微納衛星星箭分離試驗技術及數據分析

馮彥軍,葛堅定,趙海斌

(1.上海衛星工程研究所,上海 201109;2.西安微電子技術研究所,陜西 西安 710065)

0 引言

微納衛星通常是質量小于100 kg的衛星,與傳統的大衛星相比,微納衛星具有質量小、體積小、成本低、功能密度高、靈活性能好及設計周期短等特點。20世紀80年代以來,微納衛星的研制和多星發射成為航天領域的熱點[1-3]。

星箭分離系統是衛星核心任務之一,既要確保在接到分離指令前衛星能與火箭可靠連接,還要確保在接到分離指令后衛星能與火箭可靠分離,同時又要滿足分離后衛星與火箭的相對分離速度、衛星姿態等要求。其系統可靠性、動力學特性、分離沖擊等將影響衛星及星上高精度儀器設備的性能,甚至關系到整個發射任務的成敗。因此星箭分離技術是關系到微納衛星成功發射、正常入軌的核心技術,對衛星總體性能有著重要影響。

目前傳統的星箭分離試驗技術已相對成熟,主要有擺式法和自由落體法[4]。擺式法是將衛星縱軸處于水平狀態,將被分離的兩部分分別吊掛,當按時序進行分離和解鎖時,排除重力對相對速度的影響;自由落體法是將試驗件按要求從規定高度釋放,在自由下落過程中按時序進行解鎖和分離,利用失重消除重力的影響。文獻[5-6]進行了相關的試驗研究,獲得了部分分離參數。

傳統的大衛星星箭分離方式主要是包帶火工解鎖分離,分離試驗系統針對包帶解鎖設計。若將傳統的分離試驗技術直接應用于在微納衛星,可能存在沖擊大、可靠性低、結構質量大、分離同步性差等問題,因星箭分離出現問題而引起的事故時有發生[7]。鑒于微納衛星分離技術具有一定的特殊性,如何精確完成小衛星和發射平臺的分離,已成為航空航天領域中亟待解決的重要問題之一[8]。

目前可供微納衛星模擬空間分離的試驗種類少,裝置復雜,成本高且參數測量精度有限,很大程度上制約了微納衛星技術的發展。為此,本文設計了一種新型分離試驗系統,基于某型號微納衛星進行了分離試驗,準確得到了分離速度、分離角速度和沖擊響應數據,并分析了沖擊響應譜。

1 分離試驗方案設計

1.1 方案設計

借鑒已有的星箭分離試驗方案,設計了一種適用于小衛星的星箭分離試驗方案,如圖1所示。方案的原理是將衛星試驗件懸吊在桁架上,按照實際飛行時序或試驗大綱規定的時序進行解鎖和分離,忽略空氣阻力的影響,此時被分離的星箭模擬件兩部分的相對加速度與飛行中實際分離時一致。該試驗裝置由試驗件、配重、懸吊桁架、繩索、姿態測量設備、沖擊測量設備、位移測量設備、攝影設備和防護墊等組成。其中,繩索限制衛星分離下落的最大位移,防護墊保護衛星試驗件和其他試驗設備以免損壞。微納衛星星箭分離試驗方案主要包含試驗件質心測量、電磁解鎖分離試驗、火工品解鎖分離試驗等。其中分離試驗主要進行分離運動參數(位移、分離速度和角速度)和沖擊響應參數的測量。

1.1.1 試驗件質心測量

通常情況下微納衛星星箭分離采用分離彈簧裝置,在星箭連接面上壓緊點關于衛星幾何中心對稱,如圖2所示。由于衛星橫向質心與幾何中心的偏移會對星箭分離產生干擾力矩,從而影響分離姿態和分離角速度的精度[9]。因此分離試驗前首先要利用質心測量裝置測出衛星的質心與幾何中心偏差,以便在后續步驟進行質心調節對中。

圖1 微納衛星分離試驗方案Fig.1 Micro-nano satellite separation test program

圖2 星箭連接面上的彈簧壓緊點Fig.2 Spring pressure points on satelliterocket connection surface

1.1.2 電磁解鎖分離試驗

目前微納衛星星箭解鎖分離裝置主要分為火工品和非火工品。與火工裝置相比,非火工裝置具有沖擊小、試驗成本低等特點,且一般不產生有害氣體,性能易于監測,可重復使用。已有的非火工解鎖分離裝置有電磁解鎖分離裝置、電樞卷軸裝置、熱切割裝置、聚合物驅動裝置及形狀記憶合金裝置等[10-11]。考慮到非火工裝置的特點,本文在火工品解鎖分離試驗之前先進行電磁解鎖分離試驗,一方面驗證解鎖分離系統工作是否協同可靠;另一方面分析該分離裝置特性,并與火工品解鎖試驗結果進行對比。

1.1.3 火工品解鎖分離試驗

火工品解鎖分離裝置主要優點為體積小、可靠性高、存儲期長、功耗小、同步性好等,其缺點為只能一次使用、沖擊較大、含有爆炸材料等。火工分離仍是目前星箭分離的主流方式,“神舟七號”伴飛小衛星在軌分離[12]采用的就是分離彈簧加爆炸螺栓包帶解鎖的方式。本文在電磁解鎖分離試驗之后進行火工解鎖分離試驗,目的在于測量典型的分離運動參數和沖擊響應,驗證其是否滿足實際需求。

1.2 測量參數

微納衛星星箭分離試驗要精確測量分離運動參數,包括分離位移、分離速度和角速度,因為過大的分離速度和姿態角速度可能會引起姿態控制困難、星上設備工作異常、衛星壽命縮短、衛星與分離平臺碰撞等問題[13]。測量位移和分離速度采用光學非接觸式測量儀器——激光測振儀,通過在衛星底部幾何中心位置貼反射薄膜,在衛星底部正下方安裝激光測振儀進行測量。位移通過分離速度積分得到。分離角速度通過角速度傳感器測量,角速度傳感器放置在內置陀螺儀或質心附近。同時,試驗要精確獲取沖擊加速度響應。分離過程中過大的沖擊加速度可能會嚴重影響載荷功能或破壞其結構。試驗選用ICP三軸加速度傳感器進行測量,如圖3所示,圖中p1～p3為沖擊測點,p4為角速度測點。

圖3 分離試驗測點示意Fig.3 Separation test measuring point

2 試驗數據處理

2.1 質心測量原理

在衛星進行分離試驗前通常要進行質量特性測量,包括質量和質心。測量原理如圖4所示,采用三點稱重法。測量平臺由3個高精度稱重傳感器和1個高平面精度平臺組成,在測量平臺上建立平臺坐標系XOY,S1(x1,y1),S2(x2,y2),S3(x3,y3)為傳感器所在位置在平臺坐標系下的表示。將衛星模型放在質心測量平臺上,使衛星與平臺的橫向幾何中心重合,C點為被測衛星質心在測量平臺上的投影。

圖4 質量特性測量原理Fig.4 Principle of quality characteristics measurement

質心測量過程是被測衛星放在測量平臺上在靜止狀態下采集的。此時,整個測量平臺重力線方向合力為0,合力矩也為0。設測量平臺在空載下的3個稱重傳感器示數分別為F1,0,F2,0,F3,0,根據靜力平衡原理,衛星重力計算公式為

將被測衛星放在測量平臺上,3個稱重傳感器示數為F1,1,F2,1,F3,1。根據靜力矩平衡原理建立等式,衛星質心X軸方向的坐標計算公式為

式中：X C為衛星橫向質心的X坐標。

同理,在結構質心Y軸方向用靜力矩平衡原理,則質心Y軸方向坐標的計算公式為

式中：Y C為衛星橫向質心的Y坐標。

2.2 分離參數識別

分離試驗開始后,解鎖裝置解鎖,小衛星從靜止狀態,由分離彈簧釋放,在彈簧力和自身重力的作用下做加速運動,當運動到彈簧最大伸長位移時,激光測振儀測得此刻的衛星速度,之后僅在自身重力作用下做自由落體,下落到繩索張緊,在繩索張力作用下衛星速度瞬間減小為零。由機械能守恒可得到衛星在分離彈簧作用下的分離速度,即

式中：v為衛星在分離彈簧作用下的分離速度;v1為彈簧伸長最大時的衛星速度;L為彈簧最大伸長位移;g為重力加速度。

2.3 沖擊響應分析

星箭分離試驗的沖擊響應分析主要是指獲取衛星分離過程的加速度時域信號。由于沖擊信號與一般的振動信號不同,只看時域波形無法得出沖擊對結構的損傷效果。沖擊響應譜(shock response spectrum,SRS)是衡量系統受到沖擊作用效果的尺度,因此對時域信號進行沖擊響應譜分析。對于一個單自由度質量彈簧阻尼系統(mass spring damping,MSD),當其受到沖擊激勵時,其響應峰值為該單自由度系統固有頻率的函數。將實際的物理系統分解為多個不同的單自由度系統,各單自由度系統頻率和響應峰值合成的曲線,即為沖擊響應譜。沖擊響應譜的計算流程如圖5所示。

圖5 沖擊響應譜計算流程Fig.5 Calculation process of SRS

3 試驗結果及數據分析

3.1 分離參數識別

試驗中激光測振儀測得的星箭分離過程中衛星速度時域信號如圖6所示。由圖可以看出,整個分離試驗經歷了3個過程。第1個過程為解鎖前的準備階段,速度為0,是一條平直曲線;第2個過程為解鎖裝置解鎖到星箭完全分離,即壓縮彈簧從壓緊到完全張開,該過程衛星速度增加較快;第3個過程衛星自由落體,直到繩索張緊后衛星上下振動,該過程速度先逐漸增大,而后在繩索的限制下減小并產生震蕩。由于試驗中沒有消除衛星自重的影響,因此產生第3個過程。從圖6中可看出3個過程間有明顯拐點,因此能識別出分離過程(第2個過程)的起始和結束時刻,以及未消除自重影響的分離時刻速度v1(第2 個過程結束時刻的速度),然后用式(4)計算得到消除自重影響的分離速度v,分離運動參數見表1。

圖6 分離過程衛星速度時域曲線Fig.6 Satellite time-velocity curve of separation process

表1 分離運動參數Tab.1 Separation motion parameter

從圖6可看出：分離過程(第2個過程)中,電磁解鎖的速度曲線斜率(加速度)由小變大,繼而趨于平穩,最后減小;而火工解鎖的速度曲線斜率幾乎未變,即分離過程加速度基本恒定。電磁解鎖的分離速度比火工解鎖的分離速度慢。這是因為電磁解鎖過程中磁場逐漸減小,存在殘余電磁吸力,一部分能量克服電磁力做功,分離過程沖擊小;而火工解鎖過程中只有彈簧張力做功,分離沖擊大,同步性好。

根據表1中的分離結束時刻,可直接找到分離結束時刻對應的3個方向的分離角速度值,見表2。角速度傳感器測得的分離試驗過程角速度時域信號如圖7所示。

表2 分離角速度Tab.2 Separation angular velocity

從上述結果可看出,分離裝置是通過釋放4個分離彈簧推動衛星運動,由于4個分離彈簧的結構特性不完全一致,同時衛星質心與幾何中心存在一定程度的偏差,會產生分離角速度。最大分離角速度不超過0.74(°)/s,小于1(°)/s,滿足工程實際的要求。

圖7 分離過程角速度時域曲線Fig.7 Time-angular-velocity curve of separation process

3.2 沖向響應分析

圖8 3個加速度測點的時域和沖擊響應譜曲線Fig.8 Time-acceleration curve and SRS curve of three acceleration measured points

加速度傳感器測得的分離過程中縱向沖擊加速度時域信號和沖擊響應譜如圖8所示。圖中虛線表示分離過程。設分析頻率帶寬為5～5 000 Hz,頻率分辨率為1/20倍頻程,系統共振時品質因子Q=10,統計3個測點的時域最大響應、沖擊響應譜的峰值頻率和最大幅值,結果見表3。

表3 沖擊時域最大響應、沖擊響應譜峰值頻率和最大幅值Tab.3 Maximum time-response,SRS peak frequency and maximum amplitude

從表3 可看出,電磁解鎖的最大沖擊響應為14.5g,而火工解鎖的最大沖擊響應為346.9g,遠高于電磁解鎖方式的沖擊。2種解鎖方式的沖擊響應譜曲線走勢基本一致,最大響應對應的諧振頻率較大,p1大于1 900 Hz,而p2和p3高于4 200 Hz。從沖擊響應譜最大幅值來看,電磁解鎖比火工解鎖小很多。

3個加速度測點從上到下依次為p1,p2,p3,響應逐漸增大,可見星箭分離沖擊對衛星上遠離星箭連接裝置的結構部位影響較大。

綜上所述,電磁解鎖方式的沖擊小于火工解鎖,可重復用于分離驗證試驗,更適用于微納衛星的星箭分離。同時,沖擊響應譜是對設備實施抗沖擊設計的分析基礎,也是控制產品沖擊環境模擬試驗的基本參數,上述各個測點的沖擊響應譜分析結果可以為后續科研中小衛星沖擊試驗條件的確定提供依據和參考。

4 結論

本文設計了一種新的微納衛星星箭分離系統,詳述了試驗流程和數據處理方法;利用該試驗方案對某微納衛星進行了分離試驗、分離運動參數識別和沖擊響應分析,對比了電磁解鎖和或火工解鎖的分離特性,結果表明：分離參數和沖擊響應滿足工程約束,電磁解鎖更適用于微納衛星的分離。文中的試驗結果對后續科研實際中的分離沖擊試驗具有一定參考意義。后續可進行不同類型的微納衛星分離試驗,充分驗證和完善本文所提出的分離試驗方法。