楊自鵬，劉 敏，張 群，楊 勇，劉宇哲

（1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2. 首都航天機(jī)械有限公司，北京，100076）

0 引 言

隨著航天技術(shù)及導(dǎo)彈突防與反突防技術(shù)的發(fā)展，人類已研制出多種用于探索太空、了解宇宙的新型航天器。再入式航天器作為新型航天器的一種，其質(zhì)心軸線與中心軸線偏離一定的距離，從而在配平狀態(tài)下能夠產(chǎn)生一定的升力，使航天器具備末端機(jī)動(dòng)飛行能力，大大提高其突防能力及攻擊精度。針對(duì)質(zhì)心偏移中心軸線較小的航天器，傳統(tǒng)運(yùn)載器一般采用在質(zhì)心偏移反方向增加配重塊、非對(duì)稱布置分離能源等方式進(jìn)行起飛前的質(zhì)心配平，滿足航天器的分離姿態(tài)精度指標(biāo)要求。但對(duì)于質(zhì)心偏移較大的再入式航天器而言，如選用增加配重塊方式，將大大增加運(yùn)載器結(jié)構(gòu)自重、削弱運(yùn)載器的運(yùn)載能力，增加發(fā)射成本。若采用非對(duì)稱布置分離能源的方式，需航天器在結(jié)構(gòu)上進(jìn)行適應(yīng)，可能對(duì)其功能產(chǎn)生一定的影響，同時(shí)由于此種航天器質(zhì)量大，會(huì)對(duì)運(yùn)載器的質(zhì)心會(huì)產(chǎn)生影響，需額外增加配重進(jìn)行配平，也存在削弱運(yùn)載能力的問(wèn)題。

針對(duì)上述問(wèn)題，設(shè)計(jì)了一種適應(yīng)大質(zhì)心偏移的有效載荷適配器，結(jié)合該適配器的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，對(duì)分離能源關(guān)于航天器質(zhì)心平面作用力矩相互抵消進(jìn)行了設(shè)計(jì)與仿真分析，實(shí)現(xiàn)了航天器與運(yùn)載器的無(wú)干涉分離，滿足航天器的分離姿態(tài)要求，避免由于增加配重帶來(lái)的額外結(jié)構(gòu)死重，有效提高了運(yùn)載能力。

1 質(zhì)量特性

某型號(hào)運(yùn)載器發(fā)射再入航天器任務(wù)時(shí)，航天器橫向質(zhì)心與頂點(diǎn)坐標(biāo)軸線存在較大偏移，運(yùn)載器與航天器的質(zhì)量特性見(jiàn)表1。其中，航天器質(zhì)心在其頂點(diǎn)坐標(biāo)系中描述，慣量在質(zhì)心坐標(biāo)系中描述；運(yùn)載器質(zhì)心在其原點(diǎn)位于與火箭分離面幾何中心的坐標(biāo)系中描述，慣量在質(zhì)心坐標(biāo)系中描述。

表1 某運(yùn)載器與航天器質(zhì)量特性Tab.1 The Mass Characteristics of a Vehicle and a Spacecraft

2 載荷適配器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

2.1 不同適配器配重效果對(duì)比

若按照傳統(tǒng)設(shè)計(jì)方法，實(shí)現(xiàn)航天器的配平需在-方向增加配重塊，所需配平質(zhì)量為36.4 kg，見(jiàn)表2。在航天器分離后，配重留在運(yùn)載器上，使運(yùn)載器的橫向質(zhì)心由0 mm 變成了35.6 mm。由于運(yùn)載器姿態(tài)控制能力有限，為保證分離后離軌姿態(tài)控制，需對(duì)配重塊進(jìn)行分離，從而將大大降低分離可靠性。

若通過(guò)非對(duì)稱性結(jié)構(gòu)適配器進(jìn)行與航天器的連接，在設(shè)計(jì)適配器結(jié)構(gòu)時(shí)，既要保證航天器質(zhì)心軸線與運(yùn)載器質(zhì)心軸線重合，同時(shí)也要考慮航天器有初始安裝角的方向舵的分離安全性。此種方式非對(duì)稱支架自身重量小，對(duì)運(yùn)載器組合體質(zhì)心影響較小，僅需安裝小質(zhì)量配重即可實(shí)現(xiàn)配平（橫向質(zhì)心0 mm），則需配平質(zhì)量為8.5 kg，見(jiàn)表2，未考慮非對(duì)稱支架設(shè)計(jì)時(shí)儀器布局對(duì)質(zhì)心的有益影響。由于此種方式配重塊主要用于配平支架自身的質(zhì)心偏差，因此在航天器分離后，幾乎對(duì)運(yùn)載器的橫向質(zhì)心不產(chǎn)生影響，始終為配平狀態(tài)。

表2 不同配平方式對(duì)比Tab.2 Compare Different Balancing Methods

通過(guò)上述兩種設(shè)計(jì)方法對(duì)比可以看出，采用非對(duì)稱性結(jié)構(gòu)適配器與航天器進(jìn)行連接方法較優(yōu)，在達(dá)到同樣配后質(zhì)心的情況下所需配重質(zhì)量較小，且航天器分離后對(duì)運(yùn)載器質(zhì)心影響也較小，在一定程度上提升了運(yùn)載效率。此種非對(duì)稱結(jié)構(gòu)的適配器可采用整體銑削、鑄造、鉚接、復(fù)合材料鋪層、增材制造等多種工藝方案，實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格加筋或蒙皮桁條式錐殼結(jié)構(gòu)生產(chǎn)。

2.2 結(jié)構(gòu)方案

本文以某再入航天器為例，進(jìn)行非對(duì)稱結(jié)構(gòu)適配器的設(shè)計(jì)，如圖1 所示。

圖1 航天器與適配器組合體質(zhì)心軸線示意Fig.1 Schematic Diagram for the Centroid Axis of the Spacecraft and Adapter Assembly Body

適配器由過(guò)渡支架和載荷支架組成，過(guò)渡支架下端面中心軸線與運(yùn)載器質(zhì)心軸線重合，過(guò)渡支架上端面中心軸線與載荷支架中心軸線重合，載荷支架中心軸線與航天器理論中心軸線重合。采用柱狀螺旋彈簧作為分離能源，并對(duì)分離彈簧進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。彈簧分離力關(guān)于航天器質(zhì)心平面作用力矩相互抵消，通過(guò)過(guò)渡支架上下端面中心軸線的偏移設(shè)計(jì)，達(dá)到補(bǔ)償航天器的質(zhì)心軸線與理論軸線距離的目的，消除航天器的質(zhì)心偏移，使航天器質(zhì)心軸線與運(yùn)載器質(zhì)心軸線重合。適配器起到連接支撐航天器，實(shí)現(xiàn)航天器與運(yùn)載器質(zhì)心配平的作用，過(guò)渡支架的結(jié)構(gòu)形式見(jiàn)圖2。

圖2 過(guò)渡支架Fig.2 Transition Support

3 分離設(shè)計(jì)

3.1 分離指標(biāo)要求

某航天器的分離指標(biāo)要求見(jiàn)表3。

表3 分離指標(biāo)要求Tab.3 The Index Requirements for Separation

3.2 分離設(shè)計(jì)

本文進(jìn)行非對(duì)稱結(jié)構(gòu)適配器的設(shè)計(jì)，為使結(jié)構(gòu)緊湊、加工工藝性好、成本低、生產(chǎn)效率高，采用過(guò)渡支架與載荷支架組合的分段式結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)運(yùn)載器與航天器的連接。通過(guò)對(duì)載荷支架與航天器進(jìn)行分離仿真建模，進(jìn)一步分析非對(duì)稱結(jié)構(gòu)適配器滿足航天器要求的分離技術(shù)指標(biāo)情況。

采用4 個(gè)點(diǎn)式連接解鎖裝置進(jìn)行航天器與載荷支架的連接解鎖，解鎖后，通過(guò)4 個(gè)分離彈簧為航天器與運(yùn)載器分離能源。航天器與運(yùn)載器通過(guò)過(guò)渡支架實(shí)現(xiàn)質(zhì)心配平后，分離能源的分布對(duì)分離姿態(tài)有著至關(guān)重要的影響，本文的設(shè)計(jì)思路是分離彈簧關(guān)于航天器質(zhì)心平面作用力矩相互抵消。

選取的4 個(gè)運(yùn)載器發(fā)射衛(wèi)星用星箭分離彈簧，參數(shù)見(jiàn)表4，分離彈簧在載荷支架的布局見(jiàn)圖3。

表4 分離彈簧參數(shù)Tab.4 Parameters of Separation Spring

圖3 分離彈簧在載荷支架的分布Fig.3 Distribution of Springs in the Load Support

3.3 工程估算

對(duì)采用分離彈簧作為分離能源的運(yùn)載器與航天器的相對(duì)分離速度Δ進(jìn)行估算，工程計(jì)算公式為：

式中為分離彈簧個(gè)數(shù)；為彈簧系數(shù)；為彈簧分離力；為彈簧工作行程；為運(yùn)載器質(zhì)量；為航天器質(zhì)量。

取彈簧系數(shù)為0.9，將表1 和表4 中分離時(shí)刻運(yùn)載器及航天器的質(zhì)量數(shù)據(jù)、分離彈簧參數(shù)代入公式進(jìn)行計(jì)算，得出分離時(shí)刻航天器與運(yùn)載器的相對(duì)速度約為0.736 m/s，滿足相對(duì)分離速度的指標(biāo)要求。

4 仿真分析

4.1 基本假設(shè)及分析方法

分離仿真分析基于以下基本假設(shè)：

a）不考慮任何過(guò)載的作用，分析對(duì)象完全處于慣性系中；

b）不考慮氣動(dòng)力的影響；

c）分離過(guò)程中由于存在相互運(yùn)動(dòng)的結(jié)構(gòu)之間存在結(jié)構(gòu)變形等因素，因此彈簧的恢復(fù)力不可能完全用于分離。綜合所有不利因素，取彈簧的有效系數(shù)為0.9；

d）暫不考慮航天器與運(yùn)載器液體晃動(dòng)、結(jié)構(gòu)變形的影響，認(rèn)為所有分離體均為剛體。

利用MSC.ADAMS 軟件建立運(yùn)載器/航天器的剛體模型，并初步賦予質(zhì)量特性。所建立模型如圖4所示，分析模型中將運(yùn)載器質(zhì)量特性賦予載荷支架上，航天器模型將危險(xiǎn)點(diǎn)結(jié)構(gòu)細(xì)化其他以圓柱模型示意，并賦予質(zhì)量特性。設(shè)定運(yùn)載器與航天器之間的連接解鎖、彈簧力、分離時(shí)序后進(jìn)行計(jì)算。

圖4 運(yùn)載器/航天器剛體動(dòng)力學(xué)模型Fig.4 The Vehicle and Spacecraft Rigid Body Dynamics Model

4.1.1 名義狀態(tài)分析

在分離計(jì)算中，不考慮所有偏差，且航天器質(zhì)量特性、分離后運(yùn)載器質(zhì)量特性、分離彈簧等均取名義值。經(jīng)仿真分析，航天器名義狀態(tài)分離計(jì)算結(jié)果見(jiàn)圖5。

圖5 名義工況航天器與運(yùn)載器相對(duì)速度φFig.5 Relative Speed of the Vehicle and Spacecraft in Nominal Condition

航天器與運(yùn)載器相對(duì)分離速度為0.736 m/s（見(jiàn)表5），圖6 中初始時(shí)刻對(duì)應(yīng)的21 mm 間隙是由于航天器的小翼初始安裝位置下端面距航天器支架的靜態(tài)距離，分離時(shí)動(dòng)態(tài)最小間隙為73.8 mm，間隙安全。

表5 名義工況Tab.5 Nominal Condition

圖6 名義工況航天器與運(yùn)載器最小間隙變化曲線Fig.6 The Minimum Clearance Curve of the Vehicle and Spacecraft in Nominal Condition

4.1.2 偏航偏差狀態(tài)分析

按極限偏差法進(jìn)行分離計(jì)算，在分離計(jì)算中，主要考慮了以下方面的極限偏差：分離后運(yùn)載器質(zhì)心位置偏差、分離后運(yùn)載器質(zhì)量偏差、航天器質(zhì)心偏差、航天器質(zhì)量偏差、分離彈簧偏差。

設(shè)運(yùn)載器質(zhì)量偏差取+1.5%、運(yùn)載器向質(zhì)心偏差取4 mm、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量I偏差取+20%，航天器橫向質(zhì)心偏差取-10 mm，轉(zhuǎn)動(dòng)慣量I偏差取-15%，靠近-方向的兩個(gè)分離彈簧推力取955 N，另外兩個(gè)分離彈簧推力取1 052 N。

經(jīng)仿真分析，航天器偏航偏差狀態(tài)分離計(jì)算結(jié)果如表6 所示。其中，航天器與運(yùn)載器相對(duì)分離速度為0.745 m/s（見(jiàn)圖 7），航天器最大偏航角速度為0.6（°）/s（見(jiàn)圖8），航天器與運(yùn)載器分離時(shí)最小動(dòng)態(tài)間隙為72.9 mm（見(jiàn)圖9），間隙安全，初始時(shí)刻對(duì)應(yīng)的21 mm 間隙是由于航天器的小翼初始安裝位置下端面距航天器支架的靜態(tài)距離。

表6 偏航偏差工況Tab.6 Yaw Devitation Condition

圖7 偏航工況航天器與運(yùn)載器相對(duì)速度Fig.7 Relative Speed of the Vehicle and Spacecraft in Yaw Condition

圖8 偏航工況航天器角速度Fig.8 The Angular Velocity of the Spacecraft in Yaw Condition

圖9 偏航工況航天器與運(yùn)載器最小間隙變化曲線Fig.9 The Minimum Clearance Curve of the Vehicle and Spacecraft in Yaw Condition

4.1.3 俯仰偏差狀態(tài)分析

俯仰偏差狀態(tài)進(jìn)行極限偏差分析所考慮的因素與偏航偏差狀態(tài)相同。

設(shè)運(yùn)載器質(zhì)量偏差取+1.5%、運(yùn)載器向質(zhì)心偏差取4 mm、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量I偏差取-20%，航天器向質(zhì)心偏差取-5 mm，轉(zhuǎn)動(dòng)慣量I偏差取-15%，靠近-方向的兩個(gè)分離彈簧推力取955 N，另外兩個(gè)分離彈簧推力取1 052 N。

經(jīng)仿真分析，航天器俯仰偏差狀態(tài)分離計(jì)算結(jié)果如表7 所示。其中，航天器與運(yùn)載器相對(duì)分離速度為0.744 m/s（見(jiàn)圖 10），航天器最大偏航角速度為0.46 （°）/s（見(jiàn)圖11），航天器與運(yùn)載器分離時(shí)分離時(shí)動(dòng)態(tài)最小間隙為74.0 mm（見(jiàn)圖12），間隙安全，初始時(shí)刻對(duì)應(yīng)的21 mm 間隙是由于航天器的小翼初始安裝位置下端面距航天器支架的靜態(tài)距離。

圖10 俯仰工況航天器與運(yùn)載器相對(duì)速度Fig.10 Relative Speed of the Vehicle and Spacecraft in Pitch Condition

圖11 俯仰工況航天器角速度Fig.11 The Angular Velocity of the Spacecraft in Pitch Condition

圖12 俯仰工況航天器與運(yùn)載器最小間隙變化Fig.12 The Minimum Clearance Curve of the Vehicle and Spaitch Condition

表7 俯仰偏差工況Tab.7 Pitch Deviation Condition

4.2 小 結(jié)

通過(guò)航天器與運(yùn)載器的分離仿真分析結(jié)果，可以得出以下結(jié)論：

a）航天器與運(yùn)載器分離的相對(duì)速度大于0.5 m/s，滿足相對(duì)分離速度要求；

b）航天器與運(yùn)載器之間由于小翼初始安裝的間隙為21 mm，此距離是Flap 內(nèi)角點(diǎn)與航天器支架下端框（上端面）的靜態(tài)距離；

c）分離過(guò)程中，航天器與運(yùn)載器的動(dòng)態(tài)最小間隙大于72 mm，隨分離時(shí)間增大兩器之間的間隙迅速增大，無(wú)碰撞風(fēng)險(xiǎn)；

d）偏差狀態(tài)下分離后航天器的偏航角速度及俯仰角速度最大為0.6 （°）/s，滿足分離指標(biāo)要求。

5 結(jié)束語(yǔ)

針對(duì)某型再入式航天器對(duì)運(yùn)載器連接分離的技術(shù)指標(biāo)要求和功能需要，結(jié)合此類航天器質(zhì)心偏離中心軸線較大的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了一種適應(yīng)大質(zhì)心偏移的有效載荷適配器；利用此種異型適配器的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，對(duì)分離能源進(jìn)行作用點(diǎn)安裝布局、分離設(shè)計(jì)及仿真分析。分析結(jié)果表明：該方案可在不增加運(yùn)載器結(jié)構(gòu)重量的前提下，有效提高運(yùn)載效率；在保證航天器分離姿態(tài)要求的情況下，實(shí)現(xiàn)了航天器與運(yùn)載器的無(wú)干涉分離。