王軍輝 邊園園

（中國航天科技集團公司四院四十一所，陜西西安 710025）

0.引言

分離系統(tǒng)是火箭設計的關鍵技術之一[1]，一般包括多級火箭的級間分離、頭體分離、整流罩分離和有效載荷釋放等。分離前兩分離體可靠連接，分離時可靠分離，且在分離過程中和分離后，對繼續(xù)飛行體不造成影響和危害，是分離機構設計的基本要求[2]。為確?；鸺w行正常，設計合理的分離機構，系統(tǒng)地建立有效的力學模型并開展結(jié)構動態(tài)仿真是解決問題的有效途徑[3-4]。

某火箭有效載荷為龍伯球，當火箭彈道高度達到預定位置時，龍伯球工作。龍伯球安裝在箭體中，火箭艙段材料為金屬，為滿足龍伯球透波要求，要求在龍伯球工作前火箭進行頭體分離，釋放龍伯球。本文根據(jù)龍伯球在火箭上的工作要求，設計了頭體分離方案，并基于ADAMS建立可視化虛擬樣機，對分離過程進行動力學仿真分析。

1.頭體分離系統(tǒng)方案設計

將龍伯球安裝在箭頭載荷艙端面，球體伸入分離艙中，載荷艙和分離艙對接面為箭頭和箭體的分離面，火箭飛行到彈道高度80km時頭體分離，釋放龍伯球，頭體分離系統(tǒng)見圖1。

圖1 頭體分離系統(tǒng)

1.1 分離機構設計

頭體分離機構包括連接解鎖裝置、分離導向裝置和分離沖量裝置。

1.1.1 連接解鎖裝置

連接解鎖裝置包括結(jié)構和電氣兩方面，結(jié)構上通過4個爆炸螺栓將頭體分離面連接，爆炸螺栓起爆后，箭頭和箭體分離。爆炸螺栓起爆后成為活動物，設計防護盒約束螺栓頭的運動，避免損傷艙內(nèi)設備。

箭頭和箭體的電氣連接通過分離電連接器實現(xiàn)，在箭體遠離箭頭的過程中，通過分離拉索將連接器拉脫。

1.1.2 分離導向機構

防護盒安裝在分離艙內(nèi)壁，凸出較高，距離龍伯球僅3mm，考慮箭體在外力作用下繞其質(zhì)心的轉(zhuǎn)動，必須設計分離導向機構約束分離軌跡。如圖2所示，分離導向機構由底座、導向桿、轉(zhuǎn)軸、扭簧、鎖定銷、壓簧等組成，通過底座固定在載荷艙內(nèi)壁。4根導向桿插入分離艙上的導向孔中，頭體分離時箭體沿導向桿遠離箭頭，導向桿脫離導向孔后，導向桿在扭簧作用下繞轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，直至鎖定銷在壓簧作用下插入導向桿鎖定孔中，導向桿折回并鎖定在載荷艙后端。

圖2 分離導向機構

1.1.3 分離沖量裝置

分離沖量裝置使用反推發(fā)動機，反推發(fā)動機總沖≥5.9kN·s，遠大于爆炸螺栓分離沖量（≤8.0N·s）。

1.2 分離時序設計

分離時序：（1）主發(fā)動機關機；（2）彈道高度達到80km，同時給出爆炸螺栓起爆信號和反推發(fā)動機點火信號；（3）頭體分離完成。

頭體分離時，爆炸螺栓在非電傳爆裝置作用下起爆分離，同時，反推發(fā)動機工作使箭體減速沿導向桿遠離箭頭，當導向桿脫離分離艙后，分離導向機構將導向桿折回并鎖定在載荷艙后端面，龍伯球脫離箭體約束，頭體分離完成。

1.3 頭體分離影響因素分析

分離系統(tǒng)設計應滿足連接和分離可靠、系統(tǒng)協(xié)調(diào)、不發(fā)生分離碰撞干涉、分離干擾小等要求。對該分離系統(tǒng)進行分析，發(fā)現(xiàn)載荷偏差、火箭初始姿態(tài)偏差、分離導向機構有效導向長度等可能造成頭體分離過程中分離機構與龍伯球發(fā)生碰撞干涉。

1.3.1 載荷

火箭頭體分離時彈道高度80km，氣動力影響可忽略，主級發(fā)動機工作結(jié)束，火箭處于慣性飛行段，外載荷僅考慮重力。頭體分離過程涉及的載荷有爆炸螺栓分離力、分離電連接器插拔力和反推發(fā)動機推力。

爆炸螺栓沖量差異和同步性可能影響頭體分離過程，爆炸螺栓采用非電傳爆裝置引爆，從通電到4發(fā)爆炸螺栓分離的不同步性不大于0.4ms，爆炸螺栓分離沖量不大于8.0N·s。

分離電連接器插拔力變化可能影響頭體分離過程，插拔力約30N，有效長度約8mm，分離拉索作用長度為30mm。

反推發(fā)動機推力偏斜和總沖差異可能影響頭體分離過程，根據(jù)實測數(shù)據(jù)，反推發(fā)動機總沖在5.9kN·s～6.6kN·s之間，工作時間0.8s～1.1s，點火延遲時間約11ms。

1.3.2 分離時火箭初始狀態(tài)

火箭速度2711m/s，繞箭體軸向角速度不大于20°/s，姿態(tài)角為75°。火箭質(zhì)量特性見表1。

表1 火箭質(zhì)量特性

分離導向機構的有效導向長度為安裝時導向桿插入導向座的長度，顯然，在安裝不干涉的前提下導向距離越長頭體分離越穩(wěn)定，但導向機構的設計難度越大。有效導向長度設計要使頭體分離面能穩(wěn)定越過龍伯球最大截面位置。

2.基于ADAMS的多體系統(tǒng)動力學仿真分析

火箭頭體分離過程涉及構件多、運動約束和接觸情況復雜，應用基于多體系統(tǒng)動力學的可視化仿真軟件ADAMS可以直觀地模擬頭體分離過程。

2.1 建立頭體分離虛擬樣機模型

2.1.1 模型簡化

火箭頭體分離時彈道高度80km，氣動力等外載荷可忽略，且導向桿為鋼件，導向桿、艙體的變形可以忽略，將火箭頭體分離模型作為多剛體系統(tǒng)進行計算。

建立模型時只保留與頭體分離相關的構件，包括載荷艙殼體、分離艙殼體、分離導向機構、導向座、龍伯球、防護盒等，分別以載荷艙殼體、分離艙殼體模擬箭頭、箭體的質(zhì)量特性。將頭體分離模型導入ADAMS，輸入各構件材料、質(zhì)量特性、初速度等。

2.1.2 施加約束和載荷

施加約束和載荷，模型中各構件連接復雜。舉例說明，龍伯球固定在載荷艙后端面，模型中使用固定副連接；導向桿可在扭簧作用下繞底座軸孔轉(zhuǎn)動，模型中使用鉸鏈副連接，并有扭簧的相互作用力；鎖定銷可在壓簧作用下彈出底座孔，模型中二者使用圓柱副連接，并有壓簧的相互作用力。

模型中主要有接觸和彈簧力，ADAMS中將接觸定義為運動物體間發(fā)生碰撞時的相互作用（一般為接觸力和摩擦力），并提供了恢復系數(shù)法（Restitution）和等效彈簧阻尼法（Impact）兩種接觸模型，建模時采用等效彈簧阻尼法，該方法收斂性好，且能用于持續(xù)接觸的情況中，通過兩接觸物體的材料和外形特性可選擇相關參數(shù)。該方法認為接觸力由兩構件間相互侵入而產(chǎn)生的彈性力和構件相互運動的阻尼力兩部分組成，接觸點處的法向接觸力可由（式1）計算，式中：F為法向接觸力，k為Hertz接觸剛度，g為接觸點法向穿透距離，非線性指數(shù)e不小于1，dmax是最大阻尼cmax時構件的法向穿透距離，step()是ADAMS內(nèi)置的插值函數(shù)。彈簧的作用力由（式2）計算，式中：K為彈簧剛度系數(shù)，r為彈簧兩端的相對位移，r0為彈簧兩端的初始相對位移；f0彈簧預載荷。

模型中爆炸螺栓沖量為分離艙、載荷艙間的相互作用力，采用10ms的階躍曲線（沖量6N·s）簡化施加[5]；將實測的反推發(fā)動機推力―時間數(shù)據(jù)導入模型，用函數(shù)AKISPL()插值擬合為圖示虛線，將推力作為集中力施加到箭體上相應位置；當載荷艙和分離艙距離在30mm～38mm時，在二者間施加30N的連接器插拔力。

2.2 基于腳本控制的仿真分析

頭體分離仿真模型如圖3所示，建立箭頭與箭體相對軸向距離的監(jiān)測傳感器（SENSOR_1），當距離大于650mm時認為頭體分離成功；同時，建立導向桿（4個）、導向座、防護盒、分離艙殼體與龍伯球的接觸監(jiān)測傳感器（SENSOR_2），仿真分析中當這些載荷出現(xiàn)作用力不為0時，說明分離機構與龍伯球發(fā)生碰撞干涉，頭體分離失敗。

圖3 頭體分離仿真模型

建立仿真腳本，仿真步長設置不超過0.2ms，運行仿真分析當SENSOR_1、SENSOR_2作用時停止仿真。

2.3 仿真結(jié)果

爆炸螺栓同步起爆、沖量一致，反推發(fā)動機推力沿箭體軸向，仿真結(jié)果如圖4所示。頭體分離被過程中，箭頭和箭體運動平穩(wěn)，逐漸分開；當導向桿與箭體上的導向座分開后，導向桿在扭簧作用下折回并鎖定。分離過程中所有監(jiān)測力均為0，未發(fā)生干涉。

圖4 頭體分離過程（從上到下）

圖5為頭體分離過程中箭頭與箭體相對速度、相對位移隨時間的變化曲線，頭體分離時間為0.25s，分離結(jié)束時相對分離速度為6.25m/s。圖6是分離艙內(nèi)表面距龍伯球的距離隨時間變化曲線，最小距離≥3.7mm，分離安全。

圖5 相對速度、位移隨時間變化曲線

圖6 分離艙內(nèi)表面距龍伯球的距離

2.4 考慮載荷偏差的仿真分析

考慮非電傳爆裝置0.4ms的起爆不同步時間、爆炸螺栓沖量散差、反推發(fā)動機推力偏斜等偏差，進行考慮載荷偏差情況下的頭體分離仿真。

2.4.1 爆炸螺栓影響

首先考慮爆炸螺栓起爆不同步時間0.4ms和爆炸螺栓分離沖量散差進行仿真分析，結(jié)果發(fā)現(xiàn)箭體姿態(tài)未發(fā)生改變、分離結(jié)束時箭頭和箭體相對速度僅有約0.2m/s的變化，爆炸螺栓差異性對頭體分離的影響基本可以忽略。原因如下：

（1）爆炸螺栓的載荷量級較小，而火箭質(zhì)量較大，且爆炸螺栓作用時處于初始導向段，箭體姿態(tài)穩(wěn)定；

（2）爆炸螺栓起爆及工作時間最多不超過10ms，而此時，考慮最嚴酷的情況，箭頭和箭體的相對位移不超過3mm，相對有效導向距離（250mm）而言很小。

同理，連接器插拔力對頭體分離的影響也很小。

2.4.2 反推發(fā)動機推力偏斜影響

理想狀態(tài)下反推發(fā)動機推力沿箭體軸向，定義反推發(fā)動機推力偏斜角α為推力與箭體軸向的夾角。根據(jù)經(jīng)驗，反推發(fā)動機推力偏斜能保證在1°以內(nèi)，考慮一定的安全系數(shù)，調(diào)整發(fā)動機推力偏斜角度α=3°，并考慮爆炸螺栓影響，進行仿真分析，分離過程中所有監(jiān)測力均為0，分離導向機構工作可靠，頭體分離未發(fā)生干涉。

3.結(jié)論

針對龍伯球工作要求，設計了火箭頭體分離方案，并對影響頭體分離的相關因素進行了分析；在此基礎上，基于ADAMS建立了頭體分離的可視化虛擬樣機模型，考慮頭體分離時爆炸螺栓、分離電連接器插拔力、反推發(fā)動機推力偏斜等載荷的偏差，對火箭頭體分離進行動力學仿真分析。結(jié)果表明，頭體分離機構工作正常，分離過程中分離機構不會與龍伯球發(fā)生碰撞干涉，該方案安全可靠。