張萌

(遼寧裝備制造職業(yè)技術學院，遼寧 沈陽110161)

隨著我國衛(wèi)星技術的發(fā)展，地面模擬空間分離技術的試驗設備[1]成為了一個較熱門的研究領域。常規(guī)的分離實驗會在8米高度上將裝有子飛行器的母體空間飛行器放下，在其下落的瞬間在將子飛行器在母體中釋放以此進行分離測試。母體空間飛行器以自由落體運動下落至緩沖機構[2]中，實驗過程持續(xù)1秒，母體空間飛行器內(nèi)部安裝有子飛行器和精密測量設備，所以母體空間飛行器模型需要保護子飛行器和精密設備在8 米高的高度上反復進行實驗直到滿足實驗數(shù)據(jù)要求，可見在空間實驗中母體空間飛行器的設計無疑是空間實驗中比較困難而且重要的設計環(huán)節(jié)。地面模擬空間失重試驗設備中母體空間飛行器的設計需要解決的難題有： ①確定母體空間飛行器質(zhì)心坐標系與子飛行器的質(zhì)心坐標系[3]的位置關系；②通過調(diào)整，保證母體空間飛行器總體質(zhì)心在下落截面的壓心這樣可以最大限度的消除空氣阻力對母體空間飛行器姿態(tài)的影響；通過解決這2 個母體空間飛行器的設計難題從而提高實驗測量的準確性和控制試驗設備的成本。

1 母體空間飛行器的模型設計

首先確定總體構型，在保證母體空間飛行器總體質(zhì)心與子飛行器的位置關系、機械接口要求等條件下，設計出基本滿足要求的母體空間飛行器總體結構，然后將子空間飛行器、必要的支撐件等必不可少的部件固定（質(zhì)量、位姿），在限定總體質(zhì)量的條件下，通過調(diào)整配重塊的質(zhì)量、位姿、形狀尺寸的方式保證質(zhì)心位置與設計一致[4]，并調(diào)整轉(zhuǎn)動慣量使其與要求一致，其構形圖如圖1。調(diào)整主要分為兩個階段，借助一定的支撐條件下，首先將主梁、配重盤、空間飛行器等部件安裝好，進行粗配平，在調(diào)平的過程中，盡量將吊點通過質(zhì)心；然后安裝蒙皮，蒙皮采用小塊設計方法，便于調(diào)整和安裝，安裝蒙皮后，進行精確調(diào)平。

圖1 母體空間飛行器構型圖

在確定母體空間飛行器總體構型過程中，充分利用緩沖臺的成功經(jīng)驗，采用相互正交梁、配重和蒙皮骨架相結合的方式，在相互正交的梁上布置和調(diào)整配重塊，不僅可以保證主要配重件姿態(tài)關系簡單，能夠消除配重塊間的相互耦合[5]，便于配重計算，而且操作簡單易行。由于母體空間飛行器以10m/s 的速度下落，即使地面上有海綿等物質(zhì)起到緩沖作用，撞擊瞬間相互作用力仍然很大，這主要和海綿的軟硬程度、材質(zhì)和厚度有關系。所以，設計的蒙皮和輪轂要有足夠的強度，防止跌落后的損壞，關于海綿體的相關高度和密度要求，在后面有詳細的分析，并且有必要進行試驗確定破壞的程度。由于發(fā)射桶和空間飛行器的質(zhì)量和位置的限制，在考慮到調(diào)整范圍的情況下，大部分結構件采用鋁質(zhì)材料，以達到設計要求。

2 飛行器坐標系統(tǒng)的設計

坐標系有母體空間飛行器坐標系和子飛行器坐標系，如圖2和圖3 所示，坐標系oxyz 為母體空間飛行器坐標系，其中x 軸為主梁軸線，向前為正方向，起吊軸軸線為z 軸，向下為正方向，兩軸線的交點為坐標系原點o，y 軸過原點與橫向配重梁軸線平行。o'x'y'z'為子飛行器坐標系，坐標系原點o'為子飛行器底部圓面圓心，x'軸為子飛行器軸向中心線，正方向向前，y'軸過原點o'且與慣導系統(tǒng)安裝平面平行并過水平位置導軌中線，正方向如圖所示，z'軸過原點o'與水平面垂直，豎直向下為正。坐標系oxyz 與坐標系o'x'y'z'各坐標軸互相平行且正方向相同，坐標系之間無旋轉(zhuǎn)。

圖2 母體空間飛行器坐標設定

圖3 子飛行器坐標設定

3 母體空間飛行器壓心計算及風阻消除

母體空間飛行器在自由下落過程中，要求消除空氣阻力對母體空間飛行器姿態(tài)的干擾。由于空氣阻力的作用點位于母體空間飛行器外殼的壓心，因此消除空氣阻力對母體空間飛行器姿態(tài)的干擾，只需將母體空間飛行器質(zhì)心的投影配置在空氣壓心處即可，這樣，空氣對自由下落的母體空間飛行器就只有過質(zhì)心的阻力矢，而沒有阻力矩，從而不會影響母體空間飛行器的姿態(tài)。計算母體空間飛行器壓心首先需要知道母體空間飛行器在下落時所受的空氣阻力的狀況，利用流體專用軟件Fluent對母體空間飛行器所受空氣阻力進行仿真計算[6]。計算模型如圖4 所示，母體空間飛行器與實際設計相同，其總長度為2m，最大外徑為2m，母體空間飛行器周圍建立30×30×30m 的空氣區(qū)域。母體空間飛行器在空氣域中心，參考坐標系如圖所示在母體空間飛行器尾部中心處。

圖4 空氣阻力計算模型

對空氣域劃分為上圖所示的四面體網(wǎng)格，邊界條件為：空氣域六個表面為固壁不動，母體空間飛行器筒體和兩側(cè)面設為動壁在空氣中以豎直向下1-10m/s 的速度運動。空氣的密度為1.23kg/m3，壓強為101325Pa，粘性系數(shù)為1.79×10-5，空氣初始禁止不動。完成上述設定后開始計算，等迭代收斂時提取計算結果，壓心的提取通過手工提取合力矩為零的點?？傻萌鐖D5 所示原始模型的壓心結果，計算結果為母體空間飛行器壓心在X軸上且距尾部445-458mm 處。

圖5 母體空間飛行器原始模型

由計算結果可以看出壓心位置離尾部太近，要使母體空間飛行器質(zhì)心與空氣阻力壓心重合并滿足質(zhì)量慣量要求，經(jīng)過實際計算需要通過修改母體空間飛行器的外形尺寸才能達到仿真結果的要求，所以只有通過改變母體空間飛行器外形尺寸來改變壓心位置從而滿足母體空間飛行器質(zhì)心位置以及質(zhì)量慣量的匹配要求，通過如圖6 所示的過程，反復修改外殼形狀和匹配質(zhì)量慣量得出如圖7 所示的外殼模型尺寸。

圖6 海綿剛度與母體空間飛行器下陷深度關系曲線

圖7 優(yōu)化后的母體空間飛行器原始模型

4 結論

本文提出了一種空間飛行器分離模擬實驗設備中母體空間飛行器的設計方法，該方法有效的確定母體空間飛行器質(zhì)心坐標系與子飛行器的質(zhì)心坐標系的位置關系以及最大限度的消除了空氣阻力對母體空間飛行器姿態(tài)的影響，保證了母體空間飛行器在初始實驗狀態(tài)的姿態(tài)，而且實現(xiàn)了對子飛行器質(zhì)心位置的精確測量。