新型熱刀式鎖緊釋放裝置設計與試驗

曹長明, 關富玲, 黃 河, 朱術華

(浙江大學 空間結構研究中心,浙江 杭州 310058)

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新型熱刀式鎖緊釋放裝置設計與試驗

曹長明, 關富玲, 黃 河, 朱術華

(浙江大學 空間結構研究中心,浙江 杭州 310058)

為確保小型航天器預應力可展開結構的鎖緊釋放可靠,設計一種新型的熱刀式鎖緊釋放裝置.介紹裝置的基本原理及構造,改進熱刀電熱元件的設計,對熱刀裝置進行熱仿真分析與電熱性能測試.通過鎖緊捆繩的參數(shù)對比與試驗,選擇Dyneema繩并說明捆繩蠕變控制方案.設計試驗研究捆繩預緊力與收攏鎖定狀態(tài)結構基頻及平均熔斷時間的關系并確定捆繩預緊力的準確值,提出標準化的預緊力施加裝置及施加方案.在各種工況下進行解鎖功能試驗,均可順利解鎖可展開結構,驗證裝置的可行性.

熱刀；鎖緊釋放裝置；可展開結構；熱仿真；預緊力；解鎖功能

隨著航天技術的發(fā)展,越來越多的航天器需要在軌展開,而這些可展開的航天器結構需要設置相應的鎖緊釋放裝置.該裝置是用于航天器發(fā)射時實現(xiàn)本體和附件或者部件與部件之間的緊固連接,且入軌后又按既定要求解除約束的機械裝置[1].由于航天器部件的質(zhì)量及其對沖擊環(huán)境的敏感性不同,需要的鎖緊釋放裝置也有所不同.根據(jù)不同的解鎖方式,鎖緊釋放裝置可以分為火工裝置和非火工裝置.火工裝置是航天器上最早使用,也是最常用的鎖緊釋放裝置,具有重量輕、體積小、比能量大、可靠性高、可實現(xiàn)多點同步解鎖釋放等突出優(yōu)點,但其也有一些不可克服的缺點,如：解鎖時對結構產(chǎn)生較大的解鎖沖擊、爆炸后產(chǎn)生的氣體存在化學性污染、一次性使用、成本高等,已不適用于某些航天器.與火工裝置相比,非火工裝置一般具有沖擊小、無污染、可重復使用、成本低等優(yōu)點.因此,非火工裝置的應用研究受到了越來越多的關注[1-2].

熱刀式鎖緊釋放裝置是一種典型的非火工裝置,相比火工解鎖裝置,具有顯著的優(yōu)勢,如：對電磁干擾不敏感、解鎖沖擊小、污染小、結構簡單、可多次重復試驗等,具有很高的應用價值.2001年，美國NASA/Goddard Space Flight Center已經(jīng)開始了這方面的研究[3].Fokker 公司開發(fā)的熱刀解鎖機構使用的是一種Kelar/Aramid (700 ℃時開始弱化)[4-6].這種裝置在歐洲被廣泛使用,可以用于釋放各種可展開的太空附屬物[7].2009年發(fā)射成功的歐洲航天局“普羅巴-2”號小衛(wèi)星的太陽能電池組陣系統(tǒng)中已經(jīng)成功應用了該項技術[8].荷蘭的Dutch Space也對熱刀式鎖緊釋放技術做了深入的研究[8].姜水清等[9-10]曾展開了熱刀致動解鎖技術的研究和原理樣機的研制,并研究了其釋放可靠性驗證試驗及評估方法.2012年發(fā)射成功的國防科大xx衛(wèi)星采用該項技術,實現(xiàn)卷尺天線的解鎖[11].目前,國內(nèi)外的熱刀式鎖緊釋放技術都主要是利用高溫共燒陶瓷電熱元件(刀片形結構)切斷凱夫拉繩(熔點大于500 ℃),但其構造相對復雜,質(zhì)量、體積、所需功率和工作電壓均較大.由于熱刀刀片形結構較尖銳,在與捆繩接觸時,振動摩擦容易造成彼此間的損壞,且對捆繩的蠕變和張力敏感.這些因素都在嚴重制約著熱刀式鎖緊釋放裝置的應用.

本文基于新式微小衛(wèi)星預應力可展開結構平臺,設計一種新型的熱刀式鎖緊釋放裝置,研究裝置的原理并系統(tǒng)分析相關參數(shù),為預應力可展開航天器結構的鎖緊釋放提供一種可選擇的技術途徑.介紹裝置的原理與構造,對捆繩的參數(shù)進行分析和試驗,并且確定預緊力的值,提出一種標準化的預緊力施加裝置和方案,并且進行解鎖功能試驗,驗證了方案的可行性.

1 系統(tǒng)組成及工作原理介紹

1.1 應用背景

所研究的一種新型熱刀式鎖緊釋放裝置,應用于某新式微小衛(wèi)星預應力可展開結構平臺[12]的收攏壓緊及解鎖展開,如圖1所示.該微小衛(wèi)星為邊長25 cm的正立方體,可展開結構及附件收攏狀態(tài)包絡尺寸為26.3 cm×26.3 cm×17.4 cm.展開狀態(tài)為邊長80 cm的正六邊形平面桁架,結構通過各節(jié)點處扭簧的彈性能釋放驅(qū)動展開.

熱刀式鎖緊釋放裝置設計指標如下：

1) 環(huán)境溫度-100～100 ℃；

2) 功耗不大于30 W,電流不超過2 A；

3) 質(zhì)量不大于50 g；

4) 釋放時間不超過90 s.

圖1 微小衛(wèi)星可展開結構平臺示意圖Fig.1 Schematic diagram of deployable platform inmicro-satellite

1.2 系統(tǒng)組成及工作原理

熱刀式鎖緊釋放裝置包括熱刀、熱刀支座、限位裝置、“8”字形鋁接頭和捆繩，如圖2所示.其中,熱刀安裝固定在熱刀支座上,2把熱刀與2處限位裝置正交對稱布置.熱刀支座及限位裝置通過抽芯鉚釘鉚接在可展開結構碳纖維薄壁桿件上,2把熱刀為冷備份冗余設計,保證了可展開結構解鎖釋放的可靠性.捆繩以一定的預緊力將航天器結構鎖緊,捆繩端部采用捏扁“8”字形鋁接頭連接.釋放時,通過外接電源使熱刀發(fā)熱,當熱刀溫度達到捆繩的熔點時,與熱刀接觸的部分纖維開始斷裂,捆繩的抗拉強度開始下降.同時捆繩中的拉應力和結構自身預應力加速纖維斷裂,這種破壞持續(xù)到所有捆繩纖維斷裂,從而解鎖并釋放可展開結構.航天器結構通過自身的彈性能部件驅(qū)動展開.

圖2 熱刀式鎖緊釋放裝置布置示意圖Fig.2 Schematic diagram of arrangement of thermal knife restraint-release device

1.3 熱刀與限位裝置的構造與設計

熱刀的電熱元件為圓筒形,與傳統(tǒng)刀片型電熱元件相比,降低了發(fā)射過程中,在劇烈的振動環(huán)境下與捆繩之間的相互摩擦損壞.由于預應力可展開結構自身扭簧彈性能的存在,捆繩緊緊的壓在熱刀上,增加了對捆繩蠕變的抵抗能力,即提高了鎖緊可靠性.熱刀具體構造如圖3所示.

圖3 熱刀裝置的構造示意圖、模型及實物圖Fig.3 Structure diagram, model and physical map of thermal knife device

熱刀電熱管的不銹鋼護套管內(nèi)部中央設置螺旋電熱絲和引出導線接頭,其余空間填充有結晶氧化鎂粉末,并用縮管機將管徑縮細使氧化物介質(zhì)密實(密度可達3.3 g/cm3),同時確保電熱絲與空氣隔絕且不碰及管壁.管口兩端用硅橡膠封口.

電熱管直徑為6 mm,長30 mm,用M1.5×5的螺絲通過螺紋孔將其壓緊在由絕熱耐高溫的聚酰亞胺材料制成的熱刀支座上.

限位裝置構造如圖4所示,為2個鋁制圓片,外徑為10 mm,厚3 mm圓片中心開有直徑為3.2 mm的小孔,抽芯鉚釘通過圓孔將圓片鉚接在碳纖維桿薄壁上.固定好的兩圓片間隙為4 mm,3 mm捆繩卡在兩圓片間.

圖4 限位裝置設計圖及實物圖Fig.4 Design and real object of limit device

1.4 熱刀裝置熱仿真分析與電熱性能測試

在太空的真空環(huán)境下,不存在對流熱量,因此熱刀主要以熱傳導的方式將電熱管的能量傳遞給捆繩.此外,熱刀對捆繩加熱過程中還向外輻射熱量,與熱刀支座間也存在熱傳導.因此,需要對熱刀裝置的加熱過程進行熱仿真分析,充分考慮外空間熱環(huán)境,分析結果如圖5所示.

仿真結果圖6顯示(t為通電時間,θ為溫度),

圖5 熱刀裝置熱仿真分析Fig.5 Thermal simulation and analysis of thermal knife device

圖6 電熱元件外表面的升溫曲線仿真圖Fig.6 Simulated heating curve of external surface inelectric heating element

在太空環(huán)境下,對電熱元件通電86 s,其外表面溫度從-100 ℃升溫到300 ℃.即每秒鐘升溫約4.65 ℃.

室溫下,在熱刀解鎖功能試驗中,實測得到電熱元件外表面的升溫曲線(見圖7，線1～4代表4次獨立試驗結果),且測得平均解鎖時間為38 s(見表3).

圖7 電熱元件外表面的升溫曲線實測圖Fig.7 Measured heating curve of external surface inelectric heating element

實測結果顯示,電熱元件外表面從25 ℃升溫到300 ℃,約需60 s,即每秒升溫4.58 ℃.根據(jù)平均解鎖時間38 s以及圖7可以判斷,當電熱元件外表面溫度達到170～240 ℃時,電熱元件即可將捆繩熔斷.

電熱元件在真空中與大氣中加熱效率基本一致,在真空中略高,約為大氣中的101.5%.

根據(jù)圖6推算在真空下,電熱元件外表面升溫到170～240 ℃所需時間為58～73 s.實際測得為72 s解鎖(如表3所示).證明該仿真結果合理可信.

2 鎖緊捆繩參數(shù)分析與試驗

2.1 捆繩的選擇

根據(jù)熱刀熔斷捆繩的解鎖方案和微小衛(wèi)星有限的供電能力,捆繩應選用熔點低、強度高、蠕變低的有機材料.基于表1[13],選用由超分子量聚乙烯纖維(UHMWPE)制備而成Dyneema繩,直徑為3 mm.

表1 UHMWPE、Kevlar、高模碳纖維(HMCF)3大特種纖維的性能對比

Tab.1 Performance comparison of three special fibers: UHMWPE、Kevlar、high modulus carbon fiber(HMCF)

纖維ρ/(g·cm-3)σ/GPaε/%K/℃UHMWPE0.973.03.0～4.5150Kevlar1.442.93.6350HMCF1.852.31.5360

如表1所示(ρ為密度,σ為拉伸強度,ε為斷裂伸長率,K為熔點),Dyneema繩力學性能優(yōu)于其他纖維.并且其具有高結晶度,化學性能穩(wěn)定,耐低溫、耐水、耐濕、耐化學腐蝕、耐紫外線性能好,短時間暴露于110 ℃環(huán)境也不會造成嚴重的性能降低,且抗蠕變性能優(yōu)異(在22 ℃,最大破斷力的20%負荷下,蠕變?yōu)?0-2%/d).

2.2 捆繩的蠕變控制

捆繩在鎖緊航天器時具有一定預緊力,從鎖緊狀態(tài)到發(fā)射再到在軌解鎖展開需歷時較長,因此捆繩的蠕變性能是本裝置系統(tǒng)里的重要參考指標.基于UHMWPE的纖維特點,采用高聚物蠕變理論[14]進行分析.從分子運動和變化的角度來看,蠕變由普彈形變(ε1)、高彈形變(ε2)和黏流形變(ε3)3個部分組成：

式中：σ為捆繩的應力,E1為普彈形變模量,τ為松弛時間,有τ=η2/E2,η2為鏈段黏度,E2為高彈模量,t′為蠕變時間,η3為本體黏度[15].

根據(jù)式(3)可知預緊力過大產(chǎn)生的蠕變也會增大.為保證足夠的預緊力使捆繩與熱刀緊密接觸,采用預拉伸法[15]以提高UHMWPE纖維的力學性能和抗蠕變性.具體方法參照NASA/Goddard Space Flight Center的研究成果,即通過加載捆繩到其破斷力的70%并且保持負載3 min的持續(xù)時間,加載如此重復10次[7],使其3個月內(nèi)仍然能保持足夠的預緊力.

圖8 捆繩預加載處理Fig.8 Preloading process of cord

2.3 捆繩預緊力的確定

為了避免捆繩產(chǎn)生過大蠕變且保證足夠預緊力使捆繩與熱刀緊密接觸,需要確定捆繩的預緊力.除了上述因素以外,影響捆繩預緊力的參數(shù)主要是結構基頻和平均熔斷時間.

采用不同捆繩預緊力鎖緊結構分別進行振動臺掃頻試驗(見圖9)和熱刀熔斷展開試驗(室溫25 ℃).為避免鎖緊狀態(tài)下的可展開結構桿件之間的碰撞,在構造上設置如圖10所示的黏彈性接觸件以保證結構整體剛度.

圖9 不同捆繩預緊力鎖緊結構的掃頻振動試驗Fig.9 Frequency scanning vibration test of restraint structure with different cord’s pre-stresses

試驗得到各組掃頻曲線(見圖11,其中f為結構基頻,a為加速度),試驗數(shù)據(jù)如表2所示,同時可以得到捆繩預緊力與結構基頻(f)或平均熔斷時間(t″)的關系曲線(見圖12、13).

從圖12(F為捆繩預緊力)可知,收攏鎖緊狀態(tài)下,可展開結構的基頻與捆繩預緊力密切相關,可分為3種狀態(tài)：

1)當捆繩預緊力小于50 N時,曲線1走勢變化不明顯,可判斷可展開結構桿件之間還未完全接觸,即黏彈性接觸件還未發(fā)揮有效作用；

2)當捆繩預緊力介于50～80 N時,曲線1走勢為線性正相關,可判斷桿件之間處于緊密接觸狀態(tài),即黏彈性接觸件開始發(fā)揮有效作用；

表2 結構基頻及平均熔斷時間測試結果

Tab. 2 Test results of structural structural basic frequency and average melting time

序號F/Nf/Hzt″/s13055.451.024056.149.435045.844.046068.747.057094.743.9680118.741.3790117.034.18100121.036.2

圖12 捆繩預緊力與結構基頻、平均熔斷時間的關系曲線Fig.12 Relation curve of cord’s pre-stress, structural basic frequency and average melting time

3) 當捆繩的預緊力大于80 N時,曲線1走勢變化趨于平穩(wěn),可判斷結構基頻增加不明顯,即桿件之間的黏彈性接觸件發(fā)揮有效作用,結構形成近似剛性整體,處于穩(wěn)定收攏狀態(tài).由曲線2走勢為逐漸降低,可判斷捆繩平均熔斷時間與捆繩預緊力呈負相關的關系.

根據(jù)上述試驗結果,同時考慮運載發(fā)射階段鎖緊結構的基頻要求(>100 Hz),綜合考慮捆繩蠕變、桿件承載力等因素,確定捆繩預緊力100 N(控制精度為±3 N).

3 裝置操作原理

為了實現(xiàn)捆繩預緊力施加過程的標準化,研制了捆繩預緊力施加系統(tǒng)(見圖13),并確定施加方案.施加方案的主要原理是利用捆繩繞圓周的切向力通過花籃螺栓進行調(diào)節(jié),并由數(shù)顯拉力計反饋從而施加.關鍵點是豎向施加,保持捆繩豎直穿過“8”字形鋁接頭,且與收攏狀態(tài)的結構的圓周相切.

圖13 捆繩預緊力施加系統(tǒng)Fig.13 Preloading system of the cord

捆繩預緊力施加方案步驟如下：

1) 用普通繩子將可展開結構初始預緊；

2) 整星水平放置在衛(wèi)星工裝平臺上,再將Dyneema繩兩端沿相對方向穿過“8”字形鋁制接頭后形成環(huán)狀,經(jīng)過限位裝置和熱刀裝置,捆扎在可展開結構外表面；

3) 將Dyneema繩上下兩端分別與預緊力施加系統(tǒng)中的鋼索連接,保證其位于可展開結構所構成圓周的豎直切線方向；

4) 通過花籃螺栓調(diào)節(jié)捆繩預緊力,當數(shù)顯拉力計讀數(shù)為目標預緊力值時,停止調(diào)節(jié)；

5) 用液壓鉗捏扁“8”字形鋁接頭,剪斷多余的捆繩,取下可展開結構；

6) 施加預緊力完成.

4 解鎖功能試驗驗證

圖14 真空高、低溫環(huán)境下的解鎖功能試驗Fig.16 Unlock function tests under high and low temperature in vacuum environment

熱刀解鎖功能的可行性是整個可展開結構成功展開的先決條件[16].為驗證其可行性,進行地面解鎖功能試驗驗證(見圖14),試驗分別在大氣環(huán)境和真空高低溫環(huán)境下進行.試驗的熱刀鎖緊釋放裝置外接電源額定電壓15 V.試驗數(shù)據(jù)如表3所示.

表3 各類環(huán)境工況下試驗數(shù)據(jù)

由試驗數(shù)據(jù)(p為氣壓,φ濕度)可得,隨著環(huán)境溫度升高,平均熔斷時間減小.在4種不同的環(huán)境工況下(共選用4把同批次熱刀,每種工況1把),熱刀都能順利解鎖,從而驗證了該熱刀式解鎖釋放裝置設計方案可行.

5 結 論

(1)本文設計了新型的熱刀式鎖緊釋放裝置,為小型航天器預應力可展開結構的鎖緊釋放提供一種新的選擇,具有對電磁干擾不敏感、解鎖沖擊小、污染小、結構簡單、可多次重復試驗等顯著優(yōu)勢,有很高的實用價值.

(2)改進了熱刀電熱元件的構造形式,提高了電熱元件的熱效率,保證發(fā)射階段裝置的鎖緊可靠性和在軌展開階段裝置解鎖釋放的效率.

(3)通過試驗分析捆繩預緊力與收攏狀態(tài)可展開結構的基頻及平均熔斷時間的關系.通過蠕變分析和蠕變控制技術提高捆繩的抗蠕變性能,并綜合各方面因素給出了準確的預緊力值.設計了新型的捆繩預緊力施加系統(tǒng)和施加方案,為同類預緊力施加工藝提供標準化參考.

(4)通過地面解鎖功能試驗(大氣環(huán)境、真空高低溫環(huán)境)驗證了該型熱刀式鎖緊釋放裝置解鎖功能的可行性.

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Design and test of new thermal knife restraint and release device

CAO Chang-ming, GUAN Fu-ling, HUANG He, ZHU Shu-hua

(SpaceStructureResearchCenter,ZhejiangUniversity,Hangzhou310058,China)

A new type of the thermal knife restraint and release system was developed in order to guarantee the reliability of the prestressed deployable structure of the locking and unlocking for the micro space vehicle. The theory and composition of this device was introduced and the electronic thermal element was improved. Thermal simulation analysis and electric performance test of this device was carried out. On the basis of the contrast tests of the cord parameters, a kind of Dyneema cord was selected and its creep control was stated. The tests were conducted to study the relationship between cord pretension, average locking operation time and structural natural frequency in folded locking state. Then the exact value of this pretension was determined. A standardization device and proceeding program was developed to process the pretension on the cord. The unlocking function test was employed in all kinds of conditions. Results indicate that deployable structure can be succesfully unlocked, thus the feasiblity of the device is verified．

thermal knife; restraint and release device; deployable structure; thermal simulation; preloading; unlocking function

2015-07-23.

國家 “863”高技術研究發(fā)展計劃資助項目(128205-E31403).

曹長明(1987—)，男，碩士，從事空間可展開結構的研究與分析. E-mail:21312148@zju.edu.cn 通信聯(lián)系人：關富玲，女，教授，博導. E-mail:ciegfl@zju.edu.cn

10.3785/j.issn.1008-973X.2016.12.015

TU 323.4

A

1008-973X(2016)12-2350-07