能量可调式小型化星箭弹簧分离装置结构设计及研究

2016-10-21任海辽唐杰宋林郁康士朋李新宽上海宇航系统工程研究所

国际太空 2016年9期

任海辽　唐杰　宋林郁康士朋　李新宽（上海宇航系统工程研究所）

任海辽唐杰宋林郁康士朋李新宽（上海宇航系统工程研究所）

弹簧分离装置是星箭分离系统的重要组成部分，其性能直接影响星箭分离速度、分离姿态、分离安全性。针对2015年用长征-6火箭的“一箭二十星”发射小型化、轻量化和分离姿态可控的要求，我们提出了一种工作输出能量可调式小型化星箭弹簧分离装置，相比于常规弹簧分离装置，其质量减轻30%以上，高度降低40%以上，安装空间节省50%以上。针对卫星质心偏移问题，通过调节弹簧行程，可有效调节卫星分离姿态。

1　引言

随着航天型号产品日益增多，小型化、轻型化的卫星平台是未来发展的一大趋势，此类卫星多以“一箭多星”形式发射，尤其是长征-6火箭“一箭二十星”发射，卫星在火箭上的安装形式多样，对星箭分离装置提出更高的要求，尤其对分离装置质量、高度、安装操作空间以及卫星分离姿态要求更高。

传统弹簧分离装置

目前星箭分离装置主要有两种形式，即弹簧分离装置和火工分离装置。火工分离装置主要应用于大、中型卫星的分离，弹簧分离装置具有性能稳定、易于地面检测控制、工作时冲击小等优点，已广泛应用于中、小型卫星分离。传统弹簧分离装置由压缩弹簧、弹簧壳、活塞、工艺螺杆和盖组成，安装在适配器上端腹板上，使活塞在压缩弹簧的作用下顶在卫星底板上。当星箭解锁时，活塞顶杆通过压缩弹簧贮存的势能推动卫星分离，卫星获得相对的分离速度实现星箭分离。

传统的弹簧分离装置质量大、尺寸大，安装调试操作空间大，安装调试不便，难以满足小型化、轻量化的应用需求。

卫星受自身轻量化限制，需要在较短的时间内完成姿态矫正，“一箭多星”发射技术日趋成熟，为了保证多颗卫星分离彼此不发生碰撞，需要严格控制卫星分离姿态。传统的弹簧分离装置通过控制导向段配合精度、选配弹簧推力等措施控制卫星分离姿态。导向段配合尺寸间隙不宜过小，间隙过小容易出现摩擦力过大影响弹簧效率，甚至出现“卡死”现象，导致星箭分离失败。弹簧选配需要生产大批量的产品，实测推力值，根据卫星质量特性情况开展选配工作，耗费大量人力、物力。甚至出现卫星质心位置实测结果偏离过大，弹簧选配无法满足设计要求，影响型号研制进度的情况。

本文提出一种工作行程可调节、轻量化、小型化弹簧分离装置。

2　结构设计

对传统的弹簧分离装置高度方向进行分析，发现弹簧分离装置导向段-工作行程-负载高度呈串联排布。将这几个尺寸实现并联排布将大大降低高度，提出将活塞反装，做成顶帽结构，实现向段-工作行程与负载高度实现并联排布。弹簧的导向形式由外导向薄壁圆筒结构更改为内导向筒结构，导向筒上半部分开导向孔，与活塞拉杆配合作为分离装置的导向段。

控制卫星姿态措施主要有控制弹簧推力偏斜量、控制弹簧的释放能量。弹簧推力偏斜量通过控制导向段配合间隙实现，受加材料性能和工工艺水平限制，导向段间隙过小影响整个装置的性能和功能。影响弹簧释放能量的因素主要有两个：弹簧刚度、工作行程，其中弹簧生产制造完成后，弹簧刚度是定值，弹簧行程可调成为不二之选。

传统弹簧尺寸链示意图

活塞拉杆延伸到导向筒下端挖空段，底端设计成螺柱安装自锁螺母。自锁螺母上端面和导向筒导向段下端面距离为压缩弹簧可运动区间，即为分离装置的工作行程。自锁螺母上下均预留调节量，根据卫星的实测质量特性可调节自锁螺母的安装位置，实现弹簧分离装置工作行程可调节，使弹簧行程和卫星质量特性匹配，有效控制卫星分离姿态。在弹簧分离装置底端配备锁紧螺母，实现对非工作状态弹簧分离装置的锁定。综上所述，可调试型弹簧分离装置由弹簧支座、导向筒、活塞、压缩弹簧、螺母以及收紧螺母组成。

可调式弹簧分离装置

空间包络对比情况

该设计过程实现了弹簧分离装置轻量化、小型化，以某星弹簧分离装置为例进行对比分析，在弹簧性能参数完全一致的情况下装置高度由126mm降低到64mm，安装操作空间高度由162mm降低到69mm，分别降低了49.2%、57.4%；质量由255g降低为156g，降低了38.8%。

3　工作原理

可调式弹簧分离装置工作原理：压缩弹簧套在导向筒上，活塞拉杆穿过导向筒中间导向孔，向下压活塞弹簧被压缩，储存能量。卫星对接完毕，拆除底端的收紧螺母，活塞在压缩弹簧的作用下顶在卫星底板上，星箭解锁时，压缩弹簧通过活塞推动卫星分离，弹簧释放能量，卫星获得相对的分离速度实现星箭分离。

理论上卫星分离姿态平稳，各弹簧对卫星质心合力矩矢量和为零，考虑到弹簧力和卫星质心存在偏差，无法保证卫星上合力矩始终为零。弹簧分离装置对卫星分离姿态的精确控制以弹簧组对的形式实现。根据卫星质心实测结果，调节弹簧行程，选取子星迹向分离模式，在机械系统动力学自动分析（ADAM S）平台下对分离过程中的运动情况进行仿真，实现对卫星姿态的分析和预测。

弹簧分布示意图

以某卫星为例，采用4套弹簧分离装置，弹簧行程22mm，均匀分布分布圆直径为Φ200mm，卫星质心横移量（3.1mm，-1.5mm），将1号弹簧行程缩短4mm，将3号弹簧行程缩短2mm，考虑卫星质心偏差、弹簧行程及推力偏差、弹簧安装位置偏差等因素。

分离速度为0.9 6m/s，弹簧作用时间为37～42m s。初始阶段，弹簧对卫星质心的合力矩不为零，推动卫星加速旋转，当1、3号弹簧分离装置达到最大行程后，2、4号弹簧分离装置仍继续工作，从而导致卫星旋转加速度反向迅速增大，分离角速度快速降低，实现卫星的平稳分离。以绕Y轴为例，卫星分离过程中角速度最大为7.75（°）/s，最终调整为0.55（°）/s。

4　试验情况

为了验证分离弹簧分离装置功能、性能以及结构设计正确性，进行了地面模拟验证试验。试验包括振动、分离试验。

首先在振动台上进行整个分离装置的鉴定级振动试验，振动试验前手动解锁弹簧分离装置，测量分离装置的工作行程。振动过程中，弹簧分离装置处于打开状态，振动试验完成后，直接进行分离试验。为降低外界干扰，分离试验采用一分离体固定，另一分离体自由落体的方式，解锁后被分离体作自由落体运动。分离过程通过高速摄影测试分离速度和分离姿态，分离试验过程中架设4台高速摄影，拍摄位置正对星的4个象限，2台高速摄影为一组，通过测量星体的速度差来测试分离体的姿态。

振动试验过程弹簧分离装置未见异常现象，分离试验后测试弹簧装置工作行程，和试验前无变化。受火工品分离冲击的影响，分离时刻卫星体存在振动，未能精确测试到卫星旋转曲线。测试到了卫星脱离弹簧分离装置后的分离姿态，去除重力因素，得到分离速度和分离角速度试验分析结果和仿真计算数据对比情况。试验结果和仿真结果吻合度较好，验证了弹簧分离装置设计的可行性和合理性，其中受设备测量精度、火工品同步性等因素影响，结果存在一定偏差。