張孟軻,關(guān)世璽,王 訊,趙榮珍

(中北大學(xué)航空宇航學(xué)院,山西 太原 030051)

隨著星箭分離技術(shù)在航天領(lǐng)域的快速發(fā)展,解鎖分離機(jī)構(gòu)成為星箭分離技術(shù)中研究的焦點(diǎn)。該機(jī)構(gòu)主要有兩個(gè)作用:一是用于衛(wèi)星和火箭或者衛(wèi)星部件之間的緊固連接,二是在航天器入軌并接收分離指令后解除緊固連接實(shí)施星箭分離[1]。目前,航天器分離系統(tǒng)主要分為火工分離系統(tǒng)和非火工分離系統(tǒng)兩大類(lèi)。我國(guó)衛(wèi)星分離以傳統(tǒng)火工分離機(jī)構(gòu)為主,連接機(jī)構(gòu)主要靠包帶、卡槽、卡塊進(jìn)行連接,分離機(jī)構(gòu)主要靠爆炸螺栓爆炸產(chǎn)生驅(qū)動(dòng)力再利用彈射機(jī)構(gòu)、推力作動(dòng)筒等實(shí)現(xiàn)分離。而非火工分離機(jī)構(gòu)包括熱熔斷式包帶分離機(jī)構(gòu)[2]、電驅(qū)卷軸機(jī)構(gòu)、熱切割機(jī)構(gòu)、聚合物驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)以及形狀記憶合金機(jī)構(gòu)等[3-4]。目前國(guó)外衛(wèi)星分離以非火工分離機(jī)構(gòu)為主。熱刀式解鎖機(jī)構(gòu)是一種典型的非火工機(jī)構(gòu),相比火工解鎖機(jī)構(gòu),具有顯著的優(yōu)勢(shì),如對(duì)電磁干擾不敏感,解鎖沖擊力小,污染少,結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,可反復(fù)多次試驗(yàn)等,具有很高的應(yīng)用價(jià)值。2001年美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)開(kāi)始進(jìn)行星箭分離中以Kevlar繩索作為承載單元的熱刀式解鎖機(jī)構(gòu)的研究[5],荷蘭?？丝臻g系統(tǒng)(FSS)公司開(kāi)發(fā)了由 Kevlar繩索和陶瓷熱刀組成的壓緊釋放裝置(HDRS)[6],此裝置廣泛應(yīng)用于歐洲航天局(ESA)的衛(wèi)星釋放裝置以及空間站展開(kāi)天線、太陽(yáng)能展開(kāi)翼等裝置。我國(guó)姜水清、李新立等[7-8]研制了一種熱刀制動(dòng)的壓緊裝置并對(duì)該熱刀式壓緊裝置的釋放可靠性進(jìn)行了評(píng)估。

鑒于目前熱刀式機(jī)構(gòu)主要起解鎖作用,分離任務(wù)還得依賴(lài)另外的機(jī)構(gòu),本文設(shè)計(jì)了一種全新的機(jī)械式熱刀解鎖分離機(jī)構(gòu)。將解鎖和分離設(shè)計(jì)為一個(gè)整體,解鎖的同時(shí)進(jìn)行分離,確保二者的同步性。該熱刀解鎖分離機(jī)構(gòu)解決了火工裝置解鎖污染環(huán)境的問(wèn)題,更加小型化,并且該機(jī)構(gòu)具有熱刀熔斷即分離的特點(diǎn),與傳統(tǒng)熱刀機(jī)構(gòu)相比,縮短了響應(yīng)時(shí)間,對(duì)衛(wèi)星分離解鎖、太空機(jī)械臂解鎖、衛(wèi)星探測(cè)器解鎖有一定參考意義。

1 熱刀式解鎖分離機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

熱刀式解鎖分離機(jī)構(gòu)如圖1所示,主要由底座、熱刀盒、承載單元、壓簧裝置、拉桿、緊固螺母以及分離體(衛(wèi)星)組成。

圖1 熱刀解鎖分離機(jī)構(gòu)

機(jī)構(gòu)工作原理為:分離機(jī)構(gòu)采用拉桿和承載單元串聯(lián)的方法將衛(wèi)星連接在火箭上,衛(wèi)星與底座連接處設(shè)有凹槽,進(jìn)一步起到緊固連接的作用。當(dāng)火箭到達(dá)軌道進(jìn)行衛(wèi)星分離任務(wù)時(shí),熱刀盒收到指令,通過(guò)電極通電的方式對(duì)熱刀進(jìn)行加熱,熱刀溫度達(dá)到承載單元(Kevlar纖維繩)熔點(diǎn)溫度(560℃)后,承載單元熔斷。隨后分離機(jī)構(gòu)中的壓簧將衛(wèi)星彈射分離出去,完成星箭分離。Kevlar纖維繩具有蠕變性低的特點(diǎn),在高溫下其力學(xué)性能仍然可以得到保證。

熱刀盒結(jié)構(gòu)如圖2所示,它由熱刀底座、熱刀電極、熱刀以及緊固螺母組成。刀頭設(shè)計(jì)為圓柱形,以此增大與承載單元接觸受熱的面積,熱刀設(shè)計(jì)為直接與承載單元接觸,省去熱刀移動(dòng)到承載單元處的路徑,從而減少熔斷繩索所需要的時(shí)間。熱刀采用高溫共燒陶瓷電熱元件,它由氧化鋁陶瓷胚體經(jīng)涂刷電阻漿料、疊片排膠后高溫共燒而成。

圖2 熱刀盒結(jié)構(gòu)

2 分離機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型

2.1 衛(wèi)星姿態(tài)描述模型

衛(wèi)星分離姿態(tài)的描述通常需要兩個(gè)坐標(biāo)系。根據(jù)目前的資料,描述衛(wèi)星分離姿態(tài)變化的方法有姿態(tài)矩陣、歐拉角法(三參數(shù)法)、四元數(shù)法(四參數(shù)法)[9]以及等效轉(zhuǎn)軸法,本文采用的是歐拉角法,如圖3所示。

圖3 坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換

歐拉角法通過(guò)坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換來(lái)表示衛(wèi)星的姿態(tài)變化,也可以通過(guò)利用不同坐標(biāo)軸之間的轉(zhuǎn)動(dòng)來(lái)表示。由參考坐標(biāo)系O-XYZ經(jīng)三次坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)到O1-X1Y1Z1坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣R如下:

(1)

(2)

(3)

式中:R為兩坐標(biāo)系間的轉(zhuǎn)換矩陣,X、Y、Z分別為參考坐標(biāo)系的三個(gè)坐標(biāo)軸,γ為以Z軸為旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的角度,β為以第一次旋轉(zhuǎn)后新坐標(biāo)系中以Y軸為旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的角度,α為以第二次旋轉(zhuǎn)后新坐標(biāo)系中以X軸為旋轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)的角度。由此可以得到兩坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換矩陣T:

T(γ,β,α)=

(4)

式中:c表示cos,s表示sin。

2.2 分離機(jī)構(gòu)中壓簧參數(shù)設(shè)計(jì)

衛(wèi)星分離時(shí),其初始速度主要由分離機(jī)構(gòu)的壓簧提供,因此壓簧的設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)衛(wèi)星的釋放分離有著至關(guān)重要的影響。

壓簧材料選為60Si2Mn,它是一種硅錳彈簧鋼,其強(qiáng)度、彈性以及淬透性較好,抗拉強(qiáng)度σb≥1 300 MPa,屈服強(qiáng)度σs≥1 200 MPa,廣泛應(yīng)用于航天工業(yè)上承載負(fù)荷的螺旋彈簧和扁型彈簧。

接下來(lái)考慮分離機(jī)構(gòu)的力學(xué)特性與分離運(yùn)動(dòng)的關(guān)系。根據(jù)《金屬機(jī)械加工工藝人員手冊(cè)》[10],壓簧的彈性系數(shù)公式如下:

(5)

式中:K為壓簧的彈性系數(shù),也稱(chēng)為彈簧的剛度,N/m;G為壓簧選材的切變模量,MPa;D為壓簧的中徑,mm;n為壓簧的圈數(shù);d為壓簧的線徑,mm。

壓簧的行程L和衛(wèi)星作用點(diǎn)的位置對(duì)分離有著重要影響。

(6)

式中:ei為第i個(gè)壓簧作用點(diǎn)與壓簧中心點(diǎn)的連線和坐標(biāo)軸之間的夾角,N為壓簧的總個(gè)數(shù)。

利用ei得出壓簧作用的行程ΔRi:

(7)

(8)

式中:上標(biāo)1代表火箭,上標(biāo)2代表衛(wèi)星。根據(jù)公式(6)、(7)確定所有壓簧的作用點(diǎn)位置,得到壓簧的作用力Fi:

(9)

式中:Ki為彈簧剛度,ΔL為彈簧的初始變形,ΔRi表示第i個(gè)壓簧的變形長(zhǎng)度。

2.3 衛(wèi)星分離動(dòng)力學(xué)方程

星箭分離過(guò)程分為3個(gè)階段,第一階段為解鎖階段,即分離機(jī)構(gòu)接到指令加熱熔斷纖維繩; 第二階段為彈射分離階段,即衛(wèi)星在分離機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)下開(kāi)始運(yùn)動(dòng)直到與分離機(jī)構(gòu)不接觸為止,此時(shí)由于衛(wèi)星與分離機(jī)構(gòu)接觸的原因,其動(dòng)力學(xué)參數(shù)會(huì)有較大變化; 第三階段為飛行階段,即衛(wèi)星脫離分離機(jī)構(gòu)開(kāi)始飛行。動(dòng)力學(xué)中分析的重點(diǎn)階段為第二、三階段。根據(jù)剛體的動(dòng)量定理和動(dòng)量矩定理建立衛(wèi)星星箭分離的動(dòng)力學(xué)方程。

(10)

(11)

式中:vX、vY、vZ分別為衛(wèi)星在X、Y、Z3個(gè)方向上的速度,r、p、q分別為衛(wèi)星繞X、Y、Z3個(gè)坐標(biāo)軸的角速度,m為衛(wèi)星的質(zhì)量,FX、FY、FZ為衛(wèi)星在X、Y、Z3個(gè)方向上所受到的力,MX、MY、MZ為衛(wèi)星在X、Y、Z3個(gè)方向上受到的力矩,LX、LY、LZ為X、Y、Z3個(gè)方向上動(dòng)量矩,I為主慣性矩矩陣,t為時(shí)間。

3 分離機(jī)構(gòu)的安全性仿真分析

衛(wèi)星分離安全是指衛(wèi)星在分離過(guò)程中與火箭留有安全的距離,并且不會(huì)相互碰撞。

3.1 機(jī)構(gòu)材料性能對(duì)分離安全性的影響

分離機(jī)構(gòu)的靜力學(xué)性能是影響該機(jī)構(gòu)在承受載荷條件下能否成功彈射的關(guān)鍵。

現(xiàn)代小衛(wèi)星包括納米衛(wèi)星(1～10 kg)、微型衛(wèi)星(10～100 kg)、小衛(wèi)星(100～250 kg)和小型衛(wèi)星(250～500 kg)[11]。分離結(jié)構(gòu)采用多個(gè)彈簧分離,利用多個(gè)彈簧的對(duì)稱(chēng)布局,可以使分離機(jī)構(gòu)在箭體承力板上有更多的受力點(diǎn),從而獲得較高的支撐強(qiáng)度,并且由于衛(wèi)星的質(zhì)心與分離機(jī)構(gòu)的幾何中心會(huì)有一定的偏差,多壓簧將會(huì)大幅提高分離準(zhǔn)確度,降低工藝難度。

在衛(wèi)星與箭體分離之前,要保證衛(wèi)星被承載單元(Kevlar繩)牢牢地連接在星體上,根據(jù)圖4可知,預(yù)緊力將會(huì)施加在分離機(jī)構(gòu)上。預(yù)緊力過(guò)小,壓簧受到的力不足以完成分離要求;預(yù)緊力過(guò)大又會(huì)對(duì)分離機(jī)構(gòu)的連接強(qiáng)度造成影響。本文以40 kg衛(wèi)星為例,計(jì)算其所需預(yù)緊力。

圖4 壓簧裝置受力圖

壓簧的預(yù)緊力由F1、F2的合力組成。F1為承載單元橫向動(dòng)載下的作用力,F2為承載單元縱向過(guò)載下的作用力。在橫向動(dòng)載條件下:

(12)

式中:F11為橫向動(dòng)載情況下的分力。

這個(gè)階段已經(jīng)存在較為成熟的知識(shí)產(chǎn)權(quán)規(guī)則，人工智能創(chuàng)作程序的開(kāi)發(fā)者可以對(duì)其設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)的程序享有版權(quán)、專(zhuān)利或商業(yè)秘密，并通過(guò)銷(xiāo)售人工智能軟件或許可他人使用人工智能軟件獲益。對(duì)于純粹“人工智能創(chuàng)作”而言，由于程序的設(shè)計(jì)者無(wú)法預(yù)設(shè)創(chuàng)作結(jié)果，最多從算法設(shè)計(jì)、風(fēng)格選擇等思想層面對(duì)人工智能創(chuàng)作進(jìn)行干預(yù)，因此不應(yīng)對(duì)人工智能生成內(nèi)容擁有權(quán)利。

根據(jù)衛(wèi)星所受載荷分析,橫向過(guò)載系數(shù)為g1=1.2g=11.76 m/s2,其中g(shù)為重力加速度;安全系數(shù)為1.5;彈簧個(gè)數(shù)為2。

(13)

則橫向動(dòng)載情況下的分力F11為:

(14)

單個(gè)彈簧的分離力F12為101.84 N。

根據(jù)衛(wèi)星所受載荷分析,縱向過(guò)載系數(shù)g2=g=9.8m/s2,安全系數(shù)為1.5。則縱向過(guò)載情況下的分力F2為:

(15)

單個(gè)彈簧的分離力F21為294.00 N。最后得到分離系統(tǒng)所受的預(yù)緊力為395.84 N。

將計(jì)算所得的預(yù)緊力用ANSYS進(jìn)行力學(xué)仿真,壓簧力學(xué)仿真網(wǎng)格如圖5所示。

圖5 壓簧力學(xué)仿真網(wǎng)格

從圖6可知,當(dāng)分離機(jī)構(gòu)承受395.84 N力時(shí),壓簧的應(yīng)力最大處為237.85 MPa,根據(jù)《金屬機(jī)械加工工藝人員手冊(cè)》[10],60Si2Mn的屈服強(qiáng)度為1 200 MPa,大于仿真結(jié)果,因此可以認(rèn)為在上述預(yù)緊力下選擇的材料性能合格。

圖6 壓簧的應(yīng)力仿真結(jié)果

3.2 預(yù)緊力對(duì)分離安全性的影響

設(shè)S為星箭分離過(guò)程中小衛(wèi)星與箭體的最小相對(duì)距離,按碰撞邊界設(shè)計(jì)規(guī)范要求,通常要求分離所需時(shí)間在1 s以?xún)?nèi),并且S大于30 mm[12],否則在分離過(guò)程中會(huì)有相互碰撞的危險(xiǎn)。

表1 分離機(jī)構(gòu)參數(shù)

首先,將衛(wèi)星分離模型導(dǎo)入ADAMS中并添加約束條件,使其能夠完成衛(wèi)星分離過(guò)程。

然后在無(wú)動(dòng)態(tài)擾動(dòng)情況下分析衛(wèi)星的分離情況。無(wú)動(dòng)態(tài)擾動(dòng)情況是只考慮分離機(jī)構(gòu)受預(yù)緊力的影響,忽略其他擾動(dòng)影響的情況。圖7為在ADAMS軟件平臺(tái)中導(dǎo)入的衛(wèi)星分離模型。在無(wú)動(dòng)態(tài)擾動(dòng)情況下,分離過(guò)程中衛(wèi)星主要位移發(fā)生在Y方向(軸向)上,而在X、Z方向上的位移非常小,因此本文主要研究Y方向的位移s對(duì)分離過(guò)程的影響。圖8為衛(wèi)星分離參數(shù)圖。

圖7 導(dǎo)入的衛(wèi)星分離模型

圖8 衛(wèi)星分離參數(shù)圖

由圖8可知,從衛(wèi)星與火箭開(kāi)始分離,0.06 s時(shí)衛(wèi)星速度約為0.91 m/s,此時(shí)第二分離階段結(jié)束。0.4 s時(shí)衛(wèi)星Y方向位移約380 mm,大于最小相對(duì)距離S,且分離時(shí)間小于1 s,因此認(rèn)為在無(wú)動(dòng)態(tài)擾動(dòng)情況下,設(shè)計(jì)的機(jī)構(gòu)是合理的。

3.3 分離機(jī)構(gòu)空隙對(duì)分離安全性的影響

在理想情況下,分離機(jī)構(gòu)中壓簧上方的推板是和衛(wèi)星完全接觸的,而在實(shí)際情況下由于推板的材質(zhì)、橫截面積以及衛(wèi)星的下表面材質(zhì)等影響,推板和衛(wèi)星之間會(huì)存在接觸空隙,其對(duì)分離過(guò)程會(huì)產(chǎn)生影響。在ADMAS中,通過(guò)調(diào)整壓簧推板與衛(wèi)星之間的距離來(lái)人為制造空隙,以研究分離機(jī)構(gòu)空隙對(duì)分離安全性的影響。添加約束后再進(jìn)行仿真,分別將空隙調(diào)整為10和30 mm,得到仿真結(jié)果如圖9所示。由圖可知,分離機(jī)構(gòu)中推板與衛(wèi)星之間的空隙越大,彈性勢(shì)能轉(zhuǎn)化成的動(dòng)能就越少,分離速度越小。因此,減小分離裝置與衛(wèi)星之間的空隙,可以減少?gòu)椥詣?shì)能的浪費(fèi)。

圖9 不同空隙下分離參數(shù)

4 結(jié)束語(yǔ)

本文設(shè)計(jì)的新型熱刀式解鎖分離機(jī)構(gòu)采用熱刀與承載單元直接接觸的方法,使機(jī)構(gòu)解鎖分離時(shí)間有效縮短,具有沖擊力小、污染小、輕便的優(yōu)點(diǎn)。通過(guò)對(duì)機(jī)構(gòu)中的分離系統(tǒng)進(jìn)行靜力學(xué)仿真,校核出機(jī)構(gòu)中主要受力零件的材料強(qiáng)度是合格的。通過(guò)ADAMS仿真分析可知,在無(wú)動(dòng)態(tài)擾動(dòng)下,星箭分離0.4 s后,衛(wèi)星在Y方向位移380 mm,大于星箭分離最小安全距離。同時(shí),分離機(jī)構(gòu)的空隙越大,彈性勢(shì)能轉(zhuǎn)化成的動(dòng)能就越少,衛(wèi)星的初始速度就越小,進(jìn)而對(duì)分離進(jìn)程產(chǎn)生負(fù)面影響。