一种航天器低冲击空间对接密封装置的制作方法

本发明涉及一种航天器低冲击空间对接密封装置，适用于航天器新型低冲击空间对接系统对接面主密封，属于航天器空间对接领域。

背景技术：

随着国际航天活动的深入发展，空间交会对接活动将越来越频繁，可靠性、规范性、经济性要求以及国际合作化程度也将越来越高，当前广泛使用的“异体同构周边式”等对接系统将无法满足多样化的空间任务需求，主要体现在两个方面：对接机制属于“硬对接”，追踪飞行器和目标飞行器空间对接接触时的撞击动能较大，不仅会引起航天器姿态发生大的变化，而且在航天器的某些接触部位还会产生较大的撞击载荷和局部变形，载荷太大会导致结构破坏，变形太大或发生塑性变形将导致机构无法分离；无法同时完成停泊和对接操作，不适应未来交会对接航天器需同时配置停泊机制和对接机制的发展要求。因此，包括我国在内的各航天大国均在研制具有低冲击、高可靠性、规范性、多功能性、轻质高效以及智能化等典型技术特征的新一代航天器空间对接系统，因其最大特点为柔性对接，对接接触过程撞击载荷较小，故将新一代航天器空间对接系统统称为低冲击对接系统(具体结构形式各国均不相同)。

密封是航天器空间交会对接过程的主要环节之一，追踪飞行器和目标飞行器对齐拉紧后，两个对接系统进行密封、锁合并建立刚性连接，形成一个密封的输送通道。安装在两对接系统接口处的对接密封装置即是保证对接密封性能的主要部件，该装置除保证对接过程及完成后舱内空气等物质的极低泄漏外，还应在太空环境下具有低载荷、易对接、易分离、冗余密封以及反复使用等特性。

目前尚没有满足空间对接飞行器低冲击对接系统对接面密封要求的密封装置。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种航天器低冲击空间对接密封装置，能够满足空间对接飞行器低冲击对接系统对接面密封要求，具有低载荷、易对接、易分离、冗余密封以及反复使用的特性。

本发明的技术解决方案是：

一种航天器低冲击空间对接密封装置，包括目标飞行器对接密封结构和追踪飞行器对接密封结构，所述目标飞行器对接密封结构和追踪飞行器对接密封结构两者结构相同，均包括前置密封件、后置密封件、保持架、紧固件和平面法兰，保持架通过紧固件与平面法兰连接，保持架与平面法兰相接触的一侧安装有后置密封件，用于保证保持架与平面法兰之间的密封性能；保持架用于对接的一侧安装有前置密封件，用于保证对接密封面的密封性能；

所述目标飞行器对接密封结构的平面法兰安装在目标飞行器对接机构上，追踪飞行器对接密封结构的平面法兰安装在追踪目标飞行器对接机构上，保持架为环状结构，且与目标飞行器以及追踪飞行器待对接面尺寸相同。

所述前置密封件和后置密封件为横截面结构相同的密封圈结构。

所述前置密封件和后置密封件的横截面为“山”字型结构。

所述中间“|”形结构的宽度l2与密封圈横截面宽度l1的比例关系为“山”字型结构两侧凸起的高度h2与中间“|”形结构高度h1的比例关系为

所述“山”字型结构的中间“|”形结构为矩形、半圆形、复合形，所述复合形包括两种形式：

i、上半部分为圆弧，下半部分为矩形；

ii、上半部分为半圆形，下半部分为1/4圆弧，所述半圆形通过下半部分1/4圆弧平滑过渡到底面。

当中间“|”形结构为半圆形时，半圆形的半径r2与l2满足

当中间“|”形结构为上半部分圆弧，下半部分矩形的复合形时，圆弧高度与矩形高度相等；

当中间“|”形结构为上半部分半圆形，下半部分1/4圆弧的复合形时，1/4圆弧的半径是半圆形半径的1/3或1/4圆弧的半径等于半圆形半径。

所述前置密封件包括前置主密封件和前置辅助密封件，前置主密封件和前置辅助密封件分别安装在保持架的环形凹槽中，且前置主密封件靠近保持架中心。

前置主密封件或前置辅助密封件的横截面宽度与保持架横截面宽度的比值范围为1/5～1/4，前置主密封件中心和前置辅助密封件中心之间的距离与保持架横截面宽度的比值范围为1/2～2/3。

所述后置密封件包括后置主密封件和后置辅助密封件，后置主密封件和后置辅助密封件分别安装在保持架的环形凹槽中，且后置主密封件靠近保持架中心。

后置主密封件或后置辅助密封件的横截面宽度与保持架横截面宽度的比值范围为3/25～3/20，后置主密封件中心和后置辅助密封件中心之间的距离与保持架横截面宽度的比值范围为1/2～2/3。

所述前置密封件和后置密封件的材料为硅橡胶。

所述前置密封件和后置密封件的线膨胀系数与保持架的线膨胀系数相匹配，保证当环境高低温交替变化时，仍满足密封要求。

所述后置密封件尺寸小于前置密封件尺寸。

与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：

(1)、本发明通过前置密封件和后置密封件实现对接密封装置的密封性能，前置密封件和后置密封件的结构和型面设计保证在对接完成后具有合适的压缩量，密封材料填充密封面上微观的凹凸不平，从而消除了接触面之间的泄漏通道。在介质流动方向上布置了主密封和辅助密封，两道密封互不影响、互为备份，不仅起到了密封冗余的作用，而且在两道密封同时起作用的情况下，可进一步降低密封泄漏率。

(2)、本发明前置密封件和后置密封件特殊的型面设计，在两对接飞行器对中、配合存在一定偏差等一些正常偏离工况下，仍有较强的适应能力，在低冲击对接系统允许的对中偏差范围(目标飞行器和追踪飞行器对中角度偏离0～5°)内，对接密封装置仍均能满足使用要求。

(3)、本发明前置密封件和后置密封件特殊的型面设计，配合具体飞行器对接场景的具体参数设计，能够保证对接密封装置在太空环境下对接挤压力和分离粘着力均较小，能满足低冲击对接系统对接和分离过程的载荷要求，从而实现易对接、易分离。

(4)、本发明前置密封件和后置密封件特殊的型面设计，保证对接密封装置所需密封载荷较小，对接力较小，满足低冲击对接系统对对接密封装置的载荷要求

(5)、本发明设计的低冲击对接密封装置能够满足多次重复配合、长周期配合等对接工况，以及满足在轨航天器寿命周期内多次重复使用的要求。

附图说明

图1为本发明对接密封装置剖面图；

图2为前置密封件和后置密封件横截面尺寸关系示意图，其中(a)为矩形横截面、(b)为圆形横截面，(c)、(d)、(e)为复合形横截面。

具体实施方式

本发明综合考虑新型低冲击对接系统密封要求以及太空工况环境条件等，提出了一种航天器低冲击空间对接密封装置，以满足空间对接飞行器低冲击对接系统对接面的密封要求。

如图1所示，本发明航天器低冲击空间对接密封装置，包括目标飞行器对接密封结构和追踪飞行器对接密封结构，目标飞行器对接密封结构和追踪飞行器对接密封结构两者结构相同，均包括前置密封件、后置密封件、保持架3、紧固件4和平面法兰5，保持架3通过紧固件4与平面法兰5连接，保持架3与平面法兰5相接触的一侧安装有后置密封件，用于保证保持架3与平面法兰5之间的密封性能。保持架3用于对接的一侧安装有前置密封件，用于保证对接密封面的密封性能。目标飞行器对接密封结构的平面法兰安装在目标飞行器待对接面上，追踪飞行器对接密封结构的平面法兰安装在追踪目标飞行器待对接面上，保持架为环状结构，且与目标飞行器以及追踪飞行器待对接面尺寸相同。

前置密封件和后置密封件为横截面结构相同的密封圈。横截面均为“山”字型结构。如图2所示，“山”字型结构的中间“|”形结构为矩形、半圆形、复合形。其中(a)为矩形横截面、(b)为圆形横截面，(c)、(d)、(e)为复合形横截面。

“山”字型结构中间“|”形结构位于密封圈横截面中心位置，中间“|”形结构的宽度l2与密封圈横截面宽度l1的比例关系为“山”字型结构两侧凸起的高度h2与中间“|”形结构高度h1的比例关系为

如图2中(b)所示，当中间“|”形结构为半圆形时，半圆形半径r2与l2的最佳比例为

所述复合形包括三种形式：

i、上半部分为圆弧，下半部分为矩形，圆弧高度与矩形高度相等，如图2中(c)所示。

ii、上半部分为半径为r4的半圆形，下半部分为半径为r3的1/4圆弧，所述半圆形通过下半部分1/4圆弧平滑过渡到底面；1/4圆弧半径r3是r4的1/3，如图2中(d)所示；

iii、上半部分为半径为r6的半圆形，下半部分为半径为r5的1/4圆弧，r5＝r6，如图2中(e)所示。

横截面为“山”字型结构的密封圈能够同时满足对接工况和密封性能要求：两飞行器空间对接时，会产生一定的冲击力，要求对接密封具有较强的缓冲作用，在橡胶密封材料及密封件规格确定情况下，密封件质量(体积)越大，缓冲效果越好；然而，密封件质量越大，密封接触面越大，需要的密封载荷也越大，低冲击对接密封系统提供的载荷很难满足要求，导致密封性能下降。横截面为“山”字型结构的密封圈减小了密封件质量和密封面面积，在满足密封性能的同时，也能起到较好的缓冲作用。

同时，“山”字型结构中各个部分的具体比例关系，进一步保证了密封过程中，对接力和分离粘着力能够处于平衡状态，在保证较好缓冲效果的同时，实现易对接、易分离。

前置密封件包括前置主密封件11和前置辅助密封件12，前置主密封件11和前置辅助密封件12分别利用橡胶粘结工艺安装在保持架3的环形凹槽中，且前置主密封件11靠近保持架3中心。前置主密封件和前置辅助密封件中心之间的距离/保持架横截面宽度＝1/2～2/3，前置主密封件11或前置辅助密封件12横截面宽度/保持架横截面宽度＝1/5～1/4。

后置密封件包括后置主密封件21和后置辅助密封件22，后置主密封件21和后置辅助密封件22分别利用橡胶粘结工艺安装在保持架3的环形凹槽中，且后置主密封件21靠近保持架3中心。后置主密封件和后置辅助密封件中心之间的距离/保持架横截面宽度＝1/2～2/3，后置主密封件21或后置辅助密封件22的横截面宽度/保持架横截面宽度＝(3/25～3/20)。

上述前置密封件、后置密封件、保持架之间的位置比例关系能够保证在对接过程中，力矩的作用点与整个对接系统力的平衡点接近，保证对接过程中不引起偏转。

前置密封件和后置密封件的材料为硅橡胶。前置密封件和后置密封件的线膨胀系数与保持架3的线膨胀系数相匹配，以适应太空环境温度交变工况下的密封需要。即当环境高低温交替变化时，仍能满足密封要求。后置密封件尺寸小于前置密封件尺寸。后置主密封件横截面宽度/前置主密封件横截面宽度＝3/5。后置辅助密封件横截面宽度/前置辅助密封件横截面宽度＝3/5。

两空间交会对接飞行器由低冲击对接系统拉近、拉紧后，两低冲击对接密封装置紧密接触、密封并建立刚性连接；低冲击对接密封装置所需载荷由低冲击对接系统提供，密封性能由前端密封保证；交会对接完成后，低冲击对接系统推开交会对接航天器，两对接密封结构之间的粘着力不影响两交会对接飞行器分离。

本发明的航天器低冲击空间对接密封装置具有密封载荷小、密封漏率低、可多次重复配合、可长周期配合以及可多次重复使用等特点，对两对接飞行器对中、配合存在一定偏差等一些正常偏离工况有较强的适应能力，满足航天器空间对接用低冲击对接系统对接面的密封要求。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。