1、2. 皮衛星星箭分離機構設計2.1 引言隨著微納技術（MNT）和微電子機械系統（MEMS）技術的發展，光學、機械、電子等設備的物理尺寸越來越小，國際航天界在20世紀末出現了小衛星的研究熱潮。皮衛星作為公斤級衛星，因其研制周期短、成本低，而成為了高校參與航天事業的一個契機。皮衛星體積小、重量輕，不能使用傳統的包帶式星箭連接機構作為其星箭連接分離裝置，需根據皮衛星外形尺寸和設計要求自行設計。為縮短皮衛星研制周期，減少設計成本，斯坦福大學與加州理工大學聯合制訂了立方星標準，并設計研制了立方星星箭分離裝置P-POD，隨后又相繼出現了SPL，RAFT，T-POD,X-POD等型號的皮衛星星箭分離裝置。“

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”特殊的結構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。2.2 皮衛星星箭分離機構設計要求和原則2.2.1 功能要求星箭分離是火箭發射過程中的最后一個環節，星箭是否正常分離直接關系到飛行器發射的成敗。皮衛星星箭分離機構必須具有以下功能：1) 連接皮衛星與火箭，在發射過程中為皮衛星提供支撐，承受皮衛星傳遞的各種載荷；2) 在接收到分離信號后，可靠地實現星箭分離，分離過程中要求不影響衛星的姿態。2.2.2 技術指標要求皮衛星星箭分離機構所應滿足的技術指標如表2.1所示：表2.1 皮衛星星箭分離機構技術指標序號指

3、標名稱設計值1結構參數外形尺寸291mm×223mm×262mm2重量3.5kg3工作溫度范圍45°CT70°C4皮衛星分離速度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扭轉基頻>30Hz11分離姿態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 設計原則皮衛星星箭分離機構除了滿足一般的機械構件設計原則外，還需

4、滿足：1) 突出剛度設計。星箭分離機構承受的主要載荷是火箭發射時產生的載荷，特別是動載荷。因此星箭分離機構需以提高結構剛度為主要目標，以提高整體結構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，降低衛星結構承受的動載荷和動應力，保證星箭分離機構結構不被破壞。2) 輕量化設計。皮衛星一般采取搭載方式，受火箭發射裕量的限制，且星箭分離質量與發射成本關系密切，因此在保證星箭分離機構剛度的前提下應盡量減輕質量，實現輕量化設計。3) 適應空間環境。空間環境包括高真空、高低溫、微重力等特殊條件，因此對設計提出了特殊要求。例如：暴露在空間環境中的結構和機構表面材料不會發生性能退化；密封結構應避免內外壓

5、差而導致結構破壞，活動部件應防止真空冷焊現象發生；結構和機構應防止因溫度變化發生大的變形等。4) 保證高度可靠。衛星發射后出現故障難以修復，不可維護的特點要求星箭分離機構具有很高的可靠性，特別是運動部件。5) 滿足一次使用。星箭分離機構只經歷一次發射過程，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在發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，因此星箭分離機構主體材料必須具有足夠的強度、剛度、導熱性、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，熱導率200W/（mK），經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，導熱性、抗磁、抗輻射性能良好。2.4 皮衛星星箭分離機構方案設計2.3.1 皮衛星安裝與分離方案皮衛星采用側向分離方式，即皮衛

7、星沿軌道法向分離。這種分離方式可確保皮衛星與火箭、主星之間不會產生碰撞，保證主星與皮星安全。在II、IV基準上對稱安裝皮衛星可保證皮星分離對火箭擾動較少。圖2.1 皮衛星、主星與火箭安裝示意圖2.3.2 整體結構方案星箭分離機構整體結構如圖2.2所示，星箭分離機構整體為筒式對稱結構，框體為星箭分離機構主體，中央為四條直線導軌，兩端為容納展開式螺旋天線而設計的空間；框體后端采用圓錐彈簧作為星箭分離機構儲能原件，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星運動；前端為艙門，艙門下端通過轉軸與框體相連，上端通過鈦桿鎖緊。星箭分離機構其余元器件均采用螺紋結構與框體連接。框體整體結構主要采用線

8、切割加工工藝，加工成本低，剛度好。導軌導向結構可保證衛星以較少的擾動角速度彈射分離。框體圓錐彈簧推板導軌火工器鈦桿擋板艙門扭簧鎖緊機構限位機構圖2.2 星箭分離機構結構示意圖2.3.3 星箭分離機構工作原理在火箭發射入軌過程中，星箭分離機構需承受復雜力學載荷，保證星箭可靠連接；在進入預定軌道后，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，皮衛星在圓錐彈簧推動下實現彈射分離。為防止皮衛星與艙門干涉而影響入軌姿態，在艙門打開前期由限位機構限制衛星向外運動，當打開一定角度后，鎖緊機構實現艙門的鎖定。2.5 動力系統設計星箭分離機構動力系統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。因發射環境比較復雜，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，由凸輪限位機構限制星體的彈射分離，當凸輪限位機構與衛星脫離接觸后，凸輪限位機構不能與衛星下表面太陽能電池片發生刮擦，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星干涉，由艙門鎖緊機構鎖緊艙門，因艙門鎖緊機構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，扭簧彈性系數在滿足凸輪限位機構不與衛星表面太陽能電池片發生刮擦的前提下應盡量小。（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 分離彈簧設計在不考慮彈簧彈性阻

10、尼、星體與導軌間摩擦力、星體與凸輪機構的干涉作用的前提下，根據能量守恒原理，有關系如下：其中，因，可求得彈簧彈性系數。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，有利于避免共振現象的發生。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，為彈簧壓并時的節距，航天產品要求利用有效容積，為使結構緊湊，圓錐彈簧需滿足，即，使完全壓并后的圓錐彈簧為餅狀結構。圓錐彈簧

11、計算結果如表2.2所示。表2.2 圓錐形螺旋彈簧計算項目單位公式及數據已知條件彈簧類型完全壓并式等節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節距tmm30接觸前彈簧剛度KN/mK=270有效圈數n圈6支承圈數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系圖如下：圖2.4 圓錐彈簧載荷與變形關系圖（注釋字太小）圖2.5 圓錐彈簧結構尺

13、寸圖2.5.2 扭簧設計為防止皮衛星與艙門發生干涉，在艙門打開前期，由凸輪限位機構限制皮衛星運動，凸輪限位機構具體結構尺寸如圖2.5所示，皮衛星前邊緣與凸輪限位機構兩條圓弧接觸（見圖2.6），分別以衛星分離前的前下邊緣和艙門軸心為原點建立坐標系OXY和oxy，其中OXY固定，oxy隨艙門一起轉動。圖2.6 凸輪限位機構結構尺寸圖 圖2.7 坐標系建立第一段弧線坐標方程為：第二段弧線坐標方程為：坐標系oxy與0XY的坐標轉換方程為：根據動力學普遍方程，艙門打開前期，衛星彈射與艙門打開動力學方程為：式中，為分離彈簧作用力，為扭簧剛度，為艙門繞轉軸轉動慣量，、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。根據圓弧方程和坐標系轉換，求得兩段圓弧與衛星接觸時，衛星彈射距離與艙門打開角度間關系為：式中。對式求導，代入式中，利用matlab Simulink程序，以艙門凸輪限位機構上與皮衛星接觸點在X方向上的加速度大于皮衛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星彈射距離、速度及艙門打開角度、角速度。圖2.8 皮衛星分離前期運動學分析simulink建模在凸輪限位機構與艙門脫離接觸后，艙門打開速度越來越快，最后由鎖定機構鎖定，而皮衛星則以較小的初始速度在分離彈簧作用下彈射分離。該階段的動力學方程為：、為上階段皮衛星與凸輪限位機構脫離接觸時刻的計算值，也是下階段式的初始值，

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

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

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

18、系數，故。圖2.15 角與艙門打開角度關系圖圖2.15為角與艙門打開角度關系圖，從上圖可看出，凸輪限位機構，為正，不會給星箭分離帶來負面影響。2.6.2 艙門定位機構設計艙門在打開角度較大時將會碰觸到星箭連接平臺產生反彈，與彈射分離中的皮衛星發生干涉，嚴重影響到皮衛星安全及星箭的正常分離。為防止艙門反彈現象的發生，當艙門打開150度時，采用艙門定位機構給艙門定位，艙門定位機構采取彈簧定位銷結構，具體結構見圖2.16所示。在艙門打開150度時，角速度約，定位銷質量為，艙門銷孔為4.8mm，銷釘直徑4.5mm，故定位銷彈簧需在0.001s時間內實現艙門定位。經計算得出定位銷彈簧選用結果如下：表2.3 定位銷彈簧選用項目單位公式及數據已知條件彈簧材料1Cr18Ni9，G=71GPa，