“嫦娥三號”巡視器熱試驗月面姿態(tài)模擬裝置研制

秦家勇，裴一飛，王 晶，尹曉芳，高慶華

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“嫦娥三號”巡視器熱試驗月面姿態(tài)模擬裝置研制

秦家勇，裴一飛，王 晶，尹曉芳，高慶華

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

月面巡視器在月表移動的過程中，月面起伏和月球(1/6)重力會對巡視器的熱控系統(tǒng)產(chǎn)生不利影響，因此需要在地面試驗時對巡視器的熱控系統(tǒng)的功能進行驗證。文章通過對運動機構(gòu)在真空低溫環(huán)境下的適應(yīng)性研究，研制了一套可以滿足“嫦娥三號”巡視器真空熱試驗中使用的月表姿態(tài)模擬裝置，該模擬裝置通過2套螺旋升降機構(gòu)實現(xiàn)了巡視器的俯仰和滾動模擬，并經(jīng)過初樣、正樣熱試驗的2次大型試驗的使用驗證，圓滿完成了試驗任務(wù)，也為以后熱試驗中運動工裝的設(shè)計奠定了基礎(chǔ)。

月面巡視器；熱試驗工裝；傾斜姿態(tài)模擬裝置；真空低溫環(huán)境

0 引言

“嫦娥三號”探測器包括巡視器和著陸器，是探月工程二期探測器系統(tǒng)的重要組成部分，承擔(dān)著在月球表面著陸并實施探測的任務(wù)，也是我國第一個在月球表面著陸的航天器。巡視器在月表行走的過程中需要經(jīng)歷月表地面起伏、(1/6)重力等復(fù)雜環(huán)境的影響[1-2]，這將直接對巡視器熱管和兩相流體回路的工作狀態(tài)產(chǎn)生影響，因此需要在地面進行充分的驗證。歐美主要使用太陽模擬器和運動模擬器配合作為外熱流模擬手段[3-4]，我國傳統(tǒng)航天器熱試驗多采用紅外熱流模擬方法，受試航天器在試驗中基本處于水平靜止?fàn)顟B(tài)。

由于巡視器內(nèi)部采用了兩相流體回路熱控措施，故除以紅外籠作為外熱流模擬手段之外，還需要在姿態(tài)模擬裝置上安裝模擬車輪溫度邊界的冷板以及在對接部位安裝溫度跟蹤裝置等。這些都需要一個結(jié)構(gòu)緊湊、運行穩(wěn)定的安裝平臺，設(shè)計出一套滿足巡視器真空熱試驗要求的月面姿態(tài)模擬裝置（下稱模擬裝置）。本文著眼于此開展設(shè)計研究。

1 工裝設(shè)計要求

為了在熱試驗中模擬月面起伏和(1/6)重力對兩相流體回路等熱控產(chǎn)品性能的影響，試驗工裝需要滿足巡視器繞其、軸各轉(zhuǎn)動±2.5°的要求，傾角調(diào)節(jié)精度0.1°，并且試驗過程中需要多次調(diào)整（如圖1所示）。本次試驗工裝與以往靜態(tài)工裝不同，需要包含電機、驅(qū)動機構(gòu)、轉(zhuǎn)動副等多個運動部件，在真空低溫環(huán)境下的運動結(jié)構(gòu)設(shè)計涉及設(shè)備保溫、機構(gòu)潤滑、防止結(jié)構(gòu)變形卡死等。試驗在KM6F中進行（如圖2所示），工裝同時還應(yīng)設(shè)置冷板來減少對熱沉的遮擋，以避免巡視器底面背景熱流過大。冷板安裝空間狹窄、巡視器試驗系統(tǒng)組合后人員操作空間受限，給工裝設(shè)計和操作帶來很多困難。模擬裝置試驗過程中需多次運動，對設(shè)計的可靠性也提出了很高的要求。

圖1 巡視器在試驗中轉(zhuǎn)動的示意圖

圖2 巡視器在KM6F中進行試驗

2 試驗工裝結(jié)構(gòu)設(shè)計

“嫦娥三號”巡視器熱試驗工裝主要包括巡視器月面姿態(tài)模擬裝置、頂部移動紅外籠及其水平移動系統(tǒng)、圍欄紅外籠、冷板系統(tǒng)、支架控溫系統(tǒng)等，具體結(jié)構(gòu)參見圖3。其中模擬裝置是整個試驗工裝的核心部件，對巡視器、冷板、圍欄紅外籠起到支撐作用，也是系統(tǒng)組成最復(fù)雜、設(shè)計難度最大的部分。

圖3 KM6F容器內(nèi)的“嫦娥三號”巡視器及試驗工裝

巡視器月面姿態(tài)模擬裝置由下往上分別為底部支架車、俯仰驅(qū)動機構(gòu)、十字梁、滾動驅(qū)動機構(gòu)和頂部對接方框，其結(jié)構(gòu)見圖4。整個模擬裝置的主結(jié)構(gòu)都采用1Cr18Ni9Ti的奧氏體不銹鋼型材焊接而成，由于奧氏體不銹鋼在低溫環(huán)境下能較好地保持原有的韌性和強度，不存在冷脆現(xiàn)象，保證了試驗支架在使用過程中的可靠性[5-6]。

1）底部支架車

框架結(jié)構(gòu)的支架車是整個模擬裝置的基礎(chǔ)，支架車上安裝有車輪、軸承支座和俯仰驅(qū)動機構(gòu)等，并通過車輪固定在KM6F的導(dǎo)軌上。俯仰驅(qū)動機構(gòu)底部使用螺栓固定于支架車，頂部采用銷軸通過U型插頭固定在十字梁長臂下方的滑槽內(nèi)，如圖5(a)所示。銷軸在滑槽內(nèi)可以往復(fù)滑動。

2）十字梁

十字梁由2根不銹鋼型材正交焊接而成，底部焊接加強筋，是整個模擬裝置的核心部分。其中：軸為長臂，長2324mm，俯仰驅(qū)動機構(gòu)支點距轉(zhuǎn)軸距離為820mm；軸為短臂，長1446mm，滾動驅(qū)動機構(gòu)支點距轉(zhuǎn)軸距離為530mm。十字梁依靠短臂兩端的短軸固定在支架車兩端的軸承座內(nèi)，軸承座與俯仰驅(qū)動結(jié)構(gòu)一起支撐十字梁。滾動驅(qū)動機構(gòu)安裝在十字梁的短臂上，頂部銷軸固定在對接方框下方的滑槽內(nèi)，如圖5(b)所示。

圖5 俯仰和滾動驅(qū)動機構(gòu)裝配示意

3）對接方框

對接方框通過兩端的短軸固定在十字梁長臂兩端的軸承座內(nèi)，軸承座與滾動驅(qū)動機構(gòu)一起支撐對接方框。對接方框上端通過對接立柱與巡視器連接。對接方框上平面同時起到對冷板、圍欄紅外籠的支撐作用。

4）俯仰和滾動驅(qū)動機構(gòu)設(shè)計選型

螺旋升降機的機構(gòu)原理是蝸桿渦輪機構(gòu)與螺旋絲杠機構(gòu)的組合。SWL螺旋升降機具有結(jié)構(gòu)緊湊、自鎖特性、體積小、重量輕、無噪聲、安裝方便等優(yōu)點。

①螺旋升降機的行程計算

螺旋升降機絲杠的上下運動將帶動巡視器進行俯仰和滾動，巡視器俯仰和滾動角度為±2.5°，由式(1)和式(2)可以計算出螺旋升降機的行程和銷軸相對于滑槽的橫向位移，假設(shè)螺旋升降機的行程為，支點的回轉(zhuǎn)半徑為，回轉(zhuǎn)角度為，則

=2××tan(/2)； (1)

橫向位移為

=?×cot(/2)。 (2)

將俯仰和滾動的回轉(zhuǎn)半徑代入式(1)和式(2)可知，當(dāng)翻轉(zhuǎn)±2.5°時，螺旋升降機絲杠需要垂直運動86mm和55.5mm，而對應(yīng)的銷軸相對滑槽的橫向滑動分別為1.3mm和0.73mm。

②螺旋升降機的選型

首先根據(jù)受力分析，得到作用在螺旋升降機上的軸向力＜300N，橫向力＜27N；然后根據(jù)JB/T 8809—2010《SWL渦輪螺桿升降機型式、參數(shù)與尺寸》的附錄C（螺桿長度與極限負(fù)荷關(guān)系圖）和附錄D（螺桿許用側(cè)向力s與軸向力a與行程的關(guān)系圖）選擇升降機的型號（圖6）[7-9]。

圖6 螺旋升降機的選型參考曲線

綜合考慮載荷和整體結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性，本方案選用SJA-20螺旋升降機，其有效載荷為2.5t，絲杠型號Tr30。選用三相異步變頻電機進行驅(qū)動，通過控制電機的頻率控制電機轉(zhuǎn)速。該型號螺旋升降機蝸桿輸入1轉(zhuǎn)，絲杠上升0.25mm，則可近似計算出蝸桿轉(zhuǎn)動1轉(zhuǎn)，上層翻轉(zhuǎn)的角度為0.027°，下層翻轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)動的角度為0.0168°，滿足角度最小變化量不超過0.1°的設(shè)計要求。

3 月面姿態(tài)模擬裝置受力分析

1）模型簡化

本次計算主要關(guān)注模擬裝置的結(jié)構(gòu)強度，故對幾何模型、力學(xué)模型進行如下簡化：

①總承重350kg；

②巡視器在試驗中轉(zhuǎn)動角度范圍為±2.5°，重心位移不大，近似為水平放置，因此僅計算水平狀態(tài)下支架的受力；

③對結(jié)構(gòu)裝配的焊縫進行簡化處理，不繪制焊縫幾何模型，忽略相應(yīng)部位產(chǎn)生的應(yīng)力奇異；

④轉(zhuǎn)軸與滑動軸承的接觸簡化為接觸面的綁定接觸；

⑤巡視器和冷板采用附加質(zhì)量點方式，根據(jù)接觸面的不同施加載荷，參見圖7(a)。

2）材料模型和參數(shù)

試驗工裝材料為1Cr18Ni9Ti奧氏體不銹鋼，根據(jù)機械設(shè)計手冊[10]上的材料參數(shù)，其力學(xué)性能如表1所示，計算時采用線彈性材料模型。

表1 材料力學(xué)性能參數(shù)

3）網(wǎng)格模型

整個月面姿態(tài)模擬裝置結(jié)構(gòu)采用六面體、四面體自由剖分，對重點關(guān)注的焊縫局部進行網(wǎng)格加密，網(wǎng)格剖分單元總數(shù)206491，節(jié)點總數(shù)472761，模擬裝置的網(wǎng)格模型見圖7(b)。

圖7 模擬裝置的受力分析

4）應(yīng)力分布

模擬裝置在巡視器和冷板重力以及自重作用下，其等效應(yīng)力分布如圖8所示?？傮w來說十字梁的應(yīng)力分布較大，其中十字梁中心下方的加強筋處應(yīng)力最大，忽略焊縫處應(yīng)力集中的極值，該處應(yīng)力最大等效應(yīng)力＜50MPa。按照第四強度理論，支架的等效應(yīng)力小于材料屈服強度，安全系數(shù)為4，模擬裝置結(jié)構(gòu)強度滿足要求。

圖8 模擬裝置的應(yīng)力分布

4 真空低溫環(huán)境下的適應(yīng)性設(shè)計

為了防止模擬裝置在真空低溫環(huán)境下因運動副卡死導(dǎo)致試驗失敗，模擬裝置進行了6個方面的真空低溫環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計：

1）采用質(zhì)地較軟的H62黃銅材料作為轉(zhuǎn)動副的滑動軸承，避免了轉(zhuǎn)軸與軸承座之間發(fā)生真空冷焊。

2）黃銅軸套與軸承座之間采用大間隙配合，為低溫環(huán)境下材料的冷縮變形預(yù)留了足夠的空間（2mm），避免出現(xiàn)轉(zhuǎn)動軸被冷縮抱死的現(xiàn)象。

3）在轉(zhuǎn)速慢、頻率低的轉(zhuǎn)動副（如軸套和軸承座之間的摩擦面）上施加MoS2固體潤滑劑。MoS2具有在真空下無揮發(fā)、無污染的優(yōu)點，是優(yōu)良的真空潤滑劑[11]。

4）篩選了一種能夠在真空環(huán)境下具有極低揮發(fā)性的潤滑脂來替代普通的潤滑脂，成功解決了電機和螺旋升降機的潤滑問題[12]，使普通電機和螺旋升降機能夠滿足高真空環(huán)境下的使用要求，替代了進口的真空電機，節(jié)省了大量的經(jīng)費，也縮短了研制周期。

5）采用在外表面粘貼加熱片加包覆多層的方式對電機及螺旋升降機進行控溫，控溫閾值為(20±5)℃，防止電機及升降機低溫失效；在試驗支架的型材外側(cè)纏繞加熱帶，試驗中對其進行控溫，控溫閾值為(20±5)℃，減少支架的變形。

6）為了簡化設(shè)計難度，姿態(tài)調(diào)節(jié)的驅(qū)動機構(gòu)采用開環(huán)控制，巡視器的角度通過安裝在其底面的水平敏感器測得，試驗過程中由操作人員在真空容器外的上位機上進行手動控制；在絲杠運動機構(gòu)上設(shè)計行程開關(guān)，防止絲杠超行程運行，保證了產(chǎn)品的安全。

5 調(diào)試試驗驗證

1）模擬裝置的角度調(diào)節(jié)

巡視器月面姿態(tài)模擬裝置經(jīng)過了調(diào)試試驗、“嫦娥三號”初/正樣熱試驗的使用驗證，巡視器姿態(tài)調(diào)整6次，經(jīng)歷了60余天的真空低溫考驗，模擬裝置沒有發(fā)現(xiàn)卡死的情況，工作狀態(tài)良好。其中模擬裝置進行角度調(diào)整的記錄如表2所示。試驗過程中模擬裝置的角度調(diào)節(jié)均經(jīng)過總體方面確認(rèn)，滿足試驗要求。

表2 模擬裝置的使用記錄

2）支架的控溫效果

通過控溫，試驗支架在試驗過程中的溫度基本保持在20℃左右，變化幅度不超過4℃，保證了支架不會有大的變形。

3）電機的控溫效果

模擬裝置共安裝了2臺電機，通過控溫，電機在試驗過程中的溫度基本保持在20℃左右，確保了電機的正常工作。

6 結(jié)束語

巡視器月面姿態(tài)模擬裝置經(jīng)過了“嫦娥三號”初樣、正樣熱試驗的2次大型試驗的使用驗證，試驗過程中進行了多次姿態(tài)調(diào)整，工作狀態(tài)良好，準(zhǔn)確模擬了巡視器在月面行進過程中的傾斜姿態(tài)，配合巡視器總體設(shè)計部門驗證了巡視器熱控設(shè)計的正確性，考核了巡視器研制工藝。該基于多功能、多方向復(fù)合模擬技術(shù)的月面復(fù)雜熱環(huán)境模擬系統(tǒng)達到了國際先進水平。本模擬裝置研制過程中，在真空低溫環(huán)境下的運動副設(shè)計、真空潤滑、電機控制、工裝變形控制等方面積累了經(jīng)驗，可為以后真空熱試驗中高精度多維運動機構(gòu)研制提供參考。

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（編輯：馮露漪）

Design of tilt attitude simulator for thermal test ofChang’e-3 lunar rover on lunar surface

QIN Jiayong, PEI Yifei, WANG Jing, YIN Xiaofang, GAO Qinghua

(Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering, Beijing 100094, China)

In the process of the lunar rover moving on the moon surface, the surface undulations and the (1/6)gravity environment will affect the thermal control system of the rover, thus the ground experimental verification of the thermal control system is necessary. Based on the study of the adaptability of the movement mechanism in the vacuum and low temperature environment, a lunar attitude simulator for the thermal test of the rover is developed. The simulation device realizes the pitching and rolling simulations of the rover through two sets of screw lifting mechanism. During verification by two large-scale thermal tests of the lunar rover prototype and the flight model, the simulator has successfully completed the task. This study provides a basis for the design of kinematic tooling in the future thermal test.

lunar rover; thermal test tooling; tilt attitude simulator; vacuum and low temperature environment

V476.3; V416

B

1673-1379(2017)06-0656-06

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.06.014

秦家勇（1982—），男，碩士學(xué)位，從事航天器熱試驗方向研究。E-mail: qjy_1134@126.com。

2017-05-25；

2017-12-05

國家重大科技專項工程