包帶式星箭解鎖裝置預緊力影響因素分析

張文明 李委托

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

1 引言

包帶式星箭解鎖裝置安裝在衛(wèi)星與火箭之間，用于兩者的連接與解鎖。在衛(wèi)星地面運輸以及發(fā)射過程中，星箭解鎖裝置應能確保衛(wèi)星與火箭的可靠連接；當衛(wèi)星發(fā)射至指定高度后，能按指令解除衛(wèi)星與火箭之間的約束，為星箭分離作好準備［1］。

包帶式星箭解鎖裝置預緊力是星箭解鎖裝置重要的設計參數(shù)之一，直接決定著衛(wèi)星與火箭之間連接的可靠性。預緊力的大小是依據(jù)衛(wèi)星的質(zhì)量特性和發(fā)射時的載荷確定的。由于包帶與被連接件的材料不同，因此在星箭解鎖裝置安裝后，其包帶預緊力大小會受外界環(huán)境條件的影響。為保證在地面運輸和發(fā)射過程中星箭之間的連接強度和剛度要求，必須準確計算包帶的預緊力，并考慮各種因素對其大小的影響。

星箭解鎖裝置裝在衛(wèi)星上后，現(xiàn)場環(huán)境溫度一般控制較嚴，在15～25 ℃之間，同時相對包帶已施加的預緊力，外載荷所引起的包帶預緊力變化量有限，因此，通常在計算包帶預緊力時，很少考慮溫度和外載荷的影響。星箭解鎖裝置安裝后，溫度和外載荷是影響其包帶預緊力大小的主要因素。目前，國內(nèi)還沒有針對這些影響因素開展研究。本文就溫度和外載荷影響包帶預緊力變化的問題進行了分析，并推導出包帶預緊力變化的計算公式。結(jié)合某衛(wèi)星包帶式星箭解鎖裝置的靜力試驗，對分析結(jié)果進行了驗證。

2 包帶式星箭解鎖裝置組成及工作原理

包帶式星箭解鎖裝置主要由包帶、夾塊、爆炸螺栓等零部件組成，安裝狀態(tài)如圖1所示。其工作原理是：用多個“V”型夾塊將衛(wèi)星與火箭的對接框夾住，再由沿圓周方向箍緊的包帶約束夾塊，包帶之間采用爆炸螺栓連接。通過爆炸螺栓對包帶施加預緊力，使V 型夾塊壓緊對接框，從而實現(xiàn)星箭的可靠連接。衛(wèi)星在地面運輸和動力飛行時，由包帶、夾塊和爆炸螺栓承受連接載荷。當星箭需要分離時，給爆炸螺栓供電，引爆爆炸螺栓，使其從預置溝槽處斷裂，進而釋放包帶預緊力，并帶動包帶、夾塊脫離星箭的對接框，解除兩者的連接狀態(tài)，完成星箭之間的解鎖，為星箭分離作好準備。

圖1 包帶式星箭解鎖裝置安裝示意圖Fig.1 Sketch map of V-clamp band assembly

3 包帶預緊力影響因素分析

3.1 預緊力計算

衛(wèi)星發(fā)射過程中，包帶式星箭解鎖裝置應能承受衛(wèi)星質(zhì)心過載載荷條件，保證衛(wèi)星與火箭的可靠連接，滿足兩者之間的連接強度和剛度要求。

衛(wèi)星與火箭對接面處的載荷，可分解為作用在對接面上的軸向載荷P、橫向剪力Q 和彎矩M，如圖2所示。包帶最小預緊力Fmin為［2-3］

式中：K 為修正系數(shù)；n為夾塊數(shù)量；Δφ為單個夾塊所占的周向角；R 為對接框半徑；f1為兩框之間的摩擦系數(shù)；θ為夾塊內(nèi)角；f為夾塊與框之間的摩擦系數(shù)。

圖2 包帶式星箭解鎖裝置受力分析示意圖Fig.2 Sketch map of analysis of forces acting on V-clamp band

3.2 影響因素分析

3.2.1 溫度影響

包帶式星箭解鎖裝置的包帶，通常采用鈦材或鋼材，衛(wèi)星和火箭對接框、夾塊通常采用鋁合金材料，兩者的熱脹系數(shù)不同；因此，在衛(wèi)星和火箭對接框上安裝包帶式星箭解鎖裝置后，包帶的預緊力會隨溫度的變化而變化。設由溫度變化引起的包帶預緊力變化為ΔFt，則在溫度變化時，對接框與夾塊組合體的徑向變形為

式中：D 為包帶圍成的圓直徑；α1為對接框、夾塊材料的熱脹系數(shù)；ΔT 為溫度變化量；對接框與夾塊組合體的拉壓剛度k1≈E1·A，其中E1為鋁合金材料的彈性模量，A1為對接框橫截面面積。

包帶的徑向變形為

式中：α2為包帶材料熱脹系數(shù)；包帶的拉伸剛度k2＝E2·A2，其中E2為包帶材料的彈性模量，A2為包帶橫截面面積。

因為Δ1＝Δ2，所以由式（2）和式（3）可得

3.2.2 外載荷影響

衛(wèi)星和火箭對接框的接口形式見圖1。衛(wèi)星在發(fā)射過程中的動、靜載荷作用在星箭對接面上，形成對接面上的軸向拉壓載荷、彎矩及橫向剪力。其中：彎矩作用于對接面時，會對對接框產(chǎn)生沿圓周方向?qū)ΨQ分布但方向相反的作用力，即對接框一邊受拉，另一邊受壓；另外，對接面處的橫向剪力由2個對接框的抗剪錐面承受，可在此忽略彎矩和橫向剪力對包帶預緊力的影響。對接框受軸向拉壓載荷時，會沿橫向（直徑方向）變化，其值與材料的泊松比μ 相關(guān)，這些變化會對包帶預緊力產(chǎn)生影響。

假設對接框內(nèi)、外直徑分別為d1和D1，衛(wèi)星承受軸向載荷時，對接框沿軸向的應變［4］為

式中：A1＝

對接框沿徑向的應變?yōu)?/p>

設包帶預緊力變化量為ΔF，對接框沿徑向變化量與包帶沿徑向變化量應相等（忽略夾塊的微量變化），即

式中：由軸向載荷P 引起的對接框直徑變化Δ3＝D1·μ·ε1。

由式（7）可得

4 靜力試驗

4.1 試驗描述

某衛(wèi)星采用了1194型包帶式星箭解鎖裝置，對應的對接框接口直徑為1194mm，沿對接框圓周方向均分布3根包帶1＃、2＃和3＃，包裝安裝位置見圖3。

圖3 包帶安裝位置示意圖Fig.3 Sketch map of band position

在靜力試驗過程中，采用衛(wèi)星質(zhì)量模擬件，衛(wèi)星與火箭之間的對接框為真實狀態(tài)，安裝見圖4。根據(jù)衛(wèi)星質(zhì)量特性（質(zhì)量、質(zhì)心高度）以及質(zhì)心處過載，計算對接面上的力，然后根據(jù)式（1）計算包帶預緊力，為33kN，實際加載控制在33～35kN。安裝包帶式星箭解鎖裝置時，通過對連接相鄰2根包帶的爆炸螺栓逐漸加載，達到包帶預緊的目的。加載過程中，利用貼在包帶表面上的若干應變片來測量包帶的應變，進而得到包帶的預緊力。

圖4 靜力試驗加載示意圖Fig.4 Sketch map of static test load

如圖4所示，衛(wèi)星模擬件與火箭對接框通過星箭解鎖裝置連接在一起，并通過火箭的對接框固定在試驗臺上。在衛(wèi)星模擬質(zhì)心處沿X 軸、Z 軸 或Y軸、Z 軸方向施加載荷［5-6］，共進行3組試驗，每組試驗分別進行2次，試驗條件見表1。

表1 靜力試驗工況Table 1 Static test states

4.2 試驗結(jié)果及分析

4.2.1 溫度試驗

在溫度試驗過程中，分別對20℃和32℃溫度下的包帶預緊力進行測試，測試結(jié)果見表2。對接框（鋁合金）的熱脹系數(shù)α1＝2.36×10-5／℃，橫截面面積A1＝1.08×10-2m2，鋁合金材料的彈性模量E1＝7.0×1010Pa；包帶（鈦合金）的熱脹系數(shù)α2＝1.02×10-5／℃，包帶橫截面面積A2＝1.0×10-4m2，鈦合金材料的彈性模量E2＝1.05×1011Pa［7］，由式（4）計算得到溫度變化所引起的預緊力變化量（見表2）。從表2的數(shù)據(jù)可知：在溫度變化時，包帶預緊力變化計算值與實測值相差2.8%～4.3%，包帶預緊力試驗結(jié)果與計算結(jié)果基本一致。

表2 溫度影響包帶預緊力測試結(jié)果Table 2 Test results of band preload with temperature influence N

4.2.2 靜力試驗

按圖4所示加載方法和表1中的加載載荷進行靜力試驗。加載前后測得的包帶預緊力，以及根據(jù)表1所示載荷條件和星箭解鎖裝置接口尺寸，按照式（8）計算得到的不同外載荷下預緊力的變化量（其中鋁合金的泊松比μ＝0.33），見表3～表5。

表3 第1組測試結(jié)果Table 3 Results of Test 1 N

表4 第2組測試結(jié)果Table 4 Results of Test 2 N

表5 第3組測試結(jié)果Table 5 Results of Test 3 N

從表3～表5中的數(shù)據(jù)可以看出：在外載荷作用下，對接面上的壓力越大，預緊力增加越大，計算值與試驗結(jié)果變化趨勢一致，計算值與實測值相差11.5%～23.5%。經(jīng)分析，存在偏差的原因有兩個：一是包帶預緊力測試采用應變片，存在測量誤差；二是本文中的包帶式星箭解鎖裝置由3 根包帶組成，靜力試驗時，對接面處的彎矩和橫向剪力使每根包帶的受力不同，而理論計算每根包帶上預緊力變化非常困難，為簡化計算，預測預緊力的變化趨勢時，文中采用3根包帶預緊力的平均值進行分析，忽略其彎矩和橫向剪力的影響，因而產(chǎn)生誤差。

5 結(jié)束語

本文分析了溫度和外載荷對包帶預緊力的影響，推導出了計算方法，結(jié)合某衛(wèi)星靜力試驗對該計算方法進行了驗證。結(jié)果表明：在溫度變化時，包帶預緊力變化計算值與實測值相差2.8%～4.3%；在外載荷作用下，對接面上的壓力越大，預緊力增加越大，計算值與試驗結(jié)果變化趨勢一致，計算值與實測值相差11.5%～23.5%。

包帶式星箭解鎖裝置裝在衛(wèi)星上后，溫度和外載荷均會引起包帶預緊力的變化。在計算預緊力時，不但要考慮整星的質(zhì)量特性、衛(wèi)星發(fā)射時的過載載荷，還要根據(jù)衛(wèi)星所經(jīng)歷的溫度、力學環(huán)境估算包帶預緊力的變化量，以確保包帶預緊力在各種環(huán)境條件下均滿足設計要求，進而保證衛(wèi)星與火箭間的可靠連接。本文提出的計算方法，對包帶式星箭解鎖裝置的預緊力計算具有一定的參考價值。

（References）

［1］國防科學技術(shù)工業(yè)委員會.GJB 2499A-2006 包帶彈簧式星箭連接分離裝置通用規(guī)范［S］.北京：國防科學技術(shù)工業(yè)委員會，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］陳烈民.航天器結(jié)構(gòu)與機構(gòu)［M］.北京：中國科學技術(shù)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］劉鴻文.材料力學教程［M］.北京：機械工業(yè)出版社，1993 Liu Hongwen.A course in material mechanics［M］.Beijing：China Machine Press，1993（in Chinese）

［5］國防科學技術(shù)工業(yè)委員會.GJB 1027A-2005 運載器、上面級和航天器試驗要求［S］.北京：國防科學技術(shù)工業(yè)委員會，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.實用工程材料技術(shù)手冊［M］.北京：機械工業(yè)出版社，2002 Zeng Zhengming.Practical engineering material handbook［M］.Beijing：China Machine Press，2002（in Chinese）