新型热刀式锁紧释放装置设计与试验

曹长明, 关富玲, 黄 河, 朱术华

(浙江大学 空间结构研究中心,浙江 杭州 310058)



新型热刀式锁紧释放装置设计与试验

曹长明, 关富玲, 黄 河, 朱术华

(浙江大学 空间结构研究中心,浙江 杭州 310058)

为确保小型航天器预应力可展开结构的锁紧释放可靠,设计一种新型的热刀式锁紧释放装置.介绍装置的基本原理及构造,改进热刀电热元件的设计,对热刀装置进行热仿真分析与电热性能测试.通过锁紧捆绳的参数对比与试验,选择Dyneema绳并说明捆绳蠕变控制方案.设计试验研究捆绳预紧力与收拢锁定状态结构基频及平均熔断时间的关系并确定捆绳预紧力的准确值,提出标准化的预紧力施加装置及施加方案.在各种工况下进行解锁功能试验,均可顺利解锁可展开结构,验证装置的可行性.

热刀；锁紧释放装置；可展开结构；热仿真；预紧力；解锁功能

随着航天技术的发展,越来越多的航天器需要在轨展开,而这些可展开的航天器结构需要设置相应的锁紧释放装置.该装置是用于航天器发射时实现本体和附件或者部件与部件之间的紧固连接,且入轨后又按既定要求解除约束的机械装置[1].由于航天器部件的质量及其对冲击环境的敏感性不同,需要的锁紧释放装置也有所不同.根据不同的解锁方式,锁紧释放装置可以分为火工装置和非火工装置.火工装置是航天器上最早使用,也是最常用的锁紧释放装置,具有重量轻、体积小、比能量大、可靠性高、可实现多点同步解锁释放等突出优点,但其也有一些不可克服的缺点,如：解锁时对结构产生较大的解锁冲击、爆炸后产生的气体存在化学性污染、一次性使用、成本高等,已不适用于某些航天器.与火工装置相比,非火工装置一般具有冲击小、无污染、可重复使用、成本低等优点.因此,非火工装置的应用研究受到了越来越多的关注[1-2].

热刀式锁紧释放装置是一种典型的非火工装置,相比火工解锁装置,具有显著的优势,如：对电磁干扰不敏感、解锁冲击小、污染小、结构简单、可多次重复试验等,具有很高的应用价值.2001年，美国NASA/Goddard Space Flight Center已经开始了这方面的研究[3].Fokker 公司开发的热刀解锁机构使用的是一种Kelar/Aramid (700 ℃时开始弱化)[4-6].这种装置在欧洲被广泛使用,可以用于释放各种可展开的太空附属物[7].2009年发射成功的欧洲航天局“普罗巴-2”号小卫星的太阳能电池组阵系统中已经成功应用了该项技术[8].荷兰的Dutch Space也对热刀式锁紧释放技术做了深入的研究[8].姜水清等[9-10]曾展开了热刀致动解锁技术的研究和原理样机的研制,并研究了其释放可靠性验证试验及评估方法.2012年发射成功的国防科大xx卫星采用该项技术,实现卷尺天线的解锁[11].目前,国内外的热刀式锁紧释放技术都主要是利用高温共烧陶瓷电热元件(刀片形结构)切断凯夫拉绳(熔点大于500 ℃),但其构造相对复杂,质量、体积、所需功率和工作电压均较大.由于热刀刀片形结构较尖锐,在与捆绳接触时,振动摩擦容易造成彼此间的损坏,且对捆绳的蠕变和张力敏感.这些因素都在严重制约着热刀式锁紧释放装置的应用.

本文基于新式微小卫星预应力可展开结构平台,设计一种新型的热刀式锁紧释放装置,研究装置的原理并系统分析相关参数,为预应力可展开航天器结构的锁紧释放提供一种可选择的技术途径.介绍装置的原理与构造,对捆绳的参数进行分析和试验,并且确定预紧力的值,提出一种标准化的预紧力施加装置和方案,并且进行解锁功能试验,验证了方案的可行性.

1 系统组成及工作原理介绍

1.1 应用背景

所研究的一种新型热刀式锁紧释放装置,应用于某新式微小卫星预应力可展开结构平台[12]的收拢压紧及解锁展开,如图1所示.该微小卫星为边长25 cm的正立方体,可展开结构及附件收拢状态包络尺寸为26.3 cm×26.3 cm×17.4 cm.展开状态为边长80 cm的正六边形平面桁架,结构通过各节点处扭簧的弹性能释放驱动展开.

热刀式锁紧释放装置设计指标如下：

1) 环境温度-100～100 ℃；

2) 功耗不大于30 W,电流不超过2 A；

3) 质量不大于50 g；

4) 释放时间不超过90 s.

图1 微小卫星可展开结构平台示意图Fig.1 Schematic diagram of deployable platform inmicro-satellite

1.2 系统组成及工作原理

热刀式锁紧释放装置包括热刀、热刀支座、限位装置、“8”字形铝接头和捆绳，如图2所示.其中,热刀安装固定在热刀支座上,2把热刀与2处限位装置正交对称布置.热刀支座及限位装置通过抽芯铆钉铆接在可展开结构碳纤维薄壁杆件上,2把热刀为冷备份冗余设计,保证了可展开结构解锁释放的可靠性.捆绳以一定的预紧力将航天器结构锁紧,捆绳端部采用捏扁“8”字形铝接头连接.释放时,通过外接电源使热刀发热,当热刀温度达到捆绳的熔点时,与热刀接触的部分纤维开始断裂,捆绳的抗拉强度开始下降.同时捆绳中的拉应力和结构自身预应力加速纤维断裂,这种破坏持续到所有捆绳纤维断裂,从而解锁并释放可展开结构.航天器结构通过自身的弹性能部件驱动展开.

图2 热刀式锁紧释放装置布置示意图Fig.2 Schematic diagram of arrangement of thermal knife restraint-release device

1.3 热刀与限位装置的构造与设计

热刀的电热元件为圆筒形,与传统刀片型电热元件相比,降低了发射过程中,在剧烈的振动环境下与捆绳之间的相互摩擦损坏.由于预应力可展开结构自身扭簧弹性能的存在,捆绳紧紧的压在热刀上,增加了对捆绳蠕变的抵抗能力,即提高了锁紧可靠性.热刀具体构造如图3所示.

图3 热刀装置的构造示意图、模型及实物图Fig.3 Structure diagram, model and physical map of thermal knife device

热刀电热管的不锈钢护套管内部中央设置螺旋电热丝和引出导线接头,其余空间填充有结晶氧化镁粉末,并用缩管机将管径缩细使氧化物介质密实(密度可达3.3 g/cm3),同时确保电热丝与空气隔绝且不碰及管壁.管口两端用硅橡胶封口.

电热管直径为6 mm,长30 mm,用M1.5×5的螺丝通过螺纹孔将其压紧在由绝热耐高温的聚酰亚胺材料制成的热刀支座上.

限位装置构造如图4所示,为2个铝制圆片,外径为10 mm,厚3 mm圆片中心开有直径为3.2 mm的小孔,抽芯铆钉通过圆孔将圆片铆接在碳纤维杆薄壁上.固定好的两圆片间隙为4 mm,3 mm捆绳卡在两圆片间.

图4 限位装置设计图及实物图Fig.4 Design and real object of limit device

1.4 热刀装置热仿真分析与电热性能测试

在太空的真空环境下,不存在对流热量,因此热刀主要以热传导的方式将电热管的能量传递给捆绳.此外,热刀对捆绳加热过程中还向外辐射热量,与热刀支座间也存在热传导.因此,需要对热刀装置的加热过程进行热仿真分析,充分考虑外空间热环境,分析结果如图5所示.

仿真结果图6显示(t为通电时间,θ为温度),

图5 热刀装置热仿真分析Fig.5 Thermal simulation and analysis of thermal knife device

图6 电热元件外表面的升温曲线仿真图Fig.6 Simulated heating curve of external surface inelectric heating element

在太空环境下,对电热元件通电86 s,其外表面温度从-100 ℃升温到300 ℃.即每秒钟升温约4.65 ℃.

室温下,在热刀解锁功能试验中,实测得到电热元件外表面的升温曲线(见图7，线1～4代表4次独立试验结果),且测得平均解锁时间为38 s(见表3).

图7 电热元件外表面的升温曲线实测图Fig.7 Measured heating curve of external surface inelectric heating element

实测结果显示,电热元件外表面从25 ℃升温到300 ℃,约需60 s,即每秒升温4.58 ℃.根据平均解锁时间38 s以及图7可以判断,当电热元件外表面温度达到170～240 ℃时,电热元件即可将捆绳熔断.

电热元件在真空中与大气中加热效率基本一致,在真空中略高,约为大气中的101.5%.

根据图6推算在真空下,电热元件外表面升温到170～240 ℃所需时间为58～73 s.实际测得为72 s解锁(如表3所示).证明该仿真结果合理可信.

2 锁紧捆绳参数分析与试验

2.1 捆绳的选择

根据热刀熔断捆绳的解锁方案和微小卫星有限的供电能力,捆绳应选用熔点低、强度高、蠕变低的有机材料.基于表1[13],选用由超分子量聚乙烯纤维(UHMWPE)制备而成Dyneema绳,直径为3 mm.

表1 UHMWPE、Kevlar、高模碳纤维(HMCF)3大特种纤维的性能对比

Tab.1 Performance comparison of three special fibers: UHMWPE、Kevlar、high modulus carbon fiber(HMCF)

纤维ρ/(g·cm-3)σ/GPaε/%K/℃UHMWPE0.973.03.0～4.5150Kevlar1.442.93.6350HMCF1.852.31.5360

如表1所示(ρ为密度,σ为拉伸强度,ε为断裂伸长率,K为熔点),Dyneema绳力学性能优于其他纤维.并且其具有高结晶度,化学性能稳定,耐低温、耐水、耐湿、耐化学腐蚀、耐紫外线性能好,短时间暴露于110 ℃环境也不会造成严重的性能降低,且抗蠕变性能优异(在22 ℃,最大破断力的20%负荷下,蠕变为10-2%/d).

2.2 捆绳的蠕变控制

捆绳在锁紧航天器时具有一定预紧力,从锁紧状态到发射再到在轨解锁展开需历时较长,因此捆绳的蠕变性能是本装置系统里的重要参考指标.基于UHMWPE的纤维特点,采用高聚物蠕变理论[14]进行分析.从分子运动和变化的角度来看,蠕变由普弹形变(ε1)、高弹形变(ε2)和黏流形变(ε3)3个部分组成：

式中：σ为捆绳的应力,E1为普弹形变模量,τ为松弛时间,有τ=η2/E2,η2为链段黏度,E2为高弹模量,t′为蠕变时间,η3为本体黏度[15].

根据式(3)可知预紧力过大产生的蠕变也会增大.为保证足够的预紧力使捆绳与热刀紧密接触,采用预拉伸法[15]以提高UHMWPE纤维的力学性能和抗蠕变性.具体方法参照NASA/Goddard Space Flight Center的研究成果,即通过加载捆绳到其破断力的70%并且保持负载3 min的持续时间,加载如此重复10次[7],使其3个月内仍然能保持足够的预紧力.

图8 捆绳预加载处理Fig.8 Preloading process of cord

2.3 捆绳预紧力的确定

为了避免捆绳产生过大蠕变且保证足够预紧力使捆绳与热刀紧密接触,需要确定捆绳的预紧力.除了上述因素以外,影响捆绳预紧力的参数主要是结构基频和平均熔断时间.

采用不同捆绳预紧力锁紧结构分别进行振动台扫频试验(见图9)和热刀熔断展开试验(室温25 ℃).为避免锁紧状态下的可展开结构杆件之间的碰撞,在构造上设置如图10所示的黏弹性接触件以保证结构整体刚度.

图9 不同捆绳预紧力锁紧结构的扫频振动试验Fig.9 Frequency scanning vibration test of restraint structure with different cord’s pre-stresses

试验得到各组扫频曲线(见图11,其中f为结构基频,a为加速度),试验数据如表2所示,同时可以得到捆绳预紧力与结构基频(f)或平均熔断时间(t″)的关系曲线(见图12、13).

从图12(F为捆绳预紧力)可知,收拢锁紧状态下,可展开结构的基频与捆绳预紧力密切相关,可分为3种状态：

1)当捆绳预紧力小于50 N时,曲线1走势变化不明显,可判断可展开结构杆件之间还未完全接触,即黏弹性接触件还未发挥有效作用；

2)当捆绳预紧力介于50～80 N时,曲线1走势为线性正相关,可判断杆件之间处于紧密接触状态,即黏弹性接触件开始发挥有效作用；

表2 结构基频及平均熔断时间测试结果

Tab. 2 Test results of structural structural basic frequency and average melting time

序号F/Nf/Hzt″/s13055.451.024056.149.435045.844.046068.747.057094.743.9680118.741.3790117.034.18100121.036.2

图12 捆绳预紧力与结构基频、平均熔断时间的关系曲线Fig.12 Relation curve of cord’s pre-stress, structural basic frequency and average melting time

3) 当捆绳的预紧力大于80 N时,曲线1走势变化趋于平稳,可判断结构基频增加不明显,即杆件之间的黏弹性接触件发挥有效作用,结构形成近似刚性整体,处于稳定收拢状态.由曲线2走势为逐渐降低,可判断捆绳平均熔断时间与捆绳预紧力呈负相关的关系.

根据上述试验结果,同时考虑运载发射阶段锁紧结构的基频要求(>100 Hz),综合考虑捆绳蠕变、杆件承载力等因素,确定捆绳预紧力100 N(控制精度为±3 N).

3 装置操作原理

为了实现捆绳预紧力施加过程的标准化,研制了捆绳预紧力施加系统(见图13),并确定施加方案.施加方案的主要原理是利用捆绳绕圆周的切向力通过花篮螺栓进行调节,并由数显拉力计反馈从而施加.关键点是竖向施加,保持捆绳竖直穿过“8”字形铝接头,且与收拢状态的结构的圆周相切.

图13 捆绳预紧力施加系统Fig.13 Preloading system of the cord

捆绳预紧力施加方案步骤如下：

1) 用普通绳子将可展开结构初始预紧；

2) 整星水平放置在卫星工装平台上,再将Dyneema绳两端沿相对方向穿过“8”字形铝制接头后形成环状,经过限位装置和热刀装置,捆扎在可展开结构外表面；

3) 将Dyneema绳上下两端分别与预紧力施加系统中的钢索连接,保证其位于可展开结构所构成圆周的竖直切线方向；

4) 通过花篮螺栓调节捆绳预紧力,当数显拉力计读数为目标预紧力值时,停止调节；

5) 用液压钳捏扁“8”字形铝接头,剪断多余的捆绳,取下可展开结构；

6) 施加预紧力完成.

4 解锁功能试验验证

图14 真空高、低温环境下的解锁功能试验Fig.16 Unlock function tests under high and low temperature in vacuum environment

热刀解锁功能的可行性是整个可展开结构成功展开的先决条件[16].为验证其可行性,进行地面解锁功能试验验证(见图14),试验分别在大气环境和真空高低温环境下进行.试验的热刀锁紧释放装置外接电源额定电压15 V.试验数据如表3所示.

表3 各类环境工况下试验数据

由试验数据(p为气压,φ湿度)可得,随着环境温度升高,平均熔断时间减小.在4种不同的环境工况下(共选用4把同批次热刀,每种工况1把),热刀都能顺利解锁,从而验证了该热刀式解锁释放装置设计方案可行.

5 结 论

(1)本文设计了新型的热刀式锁紧释放装置,为小型航天器预应力可展开结构的锁紧释放提供一种新的选择,具有对电磁干扰不敏感、解锁冲击小、污染小、结构简单、可多次重复试验等显著优势,有很高的实用价值.

(2)改进了热刀电热元件的构造形式,提高了电热元件的热效率,保证发射阶段装置的锁紧可靠性和在轨展开阶段装置解锁释放的效率.

(3)通过试验分析捆绳预紧力与收拢状态可展开结构的基频及平均熔断时间的关系.通过蠕变分析和蠕变控制技术提高捆绳的抗蠕变性能,并综合各方面因素给出了准确的预紧力值.设计了新型的捆绳预紧力施加系统和施加方案,为同类预紧力施加工艺提供标准化参考.

(4)通过地面解锁功能试验(大气环境、真空高低温环境)验证了该型热刀式锁紧释放装置解锁功能的可行性.

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Design and test of new thermal knife restraint and release device

CAO Chang-ming, GUAN Fu-ling, HUANG He, ZHU Shu-hua

(SpaceStructureResearchCenter,ZhejiangUniversity,Hangzhou310058,China)

A new type of the thermal knife restraint and release system was developed in order to guarantee the reliability of the prestressed deployable structure of the locking and unlocking for the micro space vehicle. The theory and composition of this device was introduced and the electronic thermal element was improved. Thermal simulation analysis and electric performance test of this device was carried out. On the basis of the contrast tests of the cord parameters, a kind of Dyneema cord was selected and its creep control was stated. The tests were conducted to study the relationship between cord pretension, average locking operation time and structural natural frequency in folded locking state. Then the exact value of this pretension was determined. A standardization device and proceeding program was developed to process the pretension on the cord. The unlocking function test was employed in all kinds of conditions. Results indicate that deployable structure can be succesfully unlocked, thus the feasiblity of the device is verified．

thermal knife; restraint and release device; deployable structure; thermal simulation; preloading; unlocking function

2015-07-23.

国家 “863”高技术研究发展计划资助项目(128205-E31403).

曹长明(1987—)，男，硕士，从事空间可展开结构的研究与分析. E-mail:21312148@zju.edu.cn 通信联系人：关富玲，女，教授，博导. E-mail:ciegfl@zju.edu.cn

10.3785/j.issn.1008-973X.2016.12.015

TU 323.4

A

1008-973X(2016)12-2350-07