張歡 劉天雄 李長(zhǎng)江 向樹(shù)紅 張慶明

（1北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）（2 北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）（3 北京理工大學(xué)爆炸科學(xué)與技術(shù)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100081）

1 引言

火工裝置由動(dòng)作器、裝藥和功能機(jī)構(gòu)組成，利用裝藥燃燒或爆炸產(chǎn)生的載荷通過(guò)功能機(jī)構(gòu)來(lái)完成特定功能?；鸸ぱb置作為專(zhuān)業(yè)術(shù)語(yǔ)是從美國(guó)水星號(hào)飛船項(xiàng)目開(kāi)始使用的，近年來(lái)也稱(chēng)為能量元件與系統(tǒng)［1］。航天器火工裝置能夠完成連接與釋放、切割與破碎、閥門(mén)打開(kāi)與關(guān)閉、驅(qū)動(dòng)做功等功能，是廣泛應(yīng)用的關(guān)鍵產(chǎn)品。但是，航天器火工裝置動(dòng)作時(shí)會(huì)產(chǎn)生高量級(jí)、寬頻帶、短時(shí)間的復(fù)雜振蕩性爆炸沖擊載荷，對(duì)航天器電子儀器、脆性材料、輕薄結(jié)構(gòu)等的破壞作用十分突出。典型火工沖擊故障模式包括晶體、陶瓷、環(huán)氧樹(shù)脂材料、玻璃封裝材料、焊點(diǎn)、電纜引線(xiàn)頭的破裂，密封失效，污染粒子擴(kuò)散，繼電器和開(kāi)關(guān)的抖動(dòng)及切換，微電子芯片結(jié)構(gòu)變形等［2-3］。NASA 統(tǒng)計(jì)分析了1963—1985年間發(fā)射的航天器所有飛行故障，從中分離出88次可能與火工沖擊或者振動(dòng)有關(guān)的故障，并經(jīng)過(guò)故障樹(shù)分析，其中63次是火工沖擊直接或者間接引起，占71%以上，并且多次為災(zāi)難性故障［4］?；鸸_擊環(huán)境同樣對(duì)運(yùn)載火箭也造成嚴(yán)重危害，美國(guó)馬歇爾航天中心統(tǒng)計(jì)分析了1983—1998年間美國(guó)本土運(yùn)載火箭22次事故中有5次為分離系統(tǒng)引起，分離系統(tǒng)產(chǎn)生的火工沖擊載荷造成安裝在火工裝置附近的含有陶瓷材料的儀器、電磁閥、繼電器開(kāi)關(guān)以及電路板發(fā)生了故障［5］。

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)多個(gè)航天器遇到嚴(yán)重的火工沖擊問(wèn)題，某衛(wèi)星與運(yùn)載火箭上面級(jí)之間采用爆炸螺栓連接，對(duì)接分離試驗(yàn)表明，星箭界面火工沖擊響應(yīng)達(dá)到6763gn，4000～10 000Hz，造成衛(wèi)星34臺(tái)儀器超驗(yàn)收級(jí)條件（800gn，1000～4000 Hz）；某衛(wèi)星在太陽(yáng)翼火工切割器解鎖過(guò)程中，太陽(yáng)翼壓緊點(diǎn)的電源控制器沖擊響應(yīng)達(dá)到4066gn，4000～10 000 Hz，超出組件環(huán)境試驗(yàn)條件。2011年某衛(wèi)星在軌SAR 天線(xiàn)壓緊點(diǎn)火工裝置動(dòng)作時(shí)，安裝在火工裝置附近的時(shí)間基準(zhǔn)單元A 機(jī)頻率遙測(cè)信號(hào)突然從正常值變?yōu)榱惴?，頻率計(jì)數(shù)器停止遞增，產(chǎn)品失效。地面故障復(fù)現(xiàn)試驗(yàn)表明，時(shí)間基準(zhǔn)單元A 機(jī)火工沖擊響應(yīng)達(dá)到5482gn，導(dǎo)致儀器內(nèi)部晶片引腳脫落。因此，研究航天器火工沖擊環(huán)境防護(hù)技術(shù)，開(kāi)展火工沖擊環(huán)境預(yù)示、火工沖擊載荷傳遞機(jī)理研究具有重要意義。

2 火工沖擊環(huán)境特點(diǎn)及載荷組成

2.1 火工沖擊環(huán)境特點(diǎn)

航天器火工裝置動(dòng)作時(shí)，在安裝結(jié)構(gòu)處產(chǎn)生巨大的局部壓力，并以高量級(jí)、高頻響的應(yīng)力波形式在航天器結(jié)構(gòu)材料中傳播，除了爆炸源附近有塑性變形外，航天器主體結(jié)構(gòu)僅僅傳遞彈性波，而自身不易受火工沖擊的影響，但是火工沖擊產(chǎn)生的應(yīng)力波可以使外形尺寸與波長(zhǎng)同量級(jí)的微型電子產(chǎn)生高頻響應(yīng)，從而對(duì)航天器電子設(shè)備和微機(jī)電設(shè)備產(chǎn)生危害［6］。火工沖擊加速度響應(yīng)時(shí)間歷程一般會(huì)劇烈震蕩，并具有一個(gè)接近10μs的基本上升時(shí)間［2］，響應(yīng)時(shí)間歷程本質(zhì)上是隨機(jī)的。

火工沖擊環(huán)境的特征參數(shù)依賴(lài)于沖擊源的類(lèi)型、尺寸、載荷當(dāng)量、結(jié)構(gòu)傳遞特性以及響應(yīng)點(diǎn)到?jīng)_擊源的距離［6-7］。根據(jù)火工沖擊環(huán)境的強(qiáng)度和頻率范圍，NASA-STD-7003標(biāo)準(zhǔn)將火工沖擊環(huán)境分為近場(chǎng)、中場(chǎng)和遠(yuǎn)場(chǎng)三類(lèi)，沖擊源產(chǎn)生的沖擊應(yīng)力波傳播決定了近場(chǎng)的響應(yīng)，峰值加速度響應(yīng)超過(guò)5000gn，頻率范圍超過(guò)100kHz；沖擊源產(chǎn)生的沖擊應(yīng)力波傳播和結(jié)構(gòu)諧振響應(yīng)組合決定了中場(chǎng)的響應(yīng)，峰值加速度響應(yīng)為1000～5000gn，頻率范圍超過(guò)10kHz；航天器結(jié)構(gòu)諧振效應(yīng)決定了遠(yuǎn)場(chǎng)的響應(yīng)，峰值加速度響應(yīng)小于1000gn，頻率范圍小于1kHz［2，6，8］。

MIL-STD-810F標(biāo)準(zhǔn)指出近場(chǎng)、中場(chǎng)和遠(yuǎn)場(chǎng)與響應(yīng)點(diǎn)的火工沖擊強(qiáng)度有關(guān)，火工沖擊強(qiáng)度是響應(yīng)點(diǎn)到火工裝置的距離以及載荷傳遞結(jié)構(gòu)形式的函數(shù)。航天器火工沖擊源可分為點(diǎn)狀源（如爆炸螺栓）、線(xiàn)狀源（如切割索）及組合源（如包帶），NASASTD-7003標(biāo)準(zhǔn)定義點(diǎn)源的近場(chǎng)、中場(chǎng)及遠(yuǎn)場(chǎng)的范圍指距爆炸源的距離分別為小于3cm，3～15cm 以及大于15cm，線(xiàn)源的近場(chǎng)、中場(chǎng)及遠(yuǎn)場(chǎng)的范圍指距爆炸源的距離分別為小于15cm，15～60cm 以及大于60cm?；鸸ぱb置動(dòng)作導(dǎo)致結(jié)構(gòu)局部產(chǎn)生強(qiáng)作用機(jī)械瞬態(tài)火工沖擊響應(yīng)，頻率范圍通常在100～10 000kHz，持續(xù)時(shí)間50μs～20ms，加速度響應(yīng)幅值為300～300 000gn［3］。

2.2 火工沖擊載荷組成

為了研究產(chǎn)品的抗沖擊能力，Blot于1963年提出根據(jù)沖擊響應(yīng)時(shí)間歷程計(jì)算沖擊響應(yīng)譜（SRS）的概念，沖擊響應(yīng)譜是響應(yīng)幅值與頻率的關(guān)系曲線(xiàn)，不能反映相位信息，由沖擊響應(yīng)譜也不能復(fù)現(xiàn)原來(lái)的時(shí)域沖擊波形。雖然沖擊響應(yīng)譜分析方法廣泛應(yīng)用于航天領(lǐng)域，但需要進(jìn)一步分析航天器火工沖擊載荷的組成，以便有針對(duì)性地開(kāi)展火工沖擊防護(hù)措施研究。

航天器火工裝置動(dòng)作時(shí)產(chǎn)生的沖擊載荷來(lái)源有3個(gè)［2-3，9］：①含能材料（如火藥、炸藥）爆炸引起沖擊波和應(yīng)力波的傳播；②火工裝置突然動(dòng)作（如斷裂、解鎖、切割等），預(yù)載荷產(chǎn)生的應(yīng)變能突然釋放，形成應(yīng)力波傳播和結(jié)構(gòu)諧振響應(yīng)；③火工裝置部件（如爆炸螺栓的螺柱頭）以一定速度和沖量撞擊結(jié)構(gòu)特定部位（如捕獲器、緩沖塊），形成應(yīng)力波和（或）結(jié)構(gòu)諧振響應(yīng)。

文獻(xiàn)［9］以典型爆炸螺栓連接結(jié)構(gòu)為對(duì)象，分別建立了爆炸過(guò)程、應(yīng)變能釋放過(guò)程、撞擊過(guò)程的數(shù)值計(jì)算模型，定量研究了3種載荷作用機(jī)制及其引起的結(jié)構(gòu)響應(yīng)特征，數(shù)值仿真結(jié)果表明，在近場(chǎng)區(qū)域內(nèi)，3種載荷中爆炸載荷的貢獻(xiàn)最大，其激起的加速度響應(yīng)峰值是應(yīng)變能釋放和撞擊的3倍左右；而撞擊效應(yīng)在兩者之后，幾乎獨(dú)立存在，計(jì)算結(jié)果符合MIL-STD-810F和GJB150.27-2009標(biāo)準(zhǔn)描述的火工沖擊載荷近場(chǎng)一般規(guī)律（高于5000gn）。

MIL-STD-810F和NASA-STD-7003標(biāo)準(zhǔn)對(duì)上述3種載荷作用機(jī)制已有介紹，但如何測(cè)量每種載荷的貢獻(xiàn)及3種載荷的耦合效應(yīng)尚未有公開(kāi)文獻(xiàn)說(shuō)明。在實(shí)際的物理過(guò)程中，必然存在3 種載荷的耦合作用，特別是爆炸和應(yīng)變能釋放幾乎同時(shí)發(fā)生，兩者之間會(huì)發(fā)生相互影響。研究3 種載荷作用機(jī)理、作用過(guò)程以及引起的航天器響應(yīng)特征，是開(kāi)展航天器火工沖擊防護(hù)研究的關(guān)鍵之一。特別是加載較大預(yù)緊力的航天器火工裝置動(dòng)作后，連接面應(yīng)變能的突然釋放（例如幾十千牛的包帶預(yù)緊力在毫秒量級(jí)釋放為零）加劇了火工沖擊環(huán)境的強(qiáng)度，文獻(xiàn)［6］指出包帶分離裝置引起的火工沖擊載荷很大程度上受預(yù)緊力支配。

美國(guó)著名火工裝置研發(fā)機(jī)構(gòu)Hi-SHEAR技術(shù)公司20世紀(jì)70年代研制的SN-9400系列低沖擊分離爆炸螺栓，預(yù)緊力為89kN，輸出沖擊響應(yīng)為3000～10 000gn，其中爆炸沖擊載荷占10%，應(yīng)變能釋放沖擊載荷占60%，火工裝置部件撞擊載荷占30%［10］；20世紀(jì)90年代研制了超低沖擊SN-9600系列分離螺栓，用記憶合金替代炸藥，預(yù)緊力降到30kN，輸出沖擊響應(yīng)減小到500gn［11］。

另外需要引起重視的是，在航天器火工裝置動(dòng)作過(guò)程中，對(duì)周?chē)臻g大氣有電離作用，可能伴隨加熱和電磁輻射效應(yīng)，在航天器與運(yùn)載火箭（上面級(jí)）分離過(guò)程中，除了對(duì)航天器造成火工沖擊影響外，還可能會(huì)產(chǎn)生電磁干擾，從而影響航天器控制系統(tǒng)和測(cè)控系統(tǒng)的正常工作。

3 火工沖擊環(huán)境防護(hù)措施

工程上主要從3個(gè)環(huán)節(jié)開(kāi)展抗火工沖擊環(huán)境載荷設(shè)計(jì)：①改進(jìn)火工裝置設(shè)計(jì)，降低爆炸源的沖擊量級(jí)；②在火工沖擊載荷傳遞路徑中安裝載荷隔離和載荷減緩裝置；③加強(qiáng)航天器沖擊敏感儀器抗火工沖擊環(huán)境載荷設(shè)計(jì)。

3.1 優(yōu)化火工裝置藥型、藥量及預(yù)緊力，降低火工沖擊量級(jí)

火工裝置動(dòng)作時(shí)在密閉結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生巨大的局部壓力，以高量級(jí)、高頻響應(yīng)力波的形式在結(jié)構(gòu)材料中傳播和反射，并在結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生瞬時(shí)機(jī)械響應(yīng)［12］，應(yīng)力波傳播引起的沖擊響應(yīng)是火工沖擊載荷的早期效應(yīng)，并與結(jié)構(gòu)分離應(yīng)變能釋放引起的分離沖擊的作用相結(jié)合［13］，沖擊脈沖在航天器復(fù)雜結(jié)構(gòu)中傳播和反射，爆炸沖擊和分離沖擊之間并無(wú)明顯規(guī)律［14］。

為了降低爆炸源的沖擊量級(jí)，首先是優(yōu)化火工裝置的引燃火藥和引爆炸藥的藥型和藥量，雖然對(duì)降低航天器火工裝置爆炸沖擊響應(yīng)作用十分明顯，但需要開(kāi)展大量地面試驗(yàn)，以確?；鸸ぱb置動(dòng)作的可靠性，火工裝置定型后再優(yōu)化設(shè)計(jì)藥型和藥量，在工程上風(fēng)險(xiǎn)較大。其次是合理控制航天器火工裝置預(yù)緊力?；鸸ぱb置在預(yù)緊力作用下使得航天器局部結(jié)構(gòu)產(chǎn)生彈性變形并儲(chǔ)存了較大應(yīng)變能，例如在火箭動(dòng)力飛行段，星箭界面存在橫向及縱向加速度環(huán)境，使得星箭連接面產(chǎn)生拉力、彎矩、剪力等載荷。為防止結(jié)構(gòu)連接失效，通常采用提高包帶預(yù)緊力實(shí)現(xiàn)星箭可靠連接，包帶預(yù)緊力高達(dá)幾十千牛。爆炸螺栓解鎖時(shí)，使得星箭分離面的對(duì)接法蘭瞬間失去包帶的約束，應(yīng)變能轉(zhuǎn)化為動(dòng)能，引起航天器結(jié)構(gòu)沖擊與振動(dòng)響應(yīng)。文獻(xiàn)［14-15］根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)指出包帶預(yù)緊力越大，星箭分離面的對(duì)接法蘭存儲(chǔ)應(yīng)變能越大，引起的分離沖擊量級(jí)越高。

航天器火工裝置動(dòng)作過(guò)程中形成沖擊載荷3種機(jī)制中，應(yīng)變能釋放是不可避免的，但可以合理控制航天器火工裝置預(yù)緊力來(lái)降低火工沖擊響應(yīng)。例如，NASA 于1999年提出了《包帶系統(tǒng)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則》，并給出了包帶預(yù)緊力簡(jiǎn)化公式［16］。西班牙航空制造公司（CASA）通過(guò)增加包帶面積，增強(qiáng)包帶剛度來(lái)提高包帶連接結(jié)構(gòu)的承載能力［17］。Hi-SHEAR公司的SN-9400系列某種分離爆炸螺栓的預(yù)緊力為89kN，SN-9600系列同種分離爆炸螺栓的預(yù)緊力降到30kN，輸出沖擊響應(yīng)由3000～10 000gn降到500gn［10-11］。

航天器火工裝置應(yīng)變能釋放是不可避免的，應(yīng)變能釋放造成的加速度響應(yīng)影響的范圍主要在中場(chǎng)和遠(yuǎn)場(chǎng)，這也正是航天器沖擊敏感儀器安裝的位置處。因此，在保證連接與分離可靠性的前提條件下，合理控制航天器火工裝置預(yù)緊力，可以降低由應(yīng)變能釋放造成的航天器敏感儀器加速度響應(yīng)。

3.2 優(yōu)化航天器設(shè)計(jì)構(gòu)型布局，避免在火工裝置附近安裝敏感儀器

爆炸和應(yīng)變能釋放引起的響應(yīng)頻率成分較高，主要表現(xiàn)為應(yīng)力波傳播，因此隨距離的增加而迅速衰減［6］。文獻(xiàn)［18］利用黏彈阻尼減振開(kāi)展在導(dǎo)彈隔沖擊結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用研究，試驗(yàn)結(jié)果表明：爆炸分離沖擊產(chǎn)生強(qiáng)烈的機(jī)械瞬態(tài)響應(yīng)，對(duì)其附近彈載儀器產(chǎn)生極為嚴(yán)重的影響，影響程度隨著到?jīng)_擊源的距離增加而減小，且爆炸分離沖擊在0.2ms內(nèi)達(dá)到最大值，之后迅速衰減，在10ms內(nèi)衰減到最大值的5%以下，符合MIL-STD-810G 標(biāo)準(zhǔn)描述的火工沖擊載荷持續(xù)時(shí)間的一般規(guī)律（不超過(guò)20 ms）。文獻(xiàn)［9］數(shù)值仿真結(jié)果表明，應(yīng)變能釋放造成的加速度響應(yīng)特征和爆炸沖擊類(lèi)似，具有較高的頻率和幅值，隨距離的衰減也比較明顯（由3500gn衰減到200gn）。

根據(jù)已有大量的火工沖擊試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過(guò)對(duì)已有沖擊源的類(lèi)別和測(cè)點(diǎn)到火工裝置的距離分析，文獻(xiàn)［19］給出了點(diǎn)狀源（如爆炸螺栓）的火工沖擊響應(yīng)譜在復(fù)雜結(jié)構(gòu)中的衰減公式，火工沖擊響應(yīng)隨距離增加呈指數(shù)衰減。NASA-STD-7003標(biāo)準(zhǔn)給出了航天器七種典型結(jié)構(gòu)中火工沖擊響應(yīng)幅值隨火工裝置距離增加的衰減的曲線(xiàn)，不同結(jié)構(gòu)對(duì)火工沖擊載荷衰減能力不同，但火工沖擊響應(yīng)隨距離增加衰減的規(guī)律一致，值得注意的是航天器常用的蜂窩結(jié)構(gòu)對(duì)火工沖擊載荷衰減能力最小。

文獻(xiàn)［19］給出的公式并不代表線(xiàn)狀源和組合源的火工沖擊響應(yīng)衰減規(guī)律，但與NASA-STD-7003標(biāo)準(zhǔn)給出的規(guī)律是一致的，火工沖擊響應(yīng)衰減推演的準(zhǔn)確程度依賴(lài)于航天器所用火工裝置及其與航天器連接結(jié)構(gòu)的近似程度，否則預(yù)示結(jié)果會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重誤差，但是避免在火工裝置附近安裝敏感儀器將有效地減小火工沖擊對(duì)敏感儀器影響的結(jié)論是毋庸置疑的。

3.3 增加沖擊載荷傳遞路徑結(jié)構(gòu)界面之間的連接環(huán)節(jié)，吸收或隔離火工沖擊載荷

爆炸和應(yīng)變能釋放引起的響應(yīng)頻率成分較高，主要表現(xiàn)為應(yīng)力波傳播，連接結(jié)構(gòu)僅能傳遞彈性波，傳遞路徑中的不連續(xù)結(jié)構(gòu)會(huì)加大沖擊的降低幅值，特別是高頻成分，而連接結(jié)構(gòu)本身不易受到爆炸分離沖擊的影響［2，6-7，18］，文獻(xiàn)［18］在導(dǎo)彈隔離沖擊結(jié)構(gòu)中的試驗(yàn)結(jié)果表明：爆炸分離沖擊響應(yīng)通過(guò)結(jié)構(gòu)面時(shí)衰減很快，鉚接對(duì)降低沖擊貢獻(xiàn)極小，而配合連接對(duì)降低沖擊貢獻(xiàn)可達(dá)30%～60%。NASA-STD-7003標(biāo)準(zhǔn)指出除了利用距離衰減沖擊載荷外，應(yīng)力波傳播過(guò)程中遇到結(jié)構(gòu)連接環(huán)節(jié)時(shí)，一般會(huì)大幅度降低火工沖擊響應(yīng)幅度，試驗(yàn)結(jié)果表明結(jié)構(gòu)連接環(huán)節(jié)衰減沖擊載荷范圍可達(dá)20%～75%，具體數(shù)值取決于連接環(huán)節(jié)的類(lèi)型（如鉚接、螺接、膠接等）以及連接環(huán)節(jié)如何改變沖擊載荷傳遞路徑的實(shí)現(xiàn)方式。

文獻(xiàn)［20］于20世紀(jì)70年對(duì)連接界面之間增加不同墊片的緩沖效果進(jìn)行了研究和分析，測(cè)試界面35種連接組合（金屬墊片、硬非金屬墊片、軟非金屬墊片、非金屬墊片的組合）對(duì)沖擊載荷的衰減情況，緩沖效率用沖擊譜峰值相對(duì)直接連接情況下沖擊譜峰值的衰減量表示，試驗(yàn)結(jié)果表明連接界面之間直接機(jī)械連接在整個(gè)頻段上能對(duì)沖擊衰減大約30%；連接界面之間增加不同墊片對(duì)沖擊載荷的高頻部分衰減有效，對(duì)1500Hz以下沖擊載荷幾乎不起衰減作用。

文獻(xiàn)［6］建議工程中大的結(jié)構(gòu)不連續(xù)環(huán)節(jié)造成的沖擊載荷衰減為50%，一般的結(jié)構(gòu)不連續(xù)造成的沖擊載荷衰減為30%（最多不超過(guò)三個(gè)連接環(huán)節(jié)），與NASA-STD-7003標(biāo)準(zhǔn)結(jié)論一致。因此，改變沖擊載荷傳遞路徑上的結(jié)構(gòu)界面特性，進(jìn)行多次轉(zhuǎn)接，使沖擊載荷得以充分過(guò)濾（高頻成分）和衰減（響應(yīng)幅值），從而降低火工沖擊強(qiáng)度，是簡(jiǎn)單、有效、實(shí)用的航天器火工沖擊防護(hù)技術(shù)。

文獻(xiàn)［21］指出美國(guó)CAS公司設(shè)計(jì)了航天器系統(tǒng)級(jí)寬頻帶振動(dòng)隔離系統(tǒng)，飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，隔離系統(tǒng)不僅有效地降低了低頻瞬態(tài)振動(dòng)（≤80 Hz）幅值，而且對(duì)衰減隨機(jī)振動(dòng)（20～2000 Hz）和火工沖擊（100～10 000Hz）載荷也十分有效。

3.4 開(kāi)展沖擊敏感儀器抗火工沖擊環(huán)境設(shè)計(jì)工作

火工沖擊是航天器全生命期間所經(jīng)歷的最嚴(yán)酷的力學(xué)環(huán)境之一，需要開(kāi)展系統(tǒng)級(jí)和部件級(jí)抗力學(xué)環(huán)境設(shè)計(jì)工作，以提高產(chǎn)品環(huán)境適應(yīng)性和可靠性，參考標(biāo)準(zhǔn)有《航天器系統(tǒng)級(jí)抗力學(xué)環(huán)境設(shè)計(jì)指南》和《航天器電子設(shè)備抗力學(xué)環(huán)境設(shè)計(jì)準(zhǔn)則》。但上述標(biāo)準(zhǔn)對(duì)抗火工沖擊環(huán)境工作沒(méi)有準(zhǔn)確的計(jì)算方法，缺乏有效的量化防護(hù)措施。

目前，國(guó)內(nèi)航天器的規(guī)模較小，使用火工品的數(shù)量一般不超過(guò)50個(gè)，而國(guó)外部分航天器火工品數(shù)量甚至是國(guó)內(nèi)的10倍以上，例如“土星”（Saturn）火箭使用了150個(gè)火工裝置，阿波羅（Apollo）飛船的火工裝置達(dá)到314個(gè)，航天飛機(jī)更是使用了多于400個(gè)火工分離裝置［22］。未來(lái)航天器會(huì)應(yīng)用大量火工裝置完成越來(lái)越多的功能，火工沖擊問(wèn)題將愈發(fā)凸顯，必將成為制約我國(guó)航天器的研制、影響航天器在軌可靠性的問(wèn)題，需從環(huán)境預(yù)示、方案設(shè)計(jì)、試驗(yàn)驗(yàn)證等方面系統(tǒng)地開(kāi)展火工沖擊環(huán)境防護(hù)研究。

4 火工沖擊環(huán)境防護(hù)措施的應(yīng)用現(xiàn)狀

火工沖擊防護(hù)方案多為被動(dòng)式設(shè)計(jì)，通過(guò)沖擊載荷隔離和載荷吸收兩種原理，降低傳遞到航天器敏感設(shè)備處的火工沖擊載荷。防護(hù)方案要綜合考慮緩沖效果、重量、體積、剛度等要求，同時(shí)不能改變?cè)薪缑孢B接關(guān)系。

4.1 系統(tǒng)級(jí)火工沖擊載荷防護(hù)措施應(yīng)用現(xiàn)狀

阿根廷國(guó)家空間活動(dòng)委員會(huì)（CONAE）與美國(guó)NASA 合作的科學(xué)應(yīng)用衛(wèi)星（SAC-B）項(xiàng)目中［23］，由于設(shè)計(jì)上的原因，使得衛(wèi)星的部分沖擊環(huán)境敏感儀器只能安裝在有效載荷適配器（Payload Attach Fitting，PAF）附近，包括光電倍增管（PMT）、硬X射線(xiàn)探測(cè)器以及太陽(yáng)敏感器，衛(wèi)星總體設(shè)計(jì)部門(mén)計(jì)算分析表明，星箭分離時(shí)，硬X射線(xiàn)探測(cè)器以及太陽(yáng)敏感器的沖擊響應(yīng)約為3000gn，1000～10 000Hz，超出儀器沖擊環(huán)境試驗(yàn)條件2400gn，1000～10 000Hz，特別是硬X射線(xiàn)探測(cè)器內(nèi)置晶體，對(duì)沖擊環(huán)境十分敏感，晶體的沖擊耐受條件僅為400gn，1000～10 000Hz，因此必須采取沖擊防護(hù)措施。

經(jīng)全面論證，阿根廷國(guó)家空間活動(dòng)委員會(huì)采用了系統(tǒng)級(jí)沖擊隔離措施，在運(yùn)載火箭適配器與星箭對(duì)接面之間增加由玻璃纖維G10、不銹鋼及鎂合金組成的多層墊片，如圖1所示，期望利用3.3節(jié)原理，即依靠傳遞路徑中的不連續(xù)結(jié)構(gòu)降低分離沖擊的幅值，阿根廷國(guó)家空間活動(dòng)委員利用SAC-B 衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)星與飛行狀態(tài)的有效載荷適配器聯(lián)合開(kāi)展了兩次火工裝置分離試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明，在沖擊載荷傳遞路徑結(jié)構(gòu)界面之間增加連接環(huán)節(jié)后，有效地衰減了分離沖擊載荷，火工沖擊載荷至少減小了80%，例如太陽(yáng)敏感器的沖擊響應(yīng)譜如圖2所示，解決了SAC-B衛(wèi)星沖擊敏感儀器沖擊響應(yīng)過(guò)大問(wèn)題，緩沖方案沒(méi)有改變衛(wèi)星和運(yùn)載火箭適配器構(gòu)型，衛(wèi)星剛度和重量增加滿(mǎn)足運(yùn)載火箭要求。

文獻(xiàn)［24］指出利用航天器系統(tǒng)級(jí)沖擊隔離系統(tǒng)能夠有效衰減運(yùn)載火箭產(chǎn)生的沖擊環(huán)境載荷，航天器系統(tǒng)級(jí)沖擊隔離系統(tǒng)（Whole-spacecraft Shock Isolation Systems）安裝在航天器和運(yùn)載火箭有效載荷適配器之間，又稱(chēng)為沖擊環(huán)隔離系統(tǒng)（Shock Ring Isolation Systems），如圖3所示，安裝位置還有3種方案，在運(yùn)載火箭有效載荷適配器（PAF）上端面、在PAF下端面或集成在PAF內(nèi)部。

圖1 SAC-B系統(tǒng)級(jí)緩沖措施Fig.1 SAC-B satellite shock absorber system

圖2 使用緩沖措施后太陽(yáng)敏感器位置的火工沖擊響應(yīng)Fig.2 SRS of solar sensor after using shock reduction

圖3 航天器系統(tǒng)級(jí)沖擊隔離系統(tǒng)安裝位置示意Fig.3 Illustration of isolation system fixing position

美國(guó)CAS公司已取得該航天器系統(tǒng)級(jí)沖擊隔離系統(tǒng)專(zhuān)利，沖擊隔離系統(tǒng)為一連續(xù)的薄壁環(huán)形結(jié)構(gòu)（圖3），由一系列大阻尼褶皺結(jié)構(gòu)材料構(gòu)成，主要用于衰減運(yùn)載火箭整流罩分離沖擊載荷、航天器與運(yùn)載火箭分離沖擊載荷和運(yùn)載火箭級(jí)間分離和發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)沖擊載荷等，其中航天器與運(yùn)載火箭分離沖擊載荷對(duì)航天器影響最大。

文獻(xiàn)［25］指出沖擊環(huán)隔離系統(tǒng)質(zhì)量約3kg，美國(guó)的獵鷹衛(wèi)星-3（FalconSAT-3）的結(jié)構(gòu)星利用該沖擊環(huán)隔離系統(tǒng)開(kāi)展了鑒定級(jí)分離沖擊試驗(yàn)，如圖4所示，沖擊信號(hào)加速度測(cè)點(diǎn)分別安裝在沖擊環(huán)隔離系統(tǒng)上下兩側(cè)，分離沖擊試驗(yàn)加速度時(shí)域信號(hào)及沖擊響應(yīng)譜（SRS）結(jié)果如圖5所示。

由FalconSAT-3衛(wèi)星的分離沖擊試驗(yàn)結(jié)果可知，沖擊環(huán)隔離系統(tǒng)能夠在軸向和橫向有效地衰減運(yùn)載火箭產(chǎn)生的分離沖擊載荷。2002年，NASA 在沃洛普斯飛行中心（Wallops Flight Facility）開(kāi)展了沖擊環(huán)隔離系統(tǒng)飛行試驗(yàn)，飛行試驗(yàn)結(jié)果也表明沖擊環(huán)隔離系統(tǒng)大幅度地衰減了運(yùn)載火箭產(chǎn)生的軸向和橫向分離沖擊載荷。

圖4 沖擊環(huán)隔離系統(tǒng)系統(tǒng)級(jí)分離沖擊試驗(yàn)Fig.4 System separation shock test with shock ring

圖5 分離沖擊試驗(yàn)加速度時(shí)域信號(hào)及沖擊譜SRS結(jié)果Fig.5 Time history and SRS of separation shock test acceleration response

4.2 部件級(jí)火工沖擊載荷防護(hù)措施應(yīng)用現(xiàn)狀

4.2.1 沖擊載荷傳遞路徑結(jié)構(gòu)界面之間增加連接環(huán)節(jié)

火工沖擊載荷產(chǎn)生的應(yīng)力波在傳遞過(guò)程中遇到連接環(huán)節(jié)（如鉚接、螺接、膠接等）或者間斷的界面時(shí)，應(yīng)力波會(huì)被折射、反射或吸收，從而實(shí)現(xiàn)敏感緩沖防護(hù)。1972年，Martin Marietta公司的S.Barrett 和W.J.Kacena在連接界面之間增加不同墊片組合的減沖效果進(jìn)行了原理性研究和試驗(yàn)［20］，如圖6所示，并在安裝螺釘處使用多層墊圈隔離安裝支架，試驗(yàn)結(jié)果表明：連接界面之間直接機(jī)械連接在整個(gè)頻段上能對(duì)沖擊衰減大約30%，不同過(guò)渡組合（金屬墊片、硬非金屬墊片、軟非金屬墊片、非金屬墊片的組合）對(duì)沖擊載荷的衰減效果不同，連接界面之間增加不同墊片對(duì)沖擊載荷的高頻部分衰減有效，對(duì)1500Hz以下沖擊載荷幾乎不起衰減作用，鉛是唯一使用具有良好緩沖效果的金屬填充材料。S.Barrett在沖擊載荷傳遞路徑上的連接界面之間增加墊片進(jìn)行緩沖的研究成果，成為近40年來(lái)航天器開(kāi)展部件級(jí)火工沖擊載荷防護(hù)應(yīng)用研究工作的基礎(chǔ)。

2002年，Tom Irvine給出了典型的電子儀器沖擊隔離方案［26］，如圖7所示，利用金屬網(wǎng)孔材料、金屬?gòu)椈射摻z墊或者硅橡膠組成沖擊載荷吸收裝置，將電子儀器火工沖擊響應(yīng)的動(dòng)能快速轉(zhuǎn)化為載荷吸收裝置的變形能，再緩慢地耗散掉。

圖6 在連接界面之間增加緩沖墊片F(xiàn)ig.6 Insert washers between interfaces

圖7 航天器部件火工沖擊典型防護(hù)方案Fig.7 Typical instrument of spacecraft shock reduction

2001年，J.Gomez Garcia總結(jié)了在NASA 和歐洲航空航天防務(wù)公司（EADS）航天器設(shè)計(jì)部門(mén)常用的航天器部件火工沖擊防護(hù)方案［27］，如圖8所示，其原理是利用硅橡膠和金屬墊片，調(diào)整沖擊載荷傳遞路徑界面剛度，實(shí)現(xiàn)沖擊載荷的隔離。其中EADS的航天器部件火工沖擊防護(hù)方案在阿里安-5（Ariane-5）火箭，特別是Cyrogenic上面級(jí)的火工沖擊防護(hù)中得到大量應(yīng)用并取得良好效果。

圖8 NASA 和EADS常用的航天器部件火工沖擊防護(hù)方案Fig.8 Typical design of pyrotechnic shock protection design for NASA and EADS

值得關(guān)注的是文獻(xiàn)［27］試驗(yàn)研究表明，火工沖擊載荷對(duì)航天器敏感儀器所產(chǎn)生的基礎(chǔ)激勵(lì)，利用沖擊響應(yīng)譜（SRS）數(shù)據(jù)開(kāi)展防護(hù)設(shè)計(jì)相對(duì)比較保守，建議利用時(shí)域沖擊響應(yīng)歷程信號(hào)作為計(jì)算分析航天器敏感儀器響應(yīng)的輸入條件。

1984年，NASA 馬歇爾航天中心（MSFC）的James Lee Smith試驗(yàn)研究結(jié)果表明［28］，在沖擊載荷傳遞路徑上的連接界面之間增加復(fù)雜結(jié)構(gòu)過(guò)渡環(huán)節(jié)，過(guò)渡環(huán)節(jié)會(huì)反射沖擊載荷產(chǎn)生的應(yīng)力波，當(dāng)過(guò)渡環(huán)節(jié)由兩種或者三種材料組成時(shí)，過(guò)渡環(huán)節(jié)會(huì)提升緩沖能力。

2010年，美國(guó)雷神公司（Raytheon）的Peter H.V.等設(shè)計(jì)了上述用于連接界面之間的復(fù)雜結(jié)構(gòu)過(guò)渡環(huán)節(jié)［29］，如圖9所示，已取得美國(guó)專(zhuān)利，利用具有Z形支架將儀器設(shè)備和沖擊源之間連接為一體，利用復(fù)雜過(guò)渡結(jié)構(gòu)延長(zhǎng)沖擊波傳遞路徑同時(shí)反射沖擊波，最終有效衰減沖擊載荷。

圖9 Z形支架沖擊防護(hù)安裝支架Fig.9 Z-leg shock isolator

4.2.2 火工沖擊載荷吸收裝置

20世紀(jì)70年代以來(lái)，對(duì)用于耗散碰撞動(dòng)能（或爆炸效應(yīng)）等的吸能材料和載荷吸收結(jié)構(gòu)的研發(fā)得到加強(qiáng)，在汽車(chē)、航空航天和軍事工業(yè)方面尤其突出。載荷能量吸收結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的普遍原則，是要以可控制的方式耗散外部輸入的載荷，其基本原理包括不可逆的載荷轉(zhuǎn)換、峰值有限及盡可能恒定的反作用力、較長(zhǎng)的行程、穩(wěn)定和可重復(fù)的變形模式、質(zhì)量小及載荷吸收率高、低成本和容易安裝等［30］。常用的吸能材料或結(jié)構(gòu)包括圓環(huán)、軸向壓潰的圓管或方管、多胞材料等，典型壓潰圓管吸能裝置如圖10所示。吸能結(jié)構(gòu)在載荷作用下繞內(nèi)部塑性鉸發(fā)生塑性變形，吸收載荷，可以根據(jù)需要設(shè)計(jì)塑性鉸的位置，或填充泡沫等材料，所吸收的載荷比可以定量計(jì)算。

依靠自身發(fā)生變形吸收沖擊載荷的吸能系統(tǒng)不能保證儀器設(shè)備的安裝精度，且在航天器火工沖擊遠(yuǎn)場(chǎng)環(huán)境達(dá)不到吸能結(jié)構(gòu)的失效強(qiáng)度值，因而變形的吸能防護(hù)系統(tǒng)一般使用于火工分離裝置內(nèi)部的緩沖設(shè)計(jì)，通過(guò)變形、壓潰等方式減小沖擊源輸出。對(duì)于結(jié)構(gòu)剛度、安裝精度及強(qiáng)度要求高的部位則不能采用載荷吸收方式。

圖10 典型壓潰圓管吸能裝置Fig.10 Typical tube energy absorbing system

4.2.3 新型火工沖擊載荷吸收裝置

近年來(lái)，金屬記憶合金制作的金屬橡膠墊片研究應(yīng)用廣泛，記憶合金的超彈性能夠吸收沖擊載荷，同時(shí)墊片起到?jīng)_擊載荷隔離作用，可安全使用于航天器。2010年Se-Hyun Youn 等使用鎳鈦記憶合金金屬絲擠壓成型緩沖墊片［31］，如圖11所示。2011年，Se-Hyun Youn等使用記憶合金研制出復(fù)合三向緩沖墊片［32］。國(guó)內(nèi)金屬橡膠研究應(yīng)用最廣泛，2002年，李宇明等對(duì)比分析了炮用金屬橡膠與橡膠緩沖件的性能，指出金屬橡膠材料在耐高溫、低溫，抗沖擊和工作壽命方面大大優(yōu)越于普通橡膠，適合應(yīng)用于航天領(lǐng)域［33］。2012年，金鳴等進(jìn)行了金屬橡膠減振器振動(dòng)及沖擊特性實(shí)驗(yàn)研究，指出金屬橡膠具有軟特性，與金屬?gòu)椈山Y(jié)合阻尼效果更好［34］。

圖11 記憶合金金屬絲緩沖墊片F(xiàn)ig.11 SMA shock washer isolators

5 對(duì)我國(guó)航天器火工沖擊環(huán)境防護(hù)技術(shù)應(yīng)用的建議

在航天器火工沖擊環(huán)境防護(hù)技術(shù)研究工作中，對(duì)航天器火工沖擊環(huán)境的試驗(yàn)?zāi)M、環(huán)境條件和試驗(yàn)技術(shù)的研究一直是國(guó)內(nèi)外研究的重點(diǎn)［8］，試驗(yàn)方法主要有MIL-STD-810G 標(biāo)準(zhǔn)，試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)主要有NASA-STD-7003標(biāo)準(zhǔn)以及我國(guó)GJB2205-1994 和GJB2497-1995標(biāo)準(zhǔn)，沖擊載荷緩沖與隔離技術(shù)的應(yīng)用研究也較多，例如文獻(xiàn)［20］和［24］分別從系統(tǒng)級(jí)和部組件兩個(gè)層次開(kāi)展沖擊防護(hù)工作，而對(duì)火工沖擊防護(hù)計(jì)算仿真以及防護(hù)裝置的量化設(shè)計(jì)相對(duì)十分薄弱，其主要原因是航天器火工沖擊環(huán)境是一種復(fù)雜的震蕩性爆炸沖擊環(huán)境，沖擊的加速度響應(yīng)時(shí)間歷程一般會(huì)劇烈震蕩，引起航天器高頻沖擊響應(yīng)，過(guò)去國(guó)內(nèi)外均不具備成熟有效的計(jì)算軟件，因此工程上對(duì)試驗(yàn)具有強(qiáng)烈的依賴(lài)性，甚至反映到國(guó)內(nèi)外相關(guān)環(huán)境試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)中。

但是，目前一些商業(yè)動(dòng)力學(xué)計(jì)算軟件已比較成熟，例如ANSYS／LS-DYNA 已可以進(jìn)行火工沖擊相關(guān)的仿真計(jì)算，中國(guó)工程物理研究院的王軍平利用ANSYS／LS-DYNA 完成了點(diǎn)式火工分離裝置沖擊載荷作用機(jī)制的數(shù)值模擬［9］，計(jì)算結(jié)果及主要結(jié)論與Hi-SHEAR 公司的SN-9400及SN-9500系列低沖擊分離螺母的試驗(yàn)結(jié)果及結(jié)論基本一致。中國(guó)運(yùn)載火箭研究院的任懷宇利用ANSYS／LS-DYNA完成了黏彈阻尼減振在導(dǎo)彈隔離沖擊結(jié)構(gòu)中的數(shù)值模擬［18］，在數(shù)值仿真的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了隔沖擊支架結(jié)構(gòu)，經(jīng)飛行靶試多次考核，隔離沖擊支架結(jié)構(gòu)取得了滿(mǎn)意的使用效果。

因此，開(kāi)展航天器火工沖擊環(huán)境防護(hù)技術(shù)研究應(yīng)以航天器火工沖擊響應(yīng)數(shù)值仿真為主線(xiàn)，主要包括以下幾個(gè)方面：

1）航天器火工沖擊載荷機(jī)制與仿真研究

通過(guò)對(duì)火工沖擊裝置動(dòng)作機(jī)制與仿真進(jìn)行研究，從源頭上為降低火工沖擊的強(qiáng)度提供依據(jù)，解決火工沖擊環(huán)境預(yù)示沒(méi)有準(zhǔn)確外力函數(shù)輸入的問(wèn)題。研究?jī)?nèi)容包括航天器火工沖擊源特征及其與火工裝置的關(guān)聯(lián)研究，火工沖擊裝置建模與簡(jiǎn)化方法研究，火工裝置模型有效性驗(yàn)證與應(yīng)用研究等，并在此基礎(chǔ)上開(kāi)展低沖擊分離裝置研制。

2）火工沖擊載荷傳遞理論與仿真分析方法研究

國(guó)內(nèi)對(duì)火工沖擊載荷在高強(qiáng)度、高模量、輕質(zhì)航天器結(jié)構(gòu)中的傳遞機(jī)理及仿真分析，尚未開(kāi)展系統(tǒng)的研究工作，通過(guò)火工裝置-航天器結(jié)構(gòu)一體化動(dòng)力學(xué)建模及模型修正，利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行模型修正及準(zhǔn)確性驗(yàn)證，解決目前沖擊防護(hù)方案設(shè)計(jì)主要靠經(jīng)驗(yàn)且對(duì)緩沖效果無(wú)法事前評(píng)估的困境。

3）航天器火工沖擊減緩機(jī)理與防護(hù)優(yōu)化研究

根據(jù)國(guó)外標(biāo)準(zhǔn)，沖擊波會(huì)隨距離衰減，轉(zhuǎn)角、集中質(zhì)量、復(fù)雜結(jié)構(gòu)、多層間斷面可以增加火工沖擊載荷的衰減，這些定性的結(jié)論對(duì)防護(hù)優(yōu)化設(shè)計(jì)有一定指導(dǎo)作用，但國(guó)內(nèi)并未開(kāi)展定量的緩沖效果數(shù)值仿真計(jì)算，剛度阻尼、質(zhì)量、體積等因素的影響也尚未明確，需要借助仿真優(yōu)化設(shè)計(jì)及試驗(yàn)。同時(shí)，國(guó)內(nèi)應(yīng)研發(fā)具有一定的普適性的防護(hù)方案，形成指導(dǎo)性規(guī)范，以便能夠快速應(yīng)用于新型航天器的研制。

4）航天器火工沖擊環(huán)境防護(hù)試驗(yàn)驗(yàn)證方法研究

為了準(zhǔn)確地對(duì)航天器承受火工沖擊環(huán)境的能力進(jìn)行考核，同時(shí)制定航天器部組件沖擊試驗(yàn)條件，需要對(duì)航天器整體進(jìn)行鑒定沖擊試驗(yàn)。如果試驗(yàn)使用真實(shí)火工裝置進(jìn)行模擬，雖然產(chǎn)生的沖擊環(huán)境較為真實(shí)，但火工品價(jià)格昂貴，生產(chǎn)周期長(zhǎng)，因而亟待開(kāi)展替代方案的研究，如歐洲阿里安-5火箭使用沖擊載荷生成單元（Shock Generation Unit，SHOGUN）進(jìn)行火工沖擊試驗(yàn)，相比真實(shí)的火工分離裝置，減少了不確定因素的影響，能更好地包絡(luò)航天器經(jīng)歷的火工沖擊環(huán)境［35］。國(guó)內(nèi)高量級(jí)火工沖擊環(huán)境模擬不準(zhǔn)確，缺少?zèng)_擊源模型及沖擊傳遞機(jī)理模型試驗(yàn)驗(yàn)證方法，未來(lái)應(yīng)加大投入開(kāi)展相關(guān)研究工作。

5）航天器火工沖擊環(huán)境試驗(yàn)條件研究

為了對(duì)所有火工沖擊敏感儀器進(jìn)行沖擊環(huán)境試驗(yàn)考核，必須對(duì)沖擊環(huán)境作定量的描述，并解決如何制定合理的沖擊環(huán)境試驗(yàn)條件的問(wèn)題。航天器力學(xué)環(huán)境預(yù)示結(jié)果是掌握航天器的動(dòng)態(tài)特性、制定航天器及其組件力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)條件的依據(jù)之一［36］，因此，總體設(shè)計(jì)部門(mén)必須開(kāi)展火工裝置-航天器一體化火工沖擊動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算，結(jié)合相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，制定合理的沖擊環(huán)境試驗(yàn)條件。

6 結(jié)束語(yǔ)

開(kāi)展航天器火工沖擊環(huán)境防護(hù)工作，首先要降低爆炸源的沖擊量級(jí)。航天器火工裝置設(shè)計(jì)部門(mén)必須優(yōu)化火工裝置的引燃火藥和引爆炸藥的藥型和藥量，合理控制航天器火工裝置預(yù)緊力，研制超低沖擊或無(wú)沖擊火工裝置是今后航天器火工裝置發(fā)展的方向。

我國(guó)航天器總體設(shè)計(jì)部門(mén)，應(yīng)該使用成熟商業(yè)動(dòng)力學(xué)計(jì)算軟件，以航天器火工沖擊響應(yīng)數(shù)值模擬為主線(xiàn)，建立火工裝置-航天器一體化動(dòng)力學(xué)模型，在100～10 000Hz頻段范圍內(nèi)開(kāi)展航天器抗火工沖擊環(huán)境設(shè)計(jì)工作。重點(diǎn)攻關(guān)的方向是研發(fā)在火工沖擊載荷傳遞路徑中采取載荷隔離和載荷吸收裝置，如緩沖裝置和減振支架等措施。航天器分系統(tǒng)研制單位必須開(kāi)展航天器沖擊敏感儀器抗火工沖擊環(huán)境載荷設(shè)計(jì)工作，以提高產(chǎn)品對(duì)火工沖擊環(huán)境的適應(yīng)能力。

（References）

［1］劉竹生.航天火工裝置［M］.北京：中國(guó)宇航出版社，2012 Liu Zhusheng.Aerospace pyrotechnic devices［M］.Beijing：Chinese Astronautics Press，2012（in Chinese）

［2］NASA.NASA-STD-7003 Pyroshock test criteria［S］.Washington D.C.：NASA，1999

［3］Department of Defense.MIL-STD-810G Environmental engineering considerations and laboratory tests［S］.Washington D.C.：Department of defense，2008

［4］Moening C J.Pyrotechnic shock flight failure［C］／／Institute of Environmental Sciences Pyrotechnic shock Tutorial Program，31st Annual Technical Meeting，Washshington D.C.NASA：1985：04-05

［5］Alan Patterso.ARES I separation system design certification testing［R］.Washington D.C.：NASA，2005

［6］張建華.航天產(chǎn)品的爆炸沖擊環(huán)境技術(shù)綜述［J］.導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù).2005.3.30-36 Zhang Jianhua.Pyroshock environment of missiies and launch vehicIes［J］.Missiles and Spacevehicle，2005，3：30-36（in Chinese）

［7］劉懷亮.星箭連接結(jié)構(gòu)中爆炸螺栓的發(fā)展現(xiàn)狀與應(yīng)用分析［J］.機(jī)械設(shè)計(jì)，2012，Z：1431151 Liu Huailiang.Status and application analysis of pyrotechnic separation nuts used for satellite and launch vehicle connection structure［J］.Journal of Machine Design，2012，Z：1431151（in Chinese）

［8］毛勇建.爆炸分離沖擊環(huán)境的模擬試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)展［J］.導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，2007，4：37-44 Mao Yongjan.Advances in simulation techniques of pyroshock environments［J］.Missiles and Spacevehicle，2007，4：37-44（in Chinese）

［9］王軍評(píng).點(diǎn)式火工分離裝置沖擊載荷作用機(jī)制的數(shù)值模擬研究［J］.振動(dòng)與沖擊，2013，2：9113 Wang Junping.Numerical simulation for impulsively loading mechanism of a point pyrotechnic separation device［J］.Journal of Vibration and Shock，2007，4：37-44（in Chinese）

［10］Alexander Luna.Operational improvements of a pyrotechnic ultra low shock separation nut［C］／／Proceedings of the 36thAerospace Mechanisms Symposium.Washington D.C.：NASA，2002：131-136

［11］Andrew Tusztnski.Alternatives to pyrotechnics-nitinol release mechanisms［C］／／Proceedings of the 36thAer-ospace Mechanisms Symposium.Washington D.C.：NASA，2002：137-140

［12］譚雪峰.星箭包帶式連接結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)現(xiàn)狀［J］.導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù).2010（1）：1-6 Tan Xuefeng.Evolution of research on dynamics of clamp band system between satellite and launch vehicle［J］.Missiles and Spacevehicle，2010（1）：1-6（in Chinese）

［13］J Henrych.Explosion dynamics and its application［M］.Beijing：Tsinghua University Press，1987

［14］韓曉健.包帶低沖擊裝置沖擊試驗(yàn)及數(shù)據(jù)分析［J］.航天器環(huán)境工程，2007（5）：318-321 Han Xiaojian.Shock test and data analysis of clamp band low shock seperation devices［J］.Spacecraft Environment Engineering，2007（5）：318-321（in Chinese）

［15］金恂叔.衛(wèi)星環(huán)境工程和模擬實(shí)驗(yàn)［M］.北京：中國(guó)宇航出版社，1996 Jin Xunshu.Spacecraft environment engineering and simulation test［M］.Beijing：Chinese Astronautics Press，1996（in Chinese）

［16］NASA Goddard Space Flight Center.Marman clamp system design guidelines，Guidelines.GD-ED-2214［R］.Washington D.C.：NASA，2000

［17］Lancho M.A separation system for launching very heavy payloads［J］.Acta Astronautica，2000，47：153-162

［18］任懷宇.粘彈阻尼減振在導(dǎo)彈隔沖擊結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用［J］.宇航學(xué)報(bào)，2007（6）：1494-1499 Ren Huaiyu.Application of viscoelastic damping in missile shock isolation structure［J］.Journal of Astronautics，2007（6）：1494-1499（in Chinese）

［19］Van Ert.Survey of pyroshock prediction methodology.institute of environmental sciences pyrotechnic shock tutorial program［C］／／31stAnnual Technical Meeting.Washington D.C.：NASA，1985-4

［20］S Barrett，W J Kacena.Methods of attenuating pyrotechnic shock［J］.The Shock and Vibration Bulletin，1972（1）

［21］Paul Wilke.Whole-spacecraft vibration isolation for broadband attenuation［R］.New York：IEEE，2000

［22］Martin Jonsson.Development of a shock test facility for qualification of space equipment［D］.Goteborg：Department of Applied Mechanics Division of Dynamics，Chalmers University of Techmology，2012

［23］E Roggero，M Cerocchi.Multilayer pyroshock isolator［C］／／51stInternational Astronautical Congress.Paris：IAF，2000

［24］Conor D Johnson.Protecting satellite from the dynamics of the launch environment［R］.Washington D.C.：AIAA，2003

［25］Conor D，Paul Wilke.Softride vibration and shock isolation systems that protect spacecraft from the launch dynamic environment［C］／／Proceedings of the 38thAerospace Mechanisms Symposium.Washington P.C.：NASA，2006

［26］Tom Irvine.An introduction to the shock response spectrum［EB／OL］.［2013-10-20］.http：／／www.vibrationdata.com／tutorials2／srs＿intr.pdf

［27］J Gomez Garcia，J Albus，C Hude，et al.Isolation of sensible instrumentation-platforms against very high pyrotechnic shock in launch vehicles［C］／／52ndInternational Astronautical Congress.Paris：IAF，2001

［28］James Lee Smith.Pyrotechnic shock：a literature survay of the Linear Shaped Charge（LSC）［R］.Washington D.C.：NASA1984

［29］Peter H V，Edward C Schlatter.Z-leg shock isolator：US，20100327142［P］.2010-12-30

［30］余同希，邱信明.沖擊動(dòng)力學(xué)［M］.北京：清華大學(xué)出版社，2011 Yu Tongxi，Qiu Xinming.Shock dynamics［M］.Beijing：Tsinghua University Press，2011（in Chinese）

［31］Se-Hyun Youn.Compressed mesh washer isolators using the pseudoelasticity of SMA for pyroshock attenuation［J］.Journal of Intelligent Material Systems and Structures，2010，21：407-421

［32］Se-Hyun Youn.Development of a three-axis hybrid mesh isolator using the pseudoelasticity of a shape memory alloy［J］.Smart Materials and Structures，2011，20：1-12

［33］李宇明，彭威，白鴻柏，等.炮用金屬橡膠與橡膠緩沖件的性能對(duì)比分析［J］.火炮發(fā)射與控制學(xué)報(bào)，2002（8）：16-18 Li Yuming，Peng Wei，Bai Hongbai，et al.Comparation of capability of metal rubber damper used for connon［J］.Gun Launch ＆Control Journal，2002（8）：16-18（in Chinese）

［34］金鳴，薛前光，田立強(qiáng)，等.金屬橡膠減振器振動(dòng)及沖擊特性實(shí)驗(yàn)研究［J］.電子產(chǎn)品可靠性與環(huán)境試驗(yàn)，2012，30（2）：49-57 Jin Ming，Xue Qianguang，Tian Liqiang，et al.Experimental study on vibration and shock characteristics of metal rubber damper［J］.Reliability and Environment Experiment of Electronic Devices，2012，30（2）：49-57（in Chinese）

［35］Arianespace Inc.Ariane 5user＇s manual，Issue 4，Revision 0［Z］.Paris：ESA，2004

［36］劉天雄，林益明，王明宇.航天器振動(dòng)控制技術(shù)進(jìn)展［J］.宇航學(xué)報(bào)，2008，29（1）：1-12 Liu tianxiong，Lin yiming，Wang mingyu.Review of the satellite vibration control technology［J］.Journal of Astronautics，2008，29（1）：1-12（in Chinese）