力偶式星箭分離裝置方案設計及參數影響分析

王紫陽,王 惠,張 明

(1.南京航空航天大學飛行器先進設計技術國防重點科學實驗室,江蘇 南京 210016)

(2.北京宇航系統工程研究所,北京 100076)

近年來小衛星在通信、對地觀測、科學探索、空間物流等領域起著越來越重要的作用,其作為未來信息戰的基礎與國防安全息息相關,因此受到越來越多國家和機構的重視,成為研究熱點。但由于高昂的發射成本,小衛星的發展受到一定限制。為了降低衛星發射成本,加快小衛星部署,逐漸采用一箭多星的發射方式。相比單星發射,一箭多星發射在分離程序和分離方案上有較大差異,其分離距離小,結構較復雜,對分離方案的設計提出了更高的要求。

國內外學者對皮衛星、立方星等衛星的星箭分離系統做了大量研究。文獻[1]設計了一種基于球鎖原理的電磁分離系統,通過電磁鐵驅動鎖緊、釋放機構工作,具有良好的可靠性和廣泛的適用性;Nohmi等[2]針對香川大學開發的微型衛星KUKAI,設計了分離裝置,并在發射環境和微重力條件下進行了驗證;謝長雄[3]根據邊界連接關系將皮衛星分離系統分為皮衛星、艙門、框架、后板4個子結構,采用理論、仿真與實驗相結合的方法,對皮衛星星箭分離機構的基礎理論和關鍵技術進行了深入研究,設計了皮衛星星箭分離機構;文獻[4]～[6]在分離彈簧基礎上設計了不同的彈簧分離裝置,性能良好;江濤等[7]設計了一種星箭點式連接分離裝置,包括上轉接筒、下轉接筒、爆炸螺栓等結構,所述分離裝置沖擊小、成本低且研制周期短;王振威[8]針對小型航天器星箭分離,設計了一種新型非火工星箭分離裝置,由兩瓣式分瓣螺母實現夾緊連接和釋放分離功能,解鎖觸發驅動器采用直流電機,其承載大、釋放快、沖擊小且具備重復使用功能;張國強等[9]提出了一種星箭分離彈簧布局方法,根據衛星質心參數確定分離彈簧的位置,無需額外配重,提高了運載火箭發射能力的利用率;趙守強等[10]將形狀記憶合金(SMA)技術應用于分離裝置設計中,設計了SMA驅動的扭轉彈簧式分離裝置,沖擊小、無污染且可重復使用。

然而上述星箭分離裝置僅具有分離功能,有關兼具分離與衛星起旋功能的星箭分離裝置設計、分析鮮有報道。鑒于此,本文提出一種力偶式星箭分離裝置布局方案,對分離裝置進行了結構設計,并基于正交試驗分析法探討了分離系統各設計參數對分離過程的影響規律。

1 力偶式分離系統結構設計

分離系統包括上面級和4顆衛星(衛星1、2、3、4),如圖1所示。分離衛星稱為分離體,其他衛星與上面級組合稱為組合體,分離過程中分離體在分離裝置作用下產生繞自身縱軸的旋轉,并與組合體相對分離。

圖1 星箭分離系統布局

1.1 星箭分離總體方案

國內外現有運載火箭星箭分離通常采用彈射式、反推式以及旋轉式分離。本文上面級所搭載的衛星質量較小,且衛星在分離過程中需產生一定的起旋角速度,因此基于彈射式分離對星箭分離系統進行設計。該方案通過改變彈射分離裝置的安裝位置以及安裝角度,實現星箭分離與衛星起旋,結構復雜度較低且對衛星姿態的干擾較小。

每顆衛星安裝一套獨立的分離裝置,由一對分離沖量裝置組成,兩者軸線夾角為90°,兩個分離力在衛星底面的作用點相距Dhs。分離時由于分離沖量裝置軸線與衛星縱軸存在夾角(推力夾角為Ahs),分離沖量裝置作用在衛星的分離力被分解為沿衛星縱軸向上的分力FT1X、FT2X和沿作用點周向的分力FT1Z、FT2Z形成的力偶,使衛星與上面級分離并使衛星起旋。分離沖量裝置示意圖如圖2所示。

圖2 分離沖量裝置示意圖

1.2 分離裝置結構設計

分離裝置主要由分離解鎖裝置和分離沖量裝置組成。本文不考慮分離解鎖裝置的工作特性,將其解鎖過程簡化為固定副失效。分離沖量裝置的功能是提供兩體相對分離沖量,其性能優劣影響星箭相對分離速度、衛星起旋角速度、分離時間等。目前,常用于彈射式分離的分離沖量裝置有分離彈簧、火藥/氣動作動筒。分離彈簧在分離過程中通過釋放其自身儲存的彈性勢能使兩體分離,結構簡單、沖擊載荷小、成本低且可靠性高,但所提供的分離沖量有限,不適用于需要較大分離沖量的分離工況;火藥作動筒結構簡單緊湊,能提供足夠大的分離力,但沖擊載荷太大,且火藥爆炸過程會造成一定的環境污染;氣動作動筒沖擊載荷較小,也能產生較大的分離力。根據星箭分離系統總體參數,本文選取分離沖量較大的氣動作動筒進行參數設計。氣動作動筒結構示意圖如圖3所示。

圖3 氣動作動筒結構示意圖

氣動作動筒由氣缸、外殼、歧管支管、活塞組件、活塞桿以及安全銷組成。氣動作動筒端部球鉸與上面體通過鉸鏈相連,活塞桿與衛星底部沒有運動副約束,通過建立體接觸力相互作用。工作時,分離系統接收到分離指令,氣閥打開,高壓氣體通過歧管支管快速充入氣缸中,推動活塞組件向外運動產生分離力,將壓力能轉化為系統的動能。

為了減少活塞桿與衛星下底面之間的相對滑動,在衛星底面的分離力作用點處設計凹槽結構,活塞桿嵌入凹槽內,如圖4所示。

圖4 凹槽結構

2 星箭分離動力學建模

2.1 模型簡化

為了減少建模工作量并降低仿真過程的出錯概率,在建模前根據氣動作動筒的作動原理對其結構進行合理簡化,略去次要部件和不重要的細節結構,具體簡化內容如下:1)只保留氣缸和活塞結構,忽略其他次要部件和不必要的倒角結構;2)所有的部件均按剛體處理,保留部件的質量特性,忽略氣缸與活塞間的相互摩擦。合理簡化后的模型如圖5所示。

圖5 氣動作動筒簡化模型

2.2 分離動力學模型建立

根據星箭分離系統總體方案,在ADAMS/View軟件中建立星箭分離過程的虛擬樣機模型?；诜蛛x機構各部件間的運動關系在部件間建立相應的運動約束,具體見表1。

表1 各部件間的運動約束

由氣動作動筒的工作特性可知,活塞推力與活塞行程關系可用下式表示:

(1)

式中:F為活塞推力,Fpeak為峰值推力,Fend為作動筒完全伸出推力,S0為活塞最大行程,S為活塞行程。

在完成星箭分離系統三維建模后,添加相應的運動約束和作用力,最終得到星箭分離動力學模型如圖6所示。

圖6 多星星箭分離動力學模型

3 系統參數設計與分析

3.1 系統參數設計

分離系統參數對分離過程有重要影響,為了研究各參數對分離過程的影響并確定其初步取值,本節以衛星起旋角速度ωs和相對分離速度V為分離系統的性能評價指標,采用正交分析方法對分離系統參數進行仿真分析。

正交試驗分析法是研究多因素多水平設計問題的一種重要方法,根據正交性從全部試驗中選擇部分具有代表性的點進行試驗,這些點具有均勻分散、齊整可比的特點,試驗次數少,結論的可靠性較好[11]。本文正交試驗需要分析4個因素,每個因素取3個水平,選擇L9(34)的正交試驗計劃表,如表2,共進行9次仿真。相比81次全因素分析,仿真工況大大減少,極大減輕了設計工作量。

表2 分離系統正交試驗表

3.2 仿真結果分析

圖7～圖9所示為工況1下仿真結果。由圖7可知,初始時刻分離裝置處于鎖定狀態,0.010 0 s時解鎖裝置解鎖;隨著活塞向外運動,分離力逐漸減小,0.032 6 s后活塞到達最大行程位置,此時分離力由Fend驟降至零,衛星與組合體完成分離。由圖7～圖9可知,衛星起旋角速度及星箭相對分離速度曲線的變化規律與分離力曲線對應,在活塞向外伸出過程中,起旋角速度與相對分離速度快速增大,氣動作動筒停止工作后,兩曲線不再發生變化。

圖7 作動筒作用在衛星上分離力曲線

1)對衛星起旋角速度的影響分析。

對衛星起旋角速度的極差分析結果見表3。由表中結果可知,系統設計參數對起旋角速度的影響程度依次為最大活塞行程>作用點直徑>推力夾角>峰值推力。

表3 對衛星起旋角速度的極差分析表

圖10所示為各設計參數對衛星起旋角速度的影響趨勢。由圖可知,在其他條件一定的前提下,增大峰值推力會使分離過程中分離力分量形成的力偶增大,衛星起旋角速度增大?；钊屏κ顷P于最大活塞行程的函數,其曲線斜率與最大活塞行程成正比,因此最大活塞行程增大會導致分離過程中活塞推力增大,且最大活塞行程的增大使活塞做功時間增加,因而大大提高了分離后衛星起旋角速度。當推力夾角增大時,分離力分量形成的力偶增大,使起旋角速度增大,但分離過程中總推力未發生變化,只是改變了分離力在兩個方向的分量,因此推力夾角需慎重考慮。增大作用點直徑時,分離力及其在各方向上的分力均不變,但增大了力偶矩,因而起旋角速度增大,但作用點處凹槽結構對衛星結構受力情況不利,為了保證結構強度,凹槽邊緣與衛星邊緣應保持足夠距離。

圖10 設計參數對衛星起旋角速度的影響趨勢圖

2)對兩體相對分離速度的影響分析。

表4為對兩體相對分離速度的極差分析結果。由表中結果可知,系統設計參數對相對分離速度的影響程度依次為:作用點直徑>推力夾角>最大活塞行程>峰值推力,作用點直徑和推力夾角對相對分離速度有顯著影響。

表4 對兩體相對分離速度的極差分析表

圖11所示為設計參數對相對分離速度的影響趨勢。由圖可知,當分離系統其他參數不變時,增大峰值推力會使得分離力沿衛星軸向的分力增大,活塞所做的功增多,從而使相對分離速度變大。最大活塞行程增加不僅增大了分離過程中作動筒的推力,也增加了做功行程,從而使更多的氣體能量轉換為動能,相對分離速度增大,但受到結構限制,最大活塞行程不能太大。當增大推力夾角時,分離力沿衛星軸向的分力減小,導致相對分離速度變小。作用點直徑增大后衛星所受力偶矩增大,分離過程中力偶矩做功增多,但分離裝置所產生的總能量不變,因此平動動能減小,即兩體相對分離速度減小。

圖11 設計參數對相對分離速度的影響趨勢圖

3)設計參數取值。

通過正交分析結果可知,作用點直徑對星箭分離過程影響最為顯著,增大作用點直徑可有效增大起旋角速度,但受衛星結構限制較大。最大活塞行程、推力夾角以及峰值推力是對分離過程影響較大的3個設計參數,可設計空間較大,設計時可以組合考慮。通過分析設計參數影響規律及仿真結果,確定了一組分離系統設計參數,見表5。

表5 分離系統設計參數取值

4 結束語

本文提出了一種力偶式星箭分離裝置總體方案,對分離裝置和衛星下底面結構進行了設計,滿足衛星分離和起旋要求。建立了基于星箭分離裝置的星箭分離動力學模型,并采用正交設計方法對分離系統參數進行了設計分析。結果表明,作用點直徑對星箭分離過程影響最為顯著,增大作用點直徑可有效增大起旋角速度,但設計時需考慮凹槽邊緣處的結構強度。最大活塞行程、推力夾角以及峰值推力是對分離過程影響較大的3個設計參數,可設計空間較大,設計時可以組合考慮。