舒 燕，李 志

（北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京100094）

0 引言

某些航天器在飛行過程中需要完成對載荷的釋放或分離任務(wù)，包括星箭分離、衛(wèi)星的艙段分離和特殊有效載荷的釋放、分離等[1]。載荷的釋放、分離對航天器抗沖擊性、姿態(tài)穩(wěn)定性、快速姿態(tài)機(jī)動及穩(wěn)定能力有很高的要求。大型載荷的釋放、分離會對航天器平臺造成較大沖擊，并且分離前后航天器平臺的質(zhì)量、慣量以及質(zhì)心位置都會發(fā)生較大的變化，給航天器平臺的姿態(tài)控制帶來困難。

針對此類載荷釋放、分離問題，文章利用機(jī)械系統(tǒng)動力學(xué)仿真分析（Automatic Dynamic Analysis of Mechanical System，ADAMS）軟件平臺建立某載荷在軌釋放、分離的動力學(xué)仿真模型，對其在軌釋放、分離過程進(jìn)行仿真研究，為載荷釋放、分離方案設(shè)計提供參考。

1 在軌釋放、分離載荷的特點

本文研究的載荷在軌釋放、分離問題屬于變結(jié)構(gòu)、變質(zhì)量、大干擾作用的多剛體動力學(xué)問題，具有以下幾個典型的特點。

1）釋放、分離的載荷為細(xì)長體構(gòu)型，其體積、質(zhì)量較大，內(nèi)嵌于航天器平臺，且安裝位置偏離航天器幾何中心，因此需考慮釋放、分離過程中載荷與航天器平臺的相互約束關(guān)系。

2）載荷釋放、分離有方向和初速度要求，相比傳統(tǒng)的星箭分離、艙段分離，載荷分離初速度較大（v≥2 m/s），因此要求分離機(jī)構(gòu)能夠提供較大的分離力。在載荷釋放、分離的瞬間，機(jī)構(gòu)動作將對航天器平臺產(chǎn)生較大的干擾，而干擾力和力矩與釋放、分離機(jī)構(gòu)的特性和安裝位置有關(guān)。此外，在載荷與平臺之間存在運動耦合，需考慮其對釋放、分離過程的影響。

3）由于載荷安裝位置偏心，航天器釋放、分離載荷后，其質(zhì)量特性產(chǎn)生突變（平臺質(zhì)心偏移），需考慮質(zhì)量特性變化對釋放、分離過程的影響。

針對載荷在軌釋放、分離問題，國內(nèi)外已開展了許多相關(guān)研究[2-7]。這些研究的主要對象是沿中心軸線方向釋放、分離的載荷，如飛船與運載火箭的相關(guān)分離[2,4-5]；或者載荷雖然不安裝于多體幾何中心，但是呈對稱分布，因此載荷的對稱釋放、分離不會造成分離后航天器平臺的質(zhì)心偏移[3]。而本文的研究對象是偏離于多體幾何中心的釋放、分離載荷，是一個質(zhì)量特性發(fā)生較大變化的多體動力學(xué)問題。文章針對這類問題開展了相關(guān)仿真研究。

2 載荷在軌釋放、分離的方案

本文研究的問題是利用機(jī)構(gòu)從航天器艙內(nèi)釋放、分離載荷。載荷釋放、分離主要過程包括：首先打開航天器艙門，啟動鎖緊/釋放機(jī)構(gòu)，執(zhí)行載荷釋放、分離操作；其次分離裝置工作，推動載荷沿分離方向運動并達(dá)到所需分離速度；最終完成與航天器平臺的分離。

根據(jù)載荷釋放、分離方向以及分離機(jī)構(gòu)[8]的不同，有三種典型的釋放、分離方案：火工品軸向分離方案，彈簧軸向分離方案，彈簧側(cè)向分離方案。軸向釋放、分離的特點是分離行程較長，通常需要增加導(dǎo)向裝置，但需開啟的艙門角度較??；側(cè)向釋放、分離的特點是分離行程較短，但需開啟的艙門角度較大。

1）火工品軸向分離方案

該方案采用具有連接、釋放與分離功能的火工品鎖作為釋放、分離機(jī)構(gòu)，如圖1(a)所示，其殼體與航天器平臺連接，連接桿與分離載荷連接。當(dāng)起爆器工作時，引燃主裝藥，產(chǎn)生的高壓氣體作用于活塞；活塞推動解鎖桿剪斷剪切銷并沿分離方向運動，使鎖塊落下，完成載荷釋放；活塞繼續(xù)運動，推動解鎖桿、連接桿和載荷運動，實現(xiàn)載荷分離。方案中的導(dǎo)向機(jī)構(gòu)采用導(dǎo)軌、滑輪方案，導(dǎo)軌與航天器平臺連接，滑輪配置在載荷上。

2）彈簧軸向分離方案

該方案的釋放機(jī)構(gòu)采用具有連接、釋放功能的爆炸螺栓或火工品鎖，其分離機(jī)構(gòu)采用彈簧分離推桿，由彈簧和內(nèi)、外套筒組成，如圖1(b)所示。外套筒與航天器平臺固連，端面設(shè)置限位卡環(huán)，防止分離時彈簧和內(nèi)套筒被彈出外筒，并使彈簧工作在線性程度較好的區(qū)段；內(nèi)筒外表面涂敷了固體潤滑膜，分離時，內(nèi)套筒在彈簧力作用下向外滑動實現(xiàn)分離。其導(dǎo)向機(jī)構(gòu)同火工品軸向分離方案。

圖1 分離機(jī)構(gòu)示意圖Fig. 1 Schematic diagram of two separation mechanisms

3）彈簧側(cè)向分離方案：與彈簧軸向分離方案類似，只是其分離方向為側(cè)向。

3 在軌釋放、分離載荷動力學(xué)仿真分析

載荷在軌釋放、分離的仿真研究選用ADAMS作為軟件平臺，通過虛擬樣機(jī)建模實現(xiàn)載荷釋放、分離的動力學(xué)和運動學(xué)仿真分析[9-10]。

3.1 仿真模型及參數(shù)

針對載荷在軌釋放、分離機(jī)構(gòu)的系統(tǒng)需要在ADAMS平臺上建立相關(guān)模型，主要包括航天器平臺模型，載荷模型，釋放、分離機(jī)構(gòu)模型。對于軸向釋放、分離方案，還須建立導(dǎo)向機(jī)構(gòu)模型。系統(tǒng)仿真模型單元及其大致約束關(guān)系如圖2所示。

圖2 系統(tǒng)仿真模型組成框圖Fig. 2 System elements of the simulation model

1）航天器平臺模型和載荷模型

將航天器平臺和載荷視為剛體來建模，相關(guān)參數(shù)包括質(zhì)量、質(zhì)心位置和慣量?；鶞?zhǔn)坐標(biāo)系設(shè)定為Os-XsYsZs，平臺與載荷在YsOZs面投影位置關(guān)系如圖3所示，平臺質(zhì)心Oc的坐標(biāo)為 (Xc, Yc, Zc)，載荷質(zhì)心Op的坐標(biāo)(Xp, Yp, Zp)。軸向釋放、分離是指載荷沿 Xp軸方向分離，側(cè)向釋放、分離指載荷沿OsOp連線在YsOZs面內(nèi)投影方向分離。

圖3 平臺、載荷位置關(guān)系示意圖Fig. 3 Relative positions of the platform and the payload

2）分離機(jī)構(gòu)模型及分離力

依據(jù)圖 1所建立的彈簧分離推桿和火工品鎖的ADAMS模型，其彈簧分離力和火工品分離力按照分離速度2 m/s的要求選取，如圖4所示。

圖4 分離力曲線圖Fig. 4 The separation force curve

3）導(dǎo)向機(jī)構(gòu)模型

針對軸向釋放的較長分離行程，采用了圖5所示楔形導(dǎo)軌、滑輪模型來約束載荷分離方向的運動，同時在橫向上還可對載荷起到一定的約束作用。導(dǎo)軌配置在航天器平臺上，滑輪配置在載荷上。導(dǎo)軌與滑輪之間存在運動學(xué)上的約束關(guān)系，使載荷沿預(yù)定的方向釋放。在ADAMS模型中通過定義連續(xù)接觸力來實現(xiàn)約束。

圖5 導(dǎo)軌、滑輪模型圖Fig. 5 Models of the slide rail and the pulley

導(dǎo)軌、滑輪間的正壓力采用沖擊函數(shù)法計算，它由兩部分組成：一是兩個構(gòu)件之間相互切入而產(chǎn)生的彈性力，二是相對速度產(chǎn)生的阻尼力。系統(tǒng)的力學(xué)模型可定義為一種非線性彈簧，則正壓力為

式中： C為彈簧阻尼；K為彈簧剛度；r為彈簧兩端距離；S為彈簧行程；P為彈簧預(yù)載荷。

導(dǎo)軌、滑輪間非線性摩擦力可用庫侖模型計算，則有

式中：N為法線方向壓力；μ為摩擦因數(shù)。

式中：v是滑動速度；sv是靜滑移速度；dv是動滑移速度；sμ是靜摩擦因數(shù)；dμ是動摩擦因數(shù)。這些參數(shù)一般與構(gòu)件的材質(zhì)、加工方法、工況等因素有關(guān)，模型中選擇系統(tǒng)默認(rèn)值。

3.2 仿真分析

針對上述三種載荷釋放、分離方案，分別開展了動力學(xué)仿真分析。3種方案的仿真結(jié)果見表1。

表1 3種分離方案仿真數(shù)據(jù)對比Table 1 Simulation data of three separation schemes

通過對比彈簧軸向分離與彈簧側(cè)向分離方案的仿真數(shù)據(jù)可以看出：在達(dá)到相近分離速度的情況下，彈簧側(cè)向分離機(jī)構(gòu)對航天器平臺的擾動較大。其原因之一是側(cè)向分離的行程較短，載荷在較短的時間內(nèi)脫離平臺，使平臺的慣量在很短時間內(nèi)大幅減??；之二是側(cè)向干擾力矩相對較大。

通過對比火工品軸向分離與彈簧軸向分離方案的仿真數(shù)據(jù)可以看到：在達(dá)到相近分離速度的情況下，若平臺姿態(tài)無控制，則兩種分離機(jī)構(gòu)執(zhí)行分離對平臺姿態(tài)的影響接近；火工品分離的作用力作用時間較短而其幅值較大，彈簧分離的作用力時間較長而幅值較小，因此火工品分離機(jī)構(gòu)對載荷的沖擊較大。

針對載荷釋放、分離的研究結(jié)果，文章選擇了彈簧軸向分離方案。因為在相同分離速度要求下，這種方案中的載荷所受到的沖擊小，對平臺的姿態(tài)干擾也小。

3.3 仿真優(yōu)化

針對選定的彈簧軸向分離方案進(jìn)行仿真優(yōu)化。在保證分離速度的前提下，為了進(jìn)一步減小分離機(jī)構(gòu)動作對平臺的干擾，對方案中的導(dǎo)向機(jī)構(gòu)進(jìn)行了改進(jìn)設(shè)計——即增加一組滑輪（如圖6虛框中對應(yīng)的第2滑輪組）。當(dāng)圖6中第2組滑輪與第1組滑輪的距離L按照最小安裝間距（60 mm）取值時，則載荷釋放時俯仰角速度由5.33 (°)/s減為3.09 (°)/s，偏航角速度由 3.28( °)/s減為 2.18( °)/s，角速度對比曲線如圖7。因此，增加滑輪組可以減小載荷離開平臺時相對平臺的角速度。

圖6 改進(jìn)的導(dǎo)向機(jī)構(gòu)圖Fig. 6 Improvement of the slide rail and pulley mechanism

圖7 導(dǎo)向機(jī)構(gòu)方案改進(jìn)前后角速度仿真結(jié)果對比圖Fig. 7 The comparison of simulation results of angular velocity before and after improvement of the guiding mechanism

為進(jìn)一步分析第2組滑輪與第1組滑輪的間距對載荷釋放分離的影響，以間距L為變量，選取載荷相對平臺角速度為目標(biāo)進(jìn)行參數(shù)優(yōu)化仿真分析，結(jié)果如圖8所示。由圖8曲線可知：當(dāng)L位于0.06～0.11 m之間時，隨著L值增加，第3組滑輪離開平臺時載荷相對角速度以及載荷與平臺完全分離時刻（第 1組滑輪離開平臺）的相對角速度呈減小趨勢；當(dāng)L位于0.11～0.16 m之間時，隨著L值增加，第3組滑輪離開平臺時載荷相對角速度呈減小趨勢，而載荷與平臺完全分離時刻的相對角速度呈增加趨勢，且前者相對角速度小于后者。通過仿真分析得到：當(dāng)L=0.11 m時，載荷與平臺完全分離時刻的相對角速度最小，其俯仰角速度為 2.17( °)/s，偏航角速度為 1.19( °)/s，滾動角速度為 1.09( °)/s。

圖8 載荷相對平臺姿態(tài)角速度曲線Fig. 8 Relative angular velocity of the payload with respect to the platform

4 結(jié)論

通過對航天器在軌釋放、分離載荷的動力學(xué)仿真研究，獲得結(jié)論如下：

1）通過對三種釋放、分離方案的仿真研究及仿真結(jié)果對比，認(rèn)為彈簧軸向分離方案最適用于載荷在軌釋放、分離，因為采用這種方案時在相同分離速度要求下，載荷所受到的沖擊小，對平臺的姿態(tài)干擾也小。

2）通過對載荷軸向釋放方案中的導(dǎo)向機(jī)構(gòu)改進(jìn)設(shè)計——增加一組滑輪（第2滑輪組），可以大大地減小載荷分離時相對平臺的角速度，且將第1滑輪組與第2滑輪組之間的距離L增加至0.11 m時，載荷分離時相對平臺角速度最小。

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