包带式星箭解锁装置预紧力影响因素分析

张文明 李委托

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

1 引言

包带式星箭解锁装置安装在卫星与火箭之间，用于两者的连接与解锁。在卫星地面运输以及发射过程中，星箭解锁装置应能确保卫星与火箭的可靠连接；当卫星发射至指定高度后，能按指令解除卫星与火箭之间的约束，为星箭分离作好准备［1］。

包带式星箭解锁装置预紧力是星箭解锁装置重要的设计参数之一，直接决定着卫星与火箭之间连接的可靠性。预紧力的大小是依据卫星的质量特性和发射时的载荷确定的。由于包带与被连接件的材料不同，因此在星箭解锁装置安装后，其包带预紧力大小会受外界环境条件的影响。为保证在地面运输和发射过程中星箭之间的连接强度和刚度要求，必须准确计算包带的预紧力，并考虑各种因素对其大小的影响。

星箭解锁装置装在卫星上后，现场环境温度一般控制较严，在15～25 ℃之间，同时相对包带已施加的预紧力，外载荷所引起的包带预紧力变化量有限，因此，通常在计算包带预紧力时，很少考虑温度和外载荷的影响。星箭解锁装置安装后，温度和外载荷是影响其包带预紧力大小的主要因素。目前，国内还没有针对这些影响因素开展研究。本文就温度和外载荷影响包带预紧力变化的问题进行了分析，并推导出包带预紧力变化的计算公式。结合某卫星包带式星箭解锁装置的静力试验，对分析结果进行了验证。

2 包带式星箭解锁装置组成及工作原理

包带式星箭解锁装置主要由包带、夹块、爆炸螺栓等零部件组成，安装状态如图1所示。其工作原理是：用多个“V”型夹块将卫星与火箭的对接框夹住，再由沿圆周方向箍紧的包带约束夹块，包带之间采用爆炸螺栓连接。通过爆炸螺栓对包带施加预紧力，使V 型夹块压紧对接框，从而实现星箭的可靠连接。卫星在地面运输和动力飞行时，由包带、夹块和爆炸螺栓承受连接载荷。当星箭需要分离时，给爆炸螺栓供电，引爆爆炸螺栓，使其从预置沟槽处断裂，进而释放包带预紧力，并带动包带、夹块脱离星箭的对接框，解除两者的连接状态，完成星箭之间的解锁，为星箭分离作好准备。

图1 包带式星箭解锁装置安装示意图Fig.1 Sketch map of V-clamp band assembly

3 包带预紧力影响因素分析

3.1 预紧力计算

卫星发射过程中，包带式星箭解锁装置应能承受卫星质心过载载荷条件，保证卫星与火箭的可靠连接，满足两者之间的连接强度和刚度要求。

卫星与火箭对接面处的载荷，可分解为作用在对接面上的轴向载荷P、横向剪力Q 和弯矩M，如图2所示。包带最小预紧力Fmin为［2-3］

式中：K 为修正系数；n为夹块数量；Δφ为单个夹块所占的周向角；R 为对接框半径；f1为两框之间的摩擦系数；θ为夹块内角；f为夹块与框之间的摩擦系数。

图2 包带式星箭解锁装置受力分析示意图Fig.2 Sketch map of analysis of forces acting on V-clamp band

3.2 影响因素分析

3.2.1 温度影响

包带式星箭解锁装置的包带，通常采用钛材或钢材，卫星和火箭对接框、夹块通常采用铝合金材料，两者的热胀系数不同；因此，在卫星和火箭对接框上安装包带式星箭解锁装置后，包带的预紧力会随温度的变化而变化。设由温度变化引起的包带预紧力变化为ΔFt，则在温度变化时，对接框与夹块组合体的径向变形为

式中：D 为包带围成的圆直径；α1为对接框、夹块材料的热胀系数；ΔT 为温度变化量；对接框与夹块组合体的拉压刚度k1≈E1·A，其中E1为铝合金材料的弹性模量，A1为对接框横截面面积。

包带的径向变形为

式中：α2为包带材料热胀系数；包带的拉伸刚度k2＝E2·A2，其中E2为包带材料的弹性模量，A2为包带横截面面积。

因为Δ1＝Δ2，所以由式（2）和式（3）可得

3.2.2 外载荷影响

卫星和火箭对接框的接口形式见图1。卫星在发射过程中的动、静载荷作用在星箭对接面上，形成对接面上的轴向拉压载荷、弯矩及横向剪力。其中：弯矩作用于对接面时，会对对接框产生沿圆周方向对称分布但方向相反的作用力，即对接框一边受拉，另一边受压；另外，对接面处的横向剪力由2个对接框的抗剪锥面承受，可在此忽略弯矩和横向剪力对包带预紧力的影响。对接框受轴向拉压载荷时，会沿横向（直径方向）变化，其值与材料的泊松比μ 相关，这些变化会对包带预紧力产生影响。

假设对接框内、外直径分别为d1和D1，卫星承受轴向载荷时，对接框沿轴向的应变［4］为

式中：A1＝

对接框沿径向的应变为

设包带预紧力变化量为ΔF，对接框沿径向变化量与包带沿径向变化量应相等（忽略夹块的微量变化），即

式中：由轴向载荷P 引起的对接框直径变化Δ3＝D1·μ·ε1。

由式（7）可得

4 静力试验

4.1 试验描述

某卫星采用了1194型包带式星箭解锁装置，对应的对接框接口直径为1194mm，沿对接框圆周方向均分布3根包带1＃、2＃和3＃，包装安装位置见图3。

图3 包带安装位置示意图Fig.3 Sketch map of band position

在静力试验过程中，采用卫星质量模拟件，卫星与火箭之间的对接框为真实状态，安装见图4。根据卫星质量特性（质量、质心高度）以及质心处过载，计算对接面上的力，然后根据式（1）计算包带预紧力，为33kN，实际加载控制在33～35kN。安装包带式星箭解锁装置时，通过对连接相邻2根包带的爆炸螺栓逐渐加载，达到包带预紧的目的。加载过程中，利用贴在包带表面上的若干应变片来测量包带的应变，进而得到包带的预紧力。

图4 静力试验加载示意图Fig.4 Sketch map of static test load

如图4所示，卫星模拟件与火箭对接框通过星箭解锁装置连接在一起，并通过火箭的对接框固定在试验台上。在卫星模拟质心处沿X 轴、Z 轴 或Y轴、Z 轴方向施加载荷［5-6］，共进行3组试验，每组试验分别进行2次，试验条件见表1。

表1 静力试验工况Table 1 Static test states

4.2 试验结果及分析

4.2.1 温度试验

在温度试验过程中，分别对20℃和32℃温度下的包带预紧力进行测试，测试结果见表2。对接框（铝合金）的热胀系数α1＝2.36×10-5／℃，横截面面积A1＝1.08×10-2m2，铝合金材料的弹性模量E1＝7.0×1010Pa；包带（钛合金）的热胀系数α2＝1.02×10-5／℃，包带横截面面积A2＝1.0×10-4m2，钛合金材料的弹性模量E2＝1.05×1011Pa［7］，由式（4）计算得到温度变化所引起的预紧力变化量（见表2）。从表2的数据可知：在温度变化时，包带预紧力变化计算值与实测值相差2.8%～4.3%，包带预紧力试验结果与计算结果基本一致。

表2 温度影响包带预紧力测试结果Table 2 Test results of band preload with temperature influence N

4.2.2 静力试验

按图4所示加载方法和表1中的加载载荷进行静力试验。加载前后测得的包带预紧力，以及根据表1所示载荷条件和星箭解锁装置接口尺寸，按照式（8）计算得到的不同外载荷下预紧力的变化量（其中铝合金的泊松比μ＝0.33），见表3～表5。

表3 第1组测试结果Table 3 Results of Test 1 N

表4 第2组测试结果Table 4 Results of Test 2 N

表5 第3组测试结果Table 5 Results of Test 3 N

从表3～表5中的数据可以看出：在外载荷作用下，对接面上的压力越大，预紧力增加越大，计算值与试验结果变化趋势一致，计算值与实测值相差11.5%～23.5%。经分析，存在偏差的原因有两个：一是包带预紧力测试采用应变片，存在测量误差；二是本文中的包带式星箭解锁装置由3 根包带组成，静力试验时，对接面处的弯矩和横向剪力使每根包带的受力不同，而理论计算每根包带上预紧力变化非常困难，为简化计算，预测预紧力的变化趋势时，文中采用3根包带预紧力的平均值进行分析，忽略其弯矩和横向剪力的影响，因而产生误差。

5 结束语

本文分析了温度和外载荷对包带预紧力的影响，推导出了计算方法，结合某卫星静力试验对该计算方法进行了验证。结果表明：在温度变化时，包带预紧力变化计算值与实测值相差2.8%～4.3%；在外载荷作用下，对接面上的压力越大，预紧力增加越大，计算值与试验结果变化趋势一致，计算值与实测值相差11.5%～23.5%。

包带式星箭解锁装置装在卫星上后，温度和外载荷均会引起包带预紧力的变化。在计算预紧力时，不但要考虑整星的质量特性、卫星发射时的过载载荷，还要根据卫星所经历的温度、力学环境估算包带预紧力的变化量，以确保包带预紧力在各种环境条件下均满足设计要求，进而保证卫星与火箭间的可靠连接。本文提出的计算方法，对包带式星箭解锁装置的预紧力计算具有一定的参考价值。

（References）

［1］国防科学技术工业委员会.GJB 2499A-2006 包带弹簧式星箭连接分离装置通用规范［S］.北京：国防科学技术工业委员会，2006 Commission of Science，Technology and Industry for National Defence.GJB 2499A-2006General specification for clamp band-spring satellite-launcher release device［S］.Beijing：Commission of Science，Technology and Industry for National Defence，2006（in Chinese）

［2］陈烈民.航天器结构与机构［M］.北京：中国科学技术出版社，2005 Chen Liemin.Spacecraft structure and mechanism［M］.Beijing：China Science ＆Technology Press，2005（in Chinese）

［3］NASA.NASA-STD-5001Structural design and test factors of safety for spacecraft hardware［S］.Washington D.C.：NASA，1996

［4］刘鸿文.材料力学教程［M］.北京：机械工业出版社，1993 Liu Hongwen.A course in material mechanics［M］.Beijing：China Machine Press，1993（in Chinese）

［5］国防科学技术工业委员会.GJB 1027A-2005 运载器、上面级和航天器试验要求［S］.北京：国防科学技术工业委员会，2005 Commission of Science，Technology and Industry for National Defence.GJB 1027A-2005Test requirements for launcher，upper-stage，and spacecraft［S］.Beijing：Commission of Science，Technology and Industry for National Defence，2005（in Chinese）

［6］NASA.NASA-STD-7002Payload test requirements［S］.Washington D.C.：NASA，1996

［7］曾正明.实用工程材料技术手册［M］.北京：机械工业出版社，2002 Zeng Zhengming.Practical engineering material handbook［M］.Beijing：China Machine Press，2002（in Chinese）