能量可調(diào)式小型化星箭彈簧分離裝置結(jié)構(gòu)設計及研究

任海遼　唐杰　宋林郁 康士朋　李新寬 （上海宇航系統(tǒng)工程研究所）

能量可調(diào)式小型化星箭彈簧分離裝置結(jié)構(gòu)設計及研究

任海遼唐杰宋林郁 康士朋李新寬 （上海宇航系統(tǒng)工程研究所）

彈簧分離裝置是星箭分離系統(tǒng)的重要組成部分，其性能直接影響星箭分離速度、分離姿態(tài)、分離安全性。針對2015年用長征-6火箭的“一箭二十星”發(fā)射小型化、輕量化和分離姿態(tài)可控的要求，我們提出了一種工作輸出能量可調(diào)式小型化星箭彈簧分離裝置，相比于常規(guī)彈簧分離裝置，其質(zhì)量減輕30%以上，高度降低40%以上，安裝空間節(jié)省50%以上。針對衛(wèi)星質(zhì)心偏移問題，通過調(diào)節(jié)彈簧行程，可有效調(diào)節(jié)衛(wèi)星分離姿態(tài)。

1　引言

隨著航天型號產(chǎn)品日益增多，小型化、輕型化的衛(wèi)星平臺是未來發(fā)展的一大趨勢，此類衛(wèi)星多以“一箭多星”形式發(fā)射，尤其是長征-6火箭“一箭二十星”發(fā)射，衛(wèi)星在火箭上的安裝形式多樣，對星箭分離裝置提出更高的要求，尤其對分離裝置質(zhì)量、高度、安裝操作空間以及衛(wèi)星分離姿態(tài)要求更高。

傳統(tǒng)彈簧分離裝置

目前星箭分離裝置主要有兩種形式，即彈簧分離裝置和火工分離裝置?；鸸し蛛x裝置主要應用于大、中型衛(wèi)星的分離，彈簧分離裝置具有性能穩(wěn)定、易于地面檢測控制、工作時沖擊小等優(yōu)點，已廣泛應用于中、小型衛(wèi)星分離。傳統(tǒng)彈簧分離裝置由壓縮彈簧、彈簧殼、活塞、工藝螺桿和蓋組成，安裝在適配器上端腹板上，使活塞在壓縮彈簧的作用下頂在衛(wèi)星底板上。當星箭解鎖時，活塞頂桿通過壓縮彈簧貯存的勢能推動衛(wèi)星分離，衛(wèi)星獲得相對的分離速度實現(xiàn)星箭分離。

傳統(tǒng)的彈簧分離裝置質(zhì)量大、尺寸大，安裝調(diào)試操作空間大，安裝調(diào)試不便，難以滿足小型化、輕量化的應用需求。

衛(wèi)星受自身輕量化限制，需要在較短的時間內(nèi)完成姿態(tài)矯正，“一箭多星”發(fā)射技術(shù)日趨成熟，為了保證多顆衛(wèi)星分離彼此不發(fā)生碰撞，需要嚴格控制衛(wèi)星分離姿態(tài)。傳統(tǒng)的彈簧分離裝置通過控制導向段配合精度、選配彈簧推力等措施控制衛(wèi)星分離姿態(tài)。導向段配合尺寸間隙不宜過小，間隙過小容易出現(xiàn)摩擦力過大影響彈簧效率，甚至出現(xiàn)“卡死”現(xiàn)象，導致星箭分離失敗。彈簧選配需要生產(chǎn)大批量的產(chǎn)品，實測推力值，根據(jù)衛(wèi)星質(zhì)量特性情況開展選配工作，耗費大量人力、物力。甚至出現(xiàn)衛(wèi)星質(zhì)心位置實測結(jié)果偏離過大，彈簧選配無法滿足設計要求，影響型號研制進度的情況。

本文提出一種工作行程可調(diào)節(jié)、輕量化、小型化彈簧分離裝置。

2　結(jié)構(gòu)設計

對傳統(tǒng)的彈簧分離裝置高度方向進行分析，發(fā)現(xiàn)彈簧分離裝置導向段-工作行程-負載高度呈串聯(lián)排布。將這幾個尺寸實現(xiàn)并聯(lián)排布將大大降低高度，提出將活塞反裝，做成頂帽結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)向段-工作行程與負載高度實現(xiàn)并聯(lián)排布。彈簧的導向形式由外導向薄壁圓筒結(jié)構(gòu)更改為內(nèi)導向筒結(jié)構(gòu)，導向筒上半部分開導向孔，與活塞拉桿配合作為分離裝置的導向段。

控制衛(wèi)星姿態(tài)措施主要有控制彈簧推力偏斜量、控制彈簧的釋放能量。彈簧推力偏斜量通過控制導向段配合間隙實現(xiàn)，受加材料性能和工工藝水平限制，導向段間隙過小影響整個裝置的性能和功能。影響彈簧釋放能量的因素主要有兩個：彈簧剛度、工作行程，其中彈簧生產(chǎn)制造完成后，彈簧剛度是定值，彈簧行程可調(diào)成為不二之選。

傳統(tǒng)彈簧尺寸鏈示意圖

活塞拉桿延伸到導向筒下端挖空段，底端設計成螺柱安裝自鎖螺母。自鎖螺母上端面和導向筒導向段下端面距離為壓縮彈簧可運動區(qū)間，即為分離裝置的工作行程。自鎖螺母上下均預留調(diào)節(jié)量，根據(jù)衛(wèi)星的實測質(zhì)量特性可調(diào)節(jié)自鎖螺母的安裝位置，實現(xiàn)彈簧分離裝置工作行程可調(diào)節(jié)，使彈簧行程和衛(wèi)星質(zhì)量特性匹配，有效控制衛(wèi)星分離姿態(tài)。在彈簧分離裝置底端配備鎖緊螺母，實現(xiàn)對非工作狀態(tài)彈簧分離裝置的鎖定。綜上所述，可調(diào)試型彈簧分離裝置由彈簧支座、導向筒、活塞、壓縮彈簧、螺母以及收緊螺母組成。

可調(diào)式彈簧分離裝置

空間包絡對比情況

該設計過程實現(xiàn)了彈簧分離裝置輕量化、小型化，以某星彈簧分離裝置為例進行對比分析，在彈簧性能參數(shù)完全一致的情況下裝置高度由126mm降低到64mm，安裝操作空間高度由162mm降低到69mm，分別降低了49.2%、57.4%；質(zhì)量由255g降低為156g，降低了38.8%。

3　工作原理

可調(diào)式彈簧分離裝置工作原理：壓縮彈簧套在導向筒上，活塞拉桿穿過導向筒中間導向孔，向下壓活塞彈簧被壓縮，儲存能量。衛(wèi)星對接完畢，拆除底端的收緊螺母，活塞在壓縮彈簧的作用下頂在衛(wèi)星底板上，星箭解鎖時，壓縮彈簧通過活塞推動衛(wèi)星分離，彈簧釋放能量，衛(wèi)星獲得相對的分離速度實現(xiàn)星箭分離。

理論上衛(wèi)星分離姿態(tài)平穩(wěn)，各彈簧對衛(wèi)星質(zhì)心合力矩矢量和為零，考慮到彈簧力和衛(wèi)星質(zhì)心存在偏差，無法保證衛(wèi)星上合力矩始終為零。彈簧分離裝置對衛(wèi)星分離姿態(tài)的精確控制以彈簧組對的形式實現(xiàn)。根據(jù)衛(wèi)星質(zhì)心實測結(jié)果，調(diào)節(jié)彈簧行程，選取子星跡向分離模式，在機械系統(tǒng)動力學自動分析（ADAM S）平臺下對分離過程中的運動情況進行仿真，實現(xiàn)對衛(wèi)星姿態(tài)的分析和預測。

彈簧分布示意圖

以某衛(wèi)星為例，采用4套彈簧分離裝置，彈簧行程22mm，均勻分布分布圓直徑為Φ200mm，衛(wèi)星質(zhì)心橫移量（3.1mm，-1.5mm），將1號彈簧行程縮短4mm，將3號彈簧行程縮短2mm，考慮衛(wèi)星質(zhì)心偏差、彈簧行程及推力偏差、彈簧安裝位置偏差等因素。

分離速度為0.9 6m/s，彈簧作用時間為37～42m s。初始階段，彈簧對衛(wèi)星質(zhì)心的合力矩不為零，推動衛(wèi)星加速旋轉(zhuǎn)，當1、3號彈簧分離裝置達到最大行程后，2、4號彈簧分離裝置仍繼續(xù)工作，從而導致衛(wèi)星旋轉(zhuǎn)加速度反向迅速增大，分離角速度快速降低，實現(xiàn)衛(wèi)星的平穩(wěn)分離。以繞Y軸為例，衛(wèi)星分離過程中角速度最大為7.75（°）/s，最終調(diào)整為0.55（°）/s。

4　試驗情況

為了驗證分離彈簧分離裝置功能、性能以及結(jié)構(gòu)設計正確性，進行了地面模擬驗證試驗。試驗包括振動、分離試驗。

首先在振動臺上進行整個分離裝置的鑒定級振動試驗，振動試驗前手動解鎖彈簧分離裝置，測量分離裝置的工作行程。振動過程中，彈簧分離裝置處于打開狀態(tài)，振動試驗完成后，直接進行分離試驗。為降低外界干擾，分離試驗采用一分離體固定，另一分離體自由落體的方式，解鎖后被分離體作自由落體運動。分離過程通過高速攝影測試分離速度和分離姿態(tài)，分離試驗過程中架設4臺高速攝影，拍攝位置正對星的4個象限，2臺高速攝影為一組，通過測量星體的速度差來測試分離體的姿態(tài)。

振動試驗過程彈簧分離裝置未見異?，F(xiàn)象，分離試驗后測試彈簧裝置工作行程，和試驗前無變化。受火工品分離沖擊的影響，分離時刻衛(wèi)星體存在振動，未能精確測試到衛(wèi)星旋轉(zhuǎn)曲線。測試到了衛(wèi)星脫離彈簧分離裝置后的分離姿態(tài)，去除重力因素，得到分離速度和分離角速度試驗分析結(jié)果和仿真計算數(shù)據(jù)對比情況。試驗結(jié)果和仿真結(jié)果吻合度較好，驗證了彈簧分離裝置設計的可行性和合理性，其中受設備測量精度、火工品同步性等因素影響，結(jié)果存在一定偏差。

分離試驗方案

分離參數(shù)對比情況

5　結(jié)束語

基于“一箭二十星”發(fā)射要求，設計一種新型的輸出能量可調(diào)式彈簧分離裝置，裝置結(jié)構(gòu)簡單、尺寸更小、質(zhì)量更輕、安裝操作簡便、安裝空間小，可調(diào)節(jié)輸出能量，并成功地進行了地面模擬試驗，驗證了該裝置設計的合理性和正確性，具有廣泛的通用性，已在清華星、哈工大衛(wèi)星上推廣使用。

Structure Design and Research of Energy Adjustable Miniature Spring Separation Device for Satellite and Launch-vehicle