火星探測(cè)器分離試驗(yàn)方法研究

董 愨，鄭圣余，馮 偉，王臨政，王辰星，陳啟威，王 振

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引言

自從人類有能力進(jìn)行太空探索便開(kāi)始不斷嘗試進(jìn)行火星探測(cè)，蘇聯(lián)從1960 年起向火星發(fā)射了多個(gè)探測(cè)器，但全部失敗，其中1971年發(fā)射的“火星3號(hào)”雖然成為有史以來(lái)首個(gè)著陸火星表面的探測(cè)器，但沒(méi)有獲取任何探測(cè)數(shù)據(jù)，著陸僅20 s后即與地球失聯(lián)。美國(guó)于1964年開(kāi)始先后發(fā)射了“水手號(hào)”系列探測(cè)器，其中“水手4 號(hào)”成為首個(gè)向地球發(fā)回火星近距離圖像數(shù)據(jù)的探測(cè)器[1]。1975 年發(fā)射的“海盜號(hào)”探測(cè)器成功著陸火星，并獲取大量火星表面數(shù)據(jù)和圖像。其后有多個(gè)火星探測(cè)任務(wù)，包括日本的“希望號(hào)”、歐洲的“火星快車”以及美國(guó)的“火星探測(cè)漫游者”“鳳凰號(hào)”等，陸續(xù)實(shí)現(xiàn)了火星表面軟著陸及漫游探測(cè)，獲得了大量火星表面環(huán)境信息[2-9]。進(jìn)入21世紀(jì)，隨著世界各航天大國(guó)經(jīng)濟(jì)和科技實(shí)力的發(fā)展，火星探測(cè)再次成為關(guān)注焦點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)火星的載人飛行探測(cè)被認(rèn)為是21 世紀(jì)上半葉行星際探測(cè)的重要目標(biāo)[10-13]。

火星探測(cè)器包括環(huán)繞火星的探測(cè)器（環(huán)繞器）與著陸火星的探測(cè)器（著陸器），二者作為一個(gè)組合體同步發(fā)射，在火星環(huán)繞軌道分離，著陸器獨(dú)自進(jìn)入火星大氣。由于火星存在稀薄的大氣，故著陸器必須具有防燒蝕外殼保護(hù)其不被火星大氣阻力損壞，并在接近火星表面時(shí)將其保護(hù)外殼拋離。著陸器保護(hù)外殼由大底和背罩2部分組成，著陸器在距火星表面約6 km處拋離大底，待下降至距火星表面約3 km處拋離背罩，最后著陸平臺(tái)在減速傘作用下平穩(wěn)下降，完成著陸[13-15]。

為驗(yàn)證探測(cè)器分離系統(tǒng)的可靠性須進(jìn)行分離試驗(yàn)，常用的分離試驗(yàn)系統(tǒng)有自由落體式、水平分離式和配重式等。例如，某飛船返回艙和逃逸器分離試驗(yàn)采用自由落體方式，但該方式只適用于模擬地面重力環(huán)境的分離試驗(yàn)；某飛船初樣采用水平分離方式，該方式要求分離對(duì)象能夠水平懸吊，一般適用于大型柱段式航天器；某月球探測(cè)器的器間分離試驗(yàn)采用配重式分離方式，該方式適用于由多個(gè)分艙段逐個(gè)對(duì)接所組成的航天器的分離試驗(yàn)，但只能模擬微重力環(huán)境下的分離試驗(yàn)。

本文以配重式分離試驗(yàn)系統(tǒng)為基礎(chǔ)，改進(jìn)設(shè)計(jì)出適應(yīng)火星探測(cè)器分離試驗(yàn)各種工況的試驗(yàn)系統(tǒng)，并通過(guò)基于探測(cè)器模擬件的模擬分離試驗(yàn)驗(yàn)證該系統(tǒng)的功能和性能。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

火星探測(cè)器分離試驗(yàn)包含2種重力系統(tǒng)——零重力環(huán)境下的著陸器與環(huán)繞器分離以及火星重力環(huán)境下的著陸器大底與背罩分離。

著陸器與環(huán)繞器分離工況中，試驗(yàn)系統(tǒng)需要平衡環(huán)繞器質(zhì)量，配重重力為

其中：mq為著陸器總質(zhì)量；g為地球重力加速度。

大底分離試驗(yàn)在著陸器/環(huán)繞器分離和背罩分離之間，由于大底分離試驗(yàn)中大底是向下自由分離，試驗(yàn)系統(tǒng)僅起類似吊具的作用，所以本文不對(duì)該分離工況進(jìn)行討論。

背罩分離工況中，著陸器拋離大底后在減速傘的作用下以接近勻速的速度下降，故背罩在分離瞬間所承受的拉力為mtgh，此外試驗(yàn)系統(tǒng)需平衡背罩在地面重力環(huán)境下的重力，故整體配重重力為

其中：mb為背罩質(zhì)量；mt為著陸器拋離大底、背罩后的著陸平臺(tái)質(zhì)量；gh為火星表面重力加速度（約3.71 m/s2）。

以上的配重重力要求僅在分離開(kāi)始到分離面距離達(dá)到分離行程要求的過(guò)程中有效，其中著陸器與環(huán)繞器分離工況的分離行程取50 mm，背罩分離工況的分離行程取350 mm。

分離試驗(yàn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)目標(biāo)是在分離瞬間（即分離行程范圍內(nèi)）為被分離的艙體提供一個(gè)向上的拉力，以模擬分離面在分離瞬間的真實(shí)受力情況。先計(jì)算得到分離時(shí)所需的拉力，然后以配重塊加定滑輪組提供所需拉力，形成被動(dòng)式試驗(yàn)系統(tǒng)。該試驗(yàn)系統(tǒng)的基本組成包括試驗(yàn)支架、滑輪組與懸吊索、配重塊等；為了保證試驗(yàn)安全性和獲取試驗(yàn)數(shù)據(jù)，還設(shè)計(jì)了緩沖機(jī)構(gòu)、逆止機(jī)構(gòu)、拉力傳感器等，如圖1所示。

試驗(yàn)支架用于支撐和安裝所有部件，須具有足夠強(qiáng)度，其內(nèi)部包絡(luò)面積要能夠容納探測(cè)器，并有足夠余量防止分離過(guò)程中由于被分離艙體發(fā)生隨機(jī)擺動(dòng)造成艙體與支架碰撞，內(nèi)部高度需要容納探測(cè)器本體并有足夠上升高度包絡(luò)分離行程與緩沖行程。

圖1 分離試驗(yàn)系統(tǒng)基本組成Fig. 1 Configuration of the separation test system

懸吊索橫跨試驗(yàn)支架頂部?jī)蛇叄c定滑輪組共同將配重塊重力以向上的方向作用在被分離艙體上。該繩索需要在滿足配重塊拉力的前提下具有較高的抗拉強(qiáng)度，以保證整個(gè)系統(tǒng)的尺寸鏈穩(wěn)定。

根據(jù)本試驗(yàn)中要求吊繩的拉伸剛度K為6×106N/m，總長(zhǎng)度 L 為 12 m，鋼絲繩材料的彈性模量E為209 GPa，設(shè)A為鋼絲繩橫截面積，則根據(jù)拉伸剛度計(jì)算公式

鋼絲繩的理論半徑（假設(shè)鋼絲繩截面為圓形）為

直徑超過(guò)20 mm的鋼絲繩一般為7股，如圖2所示，因此鋼絲繩實(shí)際直徑?與理論半徑R的關(guān)系為

本試驗(yàn)選取鋼絲繩直徑為24 mm。

圖2 7 股鋼絲繩截面Fig. 2 Section view of the seven-strand wire rope

鋼絲繩的直徑越大，所需的滑輪直徑越大，直徑24 mm鋼絲繩對(duì)應(yīng)的滑輪直徑為630 mm。而滑輪直徑過(guò)大將導(dǎo)致滑輪的安裝支座尺寸大，受力狀態(tài)差。因此，可將直徑24 mm的鋼絲繩拆分為6條直徑10 mm的鋼絲繩，兩者橫截面相當(dāng)，而后者對(duì)應(yīng)的滑輪直徑可減小至260 mm，同時(shí)多條鋼絲繩并聯(lián)能有效防止艙體在懸吊狀態(tài)下發(fā)生旋轉(zhuǎn)。

分離開(kāi)始后，被分離艙體連同懸吊索、配重塊等一起運(yùn)動(dòng)，需用緩沖機(jī)構(gòu)來(lái)消耗該組合體的動(dòng)能，使其運(yùn)動(dòng)速度能夠平穩(wěn)降低至0。如圖3所示，緩沖器是緩沖機(jī)構(gòu)中的吸能裝置，安裝在試驗(yàn)支架頂部，緩沖擋塊固連在懸吊索中，分離前緩沖器距離緩沖擋塊1800 mm（大于分離行程加緩沖行程）。

圖3 緩沖機(jī)構(gòu)及緩沖器Fig. 3 Design of the buffer mechanism and the buffer

逆止機(jī)構(gòu)的主要功能是保證被分離艙體不會(huì)在分離后因?yàn)橹亓φ`差導(dǎo)致反向向下運(yùn)動(dòng)，以確保試驗(yàn)安全。

配重塊為一組質(zhì)量不同的砝碼組，可以組合成所需的配重質(zhì)量，最小可調(diào)節(jié)質(zhì)量在1 kg以內(nèi)。在試驗(yàn)準(zhǔn)備和模擬試驗(yàn)時(shí)由提升機(jī)構(gòu)自動(dòng)升降配重塊，用拉力傳感器測(cè)量配重塊的質(zhì)量是否達(dá)到試驗(yàn)預(yù)定的要求，同時(shí)可記錄懸吊索上的瞬時(shí)拉力，對(duì)試驗(yàn)效果進(jìn)行評(píng)價(jià)。

2 著陸器與環(huán)繞器分離工況的防瞬時(shí)失重方法

由于配重塊同被分離艙體是由柔性鋼絲繩連接的，在分離瞬間，會(huì)出現(xiàn)短暫的著陸器失重現(xiàn)象。其產(chǎn)生原理如圖4所示，在分離前，著陸器重力與配重塊重力平衡，分離面上理論上無(wú)相互作用力；在分離時(shí)，分離推桿給著陸器一個(gè)瞬間沖量，著陸器被這個(gè)沖量推離分離面，由于其產(chǎn)生的加速度大于重力加速度，即著陸器瞬時(shí)失重，所以吊繩與著陸器連接的一側(cè)會(huì)在短時(shí)間內(nèi)呈松弛狀態(tài)；配重塊由于瞬間失去了向上的拉力，在重力的作用下開(kāi)始下降，而隨著配重塊的下降，吊繩被重新繃緊，著陸器重力補(bǔ)償恢復(fù)，著陸器以當(dāng)前速度繼續(xù)上升，直至緩沖擋塊碰到緩沖器使運(yùn)動(dòng)停止。

圖4 分離試驗(yàn)瞬間失重產(chǎn)生原理Fig. 4 Principle of instantaneous weightlessness in separation test

瞬時(shí)失重雖然持續(xù)時(shí)間很短，但其恰恰是分離試驗(yàn)的關(guān)鍵時(shí)間點(diǎn)，明顯的瞬時(shí)失重意味著此時(shí)失去了重力補(bǔ)償效果，會(huì)大大降低試驗(yàn)驗(yàn)證的有效性，必須避免。

針對(duì)該問(wèn)題提出一種基于拉伸彈簧組的防瞬時(shí)失重方法，將一段彈簧組件串聯(lián)在懸吊索和被分離艙體之間，在分離試驗(yàn)前，彈性結(jié)構(gòu)被拉長(zhǎng)，由于其與懸吊索串聯(lián)，所以其拉伸力同配重塊的重力相同，在兩器分離著陸器向上彈起的瞬間，由彈簧拉力提供重力補(bǔ)償；同時(shí)要防止彈簧被壓縮后再次被拉長(zhǎng)，須設(shè)計(jì)彈簧逆止結(jié)構(gòu)，使得彈簧組在自由狀態(tài)下只能被壓縮而不能被拉長(zhǎng)，不會(huì)產(chǎn)生拉力值和位置的振蕩。

拉伸彈簧組由1組10根并聯(lián)的彈簧組成（如圖5所示），彈簧組最大工作載荷為著陸器分離工況的配重塊重力（約13 000 N）；彈簧組內(nèi)各根彈簧通過(guò)頂盤和底盤并聯(lián)，頂盤和底盤之間有2根導(dǎo)向柱，防止彈簧組扭轉(zhuǎn)或彎折，頂盤處具有雙逆止結(jié)構(gòu)保護(hù)。

圖5 拉伸彈簧組件結(jié)構(gòu)Fig. 5 Structure of the extension spring assembly

拉伸彈簧組件頂盤處的雙逆止結(jié)構(gòu)如圖6所示，采用棘齒逆止和摩擦逆止2種方式互為備份。棘齒逆止是在彈簧導(dǎo)向柱與上層連接板之間安裝棘齒限位機(jī)構(gòu)，在彈簧導(dǎo)向柱上加工棘齒，將3片棘爪互成120°安裝在上層連接板側(cè)面，彈簧被拉長(zhǎng)后將棘爪合攏，以防止彈簧縮短后再次被拉長(zhǎng)。摩擦逆止是在導(dǎo)向柱與導(dǎo)向槽之間加若干楔形塊，并使其壓力角小于摩擦角，利用擠壓的摩擦力制動(dòng)；為了增大摩擦力，導(dǎo)向柱截面加工成梯形槽，抱住楔形塊，使導(dǎo)向柱只能單向運(yùn)動(dòng)，以防止彈簧縮短后再次被拉長(zhǎng)。

圖6 拉伸彈簧組件雙逆止結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)Fig. 6 Double inverse structure of the extension spring assembly

3 背罩分離工況的非平衡系統(tǒng)緩沖方法

傳統(tǒng)的配重式分離系統(tǒng)的適用工況是模擬零重力環(huán)境下的艙段分離，此時(shí)配重與被分離艙體質(zhì)量相同，系統(tǒng)需要緩沖的總動(dòng)能僅為分離推桿施加給被分離艙體的初始動(dòng)能 Et（約 30～300 J）。而著陸器背罩分離試驗(yàn)需要模擬火星重力條件，因此系統(tǒng)配重需按照式(2)計(jì)算，此時(shí)配重重力Gp遠(yuǎn)大于背罩本身的重力mbg，故在分離開(kāi)始直至緩沖機(jī)構(gòu)起作用的階段內(nèi)，組合體始終處于加速狀態(tài)，其動(dòng)能由配重塊的重力勢(shì)能所轉(zhuǎn)化。忽略因傳動(dòng)機(jī)構(gòu)摩擦損失的能量，則其總動(dòng)能為

其中L為分離試驗(yàn)中被分離艙體的總行程（本試驗(yàn)中約為 1100 mm）。由實(shí)際情況可看出，mtghL>>Et，因此試驗(yàn)系統(tǒng)在背罩分離試驗(yàn)中需要吸收的動(dòng)能遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于模擬零重力環(huán)境下需要吸收的動(dòng)能，超過(guò)了緩沖器的有效吸能范圍。

根據(jù)分離試驗(yàn)的試驗(yàn)要求，背罩分離工況的有效分離行程Le僅為330 mm，為被分離艙體總行程L的約30%。由式(6)可知，在保證有效分離行程的基礎(chǔ)上，總行程L越小，則需要吸收的能量越少；但同時(shí)L越小也代表分離試驗(yàn)后背罩被拉起的高度越小，背罩越容易同下方的著陸平臺(tái)產(chǎn)生磕碰風(fēng)險(xiǎn)。

基于以上分析，提出針對(duì)背罩分離工況的非平衡系統(tǒng)緩沖方法，在保證總分離行程從而保證試驗(yàn)安全的基礎(chǔ)上，降低需要吸收的能量。分析可知，在總分離行程L范圍內(nèi)，只有最初始的有效分離行程Le段需要保持配重Gp，在有效分離行程段之外的大部分行程內(nèi)，配重Gp帶動(dòng)艙體整體所做的加速運(yùn)動(dòng)是無(wú)意義的，僅僅用于保證試驗(yàn)安全，因此可將配重分為Gp1=mbg和Gp2=mtgh這2部分，在有效分離行程Le段內(nèi)2部分同時(shí)起作用，在有效分離行程Le段外則只有Gp1起作用，這樣就可將系統(tǒng)需要吸收的總動(dòng)能降低至

這樣可比配重拆分前需要吸收的總動(dòng)能降低約70%；再通過(guò)其他方式將Gp2產(chǎn)生的動(dòng)能從水平方向轉(zhuǎn)變?yōu)榇怪狈较颍蛊洳粫?huì)對(duì)系統(tǒng)造成水平方向上的沖擊，即可滿足試驗(yàn)要求。

根據(jù)以上分析，設(shè)計(jì)新的配重塊形式和輔助緩沖工裝，如圖7所示，配重塊總質(zhì)量為分離試驗(yàn)要求的配重質(zhì)量（本分離試驗(yàn)為約650 kg），將其分成大、小2部分，分別為Gp1/g（小配重）和Gp2/g（大配重），大配重塊壓在小配重塊上，配重連接桿從大配重塊中心的預(yù)留孔中穿過(guò)與小配重塊相連，大小配重塊的接觸面上設(shè)2處導(dǎo)向銷/孔，防止大配重塊發(fā)生側(cè)移。

圖7 分離式配重塊設(shè)計(jì)Fig. 7 Design of separable counterweight blocks

分離開(kāi)始前，在配重塊下方設(shè)置方框形支撐架，其尺寸要保證小配重塊下落時(shí)能從方框中穿過(guò)，而大配重塊能被支架阻擋，從而緩沖掉Gp2所產(chǎn)生的動(dòng)能，將緩沖器所需緩沖的能量減少為Et，以保證緩沖安全。大、小配重塊組合體通過(guò)配重連接桿與懸吊索相連，依靠整體的重力拉住探測(cè)器背罩，小配重塊下端最低點(diǎn)與地面之間的高度須大于總行程L，大配重塊下端面與方框支撐架上端面間的距離應(yīng)等于有效分離行程Le。

如圖8所示，在分離開(kāi)始后，背罩連接裝置解鎖，在有效分離行程Le內(nèi)，配重組合體一起下落，帶動(dòng)背罩上升，達(dá)到有效分離行程Le后，上方的大配重塊被垂直支撐架阻擋，小配重塊繼續(xù)下落，帶動(dòng)背罩繼續(xù)上升，直到達(dá)到總行程L。

圖8 分離式配重緩沖過(guò)程Fig. 8 Buffering process of separable counterweights

該方法意在既能夠保證安全的緩沖距離要求，又能盡量減小產(chǎn)生的動(dòng)能，以及避免動(dòng)能對(duì)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的水平?jīng)_擊，以更好地適應(yīng)類似背罩分離試驗(yàn)這樣的非零重力環(huán)境下的分離試驗(yàn)工況。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

為驗(yàn)證上述分離試驗(yàn)方法的有效性，使用火星探測(cè)器模擬件進(jìn)行模擬試驗(yàn)，包括著陸器與環(huán)繞器分離試驗(yàn)和背罩分離試驗(yàn)2個(gè)工況。

4.1 著陸器與環(huán)繞器分離試驗(yàn)

著陸器與環(huán)繞器分離試驗(yàn)狀態(tài)如圖9所示。

圖9 著陸器與環(huán)繞器分離試驗(yàn)前系統(tǒng)狀態(tài)Fig. 9 The system before the separation test of the lander and the orbiter

試驗(yàn)配重按式 (1) 計(jì)算，但需考慮試驗(yàn)吊具、吊繩以 及摩擦力產(chǎn)生的影響，故實(shí)際配重計(jì)算式應(yīng)為

其中：實(shí)際質(zhì)量測(cè)量后可知，著陸器質(zhì)量mq為1 280.16 kg，吊具質(zhì)量 md與吊繩質(zhì)量 ms共計(jì) 40.0 kg；根據(jù)經(jīng)驗(yàn)取摩擦阻力F為600 N。大量程力傳感器零漂實(shí)測(cè)為192 N，實(shí)際配重后得到力傳感器讀數(shù)為 13 711 N。

著陸器與環(huán)繞器分離試驗(yàn)過(guò)程中懸吊索上的拉力實(shí)測(cè)曲線如圖10所示，局部放大后可以看到：“分離前”階段拉力處于穩(wěn)定狀態(tài)，力傳感器讀數(shù)穩(wěn)定，只有噪聲影響；“分離過(guò)程”階段是火工品解鎖后分離彈簧推桿作用時(shí)間，約410 ms，繩上拉力值在降低，出現(xiàn)了輕微的失重現(xiàn)象，但幅度很小，說(shuō)明系統(tǒng)中增加的拉伸彈簧組件達(dá)到了預(yù)期的作用，大大降低了失重影響；“運(yùn)動(dòng)過(guò)程”是指分離彈簧推桿作用結(jié)束后，著陸器繼續(xù)向上運(yùn)動(dòng)，但緩沖擋塊尚未接觸到緩沖器的時(shí)間段，在該過(guò)程中，受到懸吊系統(tǒng)整體柔性的影響，拉力曲線呈振蕩狀態(tài)，振幅逐漸減??；“緩沖過(guò)程”是從緩沖擋塊接觸到緩沖器到著陸器完全停止運(yùn)動(dòng)的時(shí)段，此階段由于緩沖器的作用，繩上拉力呈振蕩降低，直到配重與著陸器停止運(yùn)動(dòng)，鋼絲繩被瞬間再次繃緊，使得繩上拉力出現(xiàn)1個(gè)明顯超調(diào)；“試驗(yàn)結(jié)束”階段配重與著陸器停止運(yùn)動(dòng)，繩上拉力存在殘余振蕩且振幅逐漸減小。

對(duì)比之前某月球探測(cè)器（模擬件）分離試驗(yàn)（未采用拉伸彈簧組件）所記錄的拉力曲線（圖11），可以看出拉伸彈簧組件對(duì)防止分離時(shí)瞬間失重現(xiàn)象的效果非常明顯。圖11同樣包括從“分離前”“分離過(guò)程”直到“試驗(yàn)結(jié)束”等5個(gè)階段，其中分離過(guò)程與火星探測(cè)器的著陸器與環(huán)繞器分離過(guò)程類似（僅被分離艙體質(zhì)量不同）。從圖中可以看出，在“分離過(guò)程”和“緩沖過(guò)程”這2個(gè)繩上加速度變化劇烈的階段，繩上拉力都出現(xiàn)了顯著下降，降幅接近 60%（從約 5.4 kN降至約 2.3 kN），表明系統(tǒng)出現(xiàn)了明顯的瞬時(shí)失重現(xiàn)象；而采用拉伸彈簧組件的火星探測(cè)器分離試驗(yàn)，在“分離過(guò)程”階段繩上拉力降幅僅約15%（從1.4 kN降至1.2 kN），瞬時(shí)失重現(xiàn)象得到了明顯抑制，驗(yàn)證了基于拉伸彈簧的防瞬時(shí)失重方法的有效性。

圖10 著陸器與環(huán)繞器分離試驗(yàn)過(guò)程懸吊索實(shí)測(cè)拉力曲線Fig. 10 Curve of tension during the separation test of the lander and the orbiter

圖11 某月球探測(cè)器分離試驗(yàn)過(guò)程懸吊索實(shí)測(cè)拉力曲線Fig. 11 Tension measured during the separation test of a lunar probe

4.2 著陸器背罩分離試驗(yàn)

著陸器背罩分離試驗(yàn)狀態(tài)如圖12所示。

試驗(yàn)配重按式(2)計(jì)算，但需考慮試驗(yàn)吊具、吊繩以及摩擦力產(chǎn)生的影響，故實(shí)際配重計(jì)算式應(yīng)為

其中：實(shí)際質(zhì)量測(cè)量后可知，背罩質(zhì)量mb為237.3 kg，吊具質(zhì)量md與吊繩質(zhì)量ms共計(jì)27.86 kg，著陸平臺(tái)質(zhì)量mt為891.5 kg；根據(jù)經(jīng)驗(yàn)取摩擦阻力F為175 N。最終，實(shí)際配重拉力為 6081 N。

圖12 背罩分離試驗(yàn)前系統(tǒng)狀態(tài)Fig. 12 The system status before the separation test of the back cover

背罩分離試驗(yàn)過(guò)程中懸吊索上的拉力實(shí)測(cè)曲線如圖13所示。

圖13 背罩分離試驗(yàn)過(guò)程拉力曲線Fig. 13 Curve of tension during the separation test of the back cover

“分離前”階段拉力處于穩(wěn)定狀態(tài)，力傳感器讀數(shù)穩(wěn)定，只有傳感器噪聲影響；“分離過(guò)程”中，大、小配重塊共同拉動(dòng)背罩上升，繩上拉力從配重重力降為背罩重力；在“運(yùn)動(dòng)過(guò)程”初始點(diǎn)，大配重塊落于支撐架上，小配重塊拉動(dòng)背罩繼續(xù)上升，繩上拉力減小為背罩重力；“緩沖過(guò)程”為緩沖擋塊接觸到緩沖器時(shí)刻到背罩完全停止運(yùn)動(dòng)，由于緩沖器的作用，繩上拉力呈振蕩降低，直到小配重塊與背罩停止運(yùn)動(dòng)，鋼絲繩被瞬間再次繃緊；“試驗(yàn)結(jié)束”階段指配重與著陸器停止運(yùn)動(dòng)后的時(shí)間段，繩上拉力存在殘余振蕩且振幅隨時(shí)間逐漸減小。

從拉力曲線可以看到，分離過(guò)程中運(yùn)動(dòng)時(shí)間共約1.52 s，背罩分離并停止后實(shí)測(cè)背罩拉力為2632 N，去除273 N的試驗(yàn)吊具自重和傳感器零漂，背罩（含傳感器電纜）實(shí)測(cè)質(zhì)量為240.7 kg（傳感器測(cè)量精度為0.2%），與系統(tǒng)設(shè)計(jì)的真實(shí)值237.3 kg基本相符。同時(shí)分離過(guò)程的拉力變化平穩(wěn)，系統(tǒng)大小配重塊分離正常，背罩減速過(guò)程正常平穩(wěn)，驗(yàn)證了所提出的非平衡系統(tǒng)分離方法的可行性。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)火星探測(cè)器分離試驗(yàn)要求，以某火星探測(cè)器型號(hào)為任務(wù)背景，對(duì)其分離試驗(yàn)系統(tǒng)主體部分的設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了研究，以被動(dòng)配重式分離系統(tǒng)為基礎(chǔ)，設(shè)計(jì)了適應(yīng)火星探測(cè)器的分離試驗(yàn)系統(tǒng)。針對(duì)分離試驗(yàn)的2個(gè)具體工況——環(huán)繞器與著陸器分離試驗(yàn)、背罩分離試驗(yàn)分別所面對(duì)的技術(shù)難點(diǎn)，提出了基于拉伸彈簧組件的著陸器與環(huán)繞器分離防瞬時(shí)失重方法，解決了被分離艙體在分離時(shí)帶有一定初速度的工況下，出現(xiàn)瞬時(shí)失重的問(wèn)題；提出了基于配重塊分離的非平衡系統(tǒng)緩沖方法，解決了模擬分離環(huán)境為非零重力環(huán)境時(shí)，配重式分離試驗(yàn)系統(tǒng)由于動(dòng)能過(guò)大難以直接采用緩沖器吸能緩沖的問(wèn)題。以上試驗(yàn)方法通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證證明有效可行。