GB/T 40536-2021 航天器剩余推进剂排放设计要求

　　ICS 49 . 050 CCS V 72

　　中 华 人 民 共 和 国 国 家 标 准

　　GB/T 40536—2021

　　航天器剩余推进剂排放设计要求

　　Designrequirementsforresidualpropellantventingofspacecraft

　　2021-08-20 发布 2022-03-01 实施

　　国家市场监督管理总局国家标准化管理委员会

　　发

　　布

　　GB/T 40536—202 1

　　前 言

　　本文件按照 GB/T 1 . 1—2020《标准化工作导则 第 1 部分：标准化文件的结构和起草规则》的规定起草。

　　请注意本文件的某些内容可能涉及专利。 本文件的发布机构不承担识别专利的责任。

　　本文件由全国宇航技术及其应用标准化技术委员会(SAC/TC 425)提出并归口 。

　　本文件起草单位：北京控制工程研究所。

　　本文件主要起草人：宋涛、梁军强、丁凤林、孙水生、尹文娟、耿永兵、李泽、高俊、林震、李文、张澜。

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　　航天器剩余推进剂排放设计要求

　　1 范围

　　本文件规定了航天器剩余推进剂排放的设计依据、设计准则、设计内容和程序等一般设计要求、详细设计要求等内容。

　　本文件适用于航天器的推进剂及高压气体的主动排放设计和被动排放设计。 航天器上其他工质的排放设计可参照执行。

　　2 规范性引用文件

　　下列文件中的内容通过文中的规范性引用而构成本文件必不可少的条款。其中，注日期的引用文件，仅该日期对应的版本适用于本文件;不注日期的引用文件，其最新版本(包括所有的修改单)适用于本文件。

　　GB/T 34513—2017 空间碎片减缓要求

　　3 术语和定义

　　GB/T 34513—2017 界定的以及下列术语和定义适用于本文件。

　　3.1

　　主动排放 activeventing

　　通过地面发送指令实施的推进剂及高压气体排放。

　　3.2

　　被动排放 passiveventing

　　航天器上推进剂排放装置在满足一定的预设条件下自主进行的推进剂及高压气体排放。

　　4 一般设计要求

　　4 . 1 设计依据

　　设计依据一般包括：

　　a) GB/T 34513—2017 中第 6 章的内容;

　　b) 航天器研制任务要求;

　　c) 推进分系统的研制任务要求;

　　d) 推进分系统可靠性、安全性及环境条件相关要求等。

　　4 . 2 设计准则

　　设计准则如下：

　　a) 剩余推进剂排放设计应满足 GB/T 34513—2017 中 6 . 2 规定的技术要求;

　　b) 剩余推进剂排放设计应从航天器方案阶段开始，贯穿于研制流程，直至在轨航天器排空后的效果评估，根据任务轨道的不同有针对性的开展设计;

　　c) 剩余推进剂排放设计应综合考虑航天器系统的工程可实现性、经济有效性和技术先进性;

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　　d) 剩余推进剂排放设计不应影响航天器在轨正常工作;

　　e) 剩余推进剂排放路径设计应以可靠性和安全性为优先原则，主动排放路径设计应避免单点故障，确保有冗余通道排放，被动排放路径设计应保证有 2 项或多项隔离措施，避免误排放;

　　f) 剩余推进剂排放时序设计合理，主动排放时机应在航天器任务终止并进入处置轨道后进行;当剩余推进剂较多时，应分多次进行排放;若双组元或多组元推进剂进行单独排放时，注意避免不同的推进剂在航天器外相遇发生爆炸;

　　g) 主动排放时，剩余推进剂排空判据原则上为：贮箱内的剩余可用液体推进剂(在贮箱挤出效率指标范围内的推进剂)体积小于贮箱容积的 1%,高压容器内的压力应低于容器设计爆破压力的 40%;

　　h) 当不能达到排空目标时，应满足以下最低条件：

　　1) 不应发生导致自燃的推进剂混合泄漏;

　　2) 贮箱和高压气瓶的安全性设计和热设计，能够确保累积的压力(包括温度升高后可能发生的推进剂放热性分解情况)不大于可能导致贮箱和气瓶爆炸的压力。

　　4 . 3 设计内容和程序

　　4 . 3 . 1 设计内容如下。

　　a) 任务分析。

　　b) 剩余推进剂排放方案设计与验证：

　　1) 排放方式设计(主动排放或被动排放);

　　2) 排放路径设计(通过发动机排放或通过推进剂排放装置排放);

　　3) 排放时机和排放流程设计;

　　4) 在轨监测和效果评估方案设计;

　　5) 剩余推进剂排放方案验证。

　　c) 推进剂排放装置设计与验证：

　　1) 推进剂排放装置方案设计，含“六性”设计(可靠性、维修性、保障性、测试性、安全性和环境适应性);

　　2) 推进剂排放装置研制试验;

　　3) 推进剂排放装置极限工况验证。

　　4 . 3 . 2 设计程序如图 1 所示。

　　图 1 剩余推进剂排放设计程序

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　　5 详细设计要求

　　5 . 1 任务分析

　　任务分析应考虑如下因素：

　　a) 航天器轨道环境：考虑航天器所在轨道特点，包括排放前的离轨需求、轨道测控弧段、排放操作可监视区间等;

　　b) 推进系统设计：需考虑推进系统设计对于排放的影响，特别是采用发动机进行排放时，包括推进系统的原理、工作模式、管路布局等因素;

　　c) 剩余推进剂估算精度对于排空处置时机的影响：排空处置时机和具体流程是需要根据剩余推进剂估算结果而定的，具体估算方法和精度可参考 GB/T 34523 ;

　　d) 排放实施操作过程对航天器的状态要求：需要进行剩余推进剂排放的航天器通常都是处于寿命末期或发生严重故障，因此需要提出排空操作对航天器状态的最低要求，包括测控能力、供电能力、温控能力、姿态控制能力等。

　　5 . 2 剩余推进剂排放方案设计与验证

　　5 . 2 . 1 排放方式设计

　　5 . 2 . 1 . 1 总则

　　剩余推进剂排放方式可分为主动排放方式和被动排放方式。 在航天器剩余推进剂排放方案设计时，应根据航天器任务后处置和钝化要求、轨道环境及航天器状态，设计合适的排放方式。

　　5 . 2 . 1 . 2 主动排放方式

　　主动排放方式是通过航天器遥控指令实施动作，在一定时间内使推进剂按照设计路径排放。 主动排放控制通常是在确认航天器任务终止并完成处置机动后进行，在设计时应考虑以下三点;

　　a) 主动排放策略中要对排放引起的航天器轨道变化进行预测，确认排放后的航天器轨道符合GB/T 34513—2017 中 6 . 3 的规定或任务要求;

　　b) 主动排放策略中，应给出避免排放导致航天器姿态失控的措施，以保证后续的处置操作能够顺利执行;

　　c) 主动排放过程中，应监测推进剂贮箱的剩余量和高压容器的压力，并预估排放效果。

　　5 . 2 . 1 . 3 被动排放方式

　　被动排放的目的是在航天器发生重大故障地面无法干预的情况下，当推进系统压力超出设定的安全压力或安全温度范围时，通过排放路径排放出部分推进剂或高压气体，以降低推进系统压力，保证航天器不会发生爆炸解体，避免产生空间碎片。

　　被动排放方式设计时应重点从可靠性着手，避免误排放。 例如设置 2 道以上的排放禁止功能，或者以航天器正常状态下的某个参数(如供电电压)为依据，在该参数处于正常范围时，被动排放功能处于禁止排放状态等。

　　5 . 2 . 2 排放路径设计

　　5 . 2 . 2 . 1 发动机排放

　　通过发动机排放的方法是开启发动机阀门，使推进剂经发动机排出航天器，若推进剂已排空，还可

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　　以继续通过发动机排出贮箱内的增压气体。 发动机排放路径可用于主动排放或被动排放。 在设计时应注意以下事项：

　　a) 在主动排放过程中，需要注意避免发动机的推力输出引起航天器轨道发生意外变化;

　　b) 对于单组元推进系统，被动排放操作通过发动机排放时，可不考虑预先对发动机加热，但是要注意此时发动机的推力输出不稳定，应合理选择配对的排放发动机，避免引起航天器旋转速度过大而解体的风险;

　　c) 对于双组元或多组元推进系统，当一种推进剂接近排空时，发动机推力输出不稳定，对姿态有要求的航天器应避免姿态失控;若具备条件，可通过控制推进剂供给管路的阀门，使不同的发动机分别单独排出不同组元推进剂，排放过程中要避免推进剂射流或蒸汽在航天器外相遇发生燃烧，同时也要注意控制发动机温度，避免推进剂气化降温使得发动机内部冻结堵塞;

　　d) 对于冷气或电推进系统，应合理选择配对的排放发动机，避免引起航天器旋转速度过大而解体的风险。

　　5 . 2 . 2 . 2 推进剂排放装置排放

　　通过在推进剂管道上连接推进剂排放装置，实现剩余推进剂排放。 推进剂排放装置路径可用于主动排放或被动排放，通常只排放一种推进剂或气体。 在设计时应注意以下事项：

　　a) 排放装置出口不应有影响排放的设备;

　　b) 排放装置排放时，不应产生力矩导致航天器旋转;

　　c) 排放装置排放过程中，不应发生低温导致推进剂冻结无法排放的情况;

　　d) 对于双组元或多组元推进系统，排放过程中要避免推进剂射流或蒸汽在航天器外相遇发生燃烧。

　　5 . 2 . 3 排放时机和排放流程设计

　　5 . 2 . 3 . 1 排放时机

　　主动排放时机通常是在航天器任务终止后，需要进行离轨处置，之后对剩余推进剂排空，防止爆炸产生空间碎片。

　　被动排放时机通常是在航天器发生意外严重故障且无法再恢复(如航天器母线故障、遥控遥测故障等发生后与地面失联)状态下，贮箱或气瓶内的压力异常升高到预定的压力值时，或者某些敏感位置的温度异常升高到预定的温度值时。

　　5 . 2 . 3 . 2 排放流程

　　5 . 2 . 3 . 2 . 1 剩余推进剂主动排放流程建议如下：

　　a) 确认航天器任务终止，并具备排放实施条件。

　　b) 按照 GB/T 34513—2017 的要求，根据航天器具体情况进行离轨。

　　c) 排空推进剂：

　　1) 使用发动机或推进剂排放装置进行排空;

　　2) 在排放过程中，确保航天器姿态可控;

　　3) 在排放过程中，若出现发动机或排放装置温度偏低的情况，可通过加热器或太阳照射提高其温度;

　　4) 排放的综合推力效果不应影响离轨结果;

　　5) 可根据推进剂贮箱压力变化判断是否已经排空推进剂，通常情况下若推进剂排空，则贮箱压力下降速率会突然变大;

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　　6) 根据推进剂贮箱和高压气瓶的压力确定是否排空高压气体。

　　d) 推进分系统彻底关闭，断开推进分系统供电。

　　5 . 2 . 3 . 2 . 2 剩余推进剂被动排放流程建议如下：

　　a) 检测到航天器出现严重故障，预设的禁止排放功能失效;

　　b) 推进剂贮箱或高压气瓶的压力或温度超过预设的排放压力或温度指标，开始排放;

　　c) 被动排放一旦开始，可以设计为一直排空，或者压力容器的压力(或温度)下降到预设的排放压力(或温度)指标，停止排放。

　　5 . 2 . 4 在轨监测和效果评估方案设计

　　5 . 2 . 4 . 1 总则

　　剩余推进剂排放过程中，应持续对排放情况进行监测;排放完成后，还应对排放效果进行评估，给出结论。

　　5 . 2 . 4 . 2 在轨监测方案设计

　　在轨监测应通过在推进分系统管路设置必要的压力、温度或流量传感器进行监测，例如：

　　a) 推进剂贮箱压力、温度和流量;

　　b) 排放装置的压力、温度和流量;

　　c) 气瓶压力、温度。

　　通过监测上述参数，估算出贮箱内剩余的推进剂或气瓶剩余的气体质量，作为剩余推进剂排放后续操作的依据。

　　5 . 2 . 4 . 3 效果评估方案设计

　　根据航天器相关遥测数据，对剩余推进剂排放效果进行评估，主要有以下 2 个方面：

　　a) 航天器推进分系统结合实际推进剂剩余量、贮箱压力、气瓶压力、排放时发动机工作状态等对排放效果进行综合分析，评估是否已经排空;

　　b) 地面观测系统对排放任务结束后的航天器轨道进行跟踪观测，纳入编 目体系，长期运行监视，验证排放效果。

　　5 . 2 . 5 剩余推进剂排放方案验证

　　剩余推进剂排放方案设计完成后，需要在研制阶段对方案进行验证，通常有以下验证方法。

　　a) 仿真分析验证。 对排放流程进行仿真分析验证，确认排放时间、排放速度、排放过程中温度情况，以及对航天器姿态、轨道的影响等参数。

　　b) 试验验证。 重点对被动排放的可靠性、被动排放控制相关参数的合理性和敏感性开展试验验证，以及对推进剂排放过程中是否会因冻结堵塞开展相关试验验证。

　　c) 复核复审。 通过复核复审，对排放路径设计的可靠性安全性、排放时机和排放流程的合理性、在轨监测和效果评估方案的完备性等进行确认。

　　5 . 3 推进剂排放装置设计与验证

　　5 . 3 . 1 推进剂排放装置方案设计要求

　　5 . 3 . 1 . 1 组成

　　推进剂排放装置通常由推进剂控制阀、压力敏感元件、温度敏感元件、排放管道和排放控制线路等

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　　部分组成，其中排放控制线路可集成到航天器其他线路盒中。

　　5 . 3 . 1 . 2 功能

　　推进剂排放装置应能够在控制指令或预设的排放条件下，实现单种推进剂或高压气体的排放功能。

　　推进剂排放装置应有防冷冻阻塞的措施，避免在推进剂排放到真空环境过程中产生的低温效应将装置内的推进剂冻结并阻塞排放路径。

　　推进剂排放装置应有减小排放对航天器姿态干扰的措施，避免排放产生的干扰力矩造成航天器姿态失控。

　　5 . 3 . 1 . 3 “六性”设计要求

　　推进剂排放装置的“六性”设计应依据航天器相关设计要求开展，其中可靠性和安全性设计还要遵循以下原则：

　　a) 任何情况下，推进剂排放装置故障不应影响推进系统性能;

　　b) 推进剂排放装置应至少具有两道排放禁止设计，防止在航天器正常工作的情况下发生意外排放;

　　c) 推进剂排放装置应从结构上保证排放推进剂的唯一性，不同推进剂排放应相互隔离;

　　d) 排放装置的排放速度不应超过贮箱允许的最大流速。

　　5 . 3 . 2 推进剂排放装置试验要求

　　验收试验推进剂排放装置研制试验的试验项目和指标要求应按照推进剂排放装置设计要求和航天器相关研制试验要求进行。 主要试验项目包括：

　　a) 功能和性能测试;

　　b) 密封性能测试;

　　c) 压力试验;

　　d) 环境试验。

　　5 . 3 . 3 推进剂排放装置极限工况验证要求

　　推进剂排放装置除了要完成常规的研制试验外，还需要对极限工况开展验证，主要验证项目如下。

　　a) 推进剂排放装置排放禁止设计验证。 在排放禁止功能激活的情况下，除非到达其他额外设定的设计条件(如压力接近爆破压力)，剩余推进剂排放装置不应响应任何排放相关指令，不应有任何排放相关的动作。

　　b) 推进剂排放装置灵敏度验证。 在排放禁止功能关闭的情况下，通过改变推进剂排放装置的输入条件(如装置入口压力等)，检验剩余推进剂排放装置在达到预设排放条件时执行排放灵敏度，以及装置的排放速度。

　　c) 极限高温工况验证。 在预期的极限高温工况下，对推进剂排放装置排放禁止设计和灵敏度进行验证，验证方法见 a)和 b)。

　　d) 抗辐照验证。 在航天器全寿命期间预期的辐照剂量下，验证推进剂排放装置是否会发生失效或材料老化导致灵敏度下降等问题。

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　　参 考 文 献

　　[1] GB/T 34523—2017 航天器剩余推进剂质量的估算方法