微納衛(wèi)星標(biāo)準(zhǔn)接口連接分離機構(gòu)技術(shù)研究

唐杰　康士朋　王金童　任海遼　江濤　周遇仁 （上海宇航系統(tǒng)工程研究所）

微納衛(wèi)星標(biāo)準(zhǔn)接口連接分離機構(gòu)技術(shù)研究

唐杰康士朋王金童任海遼江濤周遇仁 （上海宇航系統(tǒng)工程研究所）

微納衛(wèi)星通常是指質(zhì)量小于100kg、具有實際使用功能的衛(wèi)星。隨著航天型號產(chǎn)品的日益增多，小型化、輕型化的衛(wèi)星平臺是未來發(fā)展的一大趨勢。隨著高新技術(shù)發(fā)展和需求的推動，微納衛(wèi)星以體積小、功耗低、開發(fā)周期短，可編隊組網(wǎng)，以更低的成本完成很多復(fù)雜的空間任務(wù)的優(yōu)勢，在科研、國防和商用等領(lǐng)域發(fā)揮著重要作用。

微納衛(wèi)星多以“一箭多星”形式發(fā)射，尤其是2016年我國長征-6新一代火箭首飛，成功進行了“一箭二十星”發(fā)射，衛(wèi)星在火箭上的安裝形式多樣，對星箭連接分離機構(gòu)提出了更高的要求。

目前，微納衛(wèi)星的發(fā)射與運載器間尚無系列化通用標(biāo)準(zhǔn)接口，連接分離機構(gòu)形式差異較大，通用性差。因此，每顆新衛(wèi)星研制基本均需與運載器重新制定獨立接口協(xié)議，研制一套全新的分離機構(gòu)。這種情況下造成研制周期長、成本高，不利于微納衛(wèi)星的快速研制和部署。

為了解決微納衛(wèi)星快速發(fā)射部署的需求，根據(jù)衛(wèi)星的構(gòu)型、質(zhì)量、包絡(luò)、連接分離方式等需求進行差異化設(shè)計，開展了系列化通用連接分離機構(gòu)研究，以滿足不同種類衛(wèi)星發(fā)射任務(wù)的需求。本文以衛(wèi)星質(zhì)量為單位，開展了4類分離機構(gòu)典型產(chǎn)品的研究，提出了產(chǎn)品方案，進行了仿真設(shè)計研究，完成了地面驗證試驗。研究成果為微納衛(wèi)星分離機構(gòu)標(biāo)準(zhǔn)接口的推廣應(yīng)用提供參考。

1　皮衛(wèi)星軌道適配器

5kg以內(nèi)的微納衛(wèi)星，以立方體衛(wèi)星（CubeSat）為國際標(biāo)準(zhǔn)接口，1U為一個標(biāo)準(zhǔn)單元（體積100mm×100mm×100mm的立方體），質(zhì)量約1kg。立方體衛(wèi)星是模塊化的架構(gòu)，可以在1個軸或多個軸上擴展，形成2U、3U甚至更大的立方體衛(wèi)星，國際上一般采用通用的皮衛(wèi)星軌道適配器（POD）作為連接分離機構(gòu)。目前，國際上發(fā)射最多的是3U構(gòu)型的立方體衛(wèi)星，因此，重點開展3U立方體衛(wèi)星POD的研制，其設(shè)計遵循系列化、通用化原則，根據(jù)需求，逐步擴展1U、2U、6U產(chǎn)品的研制。

立方體衛(wèi)星適配器

POD通常組成為承載結(jié)構(gòu)體、艙門、彈簧、鎖緊釋放機構(gòu)等。承載結(jié)構(gòu)需根據(jù)不同衛(wèi)星體積大小需求進行調(diào)整；彈簧需根據(jù)衛(wèi)星質(zhì)量進行調(diào)整；艙門、推板和鎖緊釋放機構(gòu)則可作為通用零組件。

POD的工作原理：衛(wèi)星壓入POD箱體內(nèi)后，由艙門對POD進行壓緊，接到電信號后鎖緊釋放機構(gòu)解鎖，艙門在扭簧的作用下打開，當(dāng)門板轉(zhuǎn)動到90°后，衛(wèi)星在彈簧和推板的作用下彈出，衛(wèi)星的分離速度及分離姿態(tài)精度均由分離機構(gòu)保證。

針對不同質(zhì)量的衛(wèi)星，POD可分為1U、2U、3U、6U四種規(guī)格。

POD的產(chǎn)品規(guī)格

數(shù)值仿真：建立剛體仿真計算模型，對衛(wèi)星分離速度及分離姿態(tài)進行數(shù)值仿真，模型中考慮導(dǎo)軌間的接觸力、底座與衛(wèi)星間的接觸力。

根據(jù)仿真計算，衛(wèi)星分離速度約為1.6m/s，最大分離角速度約為2.25（°）/s。

試驗驗證：分配器通過了相關(guān)環(huán)境、功能性能試驗驗證，試驗結(jié)果和仿真預(yù)示吻合，達(dá)到預(yù)期效果。

分離仿真計算

POD的彈射試驗

2　點式盒型連接分離機構(gòu)

對于質(zhì)量在5～30kg的微納衛(wèi)星，開展了模塊化標(biāo)準(zhǔn)接口產(chǎn)品研制，通過點式盒型連接分離機構(gòu)進行星箭連接、分離。分離機構(gòu)由適配器、連接解鎖裝置、彈簧裝置三部分組成。采用模塊化設(shè)計，連接解鎖裝置、彈簧裝置為獨立單元，可以根據(jù)衛(wèi)星進行組合安裝，以適應(yīng)不同衛(wèi)星需求。

點式盒型連接分離機構(gòu)

連接分離機構(gòu)的振動試驗

連接分離機構(gòu)的分離試驗

工作原理：分離機構(gòu)通過對角布置的2個拉緊桿與衛(wèi)星底板連接，實現(xiàn)星箭可靠連接，承剪銷分布在連接解鎖裝置附近，承載剪切載荷，采用火工品切斷拉緊桿實現(xiàn)星箭解鎖。彈簧裝置周向呈90°均勻分布，彈簧裝置處于壓縮狀態(tài)，當(dāng)星箭解鎖時彈簧工作，把衛(wèi)星從火箭上彈出，實現(xiàn)星箭分離。

數(shù)值仿真：建立剛體仿真計算模型，對衛(wèi)星分離速度及分離姿態(tài)進行數(shù)值仿真，模型中考慮質(zhì)心偏差、彈簧力偏差和彈簧效率。根據(jù)仿真計算，星箭分離速度約為1.303m/s，最大分離角速度約為1.133（°）/s。

試驗驗證：連接分離機構(gòu)通過了相關(guān)環(huán)境、功能性能試驗驗證，試驗結(jié)果和仿真預(yù)示吻合，達(dá)到預(yù)期效果。

3　Φ300包帶連接解鎖裝置

對于質(zhì)量在30～80kg的衛(wèi)星，按照國際標(biāo)準(zhǔn)接口，采用Φ300包帶連接解鎖裝置進行星箭連接、分離。該裝置主要由包帶裝置、適配器和彈簧分離裝置等產(chǎn)品組成。

工作原理：連接時，將包帶連接解鎖裝置的V型塊卡緊分離面兩對接框的凸緣，預(yù)緊金屬帶切向安裝火工品，在預(yù)緊力作用下牢牢地將兩對接框連在一起。分離時，火工品起爆解鎖，V型塊脫落，兩對接框松開，在彈簧分離裝置作用下，將2個分離體分離。包帶連接解鎖裝置具有受力均勻、承載能力大、可靠性高，分離時衛(wèi)星上受到的分離振動和沖擊載荷小，有利于衛(wèi)星與箭體分離后的正常工作，具有確保入軌精度等顯著優(yōu)點，現(xiàn)廣泛應(yīng)用于星箭分離。

包帶連接解鎖裝置振動試驗

包帶連接解鎖裝置分離試驗

數(shù)值仿真：建立剛體仿真計算模型，對衛(wèi)星分離速度及分離姿態(tài)進行數(shù)值仿真，模型中考慮質(zhì)心偏差、彈簧力偏差和彈簧效率。根據(jù)仿真計算，星箭分離速度約為0.693m/s，最大分離角速度約為2.485（°）/s。

試驗驗證：Φ300包帶連接解鎖裝置通過了相關(guān)環(huán)境、功能性能試驗驗證，試驗結(jié)果和仿真預(yù)示吻合，達(dá)到預(yù)期效果。

4　四點式連接分離機構(gòu)

點式分離機構(gòu)的特點是結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕、傳力路徑優(yōu)，可以按照衛(wèi)星布局調(diào)整，適應(yīng)性好。對于質(zhì)量在80～150kg、構(gòu)型為桁架式結(jié)構(gòu)的衛(wèi)星，四點式分離機構(gòu)可作為理想的選擇方案。

四點式分離機構(gòu)要實現(xiàn)可靠連接、安全解鎖，選擇一種合適的火工品是至關(guān)重要的。設(shè)計上采用系列化產(chǎn)品，通過提供不同承載力的火工品實現(xiàn)連接、解鎖，滿足衛(wèi)星連接剛度、強度需求。

工作原理：衛(wèi)星底板通過4個火工品與運載火箭進行連接，連接解鎖裝置呈45°均布；采用4個相同的彈簧分離裝置作為分離動力源，彈簧力作用點呈45°均布，實現(xiàn)了衛(wèi)星與運載火箭的連接，火工品解鎖后由收集裝置進行收集，彈簧分離裝置提供分離動力源，使星箭按要求的相對分離速度完成分離。

四點式星箭連接分離機構(gòu)

四點式星箭連接分離機構(gòu)分離試驗

數(shù)值仿真：建立剛體仿真計算模型，對衛(wèi)星分離速度及分離姿態(tài)進行數(shù)值仿真，模型中考慮質(zhì)心偏差、彈簧力偏差和彈簧效率。根據(jù)仿真計算，星箭分離速度約為1m/s，最大分離角速度約為3.69（°）/s。

試驗驗證：連接分離機構(gòu)通過了相關(guān)環(huán)境、功能性能試驗驗證，試驗結(jié)果和仿真預(yù)示吻合，達(dá)到預(yù)期。

5　結(jié)束語

為了適應(yīng)微納衛(wèi)星快速發(fā)射任務(wù)，按照不同衛(wèi)星需求，研究形成系列化標(biāo)準(zhǔn)微納衛(wèi)星通用接口，完成了系列化通用星箭連接分離機構(gòu)產(chǎn)品研制，并成功地進行了地面模擬試驗，驗證了產(chǎn)品的合理性和正確性，具有廣泛的通用性。

Technologies of the Standard Interface Connection and Separation Mechanism of Micro-Nano Satellites