在轨释放、分离载荷动力学仿真研究

舒 燕，李 志

（北京空间飞行器总体设计部，北京100094）

0 引言

某些航天器在飞行过程中需要完成对载荷的释放或分离任务，包括星箭分离、卫星的舱段分离和特殊有效载荷的释放、分离等[1]。载荷的释放、分离对航天器抗冲击性、姿态稳定性、快速姿态机动及稳定能力有很高的要求。大型载荷的释放、分离会对航天器平台造成较大冲击，并且分离前后航天器平台的质量、惯量以及质心位置都会发生较大的变化，给航天器平台的姿态控制带来困难。

针对此类载荷释放、分离问题，文章利用机械系统动力学仿真分析（Automatic Dynamic Analysis of Mechanical System，ADAMS）软件平台建立某载荷在轨释放、分离的动力学仿真模型，对其在轨释放、分离过程进行仿真研究，为载荷释放、分离方案设计提供参考。

1 在轨释放、分离载荷的特点

本文研究的载荷在轨释放、分离问题属于变结构、变质量、大干扰作用的多刚体动力学问题，具有以下几个典型的特点。

1）释放、分离的载荷为细长体构型，其体积、质量较大，内嵌于航天器平台，且安装位置偏离航天器几何中心，因此需考虑释放、分离过程中载荷与航天器平台的相互约束关系。

2）载荷释放、分离有方向和初速度要求，相比传统的星箭分离、舱段分离，载荷分离初速度较大（v≥2 m/s），因此要求分离机构能够提供较大的分离力。在载荷释放、分离的瞬间，机构动作将对航天器平台产生较大的干扰，而干扰力和力矩与释放、分离机构的特性和安装位置有关。此外，在载荷与平台之间存在运动耦合，需考虑其对释放、分离过程的影响。

3）由于载荷安装位置偏心，航天器释放、分离载荷后，其质量特性产生突变（平台质心偏移），需考虑质量特性变化对释放、分离过程的影响。

针对载荷在轨释放、分离问题，国内外已开展了许多相关研究[2-7]。这些研究的主要对象是沿中心轴线方向释放、分离的载荷，如飞船与运载火箭的相关分离[2,4-5]；或者载荷虽然不安装于多体几何中心，但是呈对称分布，因此载荷的对称释放、分离不会造成分离后航天器平台的质心偏移[3]。而本文的研究对象是偏离于多体几何中心的释放、分离载荷，是一个质量特性发生较大变化的多体动力学问题。文章针对这类问题开展了相关仿真研究。

2 载荷在轨释放、分离的方案

本文研究的问题是利用机构从航天器舱内释放、分离载荷。载荷释放、分离主要过程包括：首先打开航天器舱门，启动锁紧/释放机构，执行载荷释放、分离操作；其次分离装置工作，推动载荷沿分离方向运动并达到所需分离速度；最终完成与航天器平台的分离。

根据载荷释放、分离方向以及分离机构[8]的不同，有三种典型的释放、分离方案：火工品轴向分离方案，弹簧轴向分离方案，弹簧侧向分离方案。轴向释放、分离的特点是分离行程较长，通常需要增加导向装置，但需开启的舱门角度较小；侧向释放、分离的特点是分离行程较短，但需开启的舱门角度较大。

1）火工品轴向分离方案

该方案采用具有连接、释放与分离功能的火工品锁作为释放、分离机构，如图1(a)所示，其壳体与航天器平台连接，连接杆与分离载荷连接。当起爆器工作时，引燃主装药，产生的高压气体作用于活塞；活塞推动解锁杆剪断剪切销并沿分离方向运动，使锁块落下，完成载荷释放；活塞继续运动，推动解锁杆、连接杆和载荷运动，实现载荷分离。方案中的导向机构采用导轨、滑轮方案，导轨与航天器平台连接，滑轮配置在载荷上。

2）弹簧轴向分离方案

该方案的释放机构采用具有连接、释放功能的爆炸螺栓或火工品锁，其分离机构采用弹簧分离推杆，由弹簧和内、外套筒组成，如图1(b)所示。外套筒与航天器平台固连，端面设置限位卡环，防止分离时弹簧和内套筒被弹出外筒，并使弹簧工作在线性程度较好的区段；内筒外表面涂敷了固体润滑膜，分离时，内套筒在弹簧力作用下向外滑动实现分离。其导向机构同火工品轴向分离方案。

图1 分离机构示意图Fig. 1 Schematic diagram of two separation mechanisms

3）弹簧侧向分离方案：与弹簧轴向分离方案类似，只是其分离方向为侧向。

3 在轨释放、分离载荷动力学仿真分析

载荷在轨释放、分离的仿真研究选用ADAMS作为软件平台，通过虚拟样机建模实现载荷释放、分离的动力学和运动学仿真分析[9-10]。

3.1 仿真模型及参数

针对载荷在轨释放、分离机构的系统需要在ADAMS平台上建立相关模型，主要包括航天器平台模型，载荷模型，释放、分离机构模型。对于轴向释放、分离方案，还须建立导向机构模型。系统仿真模型单元及其大致约束关系如图2所示。

图2 系统仿真模型组成框图Fig. 2 System elements of the simulation model

1）航天器平台模型和载荷模型

将航天器平台和载荷视为刚体来建模，相关参数包括质量、质心位置和惯量。基准坐标系设定为Os-XsYsZs，平台与载荷在YsOZs面投影位置关系如图3所示，平台质心Oc的坐标为 (Xc, Yc, Zc)，载荷质心Op的坐标(Xp, Yp, Zp)。轴向释放、分离是指载荷沿 Xp轴方向分离，侧向释放、分离指载荷沿OsOp连线在YsOZs面内投影方向分离。

图3 平台、载荷位置关系示意图Fig. 3 Relative positions of the platform and the payload

2）分离机构模型及分离力

依据图 1所建立的弹簧分离推杆和火工品锁的ADAMS模型，其弹簧分离力和火工品分离力按照分离速度2 m/s的要求选取，如图4所示。

图4 分离力曲线图Fig. 4 The separation force curve

3）导向机构模型

针对轴向释放的较长分离行程，采用了图5所示楔形导轨、滑轮模型来约束载荷分离方向的运动，同时在横向上还可对载荷起到一定的约束作用。导轨配置在航天器平台上，滑轮配置在载荷上。导轨与滑轮之间存在运动学上的约束关系，使载荷沿预定的方向释放。在ADAMS模型中通过定义连续接触力来实现约束。

图5 导轨、滑轮模型图Fig. 5 Models of the slide rail and the pulley

导轨、滑轮间的正压力采用冲击函数法计算，它由两部分组成：一是两个构件之间相互切入而产生的弹性力，二是相对速度产生的阻尼力。系统的力学模型可定义为一种非线性弹簧，则正压力为

式中： C为弹簧阻尼；K为弹簧刚度；r为弹簧两端距离；S为弹簧行程；P为弹簧预载荷。

导轨、滑轮间非线性摩擦力可用库仑模型计算，则有

式中：N为法线方向压力；μ为摩擦因数。

式中：v是滑动速度；sv是静滑移速度；dv是动滑移速度；sμ是静摩擦因数；dμ是动摩擦因数。这些参数一般与构件的材质、加工方法、工况等因素有关，模型中选择系统默认值。

3.2 仿真分析

针对上述三种载荷释放、分离方案，分别开展了动力学仿真分析。3种方案的仿真结果见表1。

表1 3种分离方案仿真数据对比Table 1 Simulation data of three separation schemes

通过对比弹簧轴向分离与弹簧侧向分离方案的仿真数据可以看出：在达到相近分离速度的情况下，弹簧侧向分离机构对航天器平台的扰动较大。其原因之一是侧向分离的行程较短，载荷在较短的时间内脱离平台，使平台的惯量在很短时间内大幅减小；之二是侧向干扰力矩相对较大。

通过对比火工品轴向分离与弹簧轴向分离方案的仿真数据可以看到：在达到相近分离速度的情况下，若平台姿态无控制，则两种分离机构执行分离对平台姿态的影响接近；火工品分离的作用力作用时间较短而其幅值较大，弹簧分离的作用力时间较长而幅值较小，因此火工品分离机构对载荷的冲击较大。

针对载荷释放、分离的研究结果，文章选择了弹簧轴向分离方案。因为在相同分离速度要求下，这种方案中的载荷所受到的冲击小，对平台的姿态干扰也小。

3.3 仿真优化

针对选定的弹簧轴向分离方案进行仿真优化。在保证分离速度的前提下，为了进一步减小分离机构动作对平台的干扰，对方案中的导向机构进行了改进设计——即增加一组滑轮（如图6虚框中对应的第2滑轮组）。当图6中第2组滑轮与第1组滑轮的距离L按照最小安装间距（60 mm）取值时，则载荷释放时俯仰角速度由5.33 (°)/s减为3.09 (°)/s，偏航角速度由 3.28( °)/s减为 2.18( °)/s，角速度对比曲线如图7。因此，增加滑轮组可以减小载荷离开平台时相对平台的角速度。

图6 改进的导向机构图Fig. 6 Improvement of the slide rail and pulley mechanism

图7 导向机构方案改进前后角速度仿真结果对比图Fig. 7 The comparison of simulation results of angular velocity before and after improvement of the guiding mechanism

为进一步分析第2组滑轮与第1组滑轮的间距对载荷释放分离的影响，以间距L为变量，选取载荷相对平台角速度为目标进行参数优化仿真分析，结果如图8所示。由图8曲线可知：当L位于0.06～0.11 m之间时，随着L值增加，第3组滑轮离开平台时载荷相对角速度以及载荷与平台完全分离时刻（第 1组滑轮离开平台）的相对角速度呈减小趋势；当L位于0.11～0.16 m之间时，随着L值增加，第3组滑轮离开平台时载荷相对角速度呈减小趋势，而载荷与平台完全分离时刻的相对角速度呈增加趋势，且前者相对角速度小于后者。通过仿真分析得到：当L=0.11 m时，载荷与平台完全分离时刻的相对角速度最小，其俯仰角速度为 2.17( °)/s，偏航角速度为 1.19( °)/s，滚动角速度为 1.09( °)/s。

图8 载荷相对平台姿态角速度曲线Fig. 8 Relative angular velocity of the payload with respect to the platform

4 结论

通过对航天器在轨释放、分离载荷的动力学仿真研究，获得结论如下：

1）通过对三种释放、分离方案的仿真研究及仿真结果对比，认为弹簧轴向分离方案最适用于载荷在轨释放、分离，因为采用这种方案时在相同分离速度要求下，载荷所受到的冲击小，对平台的姿态干扰也小。

2）通过对载荷轴向释放方案中的导向机构改进设计——增加一组滑轮（第2滑轮组），可以大大地减小载荷分离时相对平台的角速度，且将第1滑轮组与第2滑轮组之间的距离L增加至0.11 m时，载荷分离时相对平台角速度最小。

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