微納衛(wèi)星釋放分離參數(shù)的測(cè)試方法

陳有梅 付碧紅 余成鋒 吉彥超

(上海微小衛(wèi)星工程中心，上海201120)

1 引言

微納衛(wèi)星因其體積小、研制周期短等優(yōu)點(diǎn)已成為航天產(chǎn)業(yè)中的重要組成部分。據(jù)統(tǒng)計(jì)，2017年全球共發(fā)射100kg以下的微納衛(wèi)星近300顆，占同期入軌航天器總數(shù)的67.5%。目前，微納衛(wèi)星的發(fā)射大都采取搭載或者一箭多星的方式，為保證搭載星不與主星分離時(shí)發(fā)生干涉或者多星分離時(shí)不發(fā)生干涉，幾乎所有微納衛(wèi)星都會(huì)根據(jù)自己的需求設(shè)計(jì)自己的分離釋放機(jī)構(gòu)[1]。

伴隨衛(wèi)星作為微納衛(wèi)星的一種，其分離形式較為少見。該種微納衛(wèi)星作為一個(gè)有效載荷安裝在主航天器上，跟隨主航天器一起發(fā)射、分離、入軌，跟隨主航天器運(yùn)行一段時(shí)間后，適時(shí)地從主航天器分離出去，對(duì)主航天器的運(yùn)行狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)控和拍照。該種微納衛(wèi)星在分離時(shí)刻會(huì)對(duì)主航天器造成一定的沖擊，同時(shí)由于該微納衛(wèi)星是從航天器的內(nèi)部釋放到太空中，所以分離過程中的沖擊、姿態(tài)和速度等參數(shù)至關(guān)重要。

本文以天宮二號(hào)伴隨衛(wèi)星的分離作為研究測(cè)試對(duì)象，提出一種地面模擬微納衛(wèi)星釋放分離測(cè)試方法，對(duì)衛(wèi)星分離過程中的姿態(tài)、速度及雙方的沖擊響應(yīng)進(jìn)行測(cè)量。

2 釋放分離試驗(yàn)方法及參數(shù)測(cè)量

2.1 地面模擬釋放分離試驗(yàn)方法

衛(wèi)星釋放分離試驗(yàn)中，有多種模擬方法[2]，本文所采用的模擬方法是將主航天器等效為固定端，用高精度試驗(yàn)架模擬，微納衛(wèi)星連同釋放機(jī)構(gòu)通過連接支架與試驗(yàn)架連接。為了在后面的數(shù)據(jù)處理中能夠快速消除重力加速度帶來的影響，衛(wèi)星分離速度方向指向地面。為防止對(duì)衛(wèi)星模擬件造成不必要的損壞，在衛(wèi)星的正下方及側(cè)邊均放置較厚的緩沖墊。

使用計(jì)算機(jī)對(duì)釋放機(jī)構(gòu)發(fā)出分離指令，分離釋放機(jī)構(gòu)解鎖，釋放彈簧裝置和重力加速度共同引起微納衛(wèi)星向下運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星與釋放機(jī)構(gòu)的分離。衛(wèi)星整個(gè)分離過程中在彈簧力[1]和重力的共同作用下向下作加速運(yùn)動(dòng)，隨著彈簧壓緊力的逐漸釋放微納衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)的加速度逐漸減小，在彈簧力作用結(jié)束后，微納衛(wèi)星將以自由下降的方式落在保護(hù)墊上。試驗(yàn)方案原理示意圖如圖1所示，實(shí)際試驗(yàn)系統(tǒng)TG-2伴隨衛(wèi)星釋放前試驗(yàn)狀態(tài)如圖2所示。

圖1 釋放分離方案原理示意圖Fig.1 Schematic diagram of releasing experiment

圖2 釋放分離試驗(yàn)圖Fig.2 Photo of releasing experiment

2.2 衛(wèi)星釋放參數(shù)測(cè)量

2.2.1 衛(wèi)星釋放速度的計(jì)算與測(cè)量

衛(wèi)星解鎖后的釋放動(dòng)力由一對(duì)彈簧裝置提供，根據(jù)彈簧特性計(jì)算可得衛(wèi)星在整個(gè)釋放過程中彈簧所釋放的彈性勢(shì)能。在衛(wèi)星釋放過程中，由于時(shí)間很短，根據(jù)能量守恒原理，幾乎所有彈性勢(shì)能均轉(zhuǎn)化為衛(wèi)星的動(dòng)能。將衛(wèi)星質(zhì)量代入即可獲取衛(wèi)星理論釋放速度。

衛(wèi)星釋放速度的測(cè)量過程采用每秒1000幀的高速攝影機(jī)記錄。將高速相機(jī)獲取的時(shí)間數(shù)據(jù)ti(ms)為自變量，位移數(shù)據(jù)xi(mm)為因變量，擬合衛(wèi)星的運(yùn)動(dòng)過程。將獲取的位移曲線函數(shù)對(duì)時(shí)間進(jìn)行一次微分即可獲取分離過程的速度函數(shù)。

試驗(yàn)采用的彈簧測(cè)試數(shù)據(jù)見表1。分離試驗(yàn)星的質(zhì)量為47.5kg，質(zhì)心分布和慣量特性與發(fā)射星一致。計(jì)算可知一對(duì)彈簧在規(guī)定行程內(nèi)釋放的能量W=5.778N·m，考慮釋放前后彈簧的彈性勢(shì)能全部轉(zhuǎn)化為衛(wèi)星的動(dòng)能，可以計(jì)算出衛(wèi)星的理論釋放速度為vTh=0.4932m/s。

表1 分離彈簧測(cè)試數(shù)據(jù)Tab.1 Testing data of releasing springs

對(duì)高速攝影機(jī)獲取的衛(wèi)星釋放數(shù)據(jù)進(jìn)行三次多項(xiàng)式擬合，曲線表達(dá)式如下

式中：S(t)——位移擬合曲線，m；ai——位移擬合系數(shù)；t——時(shí)間，s。

對(duì)得到的位移函數(shù)求導(dǎo)得到速度方程，表達(dá)式如下

分別對(duì)三次拍攝的數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合，得到的系數(shù)(保留4位有效數(shù)字)見表2。

表2 位移擬合系數(shù)Tab.2 Factor of distance fitting

整個(gè)釋放過程中，假定彈簧行程為S(t)=δ，通過擬合曲線的函數(shù)式可得衛(wèi)星分離時(shí)刻的時(shí)間，進(jìn)而可得分離時(shí)刻的速度。試驗(yàn)分離瞬間衛(wèi)星的動(dòng)能減去重力勢(shì)能即可獲取在軌分離時(shí)的動(dòng)能，兩個(gè)時(shí)刻的速度滿足如下關(guān)系

式中：vob——試驗(yàn)在軌分離時(shí)速度，m/s；vT——分離瞬間衛(wèi)星速度，m/s；g——重力加速度，m/s2。

令S(t)=17mm可獲取三條擬合曲線所需的時(shí)間分別為 38.01ms，37.39ms，37.97ms，獲取的三次試驗(yàn)分離速度、經(jīng)過分析獲取的在軌釋放速度及與理論釋放速度的誤差見表3。

表3 實(shí)測(cè)分離速度及分析結(jié)果Tab.3 Testing releasing speed and calculati ng result

文獻(xiàn)[3]中表明，綜合試驗(yàn)方法誤差、試驗(yàn)場(chǎng)地重力加速度誤差、空氣阻力誤差、高速攝影誤差及安裝偏差，誤差值應(yīng)在1.5%以內(nèi)。本文速度測(cè)試結(jié)果滿足誤差要求。

2.2.2 衛(wèi)星釋放姿態(tài)的測(cè)量

釋放姿態(tài)和星上單機(jī)測(cè)量系統(tǒng)如圖3所示。試驗(yàn)設(shè)備包括蓄電池組、微機(jī)械陀螺、光纖陀螺、沖擊傳感器、數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)器。由于衛(wèi)星釋放分離時(shí)外部線纜的干擾會(huì)影響姿態(tài)的穩(wěn)定，星上的采集系統(tǒng)與外界沒有任何連接，而是通過安裝在試驗(yàn)星內(nèi)的蓄電池給三軸陀螺、數(shù)據(jù)采集器提供電源。數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)器主要是完成高精度陀螺和沖擊傳感器信號(hào)采集和存儲(chǔ)，外部可以采用USB接口回放和復(fù)制數(shù)據(jù)，通過數(shù)據(jù)分析得到分離角速度和沖擊加速度。

本次試驗(yàn)選用3臺(tái)光纖陀螺，3臺(tái)陀螺分別與衛(wèi)星的三個(gè)坐標(biāo)軸平行安裝，通過星內(nèi)電池給三臺(tái)陀螺供電，并通過陀螺自帶的串口將其測(cè)量得到的數(shù)據(jù)記錄在數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)器中，本次試驗(yàn)采用的光纖陀螺的測(cè)量精度為0.001°/s。

圖3 釋放姿態(tài)和沖擊測(cè)量系統(tǒng)Fig.3 Testing system of releasing attitude and shock response

三次分離測(cè)量試驗(yàn)中均進(jìn)行了姿態(tài)測(cè)量，三次陀螺的測(cè)試數(shù)據(jù)如表4所示。第三次分離陀螺的釋放姿態(tài)測(cè)試曲線見圖4～圖6所示。

表4 釋放姿態(tài)測(cè)試數(shù)據(jù)Tab.4 Testing data of releasing attitude

圖4 滾動(dòng)方向釋放姿態(tài)測(cè)試曲線Fig.4 Testing figure of roll rate

圖5 俯仰方向釋放姿態(tài)測(cè)試曲線Fig.5 Testing figure of pitch rate

圖6 偏航方向釋放姿態(tài)測(cè)試曲線Fig.6 Testing figure of yaw rate

2.2.3 沖擊響應(yīng)的測(cè)量

沖擊響應(yīng)主要包括兩方面的沖擊，對(duì)航天器的沖擊和對(duì)衛(wèi)星的沖擊。對(duì)作為固定端的航天器的沖擊可以直接通過常規(guī)的沖擊測(cè)量方法直接測(cè)出。而對(duì)運(yùn)動(dòng)的微納衛(wèi)星的測(cè)量系統(tǒng)采用如圖3所示的測(cè)試系統(tǒng)。數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)器完成沖擊傳感器電壓信號(hào)采集和存儲(chǔ)，外部采用USB接口回放和復(fù)制數(shù)據(jù)，通過數(shù)據(jù)分析得到?jīng)_擊加速度。

根據(jù)傳感器電壓信號(hào)與沖擊響應(yīng)加速度值的關(guān)系特性，沖擊加速度按下式計(jì)算式中：k——沖擊傳感器靈敏度，g/V；U——傳感器電壓值，V。

安裝在星內(nèi)的數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)器采集的電壓值經(jīng)過轉(zhuǎn)換變成時(shí)域的沖擊加速度響應(yīng)值，再經(jīng)過傅里葉變換后得到頻域的沖擊響應(yīng)值。

三次分離測(cè)量試驗(yàn)中對(duì)星上沖擊均進(jìn)行了測(cè)量，共布置了8個(gè)測(cè)點(diǎn)，共計(jì)24路，表5給出了載荷安裝角附近三次的測(cè)試沖擊響應(yīng)值，量綱為g。

表5 沖擊響應(yīng)Tab.5 Shock response

2.3 在軌數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比

該型號(hào)的微納衛(wèi)星隨天宮二號(hào)航天器發(fā)射，入軌后進(jìn)行了在軌的釋放分離，星上儀器設(shè)備測(cè)得了衛(wèi)星釋放的姿態(tài)和釋放速度，滾動(dòng)0.7°/s，誤差9.5%；俯仰0.8°/s，誤差 -2.1%；偏航0.5°/s，誤差20%；釋放速度為0.49m/s，誤差0.34%。

3 結(jié)束語

利用高速攝影、光纖陀螺、沖擊傳感器以及數(shù)據(jù)采集器可測(cè)出地面模擬微納衛(wèi)星在軌釋放的釋放分離速度、姿態(tài)、沖擊等釋放分離參數(shù)。該測(cè)試方法排除了地面連接線纜等的干擾，其測(cè)試數(shù)據(jù)與在軌衛(wèi)星測(cè)試的釋放速度和姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比，數(shù)據(jù)基本一致，說明該方法可行有效，可很好地預(yù)估和預(yù)知衛(wèi)星在軌釋放的相關(guān)參數(shù)。