鄢青青 閆澤紅 檀傈錳 濮海玲 李軒

(北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094)

太陽翼電爆釋放沖擊載荷的仿真分析和試驗(yàn)驗(yàn)證

鄢青青 閆澤紅 檀傈錳 濮海玲 李軒

(北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094)

國內(nèi)航天器太陽翼的壓緊釋放裝置絕大多數(shù)使用火工切割器作為釋放的動力源，當(dāng)火工切割器起爆時，會產(chǎn)生很大的高頻沖擊載荷，對壓緊點(diǎn)附近的設(shè)備造成很大的影響。為此，文章以國內(nèi)典型航天器太陽翼壓緊桿式壓緊釋放裝置為研究對象，對其沖擊載荷進(jìn)行分析，提出了一種仿真基礎(chǔ)模型，通過評估火工切割器的起爆能量，避開較難分析的沖擊源起爆過程，得到各個測點(diǎn)的沖擊載荷。沖擊載荷的仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，驗(yàn)證了仿真基礎(chǔ)模型的有效性，并提出重點(diǎn)考慮火工切割器安裝螺釘?shù)慕＃瑥亩鴮A(chǔ)模型加以修正。

太陽翼；電爆釋放；起爆能量；沖擊載荷

1 引言

目前，絕大多數(shù)國內(nèi)航天器太陽翼的壓緊釋放裝置均使用火工切割器作為釋放的動力源,在火工切割器起爆時會不可避免地產(chǎn)生較大的高頻沖擊載荷[1-2]，當(dāng)這些沖擊載荷未經(jīng)衰減就傳入航天器時，將對壓緊點(diǎn)附近的設(shè)備造成很大影響[3-4]。因此，對于火工沖擊載荷進(jìn)行研究具有非常重要的意義。

關(guān)于太陽翼電爆釋放的沖擊載荷研究，迄今為止未見公開報道。文獻(xiàn)[5-6]對火工沖擊源的爆炸沖擊進(jìn)行了仿真，給出了沖擊的能量曲線、活動刀加速度及容腔壓力曲線等，但并未對火工沖擊源附近設(shè)備所受的沖擊載荷進(jìn)行分析。文獻(xiàn)[7-9]中重點(diǎn)研究了火工切割器、爆炸螺栓及火工分離螺母的爆炸動態(tài)斷裂過程和沖擊載荷分析，得到了近場環(huán)境下的沖擊載荷特征。不過，它們都是以星箭包帶連接結(jié)構(gòu)為研究對象，沖擊載荷影響范圍廣，不適用于太陽翼電爆釋放小范圍內(nèi)的沖擊載荷分析。

針對上述問題，本文以國內(nèi)典型航天器太陽翼壓緊桿式壓緊釋放裝置為研究對象，對其沖擊載荷進(jìn)行分析，提出了一種仿真基礎(chǔ)模型。利用LS-DYNA建立三維有限元模型，首先評估火工切割器的起爆能量，避開較難分析的火藥起爆過程；然后得到壓緊座附近各個測點(diǎn)的沖擊載荷。通過試驗(yàn)驗(yàn)證了仿真基礎(chǔ)模型的有效性，并加以修正。

2 仿真分析

2.1 壓緊桿式壓緊釋放裝置的組成、沖擊源及傳遞路徑

太陽翼壓緊桿式壓緊釋放裝置[3]主要由壓緊桿、壓緊帽、緩沖阻尼墊、壓緊座組件及火工切割器組成，如圖1所示?；鸸で懈钇鞴ぷ鲿r依靠其內(nèi)置火藥的起爆能量，通過機(jī)械切割方式切斷壓緊桿，從而解除對太陽翼的約束，實(shí)現(xiàn)釋放功能。火工切割器起爆產(chǎn)生的能量，一部分在切割壓緊桿的過程中被消耗掉；另一部分在活動刀完成對壓緊桿的切割后與固定刀碰撞過程中消耗掉。

圖1 太陽翼壓緊桿式壓緊釋放裝置示意Fig.1 Rod-like hold-down and release device of solar wing

壓緊釋放裝置電爆釋放時的沖擊主要來源于：①火工切割器內(nèi)火藥起爆，會在短時間內(nèi)產(chǎn)生較大沖擊波，形成沖擊載荷；②火工切割器活動刀與壓緊桿高速碰撞，活動刀切斷壓緊桿后又繼續(xù)與固定刀碰撞，被切斷的壓緊桿與過渡墊、緩沖阻尼墊碰撞，在一系列碰撞過程中產(chǎn)生沖擊載荷；③壓緊桿在未切斷前呈預(yù)緊狀態(tài)，切斷過程中預(yù)緊力釋放會產(chǎn)生沖擊載荷。

上述3種沖擊載荷的傳遞路徑有兩條：一條是通過火工切割器殼體、壓緊座傳遞至航天器本體；另一條是通過被切斷的壓緊桿傳遞至航天器本體。

2.2 仿真分析流程

太陽翼電爆釋放仿真須細(xì)化到各個關(guān)鍵零部件，設(shè)置材料的特性、密度、接觸、邊界條件、初始條件及有關(guān)控制參數(shù)，模擬火工切割器起爆能量傳遞至結(jié)構(gòu)板的沖擊過程。仿真分析采用顯示動力學(xué)軟件，包括建立仿真基礎(chǔ)模型、評估火工切割器起爆能量和動力學(xué)仿真分析3部分，具體流程見圖2。

圖2 仿真分析流程Fig.2 Flow chart of simulation analysis

2.2.1 仿真基礎(chǔ)模型

考慮到?jīng)_擊載荷的3個主要來源，將太陽翼壓緊釋放裝置分為底座、固定刀、活動刀及壓緊桿4個部件。在有限元分析軟件ANSYS/LS-DYNA中建立基礎(chǔ)模型如圖3(a)所示，底座材料取為鋁合金(牌號為LD10 CS)，固定刀與活動刀材料取為碳素鋼(T8A)，壓緊桿材料取為鈦合金(TC4)；壓緊桿上施加預(yù)緊力，采用Lagrange網(wǎng)格模型，如圖3(b)所示。

圖3 仿真基礎(chǔ)模型Fig.3 Basic simulation model

2.2.2 火工切割器起爆能量

火工切割器一般選用技術(shù)成熟的國產(chǎn)火工切割器，根據(jù)前期專項(xiàng)試驗(yàn)結(jié)果可知，在壓緊桿受7000 N預(yù)緊力作用下，火工切割器可以切斷全部Φ5.0 mm鈦合金壓緊桿，也能切斷少量的Φ5.5 mm鈦合金壓緊桿。因此，Φ5.5 mm鈦合金壓緊桿可以看作是火工切割器切割能力臨界值。

為避開較難分析的火藥爆燃過程，本文將火工切割器起爆能量等效為切斷Φ5.5 mm鈦合金壓緊桿所需的活動刀速度和燃?xì)馔屏?。活動刀速度指?/p>

動刀將要接觸壓緊桿時的初始速度，燃?xì)馔屏槟M火工切割器炸藥爆炸后活動刀后端面所受到的壓力。由于燃?xì)馔屏ψ兓€復(fù)雜，此處采用平均處理，假設(shè)活動刀后端面所受力為恒力。

2.2.3 動力學(xué)仿真

在仿真基礎(chǔ)模型上，輸入評估出的火工切割器起爆能量，給定采樣步長，通過仿真分析得到所需位置的沖擊響應(yīng)曲線，從而得到各測點(diǎn)的沖擊載荷峰值。

3 仿真分析實(shí)例及試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 仿真分析實(shí)例

3.1.1 起爆能量評估

在圖3(a)的基礎(chǔ)上，假定固定刀與底座、鋁板整體固連，壓緊桿為Φ5.5 mm鈦合金桿，上下端面固定，并施加7000 N的預(yù)緊力，活動刀X，Z方向(徑向方向)固定。根據(jù)假定活動刀Y方向的速度及其端面所受的壓力對基礎(chǔ)模型進(jìn)行仿真分析，以壓緊桿是否剛好被切斷為判定條件，從而評估出火工切割器的起爆能量。2種工況仿真的終止圖如圖4所示，仿真結(jié)果如表1所示。

圖4 2種工況仿真終止圖Fig.4 Final drawing of simulation in two cases

工況初始條件計算結(jié)果活動刀速度/(m/s)燃?xì)馔屏?MPa活動刀終止速度/(m/s)活動刀終止時間/ms是否切斷計算終止圖工況158000.24否圖4(a)工況2208070.92是圖4(b)

工況2中，活動刀的速度-時間曲線如圖5所示。在0.4～0.8 ms時，速度接近0；活動刀端面繼續(xù)受力，在0.8 ms時完全切斷壓緊桿，在1.0 ms時速度下降，此時活動刀接觸到固定刀，導(dǎo)致速度迅速下降，據(jù)此可認(rèn)為燃?xì)馔屏?0 MPa、活動刀速度為20 m/s時，活動刀剛好能切斷壓緊桿，是切斷Φ5.5 mm鈦合金壓緊桿的臨界值。因此，在后續(xù)的仿真計算中，活動刀端面所受的燃?xì)馔屏θ?0 MPa，活動刀速度取為20 m/s，以此來等效火工切割器的起爆能量。

圖5 工況2活動刀的速度-時間曲線Fig.5 Curve of velocity of movable knife vs time in the second case

3.1.2 動力學(xué)仿真分析

某典型航天器太陽翼的壓緊釋放裝置壓緊桿為Φ4.0 mm鈦合金桿，所受預(yù)緊力為7000 N，根據(jù)第3.1.1節(jié)的仿真分析可知，火工切割器的起爆能量可等效為活動刀端面所受的燃?xì)馔屏?0 MPa及活動刀速度20 m/s。由于火工切割器屬于點(diǎn)式火工分離裝置，其爆炸沖擊響應(yīng)波以火工切割器為圓心徑向傳播，此處選取半徑為50.0 mm和100.0 mm的圓上的點(diǎn)作為沖擊載荷測點(diǎn)，其位置如圖6所示。計算時間步長分別取為5 μs和10 μs。計算結(jié)果如表2所示，2種工況下最大沖擊載荷峰值都出現(xiàn)在測點(diǎn)5的Y方向，且隨著采樣步長增大，沖擊載荷峰值降低。

圖6 測點(diǎn)位置示意Fig.6 Location of test points

工況計算時間步長/μs沖擊載荷峰值/gn測點(diǎn)1的Z方向測點(diǎn)2的Z方向測點(diǎn)3的Z方向測點(diǎn)4的Z方向測點(diǎn)5的X方向測點(diǎn)5的Y方向測點(diǎn)5的Z方向工況151026.602326.102411.601972.801200.905501.302561.20工況210356.391495.702013.301026.00639.793016.90838.35

3.2 電爆釋放試驗(yàn)

如圖7所示，壓緊桿為Φ4.0 mm鈦合金桿，所受預(yù)緊力為7000 N，火工切割器、壓緊座、壓緊桿與鋁板相連，在鋁板中部與壓緊桿中心正對位置打圓錐孔，不安裝過渡墊和緩沖阻尼墊，壓緊桿通過方螺母固定。在電爆釋放過程中，測點(diǎn)加速度傳感器測得的沖擊載荷是通過切割器殼體、壓緊座傳遞至鋁板的，是火工切割器起爆能量的一部分，而另一部分能量通過被切斷的壓緊桿傳遞出去，由于被切斷的壓緊桿尾端沒有緩沖阻尼墊及過渡墊的約束，將直接與工藝肥皂相撞，因此，該試驗(yàn)?zāi)軐⒒鸸で懈钇髌鸨芰康膬蓷l傳遞途徑分離。

圖7 電爆釋放試驗(yàn)方案Fig.7 Test scheme of pyrotechnic release

圖8為試驗(yàn)現(xiàn)場照片，沖擊載荷數(shù)據(jù)采集設(shè)備通過7個加速度傳感器測量鋁板內(nèi)5個測點(diǎn)的沖擊載荷，測點(diǎn)位置與仿真測點(diǎn)一致，其中測點(diǎn)1至測點(diǎn)4為Z方向傳感器，測點(diǎn)5通過三向轉(zhuǎn)接頭測量X，Y，Z方向的沖擊載荷。7個加速度傳感器量程均為100 000gn，試驗(yàn)采樣時間步長為40 μs。

試驗(yàn)得出5個測點(diǎn)的沖擊響應(yīng)曲線，如圖9所示，最大沖擊載荷峰值為2 075.92gn，出現(xiàn)在測點(diǎn)5的Y方向。

圖8 試驗(yàn)現(xiàn)場照片F(xiàn)ig.8 Photo of test spot

圖9 測點(diǎn)沖擊載荷-時間響應(yīng)曲線Fig.9 Curves of impact load vs time of test points

3.3 試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果比較分析

根據(jù)圖9可得出試驗(yàn)中5個測點(diǎn)的沖擊載荷峰值，而仿真計算通過設(shè)定2種采樣步長，得到5個測點(diǎn)的沖擊載荷峰值?，F(xiàn)將試驗(yàn)結(jié)果與仿真計算結(jié)果進(jìn)行比較(如圖10所示)，分析結(jié)果如下。

(1)試驗(yàn)沖擊載荷峰值出現(xiàn)在測點(diǎn)5的Y方向，與活動刀運(yùn)動方向一致，即沿著應(yīng)力波傳播的方向沖擊載荷最大，與仿真計算結(jié)果一致，驗(yàn)證了仿真基礎(chǔ)模型的有效性。同時可看出，沖擊載荷的大小對方向很敏感，相對于X方向和Z方向，活動刀運(yùn)動方向最大，因此應(yīng)盡量避免將航天器設(shè)備布置在活動刀運(yùn)動的方向。

(2)隨著采樣步長的增大，沖擊載荷峰值降低。試驗(yàn)中，沖擊載荷數(shù)據(jù)采集設(shè)備的采樣步長比仿真計算步長大，試驗(yàn)結(jié)果中各測點(diǎn)沖擊載荷峰值相對偏小，可初步認(rèn)為仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果符合。

(3)由圖9可看出：相較于X方向和Z方向，Y方向試驗(yàn)值與仿真值差異最大。這種差異主要是由于試驗(yàn)中火工切割器的爆炸沖擊是通過4個切割器安裝螺釘傳遞至結(jié)構(gòu)板，在傳遞界面發(fā)生了較大衰減；而在仿真基礎(chǔ)模型中是將火工切割器與結(jié)構(gòu)板固連為整體，在傳遞過程中不存在衰減，導(dǎo)致在火工切割器與結(jié)構(gòu)板的連接方向上，即Y方向仿真值明顯大于試驗(yàn)值。因此，在仿真計算中，有必要對仿真基礎(chǔ)模型進(jìn)行修正，須重點(diǎn)考慮火工切割器安裝螺釘?shù)慕！?/p>

4 結(jié)束語

針對太陽翼電爆沖擊載荷，本文提出了一種仿真基礎(chǔ)模型，避開了較難分析的火工沖擊源起爆過程，仿真值與試驗(yàn)值取得了良好的一致性，驗(yàn)證了該模型可行、有效。由于仿真基礎(chǔ)模型中未對火工切割器的4個安裝螺釘建模，導(dǎo)致測點(diǎn)在火工切割器與結(jié)構(gòu)板連接方向上，即Y方向上仿真值明顯大于試驗(yàn)值，因此，在修正基礎(chǔ)模型時，須重點(diǎn)考慮火工切割器安裝螺釘?shù)慕！?/p>

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(編輯：夏光)

Simulation Analysis and Test Verification of Impact Load for Solar Wing Pyrotechnic Release

YAN Qingqing YAN Zehong TAN Limeng PU Hailing LI Xuan

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

Pyrotechnic cutters are mainly used as driven separator in the hold-down and release device of spacecraft solar wing. Big high-frequency impact load will be produced when pyrotechnical cutters work,which will harm the equipment nearby. Based on a typical rod-like hold-down and release device of solar wing，the impact load is analyzed，a basic simulation model is put forward，and the priming energy of pyrotechnic cutter is evaluated，avoiding the priming course which is difficult to analyze. Besides，the impact loads of various test points are measured，and both the simulation and test results validate the basic model. In order to modify the basic model，it is nece-ssary to consider the fixing bolts of pyrotechnic cutter when modeling.

solar wing；pyrotechnic release；priming energy；impact load

2015-08-11；

2016-07-01

國家重大航天工程

鄢青青，女，碩士，工程師，從事航天器結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)設(shè)計工作。Email：yanqingqing88@163.com。

V423

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2016.04.020