕變量很小，100天內的變化率小于2‰。

在進行充氣密封艙長壽命承壓設計時，首先需確保承壓織帶受力小于其極限強度的一半，優(yōu)選Vectran織帶作為承壓層。

3.4 全柔性防護設計技術

針對充氣密封艙的技術特點，碎片防護結構首先要可折、可展。擬采用全柔性的空間碎片防護結構來滿足防護功能要求。防護結構由多層緩沖屏和彈性支撐層組成。其中緩沖屏位于外層，可選擇玄武巖纖維和芳綸纖維復合而成：玄武巖纖維可破碎空間碎片，高強芳綸纖維對碎片進行進一步阻擋。

多個緩沖屏之間填充聚氨酯泡沫作為彈性支撐層。發(fā)射時，壓縮緩沖屏間的聚氨酯泡沫，以縮減防護結構體積，實現(xiàn)折疊并被壓緊；入軌解鎖后，泡沫恢復初始高度，起到支撐緩沖屏、保持防護間距的作用，如圖13所示。同時，泡沫選用熱控泡沫材料，兼具溫控和支撐作用。為進一步減重和增加可壓縮性，可以在泡沫中挖孔，不影響其膨脹支撐作用。

圖13 壓縮和展開示意圖

針對玄武巖和芳綸組成的防護結構開展了功能驗證試驗工作，功能驗證對試驗件狀態(tài)進行簡化。前3層為緩沖屏，每層由4層玄武巖布組成，最后一層為后墻，由12層芳綸布組成。各層之間的間距用剛性支柱隔開，如圖14所示。

圖14 高速撞擊試驗件

共開展了5次試驗，試驗結果見表2，除低速撞擊試驗件S-2的后墻被擊穿外，其余撞擊試驗均未能完全擊穿芳綸織物后墻[15]。試驗初步驗證了全柔性防護結構對空間碎片的防護是有效的。

表2 柔性結構高速撞擊試驗結果

4 結論與展望

本文通過分析充氣密封艙在軌應用的基本功能需求和產品特點，歸納了關鍵技術，目前充氣密封艙結構高效折疊展開技術、低漏率密封技術、長壽命承壓設計技術、全柔性防護技術等關鍵技術已基本突破，各項性能指標能滿足載人密封艙對艙體結構的需求。

為實現(xiàn)工程化實施目標，后續(xù)可從以下幾方面繼續(xù)開展研究：

(1)對柔性結構折疊后的材料損傷情況進行評估；

(2)從載人安全性出發(fā)，開展材料耐空間環(huán)境性能研究；

(3)對柔性結構的承載和剛化進行研究，進一步擴寬充氣密封艙的應用場景。