皮衛(wèi)星星箭分離機構(gòu)設(shè)計樣板

1、2. 皮衛(wèi)星星箭分離機構(gòu)設(shè)計2.1 引言隨著微納技術(shù)（MNT）和微電子機械系統(tǒng)（MEMS）技術(shù)的發(fā)展，光學(xué)、機械、電子等設(shè)備的物理尺寸越來越小，國際航天界在20世紀(jì)末出現(xiàn)了小衛(wèi)星的研究熱潮。皮衛(wèi)星作為公斤級衛(wèi)星，因其研制周期短、成本低，而成為了高校參與航天事業(yè)的一個契機。皮衛(wèi)星體積小、重量輕，不能使用傳統(tǒng)的包帶式星箭連接機構(gòu)作為其星箭連接分離裝置，需根據(jù)皮衛(wèi)星外形尺寸和設(shè)計要求自行設(shè)計。為縮短皮衛(wèi)星研制周期，減少設(shè)計成本，斯坦福大學(xué)與加州理工大學(xué)聯(lián)合制訂了立方星標(biāo)準(zhǔn)，并設(shè)計研制了立方星星箭分離裝置P-POD，隨后又相繼出現(xiàn)了SPL，RAFT，T-POD,X-POD等型號的皮衛(wèi)星星箭分離裝置?！?/p>

2、皮星一號A”邊長150mm，且兩端各有兩條固定式螺旋天線，“皮星一號A”特殊的結(jié)構(gòu)尺寸要求為其量身打造一款符合其星箭連接分離要求的星箭分離機構(gòu)。2.2 皮衛(wèi)星星箭分離機構(gòu)設(shè)計要求和原則2.2.1 功能要求星箭分離是火箭發(fā)射過程中的最后一個環(huán)節(jié)，星箭是否正常分離直接關(guān)系到飛行器發(fā)射的成敗。皮衛(wèi)星星箭分離機構(gòu)必須具有以下功能：1) 連接皮衛(wèi)星與火箭，在發(fā)射過程中為皮衛(wèi)星提供支撐，承受皮衛(wèi)星傳遞的各種載荷；2) 在接收到分離信號后，可靠地實現(xiàn)星箭分離，分離過程中要求不影響衛(wèi)星的姿態(tài)。2.2.2 技術(shù)指標(biāo)要求皮衛(wèi)星星箭分離機構(gòu)所應(yīng)滿足的技術(shù)指標(biāo)如表2.1所示：表2.1 皮衛(wèi)星星箭分離機構(gòu)技術(shù)指標(biāo)序號指

3、標(biāo)名稱設(shè)計值1結(jié)構(gòu)參數(shù)外形尺寸291mm×223mm×262mm2重量3.5kg3工作溫度范圍45°CT70°C4皮衛(wèi)星分離速度0.5m/sV1.5m/s5過載軸向過載>7g6橫向過載>1.5g7基頻軸向基頻>30Hz8橫向基頻>30Hz9扭轉(zhuǎn)基頻>30Hz11分離姿態(tài)角度偏差滾動角度偏差|2o12俯仰角度偏差|3o13偏航角度偏差|3o14分離姿態(tài)角速度偏差滾動角速度偏差|w|3o/s15俯仰角速度偏差|w|3o/s16偏航角速度偏差|w|3o/s2.2.3 設(shè)計原則皮衛(wèi)星星箭分離機構(gòu)除了滿足一般的機械構(gòu)件設(shè)計原則外，還需

4、滿足：1) 突出剛度設(shè)計。星箭分離機構(gòu)承受的主要載荷是火箭發(fā)射時產(chǎn)生的載荷，特別是動載荷。因此星箭分離機構(gòu)需以提高結(jié)構(gòu)剛度為主要目標(biāo)，以提高整體結(jié)構(gòu)的自然頻率來最大限度地減輕與運載火箭的動力耦合作用，降低衛(wèi)星結(jié)構(gòu)承受的動載荷和動應(yīng)力，保證星箭分離機構(gòu)結(jié)構(gòu)不被破壞。2) 輕量化設(shè)計。皮衛(wèi)星一般采取搭載方式，受火箭發(fā)射裕量的限制，且星箭分離質(zhì)量與發(fā)射成本關(guān)系密切，因此在保證星箭分離機構(gòu)剛度的前提下應(yīng)盡量減輕質(zhì)量，實現(xiàn)輕量化設(shè)計。3) 適應(yīng)空間環(huán)境。空間環(huán)境包括高真空、高低溫、微重力等特殊條件，因此對設(shè)計提出了特殊要求。例如：暴露在空間環(huán)境中的結(jié)構(gòu)和機構(gòu)表面材料不會發(fā)生性能退化；密封結(jié)構(gòu)應(yīng)避免內(nèi)外壓

5、差而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞，活動部件應(yīng)防止真空冷焊現(xiàn)象發(fā)生；結(jié)構(gòu)和機構(gòu)應(yīng)防止因溫度變化發(fā)生大的變形等。4) 保證高度可靠。衛(wèi)星發(fā)射后出現(xiàn)故障難以修復(fù)，不可維護的特點要求星箭分離機構(gòu)具有很高的可靠性，特別是運動部件。5) 滿足一次使用。星箭分離機構(gòu)只經(jīng)歷一次發(fā)射過程，承受火箭動力載荷時間很短，不須考慮其疲勞破壞因素。2.3 材料選取星箭分離機構(gòu)在發(fā)射過程中要承受火箭的振動沖擊，還要承受真空、溫度大幅度變化、輻射等狀況，因此星箭分離機構(gòu)主體材料必須具有足夠的強度、剛度、導(dǎo)熱性、抗輻射、抗腐蝕能力。從加工工藝上考慮，材料還必須具有良好的切削性能。歐美航天材料一般選取相同或類似于美國牌號的鋁合金2014、202

6、4、2124、6061、7050、7075等，國內(nèi)航天材料一般選取2A12（LY12）、2A14（LD10）、2219（LY19）、6A02（LD2）、7A04（LC4）等。星箭分離機構(gòu)主要采用2A14加工而成。2A14密度約為2.8g/cm3，熔點為660左右，彈性模量為73GPa，切邊模量為27.9GPa，泊松比0.31，熱導(dǎo)率200W/（mK），經(jīng)T6處理后屈服強度為415MPa，具有較高的比強度、比模量，斷裂韌性和疲勞強度，還具有良好的加工成形性能和耐腐蝕性能，導(dǎo)熱性、抗磁、抗輻射性能良好。2.4 皮衛(wèi)星星箭分離機構(gòu)方案設(shè)計2.3.1 皮衛(wèi)星安裝與分離方案皮衛(wèi)星采用側(cè)向分離方式，即皮衛(wèi)

7、星沿軌道法向分離。這種分離方式可確保皮衛(wèi)星與火箭、主星之間不會產(chǎn)生碰撞，保證主星與皮星安全。在II、IV基準(zhǔn)上對稱安裝皮衛(wèi)星可保證皮星分離對火箭擾動較少。圖2.1 皮衛(wèi)星、主星與火箭安裝示意圖2.3.2 整體結(jié)構(gòu)方案星箭分離機構(gòu)整體結(jié)構(gòu)如圖2.2所示，星箭分離機構(gòu)整體為筒式對稱結(jié)構(gòu)，框體為星箭分離機構(gòu)主體，中央為四條直線導(dǎo)軌，兩端為容納展開式螺旋天線而設(shè)計的空間；框體后端采用圓錐彈簧作為星箭分離機構(gòu)儲能原件，圓錐彈簧通過彈簧座與推板相連，彈簧力通過推板推動皮衛(wèi)星運動；前端為艙門，艙門下端通過轉(zhuǎn)軸與框體相連，上端通過鈦桿鎖緊。星箭分離機構(gòu)其余元器件均采用螺紋結(jié)構(gòu)與框體連接?？蝮w整體結(jié)構(gòu)主要采用線

8、切割加工工藝，加工成本低，剛度好。導(dǎo)軌導(dǎo)向結(jié)構(gòu)可保證衛(wèi)星以較少的擾動角速度彈射分離?？蝮w圓錐彈簧推板導(dǎo)軌火工器鈦桿擋板艙門扭簧鎖緊機構(gòu)限位機構(gòu)圖2.2 星箭分離機構(gòu)結(jié)構(gòu)示意圖2.3.3 星箭分離機構(gòu)工作原理在火箭發(fā)射入軌過程中，星箭分離機構(gòu)需承受復(fù)雜力學(xué)載荷，保證星箭可靠連接；在進入預(yù)定軌道后，雙點火器接收到分離信號，火工器工作，切斷鈦桿，艙門在扭簧作用下打開，皮衛(wèi)星在圓錐彈簧推動下實現(xiàn)彈射分離。為防止皮衛(wèi)星與艙門干涉而影響入軌姿態(tài)，在艙門打開前期由限位機構(gòu)限制衛(wèi)星向外運動，當(dāng)打開一定角度后，鎖緊機構(gòu)實現(xiàn)艙門的鎖定。2.5 動力系統(tǒng)設(shè)計星箭分離機構(gòu)動力系統(tǒng)包括提供星箭分離沖量的分離彈簧和為艙門

9、提供扭矩的扭簧。因發(fā)射環(huán)境比較復(fù)雜，為保證星箭可靠分離，分離彈簧彈性剛度不宜過小。在星箭分離前期，由凸輪限位機構(gòu)限制星體的彈射分離，當(dāng)凸輪限位機構(gòu)與衛(wèi)星脫離接觸后，凸輪限位機構(gòu)不能與衛(wèi)星下表面太陽能電池片發(fā)生刮擦，這要求艙門有較快的打開速度。在艙門打開一定角度后，為防止艙門反彈與衛(wèi)星干涉，由艙門鎖緊機構(gòu)鎖緊艙門，因艙門鎖緊機構(gòu)采用彈簧定位銷原理，艙門打開速度過快將影響到艙門的鎖緊甚至使艙門鎖緊失效。因此，扭簧彈性系數(shù)在滿足凸輪限位機構(gòu)不與衛(wèi)星表面太陽能電池片發(fā)生刮擦的前提下應(yīng)盡量小。（a）星箭分離前（b）星箭分離中（c）星箭分離后圖2.3 星箭分離過程2.5.1 分離彈簧設(shè)計在不考慮彈簧彈性阻

10、尼、星體與導(dǎo)軌間摩擦力、星體與凸輪機構(gòu)的干涉作用的前提下，根據(jù)能量守恒原理，有關(guān)系如下：其中，因，可求得彈簧彈性系數(shù)。圓錐形螺旋彈簧與圓柱形螺旋彈簧比較，具有較大的橫向穩(wěn)定性。這種彈簧在受載后，在大圈未接觸前特性曲線為直線，在大圈接觸后，有效工作圈數(shù)減少，剛度逐漸增大。因彈簧剛度為變值，自振頻率也是變值，有利于避免共振現(xiàn)象的發(fā)生。彈簧圈開始接觸時的載荷和變形分別為：彈簧圈開始接觸后的載荷和變形分別為：其中為切變模量，為簧絲直徑，為節(jié)距，為彈簧大徑，為小徑，為最大自由圈半徑，為彈簧壓并時的節(jié)距，航天產(chǎn)品要求利用有效容積，為使結(jié)構(gòu)緊湊，圓錐彈簧需滿足，即，使完全壓并后的圓錐彈簧為餅狀結(jié)構(gòu)。圓錐彈簧

11、計算結(jié)果如表2.2所示。表2.2 圓錐形螺旋彈簧計算項目單位公式及數(shù)據(jù)已知條件彈簧類型完全壓并式等節(jié)距圓錐形螺旋彈簧彈簧材料1Cr18Ni9，G=71GPa，E=193GPa簧絲直徑dmmd=4大圈半徑R2mmR2=70小圈半徑R1mmR1=39節(jié)距tmm30接觸前彈簧剛度KN/mK=270有效圈數(shù)n圈6支承圈數(shù)ns1及ns2圈3/4第n圈的平均半徑mmR=R2-(R2-R1)n/n=70-31/6=64.83R=R2-(R2-R1)n/n=70-31/3=59.67R=R2-(R2-R1)n/n=70-31/2=54.5R=R2-(R2-R1)n/n=70-31×2/3=49.33

12、R=R2-(R2-R1)n/n=70-31×5/6=44.17R=39彈簧開始接觸時載荷N24.84彈簧開始接觸時變形mm91.82第一圈壓并時載荷N31.27第一圈壓并時變形mm111.8第二圈壓并時載荷N40.1第二圈壓并時變形mm130.79第三圈壓并時載荷N52.63第三圈壓并時變形mm148.37第四圈壓并時載荷N70.98第四圈壓并時變形mm163.65第五圈壓并時載荷N98.87第五圈壓并時變形mm175.13第六圈壓并時載荷N143.63第六圈壓并時變形mm180圓錐彈簧所受載荷與變形關(guān)系圖如下：圖2.4 圓錐彈簧載荷與變形關(guān)系圖（注釋字太?。﹫D2.5 圓錐彈簧結(jié)構(gòu)尺

13、寸圖2.5.2 扭簧設(shè)計為防止皮衛(wèi)星與艙門發(fā)生干涉，在艙門打開前期，由凸輪限位機構(gòu)限制皮衛(wèi)星運動，凸輪限位機構(gòu)具體結(jié)構(gòu)尺寸如圖2.5所示，皮衛(wèi)星前邊緣與凸輪限位機構(gòu)兩條圓弧接觸（見圖2.6），分別以衛(wèi)星分離前的前下邊緣和艙門軸心為原點建立坐標(biāo)系OXY和oxy，其中OXY固定，oxy隨艙門一起轉(zhuǎn)動。圖2.6 凸輪限位機構(gòu)結(jié)構(gòu)尺寸圖 圖2.7 坐標(biāo)系建立第一段弧線坐標(biāo)方程為：第二段弧線坐標(biāo)方程為：坐標(biāo)系oxy與0XY的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換方程為：根據(jù)動力學(xué)普遍方程，艙門打開前期，衛(wèi)星彈射與艙門打開動力學(xué)方程為：式中，為分離彈簧作用力，為扭簧剛度，為艙門繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動慣量，、為星體彈射距離和彈射加速度，、為艙門打開

14、角度和角加速度。根據(jù)圓弧方程和坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換，求得兩段圓弧與衛(wèi)星接觸時，衛(wèi)星彈射距離與艙門打開角度間關(guān)系為：式中。對式求導(dǎo)，代入式中，利用matlab Simulink程序，以艙門凸輪限位機構(gòu)上與皮衛(wèi)星接觸點在X方向上的加速度大于皮衛(wèi)星分離加速度為該階段的終止條件，可求得艙門打開前期皮衛(wèi)星彈射距離、速度及艙門打開角度、角速度。圖2.8 皮衛(wèi)星分離前期運動學(xué)分析simulink建模在凸輪限位機構(gòu)與艙門脫離接觸后，艙門打開速度越來越快，最后由鎖定機構(gòu)鎖定，而皮衛(wèi)星則以較小的初始速度在分離彈簧作用下彈射分離。該階段的動力學(xué)方程為：、為上階段皮衛(wèi)星與凸輪限位機構(gòu)脫離接觸時刻的計算值，也是下階段式的初始值，

15、分別建立皮衛(wèi)星與凸輪限位機構(gòu)脫離接觸后皮衛(wèi)星和艙門動力學(xué)simulink模型。圖2.9 皮衛(wèi)星與凸輪限位機構(gòu)脫離接觸后皮衛(wèi)星動力學(xué)分析simulink建模圖2.10 皮衛(wèi)星與凸輪限位機構(gòu)脫離接觸后艙門動力學(xué)分析simulink建模通過計算，求得，扭簧彈性系數(shù)計算公式為：式中，為簧絲直徑，為彈簧中徑，為單個扭簧圈數(shù)。根據(jù)扭簧安裝位置尺寸及扭簧彈性系數(shù)要求，扭簧結(jié)構(gòu)尺寸如圖所示：圖2.11 扭簧結(jié)構(gòu)尺寸圖該扭簧為兩個單個扭簧并聯(lián)而成，扭簧彈性系數(shù)計算如下：經(jīng)計算，在艙門打開111度時，凸輪限位機構(gòu)與皮衛(wèi)星脫離接觸，凸輪限位機構(gòu)與皮衛(wèi)星下表面最少距離為1.62mm，凸輪限位機構(gòu)所能限定的極限角度為1

16、30度，皮衛(wèi)星體表太陽能電池片約0.5mm厚，故星箭分離機構(gòu)可有效防止艙門與皮衛(wèi)星表面的刮擦。圖2.12 艙門打開限位極限角度狀態(tài)圖2.13 凸輪限位機構(gòu)與皮衛(wèi)星X向距離與艙門打開角度關(guān)系圖2.6 防干涉系統(tǒng)設(shè)計防干涉系統(tǒng)是為防止在皮衛(wèi)星釋放過程中皮衛(wèi)星分離方向上存在障礙物，保證皮衛(wèi)星分離安全而設(shè)計的，防干涉系統(tǒng)包括凸輪限位機構(gòu)和艙門鎖定機構(gòu)。2.6.1 凸輪限位機構(gòu)設(shè)計在皮衛(wèi)星進入預(yù)定軌道后，艙門打開，皮衛(wèi)星在分離彈簧作用下分離，若皮衛(wèi)星分離速度過快，艙門打開速度較慢，皮衛(wèi)星與艙門必發(fā)生干涉而影響到皮衛(wèi)星入軌姿態(tài)，損壞皮衛(wèi)星體表太陽能電池片。凸輪限位機構(gòu)就是為了防止這種情況出現(xiàn)而設(shè)計的。凸輪

17、限位機構(gòu)的設(shè)計原理是：在分離前期，凸輪限位機構(gòu)限制皮衛(wèi)星分離位移和速度，在艙門打開到一定角度后，凸輪限位機構(gòu)與皮衛(wèi)星脫離接觸，該時刻艙門角速度很快，而皮衛(wèi)星速度較慢，在后續(xù)分離過程中艙門與皮衛(wèi)星不再接觸。在凸輪限位機構(gòu)與皮衛(wèi)星脫離接觸時刻，因皮衛(wèi)星彈射距離，皮衛(wèi)星總長，皮衛(wèi)星絕大部分仍留在筒式直線導(dǎo)軌內(nèi)，故凸輪限位機構(gòu)對分離姿態(tài)影響較小。圖2.14 凸輪限位機構(gòu)受力情況圖凸輪限位機構(gòu)在艙門打開過程中，受到皮衛(wèi)星的推力和與皮衛(wèi)星的摩擦力影響，凸輪限位機構(gòu)與皮衛(wèi)星間的作用力矩計算如下：當(dāng)角較小時，比較小甚至為負(fù)值，艙門打開速度減慢，將影響星箭正常分離甚至破壞皮衛(wèi)星表面太陽能電池片。因鋁合金間動摩擦

18、系數(shù)，故。圖2.15 角與艙門打開角度關(guān)系圖圖2.15為角與艙門打開角度關(guān)系圖，從上圖可看出，凸輪限位機構(gòu)，為正，不會給星箭分離帶來負(fù)面影響。2.6.2 艙門定位機構(gòu)設(shè)計艙門在打開角度較大時將會碰觸到星箭連接平臺產(chǎn)生反彈，與彈射分離中的皮衛(wèi)星發(fā)生干涉，嚴(yán)重影響到皮衛(wèi)星安全及星箭的正常分離。為防止艙門反彈現(xiàn)象的發(fā)生，當(dāng)艙門打開150度時，采用艙門定位機構(gòu)給艙門定位，艙門定位機構(gòu)采取彈簧定位銷結(jié)構(gòu)，具體結(jié)構(gòu)見圖2.16所示。在艙門打開150度時，角速度約，定位銷質(zhì)量為，艙門銷孔為4.8mm，銷釘直徑4.5mm，故定位銷彈簧需在0.001s時間內(nèi)實現(xiàn)艙門定位。經(jīng)計算得出定位銷彈簧選用結(jié)果如下：表2.3 定位銷彈簧選用項目單位公式及數(shù)據(jù)已知條件彈簧材料1Cr18Ni9，G=71GPa，