微纳卫星星箭分离试验技术及数据分析

冯彦军,葛坚定,赵海斌

(1.上海卫星工程研究所,上海 201109;2.西安微电子技术研究所,陕西 西安 710065)

0 引言

微纳卫星通常是质量小于100 kg的卫星,与传统的大卫星相比,微纳卫星具有质量小、体积小、成本低、功能密度高、灵活性能好及设计周期短等特点。20世纪80年代以来,微纳卫星的研制和多星发射成为航天领域的热点[1-3]。

星箭分离系统是卫星核心任务之一,既要确保在接到分离指令前卫星能与火箭可靠连接,还要确保在接到分离指令后卫星能与火箭可靠分离,同时又要满足分离后卫星与火箭的相对分离速度、卫星姿态等要求。其系统可靠性、动力学特性、分离冲击等将影响卫星及星上高精度仪器设备的性能,甚至关系到整个发射任务的成败。因此星箭分离技术是关系到微纳卫星成功发射、正常入轨的核心技术,对卫星总体性能有着重要影响。

目前传统的星箭分离试验技术已相对成熟,主要有摆式法和自由落体法[4]。摆式法是将卫星纵轴处于水平状态,将被分离的两部分分别吊挂,当按时序进行分离和解锁时,排除重力对相对速度的影响;自由落体法是将试验件按要求从规定高度释放,在自由下落过程中按时序进行解锁和分离,利用失重消除重力的影响。文献[5-6]进行了相关的试验研究,获得了部分分离参数。

传统的大卫星星箭分离方式主要是包带火工解锁分离,分离试验系统针对包带解锁设计。若将传统的分离试验技术直接应用于在微纳卫星,可能存在冲击大、可靠性低、结构质量大、分离同步性差等问题,因星箭分离出现问题而引起的事故时有发生[7]。鉴于微纳卫星分离技术具有一定的特殊性,如何精确完成小卫星和发射平台的分离,已成为航空航天领域中亟待解决的重要问题之一[8]。

目前可供微纳卫星模拟空间分离的试验种类少,装置复杂,成本高且参数测量精度有限,很大程度上制约了微纳卫星技术的发展。为此,本文设计了一种新型分离试验系统,基于某型号微纳卫星进行了分离试验,准确得到了分离速度、分离角速度和冲击响应数据,并分析了冲击响应谱。

1 分离试验方案设计

1.1 方案设计

借鉴已有的星箭分离试验方案,设计了一种适用于小卫星的星箭分离试验方案,如图1所示。方案的原理是将卫星试验件悬吊在桁架上,按照实际飞行时序或试验大纲规定的时序进行解锁和分离,忽略空气阻力的影响,此时被分离的星箭模拟件两部分的相对加速度与飞行中实际分离时一致。该试验装置由试验件、配重、悬吊桁架、绳索、姿态测量设备、冲击测量设备、位移测量设备、摄影设备和防护垫等组成。其中,绳索限制卫星分离下落的最大位移,防护垫保护卫星试验件和其他试验设备以免损坏。微纳卫星星箭分离试验方案主要包含试验件质心测量、电磁解锁分离试验、火工品解锁分离试验等。其中分离试验主要进行分离运动参数(位移、分离速度和角速度)和冲击响应参数的测量。

1.1.1 试验件质心测量

通常情况下微纳卫星星箭分离采用分离弹簧装置,在星箭连接面上压紧点关于卫星几何中心对称,如图2所示。由于卫星横向质心与几何中心的偏移会对星箭分离产生干扰力矩,从而影响分离姿态和分离角速度的精度[9]。因此分离试验前首先要利用质心测量装置测出卫星的质心与几何中心偏差,以便在后续步骤进行质心调节对中。

图1 微纳卫星分离试验方案Fig.1 Micro-nano satellite separation test program

图2 星箭连接面上的弹簧压紧点Fig.2 Spring pressure points on satelliterocket connection surface

1.1.2 电磁解锁分离试验

目前微纳卫星星箭解锁分离装置主要分为火工品和非火工品。与火工装置相比,非火工装置具有冲击小、试验成本低等特点,且一般不产生有害气体,性能易于监测,可重复使用。已有的非火工解锁分离装置有电磁解锁分离装置、电枢卷轴装置、热切割装置、聚合物驱动装置及形状记忆合金装置等[10-11]。考虑到非火工装置的特点,本文在火工品解锁分离试验之前先进行电磁解锁分离试验,一方面验证解锁分离系统工作是否协同可靠;另一方面分析该分离装置特性,并与火工品解锁试验结果进行对比。

1.1.3 火工品解锁分离试验

火工品解锁分离装置主要优点为体积小、可靠性高、存储期长、功耗小、同步性好等,其缺点为只能一次使用、冲击较大、含有爆炸材料等。火工分离仍是目前星箭分离的主流方式,“神舟七号”伴飞小卫星在轨分离[12]采用的就是分离弹簧加爆炸螺栓包带解锁的方式。本文在电磁解锁分离试验之后进行火工解锁分离试验,目的在于测量典型的分离运动参数和冲击响应,验证其是否满足实际需求。

1.2 测量参数

微纳卫星星箭分离试验要精确测量分离运动参数,包括分离位移、分离速度和角速度,因为过大的分离速度和姿态角速度可能会引起姿态控制困难、星上设备工作异常、卫星寿命缩短、卫星与分离平台碰撞等问题[13]。测量位移和分离速度采用光学非接触式测量仪器——激光测振仪,通过在卫星底部几何中心位置贴反射薄膜,在卫星底部正下方安装激光测振仪进行测量。位移通过分离速度积分得到。分离角速度通过角速度传感器测量,角速度传感器放置在内置陀螺仪或质心附近。同时,试验要精确获取冲击加速度响应。分离过程中过大的冲击加速度可能会严重影响载荷功能或破坏其结构。试验选用ICP三轴加速度传感器进行测量,如图3所示,图中p1～p3为冲击测点,p4为角速度测点。

图3 分离试验测点示意Fig.3 Separation test measuring point

2 试验数据处理

2.1 质心测量原理

在卫星进行分离试验前通常要进行质量特性测量,包括质量和质心。测量原理如图4所示,采用三点称重法。测量平台由3个高精度称重传感器和1个高平面精度平台组成,在测量平台上建立平台坐标系XOY,S1(x1,y1),S2(x2,y2),S3(x3,y3)为传感器所在位置在平台坐标系下的表示。将卫星模型放在质心测量平台上,使卫星与平台的横向几何中心重合,C点为被测卫星质心在测量平台上的投影。

图4 质量特性测量原理Fig.4 Principle of quality characteristics measurement

质心测量过程是被测卫星放在测量平台上在静止状态下采集的。此时,整个测量平台重力线方向合力为0,合力矩也为0。设测量平台在空载下的3个称重传感器示数分别为F1,0,F2,0,F3,0,根据静力平衡原理,卫星重力计算公式为

将被测卫星放在测量平台上,3个称重传感器示数为F1,1,F2,1,F3,1。根据静力矩平衡原理建立等式,卫星质心X轴方向的坐标计算公式为

式中：X C为卫星横向质心的X坐标。

同理,在结构质心Y轴方向用静力矩平衡原理,则质心Y轴方向坐标的计算公式为

式中：Y C为卫星横向质心的Y坐标。

2.2 分离参数识别

分离试验开始后,解锁装置解锁,小卫星从静止状态,由分离弹簧释放,在弹簧力和自身重力的作用下做加速运动,当运动到弹簧最大伸长位移时,激光测振仪测得此刻的卫星速度,之后仅在自身重力作用下做自由落体,下落到绳索张紧,在绳索张力作用下卫星速度瞬间减小为零。由机械能守恒可得到卫星在分离弹簧作用下的分离速度,即

式中：v为卫星在分离弹簧作用下的分离速度;v1为弹簧伸长最大时的卫星速度;L为弹簧最大伸长位移;g为重力加速度。

2.3 冲击响应分析

星箭分离试验的冲击响应分析主要是指获取卫星分离过程的加速度时域信号。由于冲击信号与一般的振动信号不同,只看时域波形无法得出冲击对结构的损伤效果。冲击响应谱(shock response spectrum,SRS)是衡量系统受到冲击作用效果的尺度,因此对时域信号进行冲击响应谱分析。对于一个单自由度质量弹簧阻尼系统(mass spring damping,MSD),当其受到冲击激励时,其响应峰值为该单自由度系统固有频率的函数。将实际的物理系统分解为多个不同的单自由度系统,各单自由度系统频率和响应峰值合成的曲线,即为冲击响应谱。冲击响应谱的计算流程如图5所示。

图5 冲击响应谱计算流程Fig.5 Calculation process of SRS

3 试验结果及数据分析

3.1 分离参数识别

试验中激光测振仪测得的星箭分离过程中卫星速度时域信号如图6所示。由图可以看出,整个分离试验经历了3个过程。第1个过程为解锁前的准备阶段,速度为0,是一条平直曲线;第2个过程为解锁装置解锁到星箭完全分离,即压缩弹簧从压紧到完全张开,该过程卫星速度增加较快;第3个过程卫星自由落体,直到绳索张紧后卫星上下振动,该过程速度先逐渐增大,而后在绳索的限制下减小并产生震荡。由于试验中没有消除卫星自重的影响,因此产生第3个过程。从图6中可看出3个过程间有明显拐点,因此能识别出分离过程(第2个过程)的起始和结束时刻,以及未消除自重影响的分离时刻速度v1(第2 个过程结束时刻的速度),然后用式(4)计算得到消除自重影响的分离速度v,分离运动参数见表1。

图6 分离过程卫星速度时域曲线Fig.6 Satellite time-velocity curve of separation process

表1 分离运动参数Tab.1 Separation motion parameter

从图6可看出：分离过程(第2个过程)中,电磁解锁的速度曲线斜率(加速度)由小变大,继而趋于平稳,最后减小;而火工解锁的速度曲线斜率几乎未变,即分离过程加速度基本恒定。电磁解锁的分离速度比火工解锁的分离速度慢。这是因为电磁解锁过程中磁场逐渐减小,存在残余电磁吸力,一部分能量克服电磁力做功,分离过程冲击小;而火工解锁过程中只有弹簧张力做功,分离冲击大,同步性好。

根据表1中的分离结束时刻,可直接找到分离结束时刻对应的3个方向的分离角速度值,见表2。角速度传感器测得的分离试验过程角速度时域信号如图7所示。

表2 分离角速度Tab.2 Separation angular velocity

从上述结果可看出,分离装置是通过释放4个分离弹簧推动卫星运动,由于4个分离弹簧的结构特性不完全一致,同时卫星质心与几何中心存在一定程度的偏差,会产生分离角速度。最大分离角速度不超过0.74(°)/s,小于1(°)/s,满足工程实际的要求。

图7 分离过程角速度时域曲线Fig.7 Time-angular-velocity curve of separation process

3.2 冲向响应分析

图8 3个加速度测点的时域和冲击响应谱曲线Fig.8 Time-acceleration curve and SRS curve of three acceleration measured points

加速度传感器测得的分离过程中纵向冲击加速度时域信号和冲击响应谱如图8所示。图中虚线表示分离过程。设分析频率带宽为5～5 000 Hz,频率分辨率为1/20倍频程,系统共振时品质因子Q=10,统计3个测点的时域最大响应、冲击响应谱的峰值频率和最大幅值,结果见表3。

表3 冲击时域最大响应、冲击响应谱峰值频率和最大幅值Tab.3 Maximum time-response,SRS peak frequency and maximum amplitude

从表3 可看出,电磁解锁的最大冲击响应为14.5g,而火工解锁的最大冲击响应为346.9g,远高于电磁解锁方式的冲击。2种解锁方式的冲击响应谱曲线走势基本一致,最大响应对应的谐振频率较大,p1大于1 900 Hz,而p2和p3高于4 200 Hz。从冲击响应谱最大幅值来看,电磁解锁比火工解锁小很多。

3个加速度测点从上到下依次为p1,p2,p3,响应逐渐增大,可见星箭分离冲击对卫星上远离星箭连接装置的结构部位影响较大。

综上所述,电磁解锁方式的冲击小于火工解锁,可重复用于分离验证试验,更适用于微纳卫星的星箭分离。同时,冲击响应谱是对设备实施抗冲击设计的分析基础,也是控制产品冲击环境模拟试验的基本参数,上述各个测点的冲击响应谱分析结果可以为后续科研中小卫星冲击试验条件的确定提供依据和参考。

4 结论

本文设计了一种新的微纳卫星星箭分离系统,详述了试验流程和数据处理方法;利用该试验方案对某微纳卫星进行了分离试验、分离运动参数识别和冲击响应分析,对比了电磁解锁和或火工解锁的分离特性,结果表明：分离参数和冲击响应满足工程约束,电磁解锁更适用于微纳卫星的分离。文中的试验结果对后续科研实际中的分离冲击试验具有一定参考意义。后续可进行不同类型的微纳卫星分离试验,充分验证和完善本文所提出的分离试验方法。