航天器火工沖擊載荷減緩設(shè)計(jì)及驗(yàn)證

張歡，劉海平，劉天雄，向樹(shù)紅，張慶明

（1.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094；

2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094；3.北京理工大學(xué) 爆炸科學(xué)與技術(shù)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100081）

點(diǎn)式連接方式可以作為一箭多星發(fā)射中、高軌道直接入軌衛(wèi)星優(yōu)先采用的連接方式[1]。隨著國(guó)內(nèi)一箭多星發(fā)射任務(wù)的增加，點(diǎn)式分離螺栓將越來(lái)越多地應(yīng)用于星箭分離。在采用點(diǎn)式連接時(shí)，傳力路徑最短、最直接，可以減少隔板數(shù)量，具有更大的布局空間，而且更容易分艙操作[1]。同時(shí)，分離螺栓動(dòng)作時(shí)，在安裝結(jié)構(gòu)處產(chǎn)生巨大的局部壓力，并以高量級(jí)、高頻響的應(yīng)力波形式在航天器結(jié)構(gòu)傳播[2]。緊湊的布局和更短的傳力路徑使得外形尺寸與波長(zhǎng)同量級(jí)的微型電子產(chǎn)品更易受到惡劣的火工沖擊環(huán)境的影響，產(chǎn)生高頻響應(yīng)，從而對(duì)航天器電子設(shè)備和微機(jī)電設(shè)備產(chǎn)生危害[3]。

文獻(xiàn)[4]在調(diào)研國(guó)內(nèi)外航天器火工沖擊環(huán)境防護(hù)方案的基礎(chǔ)上提出了4點(diǎn)火工沖擊環(huán)境防護(hù)設(shè)計(jì)原則：優(yōu)化火工裝置藥型、藥量及預(yù)緊力，降低火工沖擊量級(jí)；優(yōu)化航天器設(shè)計(jì)構(gòu)型布局，避免在火工裝置附近安裝敏感儀器；增加沖擊載荷傳遞路徑、結(jié)構(gòu)、界面之間的連接環(huán)節(jié)，吸收或隔離火工沖擊載荷；開(kāi)展沖擊敏感儀器抗火工沖擊環(huán)境的設(shè)計(jì)工作。

文中首先根據(jù)防護(hù)設(shè)計(jì)原則三，設(shè)計(jì)了三種系統(tǒng)級(jí)緩沖方案，并將三種方案應(yīng)用于一典型點(diǎn)式衛(wèi)星連接結(jié)構(gòu)，通過(guò)NASTRAN軟件預(yù)示三種方案的緩沖效果，由星箭連接局部結(jié)構(gòu)對(duì)接分離試驗(yàn)驗(yàn)證及模型修正。工程上預(yù)示火工沖擊響應(yīng)的方法主要有有限元法、統(tǒng)計(jì)能量法、有限元與統(tǒng)計(jì)能量混合法、虛模態(tài)綜合法等[4—5]。與其他方法相比，有限元法能夠提取關(guān)鍵部位的火工沖擊加速度響應(yīng)。文獻(xiàn)[6—10]使用有限元法的預(yù)示結(jié)果均滿足工程需要，因此，文中選用有限元法。

點(diǎn)式分離螺栓爆炸時(shí)產(chǎn)生的沖擊載荷一般由三部分組成：火工品爆炸、結(jié)構(gòu)預(yù)緊力釋放、結(jié)構(gòu)撞擊[11]。文獻(xiàn)[12]使用LS-DYNA軟件仿真點(diǎn)式火工分離螺母連接的典型星箭連接局部結(jié)構(gòu)的分離過(guò)程。傳統(tǒng)的結(jié)構(gòu)響應(yīng)預(yù)示模型中載荷一般采用半正弦或梯形波等簡(jiǎn)單波形，文中研究的星箭分離結(jié)構(gòu)及分離螺栓與文獻(xiàn)[12]相同，因此，使用文獻(xiàn)[12]的分析結(jié)果，以其星箭界面載荷曲線作為仿真分析的載荷曲線。

1 系統(tǒng)級(jí)緩沖試驗(yàn)

典型點(diǎn)式連接局部結(jié)構(gòu)及分析試驗(yàn)采用的測(cè)點(diǎn)位置如圖1所示，測(cè)點(diǎn)位置分別為星箭分離結(jié)構(gòu)衛(wèi)星支架一側(cè)（A1）、星箭分離結(jié)構(gòu)上衛(wèi)星一側(cè)（A2）、星箭分離結(jié)構(gòu)與縱向桁架相連處（A3）。火工分離螺栓動(dòng)作時(shí)產(chǎn)生的火工沖擊經(jīng)星箭連接界面直接傳遞至衛(wèi)星結(jié)構(gòu)。根據(jù)文獻(xiàn)[13]—[16]所述，如果在星箭連接界面采取系統(tǒng)級(jí)緩沖措施，則可以從整體上降低火工沖擊對(duì)星上設(shè)備的影響。據(jù)此，文中設(shè)計(jì)了三種緩沖方案，建立星箭接口局部結(jié)構(gòu)的有限元模型，通過(guò)NASTRAN軟件SOL112預(yù)示三種緩沖方案下結(jié)構(gòu)的火工沖擊響應(yīng)，對(duì)比三種方案的緩沖效果。

圖1 典型點(diǎn)式連接結(jié)構(gòu)及分析試驗(yàn)測(cè)點(diǎn)Fig.1 Diagram of typical point joint structure and measuring point for analysis and test

1.1 緩沖方案設(shè)計(jì)

1）緩沖墊方案。增加結(jié)構(gòu)連接界面的間斷面可以有效衰減火工沖擊，其原理是利用間斷面對(duì)火工沖擊載荷的不斷反射和折射造成能量的衰減[13]。連續(xù)間斷面不宜過(guò)多，一般不超過(guò)3個(gè)，否則疊加的反射波可能造成更惡劣的火工沖擊環(huán)境[14]。文獻(xiàn)[15]使用多種金屬材料進(jìn)行原理性試驗(yàn)，文獻(xiàn)[16]將多種金屬材料與剛性非金屬材料配合使用，設(shè)計(jì)了系統(tǒng)級(jí)和局部結(jié)構(gòu)緩沖方案。結(jié)果均表明，在結(jié)構(gòu)連接環(huán)節(jié)使用多層墊片具有緩沖效果。文獻(xiàn)[17]—[18]設(shè)計(jì)的記憶合金緩沖墊片具有良好的緩沖效果。綜合以上結(jié)論，文中設(shè)計(jì)了緩沖墊方案，在衛(wèi)星接頭與運(yùn)載火箭上面級(jí)之間增加3層金屬墊片，如圖2a所示。慮導(dǎo)電性、衛(wèi)星質(zhì)心高度要求及連接剛度要求等因素，方案選取3層1 mm厚的鋁鋼鋁墊片。

2）緩沖塊方案。復(fù)雜構(gòu)型結(jié)構(gòu)能夠有效衰減火工沖擊載荷[16]，多項(xiàng)基于這一結(jié)論的專利得到工程應(yīng)用。如文獻(xiàn)[19]在火工沖擊載荷的傳遞路徑上，通過(guò)Z型分布的長(zhǎng)孔不斷改變材料應(yīng)力波的傳播方向，延長(zhǎng)火工沖擊載荷的傳遞路徑，衰減火工沖擊能量。緩沖方案二在衛(wèi)星接頭與運(yùn)載火箭上面級(jí)之間使用一復(fù)雜構(gòu)型結(jié)構(gòu)，緩沖塊高8 mm，滿足衛(wèi)星電性能、連接剛度及安裝操作性等要求。

3）緩沖孔方案。采用沖擊隔離的安裝方式可以通過(guò)改變安裝結(jié)構(gòu)的固有頻率有效降低火工沖擊響應(yīng)[20]。這一原理在工程上主要應(yīng)用于局部設(shè)備的安裝，利用墊片將儀器設(shè)備與安裝面隔離開(kāi)，減小傳遞至儀器設(shè)備的火工沖擊能量?；跊_擊隔離原理，緩沖孔方案在衛(wèi)星接頭上增加了3 mm的緩沖孔，減小傳力路徑上傳遞至衛(wèi)星的火工沖擊能量。

上述三種方案如圖2所示。

圖2 緩沖方案結(jié)構(gòu)Fig 2 Schematic diagram of shock reduction schemes

1.2 有限元分析

分析時(shí)采用坐標(biāo)系的坐標(biāo)原點(diǎn)為衛(wèi)星星箭分離結(jié)構(gòu)對(duì)接面圓心；x軸為過(guò)坐標(biāo)原點(diǎn)，垂直于星箭分離面，指向地板方向?yàn)檎粂軸為位于星箭分離面內(nèi)，過(guò)坐標(biāo)原點(diǎn)，指向衛(wèi)星東板為正；z軸為位于星箭分離面內(nèi)，與x軸、y軸構(gòu)成右手系。

星箭接口局部有限元模型如圖3a所示，模型將衛(wèi)星結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化成大質(zhì)量塊，單元總數(shù)為43 714個(gè)。其中，衛(wèi)星支架采用實(shí)體加殼單元，衛(wèi)星接頭和大質(zhì)量塊采用實(shí)體單元，各部件的連接螺栓通過(guò)梁和MPC模擬。固支大質(zhì)量塊的頂面中心。衛(wèi)星接頭底面的節(jié)點(diǎn)通過(guò)MPC連接于一個(gè)節(jié)點(diǎn)，在該節(jié)點(diǎn)上施加如圖4所示的載荷。

圖3 星箭分離局部結(jié)構(gòu)有限元模型Fig.3 FEM model of local structure of separation of satellite and launch vehicle

各緩沖方案的有限元模型均基于上述模型，在此模型基礎(chǔ)上，緩沖墊方案在衛(wèi)星接頭和運(yùn)載衛(wèi)星支架之間加入鋁/鋼/鋁材料的三層殼單元，在爆炸螺栓孔位置通過(guò)MPC與其他結(jié)構(gòu)相連；緩沖塊方案在衛(wèi)星支架和衛(wèi)星接頭之間加入實(shí)體單元的緩沖塊結(jié)構(gòu)，連接螺栓簡(jiǎn)化方式同原模型，如圖3b所示；緩沖孔方案在衛(wèi)星支架底部去掉一個(gè)半徑為6 cm、深度為3 mm的圓柱體區(qū)域單元。模型使用的材料參數(shù)見(jiàn)表1。

圖4 載荷時(shí)間歷程Fig.4 Time history of pyrotechnic load

1.2.1 原狀態(tài)及仿真模型修正

仿真模型的系統(tǒng)阻尼取0.02，采樣頻率與試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集設(shè)備相同，取fs=100 kHz。為保證有限元分析結(jié)果的準(zhǔn)確性，首先對(duì)原狀態(tài)模型進(jìn)行模型修正。首輪計(jì)算后，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比如圖5所示?？梢钥闯?，拐點(diǎn)位置不同，譜型差別較大。由試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行模型修正，分段調(diào)整模型阻尼系數(shù)，5～2 000 Hz頻率段的阻尼系數(shù)為0.02，2 000～10 000 Hz頻率段的阻尼系數(shù)為0.05。瞬態(tài)響應(yīng)計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)為10-7s，計(jì)算時(shí)間為1 ms，計(jì)算結(jié)果如圖5所示。可以看出，在±6 dB范圍內(nèi)，100～400 Hz及2 000～3 500 Hz頻率段的計(jì)算值與試驗(yàn)值存在誤差，400～200 Hz及3 500～10 000 Hz頻率段的計(jì)算值與試驗(yàn)值基本吻合，可以使用修正后的模型進(jìn)行下一步的緩沖效果計(jì)算。

表1 模型材料參數(shù)Table 1 Parameters of materials of the FEM model

圖5 模型修正前后的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.5 Comparison of data before and after model modification

1.2.2 緩沖方案預(yù)示結(jié)果

星箭局部結(jié)構(gòu)對(duì)接分離沖擊響應(yīng)預(yù)示結(jié)果如圖6所示。比較采用緩沖方案前后A2點(diǎn)x向的沖擊響應(yīng)，在3 000 Hz以后緩沖墊對(duì)火工沖擊有一定衰減；4 000 Hz后緩沖塊方案對(duì)火工沖擊的衰減較明顯；緩沖孔對(duì)火工沖擊的衰減不明顯。

圖6 緩沖狀態(tài)下A2點(diǎn)x向沖擊響應(yīng)對(duì)比Fig.6 Shock response of A2x under three kinds of shock reduction status

2 星箭接口局部結(jié)構(gòu)對(duì)接分離試驗(yàn)

2.1 試驗(yàn)狀態(tài)

試驗(yàn)中采用真實(shí)火工品在星箭局部對(duì)接結(jié)構(gòu)進(jìn)行解鎖的試驗(yàn)方法，以確保緩沖方案試驗(yàn)驗(yàn)證的有效性。同時(shí)為了避免衛(wèi)星質(zhì)量對(duì)火工解鎖沖擊響應(yīng)的影響，采用1/4的衛(wèi)星質(zhì)量配重用于模擬該狀態(tài)衛(wèi)星1/4的質(zhì)量效應(yīng)，驗(yàn)證試驗(yàn)方案如圖7所示。

圖7 星箭對(duì)接局部結(jié)構(gòu)分離試驗(yàn)結(jié)構(gòu)件狀態(tài)Fig.7 Structure used for separation test of satellite and launch vehicle

2.2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)整理

試驗(yàn)分別對(duì)三種方案的效果進(jìn)行驗(yàn)證，對(duì)試驗(yàn)的時(shí)域數(shù)據(jù)進(jìn)行沖擊響應(yīng)譜變換，提取沖擊響應(yīng)譜峰值及對(duì)應(yīng)頻率，見(jiàn)表2。沖擊響應(yīng)過(guò)星箭界面緩沖結(jié)構(gòu)后都有一定量的衰減，以垂直星箭界面的x向衰減最為明顯，如圖8所示。

2.3 各方案效果分析

在緩沖方案衰減特性分析中，采用幅值衰減方法，即計(jì)算試驗(yàn)中輸入點(diǎn)在時(shí)域和沖擊譜中最大值的衰減情況，計(jì)算方法如下：

表2 緩沖試驗(yàn)中輸入/輸出沖擊響應(yīng)譜峰值Table 2 Peak value at in/out point of SRS shock response in shock reduction test

圖8 輸入輸出沖擊響應(yīng)對(duì)比Fig.8 Shock response at in and out point under three kinds of shock reduction status

由沖擊響應(yīng)譜（SRS）峰值衰減情況可知，三種緩沖方案相對(duì)于原狀態(tài)均有不同程度的衰減，見(jiàn)表3。三種方案的衰減量在4 000 Hz以前相對(duì)于原狀態(tài)分別增加了2%，19%，16%，在4 000～10 000 Hz上增加了40%，60%，38%。其中緩沖孔方案和過(guò)渡段方案衰減效果較好，如圖9所示。

通過(guò)數(shù)據(jù)分析可以看出，以衰減量來(lái)判斷緩沖效果，以緩沖塊效果最好，其次是緩沖孔方案，最后是緩沖墊方案。各緩沖方案對(duì)結(jié)構(gòu)帶來(lái)的影響見(jiàn)表4。

3 仿真預(yù)示模型誤差分析

圖9 各方案下輸入點(diǎn)/輸出點(diǎn)SRS響應(yīng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)Fig.9 Test result at in and out point of SRS shock response of each scheme

表3 各方案SRS峰值衰減量Table 3 Damping ratio of SRS peak value by each scheme

表4 緩沖方案影響分析Table 4 Analysis of effects of each shock reduction scheme

以緩沖塊方案的計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，如圖10所示。可以看出，在±6 dB范圍內(nèi)，主要考察點(diǎn)A2的x向沖擊響應(yīng)計(jì)算值與試驗(yàn)值吻合較好，只在200 Hz以前及1000 Hz附近偏差較大。導(dǎo)致誤差的主要原因?yàn)椋河?jì)算模型中沒(méi)有考慮試驗(yàn)中的界面接觸和摩擦；計(jì)算模型的載荷施加在通過(guò)MPC施加在節(jié)點(diǎn)上，這與真實(shí)的火工沖擊環(huán)境有一定差別；某型號(hào)火工分離螺母火工沖擊源仿真存在一定誤差，提取的星箭界面載荷曲線作為仿真載荷將帶來(lái)一定的誤差積累。

圖10 緩沖塊計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.10 Comparison of buffer block calculations and test results

4 結(jié)論

在星箭連接界面增加間斷面、復(fù)雜構(gòu)型結(jié)構(gòu)或減小星箭界面接觸面積均有一定的緩沖效果。在星箭連接界面增加間斷面的加速度響應(yīng)最大衰減量為62%；增加復(fù)雜構(gòu)型結(jié)構(gòu)的加速度響應(yīng)最大衰減量為82%；采用沖擊隔離加速度響應(yīng)最大衰減量為60%。系統(tǒng)緩沖設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)綜合考慮質(zhì)量、結(jié)構(gòu)連接剛度、緩沖效果、衛(wèi)星狀態(tài)、運(yùn)載火箭狀態(tài)約束等條件。文中沖擊響應(yīng)的預(yù)示計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本吻合（在±6 dB內(nèi)），表明這種預(yù)示方法能夠較準(zhǔn)確地預(yù)示某衛(wèi)星結(jié)構(gòu)火工沖擊響應(yīng)。

研究結(jié)果表明，在火工沖擊傳遞路徑上采用基于能量隔離及能量吸收的緩沖措施均可在一定程度上獲得緩沖效果。以后應(yīng)針對(duì)引起分析結(jié)果誤差的因素進(jìn)一步細(xì)化仿真模型，定量研究影響緩沖效果的因素。同時(shí)，進(jìn)一步開(kāi)展航天器火工沖擊載荷機(jī)制與仿真研究，更加準(zhǔn)確地刻畫(huà)航天器火工沖擊載荷；深入研究火工沖擊載荷減緩機(jī)理以及火工沖擊環(huán)境防護(hù)試驗(yàn)驗(yàn)證方法；通過(guò)火工裝置-航天器一體化動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算，科學(xué)合理地制定航天器火工沖擊環(huán)境試驗(yàn)條件。

[1] 肖偉，陳忠貴，錢志英.一箭多星發(fā)射直接入軌的衛(wèi)星構(gòu)型研究[J].航天器工程，2012，21（1）：43—47.XIAO Wei，CHEN Zhong-gui，QIAN Zhi-ying.Study on Satellite Configuration for One Vehicle with Multi-satellites[J].Spacecraft Engineering，2012，21（1）：43—47.

[2]NASA-STD-7003，Pyroshock Test Criteria[S]．

[3]張建華.航天產(chǎn)品的爆炸沖擊環(huán)境技術(shù)綜述[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，2005（3）：30—36．ZHANG Jian-hua.Pyroshock Environment of Missiles and Launch Vehicles[J].Missles and Space Vehicles，2005（3）：30—36．

[4] 張歡，李長(zhǎng)江，劉天雄，等.航天器火工沖擊環(huán)境防護(hù)技術(shù)現(xiàn)狀與應(yīng)用[J].航天器工程，2014，23（2）：104—114.ZHANG Huan，LI Chang-jiang，LIU Tian-xiong，et al.Status and Application Analysis of Spacecraft Pyroshock Protection Techniques[J].Spacecraft Engineering，2014，23（2）：104—114.

[5] 張歡，李長(zhǎng)江，劉天雄，等.航天器火工沖擊緩沖技術(shù)綜述[C]//2013年全國(guó)機(jī)械行業(yè)可靠性技術(shù)學(xué)術(shù)交流會(huì).杭州：浙江理工大學(xué)，2013.ZHANG Huan，LI Chang-jiang，LIU Tian-xiong，et al.Review of Spacecraft Pyroshock Reduction Techniques[C]//23rd Communication Meeting of Reliability Techniques of Mechanism Industry.Hangzhou：Zhejiang Sci-tech University，2013.

[6]LEE Jung-ryul，KONG Churl-won.Review of Pyroshock Wave Measurement and Simulation for Space Systems[J].Measurement，2012，45 ：631—642．

[7]BARBONI R，GALLUCCIO G，COLLINI L，et al.On the Use of FEM for Pyroshock Propagation in Space Structure[C]//Proc of 53rd International Astronautical Congress，the World Space Congress.Houston：Texas，2002．

[8] WILLIAM A Barber.Finite Element Analysis of Pyrotechnich Shock Test[R].Pro Quest Information and Learning Company，2005．

[9] SIAM N.Development of an Efficient Analysis Method for Prediction and Structural Dimensioning of Space Structures Subjected to Shock Loading[R].Sweden：Space Science and Technology，Lulea University of Technology，2010.

[10]MIHAI Vladimirescu A Z.3D Finite Element Analysis of the Glass Encapsulated Magnetic Reed Switches Under Pyroshock Environment[R].IEEE，2010．

[11]王軍評(píng).點(diǎn)式火工分離裝置沖擊載荷作用機(jī)制的數(shù)值模擬研究[J].振動(dòng)與沖擊，2013（2）：9—13．WANG Jun-ping.Numerical Simulation for Impulsively Loading Mechanism of a Point Pyrotechnic Seperation Device[J].Journal of Vibration and Shock，2013（2）：9—13.

[12]張歡，李長(zhǎng)江，劉天雄，等.星箭火工分離裝置爆炸沖擊環(huán)境數(shù)值模擬[J].航天器環(huán)境工程，2014，31（4）：363—368.ZHANG Huan，LI Chang-jiang，LIU Tian-xiong，et al.Numerical Simulation of Pyrotechnic Shock Environment Concering Pyroshok Separation Nut of Spacecraft[J].Spacecraft Environment Engineering，2014，31（4）：363—368.

[13]BARRETT S，KACENA W J.Methodsof Attenuating Pyrotechnic Shock[R].The Shock and Vibration Bulletin，Part 4，1972.

[14]GARCIA J Gomez，ALBUS J，HUDE C，et al.Isolation of Sen-sible Instrumentation-Platforms Against Very High Pyrotechnic Shock in Launch Vehicles[C]//ZProc of 52nd International Astronautical Congress.France ：Toulouse，2001．

[15]SMITH James Lee.Pyrotechnic Shock：A Literature Survey of the Linear Shaped Charge（LSC）[R].NASA Technical Memorandum，1984．

[16]ROGGERO E，CEROCCHI M.Multilayer Pyroshock Isolator[C]//Proc of the 51st International Astronautical Congress.Brazil：Rio de Janeiro，2000.

[17]YOUN Se-hyun.Compressed Mesh Washer Isolators Using the Pseudoelasticity of SMA for Pyroshock Attenuation[J]．Journal of Intelligent Material Systems and Structures，2010，21：407—421.

[18]YOUN Se-hyun.Development of a Three-axis Hybrid Mesh Isolator Using the Pseudoelasticity of a Shape Memory Alloy[J].Smart Materials and Structures，2011，20：1—12.

[19]PETER H Vo，EDWARD C Schlatter.Z-leg Shock Isolator：United States，20100327142[P].2010-10-30．

[20]TOM Irvine.An Introduction to the Shock Response Spectrum[EB/OL].[2013-10-20].http：//www.vibrationdata.com.