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1、2. 皮卫星星箭分离机构设计2.1 引言随着微纳技术 （MNT ）和微电子机械系统 （MEMS）技术的发展， 光学、机械、电子等设备的物理尺寸越来越小，国际航天界在20 世纪末出现了小卫星的研究热潮。皮卫星作为公斤级卫星，因其研制周期短、成本低，而成为了高校参与航天事业的一个契机。皮卫星体积小、 重量轻，不能使用传统的包带式星箭连接机构作为其星箭连接分离装臵， 需根据皮卫星外形尺寸和设计要求自行设计。为缩短皮卫星研制周期，减少设计成本， 斯坦福大学与加州理工大学联合制订了立方星标准，并设计研制了立方星星箭分离装臵P-POD ，随后又相继出现了SPL ，RAFT ，T-POD,X-POD等型号的
2、皮卫星星箭分离装臵。 “皮星一号 A”边长 150mm ，且两端各有两条固定式螺旋天线，“皮星一号A”特殊的结构尺寸要求为其量身打造一款符合其星箭连接分离要求的星箭分离机构。2.2 皮卫星星箭分离机构设计要求和原则2.2.1功能要求星箭分离是火箭发射过程中的最后一个环节，星箭是否正常分离直接关系到飞行器发射的成败。皮卫星星箭分离机构必须具有以下功能：1)连接皮卫星与火箭，在发射过程中为皮卫星提供支撑，承受皮卫星传递的各种载荷；2)在接收到分离信号后，可靠地实现星箭分离，分离过程中要求不影响卫星的姿态。2.2.2技术指标要求皮卫星星箭分离机构所应满足的技术指标如表2.1 所示：表 2.1 皮卫星
3、星箭分离机构技术指标2.2.3设计原则皮卫星星箭分离机构除了满足一般的机械构件设计原则外，还需满足：1) 突出刚度设计。星箭分离机构承受的主要载荷是火箭发射时产生的载荷，特别是动载荷。 因此星箭分离机构需以提高结构刚度为主要目标，以提高整体结构的自然频率来最大限度地减轻与运载火箭的动力耦合作用，降低卫星结构承受的动载荷和动应力，保证星箭分离机构结构不被破坏。2) 轻量化设计。皮卫星一般采取搭载方式，受火箭发射裕量的限制，且星箭分离质量与发射成本关系密切， 因此在保证星箭分离机构刚度的前提下应尽量减轻质量，实现轻量化设计。3) 适应空间环境。空间环境包括高真空、高低温、微重力等特殊条件，因此对序
4、号指标名称设计值1 结构参数外形尺寸291mm 223mm 262mm 2 重量 3.5kg 3 工作温度范围45CT70C 4 皮卫星分离速度0.5m/s V1.5m/s 5 过载轴向过载7g 6 横向过载1.5g 7 基频轴向基频30Hz 8 横向基频30Hz 9 扭转基频30Hz 11 分离姿态角度偏差滚动角度偏差| 2o12 俯仰角度偏差| 3o 13 偏航角度偏差| 3o 14 分离姿态角速度偏差滚动角速度偏差|w| 3o/s 15 俯仰角速度偏差|w| 3o/s16 偏航角速度偏差|w| 3o/s设计提出了特殊要求。 例如：暴露在空间环境中的结构和机构表面材料不会发生性能退化；密封
5、结构应避免内外压差而导致结构破坏，活动部件应防止真空冷焊现象发生；结构和机构应防止因温度变化发生大的变形等。4) 保证高度可靠。卫星发射后出现故障难以修复，不可维护的特点要求星箭分离机构具有很高的可靠性，特别是运动部件。5) 满足一次使用。星箭分离机构只经历一次发射过程，承受火箭动力载荷时间很短，不须考虑其疲劳破坏因素。2.3 材料选取星箭分离机构在发射过程中要承受火箭的振动冲击，还要承受真空、温度大幅度变化、辐射等状况，因此星箭分离机构主体材料必须具有足够的强度、刚度、导热性、抗辐射、抗腐蚀能力。从加工工艺上考虑，材料还必须具有良好的切削性能。欧美航天材料一般选取相同或类似于美国牌号的铝合金
6、2014、2024、2124、6061、7050、7075 等，国内航天材料一般选取2A12 （LY12 ） 、2A14 （LD10 ） 、2219（LY19 ） 、6A02 （LD2 ） 、7A04 （LC4 ）等。星箭分离机构主要采用2A14 加工而成。2A14 密度约为 2.8g/cm3，熔点为 660C左右，弹性模量为73GPa ，切边模量为 27.9GPa ， 泊松比 0.31， 热导率 200W/ （m K） ， 经 T6处理后屈服强度为 415MPa，具有较高的比强度、 比模量，断裂韧性和疲劳强度， 还具有良好的加工成形性能和耐腐蚀性能，导热性、抗磁、抗辐射性能良好。2.4 皮卫
7、星星箭分离机构方案设计2.3.1皮卫星安装与分离方案皮卫星采用侧向分离方式，即皮卫星沿轨道法向分离。这种分离方式可确保皮卫星与火箭、主星之间不会产生碰撞，保证主星与皮星安全。在II、IV 基准上对称安装皮卫星可保证皮星分离对火箭扰动较少。框体圆锥弹簧推板导轨火工器钛杆挡板舱门扭簧锁紧机构限位机构图 2.1 皮卫星、主星与火箭安装示意图2.3.2整体结构方案星箭分离机构整体结构如图2.2 所示，星箭分离机构整体为筒式对称结构，框体为星箭分离机构主体， 中央为四条直线导轨， 两端为容纳展开式螺旋天线而设计的空间； 框体后端采用圆锥弹簧作为星箭分离机构储能原件，圆锥弹簧通过弹簧座与推板相连， 弹簧力
8、通过推板推动皮卫星运动；前端为舱门， 舱门下端通过转轴与框体相连， 上端通过钛杆锁紧。 星箭分离机构其余元器件均采用螺纹结构与框体连接。框体整体结构主要采用线切割加工工艺，加工成本低，刚度好。导轨导向结构可保证卫星以较少的扰动角速度弹射分离。图 2.2 星箭分离机构结构示意图2.3.3星箭分离机构工作原理在火箭发射入轨过程中，星箭分离机构需承受复杂力学载荷，保证星箭可靠连接；在进入预定轨道后，双点火器接收到分离信号，火工器工作，切断钛杆，舱门在扭簧作用下打开， 皮卫星在圆锥弹簧推动下实现弹射分离。为防止皮卫星与舱门干涉而影响入轨姿态， 在舱门打开前期由限位机构限制卫星向外运动，当打开一定角度后
9、，锁紧机构实现舱门的锁定。2.5 动力系统设计星箭分离机构动力系统包括提供星箭分离冲量的分离弹簧和为舱门提供扭矩的扭簧。 因发射环境比较复杂， 为保证星箭可靠分离， 分离弹簧弹性刚度不宜过小。在星箭分离前期， 由凸轮限位机构限制星体的弹射分离，当凸轮限位机构与卫星脱离接触后， 凸轮限位机构不能与卫星下表面太阳能电池片发生刮擦，这要求舱门有较快的打开速度。 在舱门打开一定角度后， 为防止舱门反弹与卫星干涉，由舱门锁紧机构锁紧舱门， 因舱门锁紧机构采用弹簧定位销原理，舱门打开速度过快将影响到舱门的锁紧甚至使舱门锁紧失效。因此，扭簧弹性系数在满足凸轮限位机构不与卫星表面太阳能电池片发生刮擦的前提下应
10、尽量小。图 2.3 星箭分离过程（ a）星箭分离前（b）星箭分离中（c）星箭分离后2.5.1分离弹簧设计在不考虑弹簧弹性阻尼、星体与导轨间摩擦力、星体与凸轮机构的干涉作用的前提下，根据能量守恒原理，有关系如下：22 max11( )22kxMx t(2.1) 其中max0.16xm，3.5Mkg ，因0.5 /( )1.5 /m sx tm s ，可求得弹簧弹性系数34.18/307.62/NmkNm。圆锥形螺旋弹簧与圆柱形螺旋弹簧比较，具有较大的横向稳定性。这种弹簧在受载后，在大圈未接触前特性曲线为直线， 在大圈接触后，有效工作圈数减少，刚度逐渐增大。 因弹簧刚度为变值， 自振频率也是变值，
11、 有利于避免共振现象的发生。弹簧圈开始接触时的载荷和变形分别为：43 2()64GdFtdR(2.2) 44 214 2116()ZPnfRRRRGd(2.3) 弹簧圈开始接触后的载荷和变形分别为：43()64GdFtdR(2.4) 44 124 2116()()()nFfRRtdRRRRGd(2.5) 其中G为切变模量，d为簧丝直径，t为节距，2R 为弹簧大径，1R 为小径，R为最大自由圈半径，d为弹簧压并时的节距，航天产品要求利用有效容积，为使结构紧凑，圆锥弹簧需满足21RRnd ，即0d，使完全压并后的圆锥弹簧为饼状结构。圆锥弹簧计算结果如表2.2 所示。表 2.2 圆锥形螺旋弹簧计算项
12、目单位公式及数据已知条弹簧类型完全压并式等节距圆锥形螺旋弹簧弹簧材料1Cr18Ni9 ，G=71GPa ，E=193GPa 簧丝直径d mm d=4 件大圈半径R2 mm R2=70 小圈半径R1 mm R1=39 节距 t mm 30 接触前弹簧刚度K N/m K=270 有效圈数n 圈6 支承圈数ns1及 ns2 圈3/4 第 n 圈的平均半径mm R =R2-(R2-R1)n /n=70-31/6=64.83 R=R2-(R2-R1)n /n=70-31/3=59.67 R=R2-(R2-R1)n /n=70-31/2=54.5 R=R2-(R2-R1)n /n=70-31 2/3=49
13、.33 R=R2-(R2-R1)n /n=70-31 5/6=44.17 R=39 弹簧开始接触时载荷N 24.84 弹簧开始接触时变形mm 91.82 第一圈压并时载荷N 31.27 第一圈压并时变形mm 111.8 第二圈压并时载荷N 40.1 第二圈压并时变形mm 130.79 第三圈压并时载荷N 52.63 第三圈压并时变形mm 148.37 第四圈压并时载荷N 70.98 第四圈压并时变形mm 163.65 第五圈压并时载荷N 98.87 第五圈压并时变形mm 175.13 第六圈压并时载荷N 143.63 第六圈压并时变形mm 180 圆锥弹簧所受载荷与变形关系图如下：图 2.4
14、圆锥弹簧载荷与变形关系图（注释字太小）020406080100120140160180050100150弹簧压缩量/mm弹簧力/N圆锥弹簧力与压缩量关系由线性阶段进入非线性阶段图 2.5 圆锥弹簧结构尺寸图2.5.2扭簧设计为防止皮卫星与舱门发生干涉，在舱门打开前期，由凸轮限位机构限制皮卫星运动，凸轮限位机构具体结构尺寸如图2.5 所示，皮卫星前边缘与凸轮限位机构两条圆弧接触 （见图 2.6） ，分别以卫星分离前的前下边缘和舱门轴心为原点建立坐标系 OXY和 oxy，其中 OXY固定，oxy 随舱门一起转动。图 2.6 凸轮限位机构结构尺寸图图 2.7 坐标系建立第一段弧线坐标方程为：1 1
15、11 11cos180202.62711sinxy(2.6) 第二段弧线坐标方程为：2 2 274.5cos202.623004.54.5sinxy(2.7) 坐标系 oxy与 0XY的坐标转换方程为：cossin12+sincos7XxYy(2.8) 根据动力学普遍方程，舱门打开前期，卫星弹射与舱门打开动力学方程为：180()()010001000sMkJFXX(2.9) 式中，SF 为分离弹簧作用力，k为扭簧刚度，J为舱门绕转轴转动惯量，X、X为星体弹射距离和弹射加速度，、为舱门打开角度和角加速度。根据圆弧方程和坐标系转换，求得两段圆弧与卫星接触时，卫星弹射距离与舱门打开角度间关系为：11
16、221211coscos7sin 023.571124.5cos7cos4.5sin23.571XX(2.10) 式中127 cossin74.5cos7sin7arcsin,arcsin1111。对式(2.10)求导，代入式 (2.9)中，利用 matlab Simulink 程序，以舱门凸轮限位机构上与皮卫星接触点在X 方向上的加速度大于皮卫星分离加速度为该阶段的终止条件，可求得舱门打开前期皮卫星弹射距离、 速度及舱门打开角度、 角速度。图 2.8 皮卫星分离前期运动学分析simulink建模在凸轮限位机构与舱门脱离接触后，舱门打开速度越来越快，最后由锁定机构锁定，而皮卫星则以较小的初始速度在分离弹簧作用下弹射分离。该阶段的动力学方程为：00000000()=, ( )=() (),( )sMxFx tx x txJktt(2.11) 0t 、0x 、0x 、0、0为上阶段皮卫星与凸轮限位机构脱离接
