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,解鎖分離機構(gòu)成為星箭分離技術(shù)中研究的焦點。該機構(gòu)主要有兩個作用: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。我國衛(wèi)星分離以傳統(tǒng)火工分離機構(gòu)為主,連接機構(gòu)主要靠包帶、卡槽、卡塊進行連接,分離機構(gòu)主要靠爆炸螺栓爆炸產(chǎn)生驅(qū)動力再利用彈射機構(gòu)、推力作動筒等實現(xiàn)分離。而非火工分離機構(gòu)包括熱熔斷式包帶分離機構(gòu)[2]、電驅(qū)卷軸機構(gòu)、熱切割機構(gòu)、聚合物驅(qū)動機構(gòu)以及形狀記憶合金機構(gòu)等[3-4]。目前國外衛(wèi)星分離以非火工分離機構(gòu)為主。熱刀式解鎖機構(gòu)是一種典型的非火工機構(gòu),相比火工解鎖機構(gòu),具有顯著的優(yōu)勢,如對電磁干擾不敏感,解鎖沖擊力小,污染少,結(jié)構(gòu)簡單,可反復(fù)多次試驗等,具有很高的應(yīng)用價值。2001年美國國家航空航天局(NASA)開始進行星箭分離中以Kevlar繩索作為承載單元的熱刀式解鎖機構(gòu)的研究[5],荷蘭福克空間系統(tǒng)(FSS)公司開發(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天線、太陽能展開翼等裝置。我國姜水清、李新立等[7-8]研制了一種熱刀制動的壓緊裝置并對該熱刀式壓緊裝置的釋放可靠性進行了評估。

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

1 熱刀式解鎖分離機構(gòu)設(shè)計

熱刀式解鎖分離機構(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 熱刀解鎖分離機構(gòu)

機構(gòu)工作原理為:分離機構(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,進一步起到緊固連接的作用。當(dāng)火箭到達軌道進行衛(wèi)星分離任務(wù)時,熱刀盒收到指令,通過電極通電的方式對熱刀進行加熱,熱刀溫度達到承載單元(Kevlar纖維繩)熔點溫度(560℃)后,承載單元熔斷。隨后分離機構(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,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)計為直接與承載單元接觸,省去熱刀移動到承載單元處的路徑,從而減少熔斷繩索所需要的時間。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 分離機構(gòu)動力學(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坐標系。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 坐標系轉(zhuǎn)換

歐拉角法通過坐標系之間的轉(zhuǎn)換來表示衛(wèi)星的姿態(tài)變化,也可以通過利用不同坐標軸之間的轉(zhuǎn)動來表示。由參考坐標系O-XYZ經(jīng)三次坐標軸旋轉(zhuǎn)到O1-X1Y1Z1坐標系的坐標轉(zhuǎn)換矩陣R如下:

(1)

(2)

(3)

式中:R為兩坐標系間的轉(zhuǎn)換矩陣,X、Y、Z分別為參考坐標系的三個坐標軸,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 分離機構(gòu)中壓簧參數(shù)設(shè)計

衛(wèi)星分離時,其初始速度主要由分離機構(gòu)的壓簧提供,因此壓簧的設(shè)計參數(shù)對衛(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,其強度、彈性以及淬透性較好,抗拉強度σb≥1 300 MPa,屈服強度σs≥1 200 MPa,廣泛應(yīng)用于航天工業(yè)上承載負荷的螺旋彈簧和扁型彈簧。

接下來考慮分離機構(gòu)的力學(xué)特性與分離運動的關(guān)系。根據(jù)《金屬機械加工工藝人員手冊》[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)星作用點的位置對分離有著重要影響。

(6)

式中:ei為第i個壓簧作用點與壓簧中心點的連線和坐標軸之間的夾角,N為壓簧的總個數(shù)。

利用ei得出壓簧作用的行程ΔRi:

(7)

(8)

式中:上標1代表火箭,上標2代表衛(wèi)星。根據(jù)公式(6)、(7)確定所有壓簧的作用點位置,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個壓簧的變形長度。

2.3 衛(wèi)星分離動力學(xué)方程

星箭分離過程分為3個階段,第一階段為解鎖階段,即分離機構(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)星在分離機構(gòu)驅(qū)動下開始運動直到與分離機構(gòu)不接觸為止,此時由于衛(wèi)星與分離機構(gòu)接觸的原因,其動力學(xué)參數(shù)會有較大變化; 第三階段為飛行階段,即衛(wèi)星脫離分離機構(gòu)開始飛行。動力學(xué)中分析的重點階段為第二、三階段。根據(jù)剛體的動量定理和動量矩定理建立衛(wèi)星星箭分離的動力學(xué)方程。

(10)

(11)

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

3 分離機構(gòu)的安全性仿真分析

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

3.1 機構(gòu)材料性能對分離安全性的影響

分離機構(gòu)的靜力學(xué)性能是影響該機構(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)采用多個彈簧分離,利用多個彈簧的對稱布局,可以使分離機構(gòu)在箭體承力板上有更多的受力點,從而獲得較高的支撐強度,并且由于衛(wèi)星的質(zhì)心與分離機構(gòu)的幾何中心會有一定的偏差,多壓簧將會大幅提高分離準確度,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)緊力將會施加在分離機構(gòu)上。預(yù)緊力過小,壓簧受到的力不足以完成分離要求;預(yù)緊力過大又會對分離機構(gòu)的連接強度造成影響。本文以40 kg衛(wèi)星為例,計算其所需預(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為承載單元橫向動載下的作用力,F2為承載單元縱向過載下的作用力。在橫向動載條件下:

(12)

式中:F11為橫向動載情況下的分力。

這個階段已經(jīng)存在較為成熟的知識產(chǎn)權(quán)規(guī)則，人工智能創(chuàng)作程序的開發(fā)者可以對其設(shè)計開發(fā)的程序享有版權(quán)、專利或商業(yè)秘密，并通過銷售人工智能軟件或許可他人使用人工智能軟件獲益。對于純粹“人工智能創(chuàng)作”而言，由于程序的設(shè)計者無法預(yù)設(shè)創(chuàng)作結(jié)果，最多從算法設(shè)計、風(fēng)格選擇等思想層面對人工智能創(chuàng)作進行干預(yù)，因此不應(yīng)對人工智能生成內(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;彈簧個數(shù)為2。

(13)

則橫向動載情況下的分力F11為:

(14)

單個彈簧的分離力F12為101.84 N。

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

(15)

單個彈簧的分離力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。

將計算所得的預(yù)緊力用ANSYS進行力學(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)分離機構(gòu)承受395.84 N力時,壓簧的應(yīng)力最大處為237.85 MPa,根據(jù)《金屬機械加工工藝人員手冊》[10],60Si2Mn的屈服強度為1 200 MPa,大于仿真結(jié)果,因此可以認為在上述預(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)緊力對分離安全性的影響

設(shè)S為星箭分離過程中小衛(wèi)星與箭體的最小相對距離,按碰撞邊界設(shè)計規(guī)范要求,通常要求分離所需時間在1 s以內(nèi),并且S大于30 mm[12],否則在分離過程中會有相互碰撞的危險。

表1 分離機構(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)星分離過程。

然后在無動態(tài)擾動情況下分析衛(wèi)星的分離情況。無動態(tài)擾動情況是只考慮分離機構(gòu)受預(yù)緊力的影響,忽略其他擾動影響的情況。圖7為在ADAMS軟件平臺中導(dǎo)入的衛(wèi)星分離模型。在無動態(tài)擾動情況下,分離過程中衛(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對分離過程的影響。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)星與火箭開始分離,0.06 s時衛(wèi)星速度約為0.91 m/s,此時第二分離階段結(jié)束。0.4 s時衛(wèi)星Y方向位移約380 mm,大于最小相對距離S,且分離時間小于1 s,因此認為在無動態(tài)擾動情況下,設(shè)計的機構(gòu)是合理的。

3.3 分離機構(gòu)空隙對分離安全性的影響

在理想情況下,分離機構(gòu)中壓簧上方的推板是和衛(wèi)星完全接觸的,而在實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)星之間會存在接觸空隙,其對分離過程會產(chǎn)生影響。在ADMAS中,通過調(diào)整壓簧推板與衛(wèi)星之間的距離來人為制造空隙,以研究分離機構(gòu)空隙對分離安全性的影響。添加約束后再進行仿真,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,分離機構(gòu)中推板與衛(wèi)星之間的空隙越大,彈性勢能轉(zhuǎn)化成的動能就越少,分離速度越小。因此,減小分離裝置與衛(wèi)星之間的空隙,可以減少彈性勢能的浪費。

圖9 不同空隙下分離參數(shù)

4 結(jié)束語

本文設(shè)計的新型熱刀式解鎖分離機構(gòu)采用熱刀與承載單元直接接觸的方法,使機構(gòu)解鎖分離時間有效縮短,具有沖擊力小、污染小、輕便的優(yōu)點。通過對機構(gòu)中的分離系統(tǒng)進行靜力學(xué)仿真,校核出機構(gòu)中主要受力零件的材料強度是合格的。通過ADAMS仿真分析可知,在無動態(tài)擾動下,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,分離機構(gòu)的空隙越大,彈性勢能轉(zhuǎn)化成的動能就越少,衛(wèi)星的初始速度就越小,進而對分離進程產(chǎn)生負面影響。