適應大偏心載荷適配器的結構方案與分離分析

楊自鵬，劉 敏，張 群，楊 勇，劉宇哲

（1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2. 首都航天機械有限公司，北京，100076）

0 引 言

隨著航天技術及導彈突防與反突防技術的發(fā)展，人類已研制出多種用于探索太空、了解宇宙的新型航天器。再入式航天器作為新型航天器的一種，其質心軸線與中心軸線偏離一定的距離，從而在配平狀態(tài)下能夠產生一定的升力，使航天器具備末端機動飛行能力，大大提高其突防能力及攻擊精度。針對質心偏移中心軸線較小的航天器，傳統(tǒng)運載器一般采用在質心偏移反方向增加配重塊、非對稱布置分離能源等方式進行起飛前的質心配平，滿足航天器的分離姿態(tài)精度指標要求。但對于質心偏移較大的再入式航天器而言，如選用增加配重塊方式，將大大增加運載器結構自重、削弱運載器的運載能力，增加發(fā)射成本。若采用非對稱布置分離能源的方式，需航天器在結構上進行適應，可能對其功能產生一定的影響，同時由于此種航天器質量大，會對運載器的質心會產生影響，需額外增加配重進行配平，也存在削弱運載能力的問題。

針對上述問題，設計了一種適應大質心偏移的有效載荷適配器，結合該適配器的結構特點，對分離能源關于航天器質心平面作用力矩相互抵消進行了設計與仿真分析，實現(xiàn)了航天器與運載器的無干涉分離，滿足航天器的分離姿態(tài)要求，避免由于增加配重帶來的額外結構死重，有效提高了運載能力。

1 質量特性

某型號運載器發(fā)射再入航天器任務時，航天器橫向質心與頂點坐標軸線存在較大偏移，運載器與航天器的質量特性見表1。其中，航天器質心在其頂點坐標系中描述，慣量在質心坐標系中描述；運載器質心在其原點位于與火箭分離面幾何中心的坐標系中描述，慣量在質心坐標系中描述。

表1 某運載器與航天器質量特性Tab.1 The Mass Characteristics of a Vehicle and a Spacecraft

2 載荷適配器結構設計

2.1 不同適配器配重效果對比

若按照傳統(tǒng)設計方法，實現(xiàn)航天器的配平需在-方向增加配重塊，所需配平質量為36.4 kg，見表2。在航天器分離后，配重留在運載器上，使運載器的橫向質心由0 mm 變成了35.6 mm。由于運載器姿態(tài)控制能力有限，為保證分離后離軌姿態(tài)控制，需對配重塊進行分離，從而將大大降低分離可靠性。

若通過非對稱性結構適配器進行與航天器的連接，在設計適配器結構時，既要保證航天器質心軸線與運載器質心軸線重合，同時也要考慮航天器有初始安裝角的方向舵的分離安全性。此種方式非對稱支架自身重量小，對運載器組合體質心影響較小，僅需安裝小質量配重即可實現(xiàn)配平（橫向質心0 mm），則需配平質量為8.5 kg，見表2，未考慮非對稱支架設計時儀器布局對質心的有益影響。由于此種方式配重塊主要用于配平支架自身的質心偏差，因此在航天器分離后，幾乎對運載器的橫向質心不產生影響，始終為配平狀態(tài)。

表2 不同配平方式對比Tab.2 Compare Different Balancing Methods

通過上述兩種設計方法對比可以看出，采用非對稱性結構適配器與航天器進行連接方法較優(yōu)，在達到同樣配后質心的情況下所需配重質量較小，且航天器分離后對運載器質心影響也較小，在一定程度上提升了運載效率。此種非對稱結構的適配器可采用整體銑削、鑄造、鉚接、復合材料鋪層、增材制造等多種工藝方案，實現(xiàn)網格加筋或蒙皮桁條式錐殼結構生產。

2.2 結構方案

本文以某再入航天器為例，進行非對稱結構適配器的設計，如圖1 所示。

圖1 航天器與適配器組合體質心軸線示意Fig.1 Schematic Diagram for the Centroid Axis of the Spacecraft and Adapter Assembly Body

適配器由過渡支架和載荷支架組成，過渡支架下端面中心軸線與運載器質心軸線重合，過渡支架上端面中心軸線與載荷支架中心軸線重合，載荷支架中心軸線與航天器理論中心軸線重合。采用柱狀螺旋彈簧作為分離能源，并對分離彈簧進行優(yōu)化設計。彈簧分離力關于航天器質心平面作用力矩相互抵消，通過過渡支架上下端面中心軸線的偏移設計，達到補償航天器的質心軸線與理論軸線距離的目的，消除航天器的質心偏移，使航天器質心軸線與運載器質心軸線重合。適配器起到連接支撐航天器，實現(xiàn)航天器與運載器質心配平的作用，過渡支架的結構形式見圖2。

圖2 過渡支架Fig.2 Transition Support

3 分離設計

3.1 分離指標要求

某航天器的分離指標要求見表3。

表3 分離指標要求Tab.3 The Index Requirements for Separation

3.2 分離設計

本文進行非對稱結構適配器的設計，為使結構緊湊、加工工藝性好、成本低、生產效率高，采用過渡支架與載荷支架組合的分段式結構，實現(xiàn)運載器與航天器的連接。通過對載荷支架與航天器進行分離仿真建模，進一步分析非對稱結構適配器滿足航天器要求的分離技術指標情況。

采用4 個點式連接解鎖裝置進行航天器與載荷支架的連接解鎖，解鎖后，通過4 個分離彈簧為航天器與運載器分離能源。航天器與運載器通過過渡支架實現(xiàn)質心配平后，分離能源的分布對分離姿態(tài)有著至關重要的影響，本文的設計思路是分離彈簧關于航天器質心平面作用力矩相互抵消。

選取的4 個運載器發(fā)射衛(wèi)星用星箭分離彈簧，參數見表4，分離彈簧在載荷支架的布局見圖3。

表4 分離彈簧參數Tab.4 Parameters of Separation Spring

圖3 分離彈簧在載荷支架的分布Fig.3 Distribution of Springs in the Load Support

3.3 工程估算

對采用分離彈簧作為分離能源的運載器與航天器的相對分離速度Δ進行估算，工程計算公式為：

式中為分離彈簧個數；為彈簧系數；為彈簧分離力；為彈簧工作行程；為運載器質量；為航天器質量。

取彈簧系數為0.9，將表1 和表4 中分離時刻運載器及航天器的質量數據、分離彈簧參數代入公式進行計算，得出分離時刻航天器與運載器的相對速度約為0.736 m/s，滿足相對分離速度的指標要求。

4 仿真分析

4.1 基本假設及分析方法

分離仿真分析基于以下基本假設：

a）不考慮任何過載的作用，分析對象完全處于慣性系中；

b）不考慮氣動力的影響；

c）分離過程中由于存在相互運動的結構之間存在結構變形等因素，因此彈簧的恢復力不可能完全用于分離。綜合所有不利因素，取彈簧的有效系數為0.9；

d）暫不考慮航天器與運載器液體晃動、結構變形的影響，認為所有分離體均為剛體。

利用MSC.ADAMS 軟件建立運載器/航天器的剛體模型，并初步賦予質量特性。所建立模型如圖4所示，分析模型中將運載器質量特性賦予載荷支架上，航天器模型將危險點結構細化其他以圓柱模型示意，并賦予質量特性。設定運載器與航天器之間的連接解鎖、彈簧力、分離時序后進行計算。

圖4 運載器/航天器剛體動力學模型Fig.4 The Vehicle and Spacecraft Rigid Body Dynamics Model

4.1.1 名義狀態(tài)分析

在分離計算中，不考慮所有偏差，且航天器質量特性、分離后運載器質量特性、分離彈簧等均取名義值。經仿真分析，航天器名義狀態(tài)分離計算結果見圖5。

圖5 名義工況航天器與運載器相對速度φFig.5 Relative Speed of the Vehicle and Spacecraft in Nominal Condition

航天器與運載器相對分離速度為0.736 m/s（見表5），圖6 中初始時刻對應的21 mm 間隙是由于航天器的小翼初始安裝位置下端面距航天器支架的靜態(tài)距離，分離時動態(tài)最小間隙為73.8 mm，間隙安全。

表5 名義工況Tab.5 Nominal Condition

圖6 名義工況航天器與運載器最小間隙變化曲線Fig.6 The Minimum Clearance Curve of the Vehicle and Spacecraft in Nominal Condition

4.1.2 偏航偏差狀態(tài)分析

按極限偏差法進行分離計算，在分離計算中，主要考慮了以下方面的極限偏差：分離后運載器質心位置偏差、分離后運載器質量偏差、航天器質心偏差、航天器質量偏差、分離彈簧偏差。

設運載器質量偏差取+1.5%、運載器向質心偏差取4 mm、轉動慣量I偏差取+20%，航天器橫向質心偏差取-10 mm，轉動慣量I偏差取-15%，靠近-方向的兩個分離彈簧推力取955 N，另外兩個分離彈簧推力取1 052 N。

經仿真分析，航天器偏航偏差狀態(tài)分離計算結果如表6 所示。其中，航天器與運載器相對分離速度為0.745 m/s（見圖 7），航天器最大偏航角速度為0.6（°）/s（見圖8），航天器與運載器分離時最小動態(tài)間隙為72.9 mm（見圖9），間隙安全，初始時刻對應的21 mm 間隙是由于航天器的小翼初始安裝位置下端面距航天器支架的靜態(tài)距離。

表6 偏航偏差工況Tab.6 Yaw Devitation Condition

圖7 偏航工況航天器與運載器相對速度Fig.7 Relative Speed of the Vehicle and Spacecraft in Yaw Condition

圖8 偏航工況航天器角速度Fig.8 The Angular Velocity of the Spacecraft in Yaw Condition

圖9 偏航工況航天器與運載器最小間隙變化曲線Fig.9 The Minimum Clearance Curve of the Vehicle and Spacecraft in Yaw Condition

4.1.3 俯仰偏差狀態(tài)分析

俯仰偏差狀態(tài)進行極限偏差分析所考慮的因素與偏航偏差狀態(tài)相同。

設運載器質量偏差取+1.5%、運載器向質心偏差取4 mm、轉動慣量I偏差取-20%，航天器向質心偏差取-5 mm，轉動慣量I偏差取-15%，靠近-方向的兩個分離彈簧推力取955 N，另外兩個分離彈簧推力取1 052 N。

經仿真分析，航天器俯仰偏差狀態(tài)分離計算結果如表7 所示。其中，航天器與運載器相對分離速度為0.744 m/s（見圖 10），航天器最大偏航角速度為0.46 （°）/s（見圖11），航天器與運載器分離時分離時動態(tài)最小間隙為74.0 mm（見圖12），間隙安全，初始時刻對應的21 mm 間隙是由于航天器的小翼初始安裝位置下端面距航天器支架的靜態(tài)距離。

圖10 俯仰工況航天器與運載器相對速度Fig.10 Relative Speed of the Vehicle and Spacecraft in Pitch Condition

圖11 俯仰工況航天器角速度Fig.11 The Angular Velocity of the Spacecraft in Pitch Condition

圖12 俯仰工況航天器與運載器最小間隙變化Fig.12 The Minimum Clearance Curve of the Vehicle and Spaitch Condition

表7 俯仰偏差工況Tab.7 Pitch Deviation Condition

4.2 小 結

通過航天器與運載器的分離仿真分析結果，可以得出以下結論：

a）航天器與運載器分離的相對速度大于0.5 m/s，滿足相對分離速度要求；

b）航天器與運載器之間由于小翼初始安裝的間隙為21 mm，此距離是Flap 內角點與航天器支架下端框（上端面）的靜態(tài)距離；

c）分離過程中，航天器與運載器的動態(tài)最小間隙大于72 mm，隨分離時間增大兩器之間的間隙迅速增大，無碰撞風險；

d）偏差狀態(tài)下分離后航天器的偏航角速度及俯仰角速度最大為0.6 （°）/s，滿足分離指標要求。

5 結束語

針對某型再入式航天器對運載器連接分離的技術指標要求和功能需要，結合此類航天器質心偏離中心軸線較大的特點，設計了一種適應大質心偏移的有效載荷適配器；利用此種異型適配器的結構特點，對分離能源進行作用點安裝布局、分離設計及仿真分析。分析結果表明：該方案可在不增加運載器結構重量的前提下，有效提高運載效率；在保證航天器分離姿態(tài)要求的情況下，實現(xiàn)了航天器與運載器的無干涉分離。