李新洪，男，教授，碩士生導師。

航天器模塊發(fā)射搭載適配器設(shè)計及力學分析

劉世軒1,李新洪2,曾俊康1

(1.裝備學院 研究生管理大隊，北京 101416； 2.裝備學院 航天裝備系，北京 101416)

摘要隨著航天技術(shù)的發(fā)展，模塊化航天器的設(shè)計應(yīng)用已經(jīng)成為研究熱點，快速、有效運載不同功能模塊進入太空將成為亟待解決的問題。設(shè)計了搭載適配器結(jié)構(gòu)，利用火箭發(fā)射衛(wèi)星時的剩余空間，實現(xiàn)模塊的快速搭載發(fā)射。分析了搭載適配器的應(yīng)用模式，利用Pro/E軟件設(shè)計了搭載適配器的機械結(jié)構(gòu)，并利用ANSYS軟件對結(jié)構(gòu)進行了有限元分析。

關(guān)鍵詞在軌模塊更換；搭載適配器；結(jié)構(gòu)設(shè)計；有限元分析

收稿日期2014-10-16

作者簡介劉世軒(1990-)，男，碩士研究生，主要研究方向為飛行器設(shè)計。597756060@qq.com

中圖分類號V19

文章編號2095-3828(2015)05-0077-05

DOI文獻標志碼A 10.3783/j.issn.2095-3828.2015.05.017

Design and Dynamics Analysis of Spacecraft Module Adapter

LIU Shixuan1,LI Xinhong2,ZENG Junkang1

(1. Department of Graduate Management, Equipment Academy， Beijing 101416, China;

2. Department of Space Equipment, Equipment Academy, Beijing 101416, China)

AbstractWith the development of space technology, modular spacecraft design and its application has become one of the research hotspots. And how to launch different functional module into space quickly and effectively will become an urgent problem to be solved. Aiming at this problem, with the structure design of an equipped adapter, which can use the surplus space of the rocket effectively when launching a satellite, and realize the rapid launch of the module. This paper analyses the application mode of equipped adapter, using Pro/E software to design the mechanical structure of equipped adapter, then finite element analysis was carried out by using ANSYS software.

Keywordson-orbit module replacement; adapter; structure design; finite element analysis

隨著空間研究、開發(fā)與應(yīng)用需求的不斷提高，模塊化航天器設(shè)計已經(jīng)成為航天領(lǐng)域的熱點[1]，航天器模塊化設(shè)計是將航天器系統(tǒng)分散成一系列功能獨立的模塊單元。采用模塊化設(shè)計的航天器，其通用平臺和有效載荷均由不同功能的標準化在軌可更換模塊組成。航天器出現(xiàn)故障后，只需對故障模塊實施在軌更換。同時，多個模塊在軌組裝能夠形成大型、應(yīng)急型任務(wù)航天器，擺脫了當前運載工具對航天器規(guī)模的限制，大大縮短了航天器響應(yīng)空間任務(wù)所需的時間。模塊化的航天器設(shè)計理念具有廣闊的應(yīng)用空間，將會對航天器的應(yīng)用方式、應(yīng)用方法產(chǎn)生巨大的影響。模塊制造加工完成后，如何能夠快速、有效地將其送入太空進行應(yīng)用及空間存儲，是完成在軌模塊更換任務(wù)的前提條件[2-3]。在美國的快速響應(yīng)體系中存在著這樣的平臺：美國空軍的次級有效載荷適配器環(huán)；NASA的多樣有效載荷釋放器[4]。它們安裝在火箭適配器與發(fā)射主衛(wèi)星之間，利用剩余空間裝配多個功能不同的組件發(fā)射進入太空。這種平臺提供了一種新的發(fā)射模塊、小衛(wèi)星進入太空并在軌釋放分離的理念，能夠有效利用火箭剩余空間進行發(fā)射，節(jié)約了成本，提高了發(fā)射效率。但是其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，通用性差。本文將主要針對如何利用火箭有效運載多模塊進入太空進行研究。針對模塊搭載所需的搭載適配器進行結(jié)構(gòu)設(shè)計及有限元分析，設(shè)計一種結(jié)構(gòu)簡單、通用性好的搭載適配器方案，為實現(xiàn)模塊的火箭搭載提供支撐。

1搭載適配器應(yīng)用方式

搭載適配器攜帶模塊進入太空進行存儲，是基于在軌服務(wù)概念的具體應(yīng)用，可以理解為：通過搭載適配器將模塊發(fā)射進入太空，并完成空間模塊存儲，航天員或者服務(wù)航天器能夠利用存儲模塊通過模塊更換、模塊組裝改善提高航天器的性能。模塊的捕獲存儲過程主要有2種方式。

1) 服務(wù)星空間捕獲。搭載適配器與火箭和主衛(wèi)星分離后，機動變軌進入停泊軌道，空間服務(wù)航天器接收命令并進行機動變軌。當搭載適配器和服務(wù)航天器進入有效跟蹤距離后，地面人員對搭載適配器發(fā)送信號。然后，搭載適配器啟動自身的釋放裝置將各模塊依次彈出，服務(wù)航天器利用其機械臂對模塊進行捕獲，并存儲到自身的托盤存儲裝置中。搭載適配器自身也可以整體被服務(wù)航天器捕獲。

2) 空間站存儲。搭載適配器脫離主衛(wèi)星與火箭后，機動變軌靠近空間站附近。當搭載適配器進入空間站機械臂的捕獲包絡(luò)內(nèi)，地面遙操作人員或者機械臂自身根據(jù)運動規(guī)律，抓取搭載適配器。抓取完成后，可將搭載適配器通過機械臂運載進入空間站內(nèi)部，搭載適配器將模塊自主彈射分離，根據(jù)模塊自帶的射頻信號進行識別，按模塊類型對其進行分類存儲，方便任務(wù)時的選取。

2搭載適配器結(jié)構(gòu)設(shè)計

圖1　搭載適配器詳細結(jié)構(gòu)

搭載適配器具體結(jié)構(gòu)如圖1所示。由搭載適配器箱體、搭載適配器接口裝置、模塊接口裝置和模塊組成。搭載適配器采用六邊形網(wǎng)狀柵格，便于設(shè)備安裝。模塊裝配時，首先將搭載適配器接口裝置、模塊接口裝置分別集成在搭載適配器和模塊上，然后將2個接口裝置進行連接即可裝配完成。這種結(jié)構(gòu)降低了整體重量，且易于模塊安裝，對航天器不會產(chǎn)生影響。

2.1箱體設(shè)計方案

典型的航天器結(jié)構(gòu)主要包括桿系結(jié)構(gòu)、中心承力筒結(jié)構(gòu)、蜂窩加層板結(jié)構(gòu)等[5]。桿系結(jié)構(gòu)分為鋼架結(jié)構(gòu)和桁架結(jié)構(gòu)。桿系結(jié)構(gòu)在航天器的構(gòu)型應(yīng)用中起到十分重要的作用，它可以作為航天器的主承力結(jié)構(gòu)、骨架結(jié)構(gòu)、支撐結(jié)構(gòu)、設(shè)備的連接固定結(jié)構(gòu)，符合本文搭載適配器的結(jié)構(gòu)設(shè)計理念。其中，桿系結(jié)構(gòu)又分為鋼架結(jié)構(gòu)和桁架結(jié)構(gòu)。本文只進行初步設(shè)計，所以將其當作桁架結(jié)構(gòu)進行處理分析[6]108-112。整個搭載適配器結(jié)構(gòu)將每部分做成獨立單元，同時達到能夠快速集成、組裝的目的。共包括側(cè)板、頂板、底板和板間連接件4部分。

1) 側(cè)板。側(cè)板是搭載適配器的主承力結(jié)構(gòu)，其他部件均安裝固定在側(cè)板結(jié)構(gòu)上。因此側(cè)板設(shè)計時必須滿足一定的強度和剛度。同時為了方便安裝搭載適配器的接口裝置以及內(nèi)部諸如成像載荷等外伸裝置，在側(cè)板中央預(yù)留一個六邊形的框架。桁架結(jié)構(gòu)的設(shè)計采用三角支撐型，進一步提高了側(cè)板的整體穩(wěn)定性。側(cè)板上在肋結(jié)構(gòu)的節(jié)點處沖制螺孔，便于安裝內(nèi)部、外部設(shè)備。同時側(cè)板上還加工有銷釘定位孔和螺栓定位孔，用于與板件連接件的固定連接。這些標準化的定位安裝孔，極大地縮短了集成安裝時間。

2) 頂板、底板。底板與火箭適配器相連接，頂板與衛(wèi)星適配器相連接。頂板、底板的設(shè)計結(jié)構(gòu)相同，選用鋁合金鍛件整體加工而成。頂板與底板的設(shè)計同樣采用肋板式結(jié)構(gòu)。既滿足了機械結(jié)構(gòu)的剛度和強度要求，同時能有效地減輕整體重量。頂板和底板與側(cè)板之間通過螺釘進行固定連接。

3) 板間連接件。側(cè)板與側(cè)板之間采用專門設(shè)計的連接件進行固定連接。其大小由側(cè)板的尺寸決定。連接件具有定位銷孔、集成螺母安裝孔等結(jié)構(gòu)。本文設(shè)計的搭載適配器結(jié)構(gòu)是由6個側(cè)板組成的正六邊形結(jié)構(gòu)，因此連接件的夾角為120°，連接件與側(cè)板之間通過螺栓螺母進行固定連接。集成時，通過正確匹配連接件與側(cè)板的定位銷孔，通過螺栓連接將2個組件固定安裝在一起。

綜上所述，對搭載適配器結(jié)構(gòu)進行建模，模型的外尺寸由火箭整流罩尺寸及火箭適配器結(jié)構(gòu)尺寸決定，但是外形一定要規(guī)則。搭載適配器能夠在6個側(cè)板上安裝接口裝置，并加裝模塊。

2.2對接接口裝置設(shè)計方案

反對稱式異體同構(gòu)中心式對接結(jié)構(gòu)，是對接雙方擁有相同的基本部件和接口，且雙方在對接過程中都既能充當主動方也能充當被動方。對接時，接口裝置的探桿和容納孔分別與對方的容納孔和探桿互相容納，實現(xiàn)連接。此種對接方式設(shè)計簡單，且容易滿足對準精度要求。

搭載適配器與模塊之間的接口設(shè)計，是為了達到統(tǒng)一標準，方便不同模塊按需集成，且在搭載適配器裝載模塊與火箭分離后，搭載適配器本身可以在軌道將模塊釋放，同時模塊上的接口裝置可與存儲機構(gòu)對接固定。因此，一個簡潔、統(tǒng)一的接口裝置就成為搭載適配器設(shè)計的重要問題。反對稱式異體同構(gòu)中心式接口裝置符合設(shè)計要求。

對接接口板應(yīng)由圓柱凸輪/圓柱筒、電子接口、探針/錐型筒、射頻卡、微動開關(guān)等組成[6]202-205。

探針/錐型筒結(jié)構(gòu)主要導引機械臂操作路徑，校準2個對接接口板，克服機械臂操作誤差。電子接口采用電源、數(shù)據(jù)接口一體化結(jié)構(gòu)設(shè)計，實現(xiàn)電源與數(shù)據(jù)接口互連互通，對接和分離所需要的插拔力由圓柱筒/圓柱凸輪提供。圓柱筒/圓柱凸輪結(jié)構(gòu)主要功能是提供電子接口所需插拔力，完成2個對接接口板機械固定。2個接口板處于機械固定還是分離，由滾子是否位于圓柱凸輪表面溝槽內(nèi)決定。射頻卡用于存儲模塊基本信息,方便模塊存儲時，存儲裝置能夠讀取功能模塊的基本信息。微動開關(guān)主要是向控制計算機/航天員提供狀態(tài)信號，確認接口裝置成功對接，起到連接到位指示作用。

這樣的設(shè)計方案，搭載適配器與模塊之間的接口裝置的設(shè)計與安裝將會完全一樣，可以實現(xiàn)搭載適配器與模塊的組裝對接。對接接口板的Pro/E仿真模型建立結(jié)果如圖2所示。

a) 搭載適配器接口裝置 b) 模塊接口裝置 說明：1—圓柱凸輪/圓柱筒；2—探針/錐型筒；3—電子接口； 4—微動開關(guān)；5—射頻卡；6—彈射裝置 圖2　接口裝置示意圖

因搭載適配器需要將模塊彈射分離，故只需在與搭載適配器相連的接口裝置內(nèi)安裝分離彈簧裝置即可。

2.3彈射機構(gòu)設(shè)計方案

為了實現(xiàn)搭載適配器在空間可以自主釋放發(fā)射模塊，在對接口板進行設(shè)計時，需要考慮加裝彈射分離裝置。目前分離裝置主要有彈簧、火工分離推桿、火工鎖和分離火箭。搭載適配器分離模塊時所需推力并不是很大，且不希望分離后會對兩者產(chǎn)生較大的姿態(tài)影響，因此選擇彈簧作為分離裝置。彈簧結(jié)構(gòu)簡單，性能可靠，不會產(chǎn)生污染。將彈簧作為分離裝置，是利用彈簧本身的彈性，在產(chǎn)生變形和復(fù)原的過程中，可以把機械功或動能轉(zhuǎn)變?yōu)樽冃文埽部梢园炎冃文苻D(zhuǎn)變成機械功或動能。通常為了提高彈簧分離時的精確與可靠，在彈簧上加裝一套彈簧分離推桿，可減小彈簧側(cè)向分力和軸線力矩對分離的影響。圖3為設(shè)計的彈簧分離推桿，它由彈簧、內(nèi)套筒、外套筒、調(diào)整螺母和頂桿組成。外套筒固定在與搭載適配器相連的接口裝置內(nèi)，內(nèi)、外套筒接合面為滑動面，涂覆固體潤滑液。分離時，內(nèi)套筒在彈簧力的作用下向外滑動實現(xiàn)分離。調(diào)節(jié)螺母可以在一定程度上調(diào)節(jié)彈簧壓緊高度，實現(xiàn)分離力的微調(diào)。頂桿采用球頭設(shè)計，保證彈射分離時搭載適配器與模塊之間不存在自由度約束。

圖3　彈射機構(gòu)

當2個接口板對接時，彈簧分離機構(gòu)位于與搭載適配器相連接口裝置箱體內(nèi)。當搭載適配器接受分離控制指令后，對接接口板剛性解鎖，電動機帶動圓柱凸輪/圓柱筒結(jié)構(gòu)進行轉(zhuǎn)動，2個接口板組件分離。在這個過程中電動機同時帶動彈射機構(gòu)上升，保證頂桿與對接接口板的相對位置和彈簧壓縮量。當圓柱凸輪/圓柱筒機構(gòu)分離完畢后，在彈簧的帶動下，模塊被彈射機構(gòu)彈出，進入空間。分離過程如圖4所示，分別演示了分離前、分離中和分離結(jié)束后的狀態(tài)。

在設(shè)計的圓柱螺旋壓縮彈簧中，選取彈簧中徑D2=10.5 mm，彈簧直徑d=2 mm，彈簧最大壓縮量λmax=5 mm，選擇碳素彈簧鋼絲C級中應(yīng)力彈簧。根據(jù)彈簧直徑由GB/T 1239.6—1992查得抗拉強度σb=1 710 MPa。選取彈簧許用切應(yīng)力[τ]=680 MPa。最終計算得到彈簧分離力在0~157 N之間，滿足空間分離力所需。

a) 分離前　　　　　b) 分離中c) 分離后 圖4　彈簧分離推桿分離過程

3有限元分析

考慮到搭載適配器發(fā)射過程中受力穩(wěn)定性問題,將搭載適配器集成安裝完畢后，對其整體進行結(jié)構(gòu)分析。由于ANSYS軟件和Pro/Engineer軟件之間具有數(shù)據(jù)接口，同時ANSYS具有強大網(wǎng)格劃分、加載求解、后處理等功能，因此使用ANSYS軟件進行結(jié)構(gòu)分析[7]。結(jié)構(gòu)材料采用鋁合金，楊氏模量70 GPa，泊松比為0.33，密度2 770 kg/m3，考慮火箭發(fā)射加速度問題，對其施加10gn恒定加速度，要求在過載條件下搭載適配器滿足要求。

靜力學分析是計算結(jié)構(gòu)在固定載荷作用下的響應(yīng)，它不考慮阻尼和慣性的影響。通過靜力學分析，可以得到結(jié)構(gòu)內(nèi)部的應(yīng)力分布，檢驗結(jié)構(gòu)的剛度和強度是否滿足設(shè)計的要求[8-9]。

搭載適配器在火箭整流罩內(nèi)固定安裝，因此，在ANSYS中需要在搭載適配器上板和下板邊框位置添加固定約束，添加載荷進行分析后，得到過載條件下箱體和添加模塊后的變形云圖和應(yīng)力云圖分別如圖5、圖6所示。箱體結(jié)構(gòu)的最大變形發(fā)生在上板與下板的中間部位，其最大變形量是6.720 3×10-5m，受到的最大應(yīng)力是3.776 1×106Pa；添加模塊后的最大變形出現(xiàn)在模塊外側(cè)，最大變形量是7.417 4×10-4m，受到的最大應(yīng)力是5.675 8×107Pa。均小于鋁合金的材料屈服強度75 MPa，且變形較小，不會對結(jié)構(gòu)產(chǎn)生影響?？芍w結(jié)構(gòu)的設(shè)計符合要求。

模態(tài)分析是用來確定搭載適配器的振動特性，也就是確定其固有的頻率和振型，確保結(jié)構(gòu)設(shè)計避免共振或者讓結(jié)構(gòu)以特定的頻率振動。通過模態(tài)分析，能夠定性的預(yù)計搭載適配器上安裝設(shè)備的工作環(huán)境，防止設(shè)備與搭載適配器之間因頻率相近而產(chǎn)生過大的動態(tài)耦合載荷。同時也防止了整體作為載荷與火箭固連后的固有頻率相吻合，造成破壞性的損傷。測量得到搭載適配器箱體和搭載適配器添加模塊后整體的前兩階振型分別如圖7、圖8所示，其中箱體的一階振頻為288.12 Hz，添加模塊后的一階振頻為53.997 Hz。滿足設(shè)計要求。

a) 變形云圖

b) 應(yīng)力云圖 圖5　搭載適配器箱體靜力學分析

a) 變形云圖

b) 應(yīng)力云圖 圖6　搭載適配器添加模塊后靜力學分析

圖7　搭載適配器箱體一階振型

圖8　搭載適配器添加模塊一階振型

4結(jié) 束 語

在軌可更換模塊技術(shù)是未來航天器和空間戰(zhàn)術(shù)應(yīng)用的重要發(fā)展方向，然而模塊的設(shè)計應(yīng)滿足一系列的結(jié)構(gòu)及空間設(shè)計要求。本文主要針對發(fā)射模塊入軌的搭載適配器進行了結(jié)構(gòu)設(shè)計和有限元分析，同時也介紹了搭載適配器的空間應(yīng)用方式，并且搭載適配器的組成部件可按不同型號系列進行批量生產(chǎn)、庫存，必要時可選擇合適型號進行快速集成組裝，標準化、通用化、系列化程度高。

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(編輯：李江濤)