某航天器壓緊釋放裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計與分析

張秀華，楊 臻，邱 楓

(中北大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院，太原 030051)

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【機(jī)械制造與檢測技術(shù)】

某航天器壓緊釋放裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計與分析

張秀華，楊 臻，邱 楓

(中北大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院，太原 030051)

為了給某微小型航天器設(shè)計一種新型的非火工壓緊釋放裝置，采用了彈簧連桿式分離機(jī)構(gòu)，對其可行性進(jìn)行了分析。介紹了該壓緊釋放裝置的工作原理，通過理論計算求出該裝置燃斷器的燃斷時間，進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，基于ANSYS Workbench軟件進(jìn)行了壓緊狀態(tài)下的隨機(jī)振動仿真分析。結(jié)果表明，該燃斷器的燃斷時間可靠，理論值與試驗(yàn)值誤差在15%以內(nèi)，如果添加10 N預(yù)拉力，燃斷時間可減少約10%。在壓緊狀態(tài)下該裝置振動環(huán)境適應(yīng)性好，并且能夠及時釋放轉(zhuǎn)子。該壓緊釋放裝置可滿足微小型航天器精密機(jī)構(gòu)的要求。

航天器；壓緊釋放裝置；凱夫拉線燃斷器；隨機(jī)振動

航天器壓緊釋放裝置既能保證在發(fā)射時本體和附件之間或部件與部件之間的牢固連接，又能實(shí)現(xiàn)入軌后按規(guī)定要求解除約束。最初的釋放技術(shù)主要使用爆炸螺栓火工裝置實(shí)現(xiàn)連接和分離。雖然火工裝置具有單位質(zhì)量轉(zhuǎn)換能量高、體積小、作用時間短等特點(diǎn)，但同時火工裝置也存在一些缺點(diǎn)。例如，由于一次性使用，飛行前無法進(jìn)行功能檢查；工作時沖擊載荷大；雖然后期形狀記憶合金解鎖機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)了太陽帆板解鎖的無沖擊和無污染，但由于記憶合金設(shè)定耗時長、最大變形率低和承載能力差，所以并沒有廣泛采用[1-5]。

為了滿足微小型航天器的分離釋放裝置不僅需要結(jié)構(gòu)緊湊又要保證快速釋放，設(shè)計了一種彈簧連桿式分離機(jī)構(gòu)。這種連桿型機(jī)構(gòu)在固定過程中采用高強(qiáng)度的凱夫拉線，并在釋放過程中采用電阻絲型燃斷器燃斷凱夫拉線。電阻絲型燃斷器具有結(jié)構(gòu)簡單、燃斷效率高等特點(diǎn)[6-9]。本文首先介紹了該壓緊釋放裝置的工作原理，并對燃斷器的燃斷時間進(jìn)行了理論分析，隨后進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，最后在ANSYS Workbench中進(jìn)行了壓緊狀態(tài)下的隨機(jī)振動分析，得出了該壓緊裝置能夠及時釋放轉(zhuǎn)子，可滿足空間環(huán)境隨機(jī)振動要求。

1 壓緊釋放裝置工作原理

壓緊機(jī)構(gòu)保證整個精密機(jī)構(gòu)在航天器發(fā)射全過程中機(jī)構(gòu)的可靠性，該機(jī)構(gòu)脫離后，釋放精密機(jī)構(gòu)內(nèi)部的轉(zhuǎn)子，使其正常工作。結(jié)合精密機(jī)構(gòu)壓緊與釋放裝置的要求，設(shè)計了以下壓緊與釋放裝置，該機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)原理如圖1所示。

1.燃線器; 2.壓緊線; 3.壓緊桿; 4.壓緊端蓋; 5.釋放彈簧;6.壓緊頭導(dǎo)向蓋; 7.壓緊桿回轉(zhuǎn)軸; 8.壓緊頭; 9.張線器

壓緊釋放機(jī)構(gòu)原理如下：壓緊線2纏繞在壓緊桿3上，壓緊桿通過端面壓住壓緊頭8，對整個緊密機(jī)構(gòu)中的定子進(jìn)行壓緊；釋放時，燃線器1燃斷壓緊線，使得壓緊桿松開，釋放彈簧5推動壓緊桿繞其回轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，帶動壓緊頭8往外運(yùn)動，從而實(shí)現(xiàn)緊密機(jī)構(gòu)的釋放。張線器9通過兩端的兩個M3蝶形螺母對纏繞線拉力進(jìn)行調(diào)整。

2 燃斷器結(jié)構(gòu)和燃斷時間計算

2.1 燃斷器總體性能指標(biāo)

結(jié)合微小航天器釋放要求[10]和布置空間特點(diǎn)，對燃斷器性能要求如下：

1) 燃斷時間不大于4 s；

2) 燃斷器尺寸小于20 mm×10 mm×10 mm；

3) 工作電壓不大于4.2 V。

2.2 燃斷器結(jié)構(gòu)

根據(jù)所受工作載荷[11-12]，對凱夫拉線取1.5倍安全系數(shù)后，選用7號3股凱夫拉線。燃斷器電阻絲選用Cr20Ni80型鎳鉻合金電阻絲。根據(jù)燃斷器空間布置特點(diǎn)，對電阻絲取長度為40 mm。該燃斷器組成如圖2所示。其中1為凱夫拉線，2為連接頭，3為電阻絲，4為陶瓷支座，5為安裝底座。

圖2 凱夫拉線燃斷器簡圖

2.3 燃斷時間計算

根據(jù)熱力學(xué)第一定律可得：

轉(zhuǎn)化可得出

熱通量q可以表達(dá)為

其中：η為耗散功率；S為交換表面

S=2πrLspiral

假設(shè)初始溫度等于環(huán)境溫度，即Ti=T0，可得：

反過來，可以獲得達(dá)到溫度T所需要的時間

其中：直徑0.28 mm凱夫拉線物理參數(shù)：導(dǎo)線對流交換系數(shù)h為0.048 W/mK；比熱c為1 700 J/(kg·K)；熔化溫度T為453.15 K；室溫T0為298.15 K[13]。由于沒有考慮熱輻射影響，加熱器的耗散功率一般認(rèn)為等于90%[14]。

燃斷器電阻絲電阻為1.3 Ω，參考相關(guān)文獻(xiàn)[15]，取得Lspiral=1.5 mm。經(jīng)以上計算可得燃斷時間如表1所示。

表1 理論計算值

3 燃斷器的燃斷時間試驗(yàn)

3.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ徒?/p>

電阻絲型凱夫拉線燃斷器在標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下試驗(yàn)，燃斷器試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D3所示。

圖3 燃斷器實(shí)物及試驗(yàn)裝置

3.2 燃斷器試驗(yàn)

對0.28 mm的凱夫拉線燃斷時間進(jìn)行試驗(yàn)，每組試驗(yàn)取5組數(shù)據(jù)，去掉最高值和最低值，對剩下3組數(shù)據(jù)取平均值。無預(yù)拉力下燃斷時間理論值與實(shí)驗(yàn)值對比匯總?cè)绫?所示，不同預(yù)拉力下的燃斷時間如表3所示。

表2 無預(yù)拉力下燃斷誤差匯總表

表3 不同預(yù)拉力下的燃斷時間

3.3 結(jié)果分析

燃斷時間理論值與試驗(yàn)值進(jìn)行比較如圖4所示。

圖4 燃斷時間理論值與試驗(yàn)值比較

1) 在電源電壓2.5 V，燃線器功率為2.5 W以下時，燃斷器能將直徑為0.28 mm的凱夫拉線燃斷。在3.0～4.2 V，燃斷器能夠?qū)⒅睆綖?.28 mm的凱夫拉線燃斷，燃斷時間在2.1～4.53 s。

2) 在凱夫拉線無預(yù)拉力情況下，理論值和試驗(yàn)值的誤差在15%以內(nèi)。凱夫拉線預(yù)拉力增加10 N，燃斷時間約為無預(yù)拉力時的90%，凱夫拉線預(yù)拉力增加20 N，燃斷時間約為無預(yù)拉力時的80%。

4 壓緊狀態(tài)下隨機(jī)振動分析

航天器在發(fā)射過程中需要滿足振動試驗(yàn)要求，確保壓緊裝置的可靠性。為滿足航天器質(zhì)量屬性要求，采用硬質(zhì)鋁合金7A04，利用ANSYS Workbench隨機(jī)振動模塊對該精密機(jī)構(gòu)進(jìn)行了隨機(jī)振動分析。

表4 隨機(jī)振動載荷條件

按照表4所述要求，并根據(jù)以下公式計算得出隨機(jī)振動加速度功率譜密度曲線(圖5)：

圖5 隨機(jī)振動目標(biāo)譜曲線

圖6 X方向隨機(jī)振動應(yīng)力云圖

圖7 Y方向隨機(jī)振動應(yīng)力云圖

圖8 Z方向隨機(jī)振動應(yīng)力云圖

由仿真結(jié)果可知：X方向機(jī)構(gòu)最大應(yīng)力為100.38 MPa(圖6)，Y方向機(jī)構(gòu)最大應(yīng)力為74.16 MPa(圖7)，Z方向機(jī)構(gòu)最大應(yīng)力為2.30 MPa(圖8)，且最大應(yīng)力在右支架支腿處，隨機(jī)振動產(chǎn)生的最大應(yīng)力小于材料許用應(yīng)力490 MPa。綜上所述，該機(jī)構(gòu)能夠滿足隨機(jī)振動要求。

5 結(jié)論

通過對該壓緊釋放機(jī)構(gòu)隨機(jī)振動有限元分析可以看出，該機(jī)構(gòu)壓緊狀態(tài)下具有良好的振動環(huán)境適應(yīng)性，在發(fā)射過程中能夠可靠壓緊轉(zhuǎn)子。理論計算出的燃斷時間可用于燃斷器前期無預(yù)拉力下的燃斷時間估算。在直流電壓3.5～4.2 V范圍內(nèi)，燃斷器燃斷時間滿足小于4s要求，適當(dāng)增加該機(jī)構(gòu)的燃線器預(yù)拉力可快速釋放轉(zhuǎn)子，滿足微小型航天器的分離和釋放裝置快速釋放和結(jié)構(gòu)可靠的要求。該彈簧拉桿式分離機(jī)構(gòu)具有無沖擊、無污染、安全性好、地面測試時可重復(fù)使用等優(yōu)點(diǎn)，在航天器分離技術(shù)領(lǐng)域具有良好的應(yīng)用價值和推廣前景。

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(責(zé)任編輯 唐定國)

Structural Design and Analysis of Hold-Down and Release Mechanism for Miniature Spacecraft

ZHANG Xiu-hua，YANG Zhen，QIU Feng

(College of Mechatronic Engineering, North University of China, Taiyuan 030051, China)

For a miniature spacecraft, and in order to design one kind of new non-pyrotechnic hold-down and release mechanism for a miniature spacecraft, we used the spring-link separation device and analyzed the feasibility. We described the working principle of the hold-down and release mechanism, and calculated the burn-off time. We carried out the burn-off experiment, and got the actual burn-off time. We did a simulation analysis of random vibration under the compaction status based on the ANSYS Workbench. The experiments show that the burn-off module is reliable and the differences between the theoretical and experimental values are within an error of 15%. The burn-off time has a 10% reduction with the addition of 10 N pre-tension. The simulation analysis suggests that the device has good vibration adaptability and can release the rotor in time. The hold-down and release system can meet the required standards of the miniature spacecraft.

spacecraft; hold-down and release mechanism; burn-off module for kevlar rope; random vibration

2016-05-12；

2016-06-20

張秀華(1991—)，女，碩士研究生，主要從事機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計與仿真分析研究。

楊臻(1965—)，男，教授，主要從事武器總體設(shè)計、機(jī)電一體化研究。

10.11809/scbgxb2016.10.025

張秀華，楊臻，邱楓.某航天器壓緊釋放裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計與分析[J].兵器裝備工程學(xué)報，2016(10):117-120.

format:ZHANG Xiu-hua，YANG Zhen，QIU Feng.Structural Design and Analysis of Hold-Down and Release Mechanism for Miniature Spacecraft[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(10):117-120.

V476.3

A

2096-2304(2016)10-0117-05