王蓉暉，吳俊全，王軍輝，胥 磊

(中國航天科技集團公司四院四十一所， 西安 710025)

探空火箭是近地空間范圍內(nèi)進行空間原位探測、科學實驗和技術(shù)試驗的有力工具，具有結(jié)構(gòu)簡單、成本低、發(fā)射靈活方便等優(yōu)點。頭體分離是探空火箭飛行中的關鍵動作，直接影響火箭的飛行姿態(tài)和空間探測、科學實驗的正常進行。分離機構(gòu)兼有連接、解鎖和分離功能，是探空火箭設計的一項關鍵技術(shù)[1]。

本文針對某型探空火箭的頭體分離機構(gòu)開展仿真與試驗研究。該探空火箭搭載多種傳感器進行科學探測，傳感器安裝于箭頭后端的套筒式伸桿機構(gòu)[2-4]的頂端?；鸺^體分離前，伸桿機構(gòu)處于收攏狀態(tài)，伸入分離界面后的分離艙內(nèi)。頭體分離后，伸桿打開并伸展至兩倍箭頭直徑處進行科學探測。因此需要設計一種新型的頭體分離機構(gòu)，以滿足伸桿機構(gòu)的特殊固定要求，分離過程滿足時序協(xié)調(diào)、不發(fā)生碰觸干涉、分離干擾小、無污染，分離后伸桿順暢展開的要求。

1 頭體分離機構(gòu)方案

1.1 總體技術(shù)要求

伸桿機構(gòu)為多節(jié)套筒式可伸展結(jié)構(gòu)，其頭部安裝有精密電場傳感器。伸桿根部靠底座與箭頭端面的安裝盤連接，底座上裝有扭簧，可由軸向90°狀態(tài)打開呈徑向狀態(tài)并鎖定；翻轉(zhuǎn)后伸桿機構(gòu)在火箭自旋產(chǎn)生的離心力作用下迅速展開進行科學探測[4]，見圖1。

分離要求：在分離前，需對伸桿機構(gòu)進行約束，不能使其打開和伸展；在分離運動過程中傳感器不能與艙壁磕碰。

圖1 伸桿機構(gòu)收攏與展開狀態(tài)示意圖

1.2 系統(tǒng)組成與工作原理

針對分離機構(gòu)總體要求，提出了一種帶有約束與導向裝置的新型分離機構(gòu)方案，該分離機構(gòu)分離行程長、串行時序動作多、機構(gòu)構(gòu)件多、運動約束形式復雜。分離過程見圖2。

圖2 頭體分離過程示意圖

該分離機構(gòu)由連接解鎖裝置、分離沖量裝置、約束導向機構(gòu)組成。

連接解鎖裝置：通過4個爆炸螺栓連接解鎖；

分離沖量裝置：利用壓縮彈簧產(chǎn)生分離沖量，彈簧分離機構(gòu)安裝在分離艙內(nèi)。

約束導向機構(gòu)：載荷艙后端面安裝有彈簧頂筒、導向桿、分離插頭拉鎖組件、壓筒底板、錐形銷、片彈簧和有效載荷伸桿機構(gòu)等，見圖3所示。壓筒底板通過片彈簧約束，伸桿機構(gòu)通過錐形銷進行壓緊限位，導向機構(gòu)用于確保分離過程中箭頭姿態(tài)的穩(wěn)定性，見圖4、圖5。

1.3 分離工作程序

火箭飛行到預定高度接到分離信號，爆炸螺栓起爆，載荷艙與分離艙連接解鎖，分離艙在彈簧機構(gòu)的作用下沿導向裝置產(chǎn)生相對運動。當分離插頭拉鎖鋼絲繩拉直后，分離插頭解鎖，壓筒底板克服片彈簧的約束，沿導向桿隨分離艙向后運動，錐形銷與有效載荷解除約束，伸桿機構(gòu)展開，有效載荷在離心力的作用下展開進行科學探測。分離狀態(tài)如圖1所示。

圖3 載荷艙后端面結(jié)構(gòu)安裝形式

圖4 分離插頭拉鎖組件結(jié)構(gòu)

圖5 錐形銷與伸桿機構(gòu)連接形式

火箭頭體分離過程是一個連續(xù)的串行過程，主要包括以下幾個主要動作：

2 分離機構(gòu)設計計算

2.1 連接解鎖機構(gòu)設計計算

按總體給定的使用載荷乘以安全系數(shù)作為分離機構(gòu)設計載荷。彎矩與軸向力共同作用產(chǎn)生的拉力由爆炸螺栓承受，彎矩與軸向力共同作用產(chǎn)生的壓力由對接框承受，剪力由銷釘承受。

在彎矩與軸向力作用下的單個爆炸螺栓拉力由下式確定[5]

(1)

其中:M為彎矩;N為軸向力；f為安全系數(shù)；D為螺栓分布圓直徑；n為螺栓數(shù)量。

由式(1)計算得到，單個螺栓所受最大拉力為10.86 kN，選用某定型爆炸螺栓，其極限載荷為49 kN，剩余強度系數(shù)為3.92。因此，該爆炸螺栓可以滿足連接解鎖要求。

針對爆炸螺栓起爆時的能量釋放特點，在防護盒內(nèi)設計了一種四級緩沖裝置逐級吸收螺栓體的沖擊能量，大大降低了爆炸螺栓起爆時螺栓體對艙體及附近設備的爆炸沖擊力，對艙體結(jié)構(gòu)及彈上設備提供有效防護。

2.2 分離沖量裝置設計計算

2.2.1 分離運動分析

火箭頭體彈射分離時，作用在箭頭和箭體上的力如圖6所示[6]。

圖6 頭體分離計算模型

頭體分離過程中，軸向的相對運動方程為：

(2)

式中:a為分離時箭頭與箭體的相對加速度，mh、mv為箭頭、箭體質(zhì)量，P為彈射分離力，Rh、Rv為箭頭、箭體的氣動阻力，fc為分離插頭、定位銷釘插拔摩擦力，F(xiàn)為發(fā)動機后效推力。

為保證可靠分離，分離力要適當加大并需要箭頭離開箭體足夠大的距離，相對分離速度

(3)

(4)

式中:l0為彈射分離裝置行程，fc為摩擦力，lc為銷釘長度，AP為彈簧的全功，P0為彈簧在最初壓縮位置的彈簧力。

分離在70 km高空進行，氣動阻力可忽略不計，不考慮分離插頭、定位銷釘拔插摩擦力的影響，彈簧的全功為

(5)

2.2.2 壓縮彈簧設計

頭體分離的運動能源利用4組壓縮彈簧的壓縮位能提供，要使頭體分離后達到大于2 m/s的相對運動速度，彈簧參數(shù)見表1。以所選擇彈簧進行計算，頭體分離時的相對速度為2.17 m/s。

表1 頭體分離彈簧參數(shù)

2.3 約束導向機構(gòu)設計

2.3.1 導向機構(gòu)

為保證火箭頭體分離后箭頭姿態(tài)穩(wěn)定，減小彈簧分離產(chǎn)生的干擾力矩，設計了導向機構(gòu)。導向機構(gòu)由頂板和導向桿組成。

1) 頭體分離時，壓縮彈簧的作用力不直接作用在載荷艙上，而是4組彈簧同時作用在頂板上，再通過頂板作用到載荷艙后端的彈簧頂筒上。通過頂板平衡各個彈簧的作用力，將4處單獨集中力轉(zhuǎn)化為均布力對稱作用，減少不平衡造成的誤差；彈簧導桿用以保證彈簧作用力的方向和頂板的運動方向。

2) 在彈簧頂筒上安裝4根讓頂板穿過的導向桿。爆炸螺栓解鎖后，彈簧的壓縮位能使箭頭與箭體產(chǎn)生相對運動，分離艙隨箭體沿導向桿與箭頭分離，保證箭頭姿態(tài)穩(wěn)定，減小彈簧分離產(chǎn)生的干擾力矩。同時在鋼絲繩的帶動下，壓筒底板沿導向桿向后運動，避免與有效載荷作用，發(fā)生磕碰。

2.3.2 伸桿的約束與解鎖

伸桿機構(gòu)安裝在載荷艙后端面，向后伸入分離艙內(nèi)。

1) 約束，壓筒底板壓緊，伸桿不能伸長。壓筒底板上的支耳通過錐形銷與伸桿相連，使伸桿不能張開。

2) 解鎖，運動到一定距離，當分離艙完全脫離后，鋼絲繩拉直，牽動壓筒底板向后運動，使錐形銷從伸桿頭部拔出，伸桿在根部扭簧作用下向前向外張開，至90°到位鎖定。

3 分離過程動力學仿真

應用基于多體系統(tǒng)動力學的可視化仿真軟件ADAMS[7-9]，對頭體分離過程進行動力學仿真分析，驗證分離機構(gòu)運動協(xié)調(diào)性[10]。

3.1 建立仿真模型

頭體分離過程中，各構(gòu)件受到的主要載荷是爆炸螺栓沖擊力、分離彈簧力，爆炸螺栓沖擊力為脈沖載荷。忽略構(gòu)件變形，將火箭頭體分離模型作為多剛體系統(tǒng)計算[11-13]。

計算模型是包含分離界面兩端艙體和連接解鎖機構(gòu)、分離沖量機構(gòu)、約束導向機構(gòu)在內(nèi)的三維實體模型導入ADAMS中，輸入各構(gòu)件材料、質(zhì)量特性、初始特征等；按實際連接關系施加約束和載荷。建立如圖7所示的頭體分離虛擬樣機模型。

圖7 運動分析模型圖

3.2 理想工況下的仿真分析

頭體分離時，載荷、質(zhì)量特性按設計值(不考慮偏差)進行仿真分析。以爆炸螺栓解鎖起爆為仿真零點，爆炸螺栓起爆后，箭頭和箭體在壓縮彈簧作用下產(chǎn)生相對運動，鋼絲繩逐漸拉直，依次帶動分離插頭解鎖、錐形銷解鎖，使伸桿機構(gòu)展開。展開時，分離體之間未發(fā)生碰撞干涉，伸桿機構(gòu)可靠工作。頭體分離仿真過程如圖8所示。

圖8 頭體分離仿真過程

圖9、圖10和圖11分別為頭體分離過程中各分離體速度、頭體相對距離、相對速度隨時間變化曲線，分離時序串行動作特征點對應的各項參數(shù)見表2。

圖9 箭頭、箭體、伸桿機構(gòu)軸向速度隨時間變化曲線

圖10 頭體相對距離隨時間變化曲線

圖11 頭體相對速度隨時間變化曲線

序號特征動作相對運動距離/mm動作時刻/s相對速度/(mm·s-1)1爆炸螺栓起爆0002分離彈簧伸直到自由長度205.00.1442 1413伸桿機構(gòu)完全露出480.00.2722 1354鋼絲繩拉直,錐形銷開始拔出485.50.2742 1345錐形銷脫出,伸桿機構(gòu)完全解鎖496.70.2792 1286壓筒底板與導向桿分離712.60.3822 090

由仿真結(jié)果可知，頭體分離完成耗時0.382 s，此時箭頭和箭體的相對速度為2.09 m/s，頭體相對距離為712.6 mm。整個頭體分離過程時序動作協(xié)調(diào)，箭頭和箭體運動平穩(wěn)，符合設計要求。

3.3 考慮實際偏差的仿真分析

實際由于產(chǎn)品加工制造誤差，產(chǎn)品與設計狀態(tài)存在偏差，而箭頭和箭體的質(zhì)量偏心、爆炸螺栓沖量散差、壓縮彈簧載荷、導向桿和錐形銷的長度偏差等因素都可能對頭體分離造成影響。

將分離過程中箭頭的橫向角速度作為分析對象，研究偏差對頭體分離的影響。

依次改變質(zhì)量偏心距離、爆炸螺栓沖量、壓縮彈簧剛度等參數(shù)進行仿真分析，得到如圖12所示的箭頭橫向角速度隨時間變化曲線。由圖12可知各參數(shù)變化時箭頭橫向角速度變化趨勢一致、且變化范圍較小，箭頭姿態(tài)基本一致。

圖12 考慮實際偏差的箭頭橫向角速度隨時間變化曲線

分析原因主要有三點：一是頭體分離機構(gòu)導向距離長達315 mm，分離后箭頭和箭體姿態(tài)達到穩(wěn)定狀態(tài)，橫向角速度很小；二是采用過約束導向機構(gòu)，理論上2根導向桿即可完全約束箭頭和箭體的運動狀態(tài)，而分離機構(gòu)采用4根導向桿+間隙配合的方式，有效約束了箭頭運動狀態(tài)；三是采用整體彈簧頂板結(jié)構(gòu)，減小了四組壓縮彈簧載荷差異導致的不平衡效果。

4 試驗情況

4.1 地面試驗

為驗證分離方案的可行性和各機構(gòu)間的匹配性，設計了頭體分離地面試驗裝置進行頭體分離機構(gòu)的地面試驗研究，考核在定轉(zhuǎn)速狀態(tài)下分離機構(gòu)的工作可靠性。試驗采用立式試驗方案，通過滑輪配重平衡分離體重量，采用高速攝影測量分離艙分離速度和行程。試驗情況如圖13所示。

圖13 頭體分離試驗情況

試驗中爆炸螺栓正常起爆、爆炸螺栓防護措施有效、分離艙順利解鎖、分離機構(gòu)工作正常、有效載荷解鎖正常、分離插頭分離正常，分離過程順暢，分離姿態(tài)平穩(wěn)。頭體分離試驗結(jié)果滿足總體的技術(shù)要求。

4.2 飛行試驗情況

2013年5月和2016年4月，該探空火箭系列產(chǎn)品在中科院海南試驗場分別進行了兩發(fā)飛行試驗，分別完成了200 km和300 km高空電場探測。飛行過程中頭體分離正常，伸桿機構(gòu)展開正常，獲取了飛行高度范圍內(nèi)的科學探測數(shù)據(jù)，試驗獲得圓滿成功?；鸺l(fā)射場景如圖14。

圖14 某探空火箭發(fā)射場景

5 結(jié)論

帶有導向裝置的新型探空火箭頭體分離機構(gòu)可以滿足套筒式伸桿展開機構(gòu)無磕碰的特殊安裝解鎖要求，設計仿真和試驗結(jié)果表明，該機構(gòu)具有分離迅速、可靠性高、同步性好的優(yōu)點，可適用于多種探空火箭頭體分離。