星箭

是目前廣泛采用的星箭連接方式。包帶連接機(jī)構(gòu)一般包括包帶、卡塊、分離彈簧、爆炸螺栓等。在衛(wèi)星發(fā)射階段,包帶連接機(jī)構(gòu)夾緊星箭連接環(huán)與火箭適配器;入軌后,包帶在火工品等分離裝置作用下解鎖,實(shí)現(xiàn)星箭分離。包帶約束以接觸力的形式傳遞到星箭連接環(huán)上,形成壓力與摩擦力,對(duì)星箭連接環(huán)的應(yīng)力與變形有著不可忽視的影響。工程上,由于涉及復(fù)雜的非線(xiàn)性接觸問(wèn)題,星箭連接環(huán)的力學(xué)分析通常忽略包帶約束的影響,僅考慮發(fā)射過(guò)載以簡(jiǎn)化分析,導(dǎo)致仿真分析不能完全覆蓋實(shí)際工況。近年來(lái),隨著相關(guān)理

良路況）等特點(diǎn)，星箭組合體在轉(zhuǎn)運(yùn)的過(guò)程中，受其他力學(xué)環(huán)境條件影響較?。?］。不僅如此，衛(wèi)星在出廠(chǎng)之前，均會(huì)經(jīng)歷力學(xué)試驗(yàn)考核，衛(wèi)星結(jié)構(gòu)能夠承受運(yùn)載火箭的軸向力學(xué)環(huán)境要求，星箭的垂直轉(zhuǎn)運(yùn)過(guò)程對(duì)星罩組合體的力學(xué)性能幾乎無(wú)影響。而為了完成航天快速發(fā)射任務(wù)，衛(wèi)星將會(huì)面臨著十分惡劣的運(yùn)輸、儲(chǔ)存等條件［2］。隨著航天機(jī)動(dòng)發(fā)射力量的組建，全域機(jī)動(dòng)快速發(fā)射等任務(wù)會(huì)越來(lái)越多，而衛(wèi)星能否適應(yīng)遠(yuǎn)距離快速機(jī)動(dòng)轉(zhuǎn)運(yùn)則是制約航天快速發(fā)射任務(wù)的關(guān)鍵因素，同時(shí)為了能夠?qū)崿F(xiàn)廣域、遠(yuǎn)距、快速等

100094)星箭連接解鎖裝置是指實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星與運(yùn)載火箭解鎖分離操作的系統(tǒng),是影響衛(wèi)星發(fā)射任務(wù)成敗的關(guān)鍵環(huán)節(jié),解鎖時(shí)會(huì)產(chǎn)生高量級(jí)、高頻率、短時(shí)間的沖擊力,可能導(dǎo)致星上沖擊敏感設(shè)備失效[1-2]。例如,美國(guó)太空探索技術(shù)(SpaceX)公司采用獵鷹-9運(yùn)載火箭發(fā)射祖瑪(Zuma)軍事衛(wèi)星時(shí)星箭分離失敗,導(dǎo)致衛(wèi)星不知所蹤[3]。因此,星箭連接解鎖裝置技術(shù)是航天器設(shè)計(jì)的核心技術(shù)之一。星箭連接解鎖裝置技術(shù)自1957年人類(lèi)發(fā)射首顆人造地球衛(wèi)星以來(lái)已經(jīng)歷了3個(gè)階段。第1個(gè)

201109)星箭界面動(dòng)態(tài)載荷指火箭發(fā)射過(guò)程中受到橫向載荷的作用，在星箭連接界面上產(chǎn)生的彎矩和剪力，其載荷信息是地面驗(yàn)證試驗(yàn)和可靠性評(píng)價(jià)的重要依據(jù)[1]。雖然在星箭連接界面布置力傳感器能夠直接獲取界面動(dòng)載荷，但它會(huì)改變星箭結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性，真實(shí)星箭結(jié)構(gòu)一般不允許搭載力測(cè)量裝置[2]；基于星箭耦合動(dòng)力學(xué)模型開(kāi)展耦合載荷分析，也能夠獲取界面處的動(dòng)載荷，但是該方法需要準(zhǔn)確的星箭耦合有限元分析模型、可靠的力學(xué)環(huán)境預(yù)示方法以及準(zhǔn)確的火箭外載荷輸入[3]。在衛(wèi)星結(jié)構(gòu)

體設(shè)計(jì)中的難點(diǎn)。星箭耦合分析是預(yù)示火箭和衛(wèi)星力學(xué)環(huán)境的重要方法。星箭耦合分析主要關(guān)注火箭飛行縱、橫向載荷較為嚴(yán)酷的工況，例如發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)機(jī)、關(guān)機(jī)、艙段分離、跨聲速抖振最大動(dòng)壓（Maximum Dynamic Pressure，MDP）等。星箭耦合分析通?；?span id="j5i0abt0b" class="hl">星箭耦合系統(tǒng)的有限元模型，在特定的外力輸入下，通過(guò)頻率響應(yīng)分析或瞬態(tài)響應(yīng)分析求解目標(biāo)結(jié)構(gòu)的頻域或時(shí)域響應(yīng)［1-2］。星箭系統(tǒng)有限元模型一般規(guī)模較大，考慮到求解效率，響應(yīng)分析一般采用模態(tài)法，然后通過(guò)子結(jié)構(gòu)內(nèi)力

離控制方案，確保星箭接口的匹配協(xié)調(diào)。同時(shí)，由于多星發(fā)射對(duì)分離安全性要求高，分離設(shè)計(jì)難度大，為了將16顆衛(wèi)星安全、準(zhǔn)確地送入預(yù)定軌道，型號(hào)開(kāi)展了數(shù)次多星分離安全性仿真、分析工作，從衛(wèi)星布局、分離方案等方面進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，最終采用了分批分離的方案，通過(guò)分離前調(diào)整箭體姿態(tài)、增加姿控正推等措施，確保多星分離安全、保證入軌精度。針對(duì)16顆衛(wèi)星在整流罩內(nèi)布局緊湊、相互之間空間交錯(cuò)、對(duì)接安裝空間狹小、操作難度較大等情況，型號(hào)合理安排星箭對(duì)接流程，并通過(guò)人機(jī)仿真、對(duì)接演練等

十五次在文昌拍攝星箭發(fā)射，也是難度最大的一次。發(fā)射期間，筆者始終不敢有半點(diǎn)懈怠，快速用手中的相機(jī)記錄下這一次重要發(fā)射過(guò)程中的許多難忘瞬間。5月7日7時(shí)50分，搭載天舟四號(hào)貨運(yùn)飛船的長(zhǎng)征七號(hào)遙五運(yùn)載火箭組合體，在文昌航天發(fā)射場(chǎng)總裝測(cè)試廠(chǎng)房開(kāi)始垂直轉(zhuǎn)運(yùn)。隨著偌大的長(zhǎng)七火箭緩緩駛出總裝測(cè)試廠(chǎng)房，道路兩邊都是喜氣洋洋地前來(lái)送行的航天科技工作者和場(chǎng)內(nèi)的相關(guān)工作人員隊(duì)伍。大家身著統(tǒng)一的“中國(guó)航天”藍(lán)色T恤，在鑼鼓喧天中隨同起步，黨旗、國(guó)旗和參研單位的隊(duì)旗迎風(fēng)飄揚(yáng)，紅紅

星分離，最常見(jiàn)的星箭分離方式是彈簧彈射式。這些衛(wèi)星通過(guò)火工裝置等物理分離機(jī)構(gòu)固定在載荷支架上，在分離時(shí)刻，按照預(yù)定分離時(shí)序解鎖，一個(gè)接一個(gè)地被分離彈簧推離火箭，實(shí)現(xiàn)分離。而“星鏈”衛(wèi)星則采用了一種不同尋常的方法：在分離時(shí)刻，它緩慢旋轉(zhuǎn)火箭的末級(jí)，然后釋放了它的有效載荷，即一整堆打包的“星鏈”衛(wèi)星初始轉(zhuǎn)動(dòng)角速度下逐漸分離。這些衛(wèi)星組在距地440km處星箭分離，然后在接下來(lái)的幾天內(nèi)衛(wèi)星用霍爾推進(jìn)器爬升到550km 軌道，分散開(kāi)來(lái)。根據(jù)圖像視頻分析，可能的分離過(guò)

了多重挑戰(zhàn)。由于星箭機(jī)械、電氣接口數(shù)量眾多，為滿(mǎn)足多星衛(wèi)星布局和控制路數(shù)要求，研制團(tuán)隊(duì)設(shè)計(jì)了多星布局承力筒和多星分離控制方案，確保星箭接口的匹配協(xié)調(diào)。同時(shí)，由于多星發(fā)射對(duì)分離安全性要求高，分離設(shè)計(jì)難度大，為了將16顆衛(wèi)星安全、準(zhǔn)確地送入預(yù)定軌道，型號(hào)開(kāi)展了數(shù)次多星分離安全性仿真、分析工作，從衛(wèi)星布局、分離方案等方面進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，最終采用了分批分離的方案，通過(guò)分離前調(diào)整箭體姿態(tài)、增加姿控正推等措施，確保多星分離安全、保證入軌精度。針對(duì)16顆衛(wèi)星在整流罩內(nèi)布局

行遙測(cè)，還是采用星箭耦合分析來(lái)確定該力學(xué)環(huán)境，都須首先獲取物理量（如星箭界面或衛(wèi)星內(nèi)部的加速度響應(yīng)）的時(shí)域信息。然而，航天工程上的地面研制試驗(yàn)通常是在頻域內(nèi)開(kāi)展的，如正弦振動(dòng)、隨機(jī)振動(dòng)和混響噪聲等試驗(yàn)都采用頻域試驗(yàn)條件。為了制定合理的頻域試驗(yàn)條件，必須得到合理的力學(xué)環(huán)境頻譜幅值。因此，需要將用于試驗(yàn)控制的物理量的時(shí)域信息轉(zhuǎn)換為相應(yīng)的頻域量（即等效頻譜），再對(duì)頻譜進(jìn)行一定的包絡(luò)處理。運(yùn)載火箭在點(diǎn)火、關(guān)機(jī)、級(jí)間分離、星箭分離過(guò)程以及航天器在著陸過(guò)程中受阻尼作用

動(dòng)力學(xué)模型，進(jìn)行星箭耦合系統(tǒng)的動(dòng)特性響應(yīng)分析，從而確定衛(wèi)星所承受的載荷及動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。用于星箭耦合分析的衛(wèi)星模型通常以動(dòng)態(tài)子結(jié)構(gòu)方法的縮聚形式提供，即將有限元物理模型內(nèi)部節(jié)點(diǎn)的剛度、質(zhì)量信息縮聚在邊界點(diǎn)上，采用有限元縮聚模型代替物理模型進(jìn)行力學(xué)分析，一方面可以避免輸出結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的技術(shù)細(xì)節(jié)，起到技術(shù)保密的作用；另一方面可以大大減少模型本身的自由度，有利于提高力學(xué)分析的計(jì)算效率。長(zhǎng)期以來(lái)，我國(guó)衛(wèi)星特點(diǎn)以“矮胖型”為主，以星箭界面載荷進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)不會(huì)造成較嚴(yán)重的過(guò)試

點(diǎn)——拋整流罩、星箭分離、出地影時(shí)刻、南/北太陽(yáng)電池陣受照時(shí)刻。拋整流罩和星箭分離是運(yùn)載形成的2 個(gè)特征點(diǎn)，有不同的熱邊界條件，拋整流罩前運(yùn)載和有效載荷之間的熱交換將使熱性能研究變得較為復(fù)雜；出地影時(shí)刻是衛(wèi)星在轉(zhuǎn)移軌道經(jīng)歷的一個(gè)自然熱邊界條件的特征點(diǎn)，它體現(xiàn)了衛(wèi)星熱邊界狀態(tài)的劇烈變化。南/北太陽(yáng)電池陣受照時(shí)刻則是衛(wèi)星在轉(zhuǎn)移軌道的典型狀態(tài)，在太陽(yáng)電池陣尚未展開(kāi)的條件下，由于太陽(yáng)電池陣沒(méi)有熱控多層，衛(wèi)星受照一側(cè)處于對(duì)陽(yáng)光的最大吸收狀態(tài)，而與之對(duì)應(yīng)的另一側(cè)則處于

式和柔性包帶式的星箭連接裝置已無(wú)法滿(mǎn)足其承載要求。新型剛性包帶形式的連接裝置,如圖1所示。(以下簡(jiǎn)稱(chēng)剛性包帶裝置)采用環(huán)繞上、下端框的整根楔形截面圓弧包帶作為連接裝置，能夠有效提升星箭連接剛度，具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值。國(guó)內(nèi)外研究人員針對(duì)柔性包帶軸向承載能力和分離過(guò)程的動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)規(guī)律已開(kāi)展了較為深入的研究。秦朝燁等[1-4]對(duì)柔性包帶連接的剛度、軸向振動(dòng)響應(yīng)和動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行了分析。白邵竣等[5]基于接觸理論提出了柔性包帶連接的非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)有限元建模方法。譚雪

了[5]，再進(jìn)行星箭耦合的整星的溫度場(chǎng)分析，在熱分析的基礎(chǔ)上完成整星的結(jié)構(gòu)變形分析是復(fù)雜和困難的[6-7]。本文的研究結(jié)果為該類(lèi)平臺(tái)的熱特性研究和平臺(tái)應(yīng)用提供借鑒。1 大型通信平臺(tái)的結(jié)構(gòu)與構(gòu)型大型高軌通信衛(wèi)星平臺(tái)是一大類(lèi)重要航天器，在歐洲主要有Astrium平臺(tái)，如為2012年發(fā)射任務(wù)研制的W5A通信衛(wèi)星[8]，美國(guó)的MUOS軍用靜止軌道移動(dòng)通信衛(wèi)星，俄羅斯快訊-AM8通信衛(wèi)星如圖1所示[9]，印度2013年發(fā)射的GSAT-6地球同步軌道通信衛(wèi)星，尺寸2.

只有1個(gè)，因此在星箭接口控制文件中一般僅針對(duì)星箭界面給出低頻正弦振動(dòng)試驗(yàn)條件。衛(wèi)星的正弦振動(dòng)試驗(yàn)可以通過(guò)2種方式開(kāi)展：第1種方式為雙星系統(tǒng)振動(dòng)試驗(yàn)，即把雙星及星間連接與分離裝置串聯(lián)后作為一個(gè)整體開(kāi)展系統(tǒng)級(jí)振動(dòng)試驗(yàn)；第2種方式為單星分別開(kāi)展振動(dòng)試驗(yàn)，即下星、星間連接與分離裝置以及上星分別開(kāi)展正弦振動(dòng)試驗(yàn)。第1 種試驗(yàn)方式的優(yōu)點(diǎn)是界面清晰、試驗(yàn)條件明確、試驗(yàn)考核充分，能夠在受力和加速度響應(yīng)2個(gè)維度覆蓋發(fā)射狀態(tài)；缺點(diǎn)是試驗(yàn)控制難度較大，存在星間界面超載、上星載荷

底部連接方式下的星箭連接界面一般承受更大的載荷。因此，國(guó)內(nèi)外更傾向于采用側(cè)壁壁掛式連接方式(后文簡(jiǎn)稱(chēng)壁掛式)。壁掛式連接的衛(wèi)星結(jié)構(gòu)一般通過(guò)火工裝置(如爆炸螺栓)將整星側(cè)壁連接到運(yùn)載火箭中心承力結(jié)構(gòu)(上面級(jí)結(jié)構(gòu))上。為適應(yīng)多星并聯(lián)布局“一箭多星”發(fā)射小衛(wèi)星模式下不同運(yùn)載火箭上面級(jí)結(jié)構(gòu)的剛度特性，避免衛(wèi)星結(jié)構(gòu)與上面級(jí)結(jié)構(gòu)發(fā)生頻率耦合，迫切需要設(shè)計(jì)壁掛式主頻可調(diào)的小衛(wèi)星結(jié)構(gòu)并對(duì)該結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)行驗(yàn)證。1993～1998年，美國(guó)摩托羅拉公司研制并陸續(xù)成功發(fā)射了銥星系統(tǒng)

進(jìn)行多邊形檢測(cè)。星箭對(duì)接環(huán)作為航天器上普遍存在的結(jié)構(gòu)能夠提供圓特征，Luckett等[8]分別利用點(diǎn)、線(xiàn)、圓特征進(jìn)行相對(duì)定姿，并分析了利用三種特征的測(cè)量精度，實(shí)驗(yàn)表明基于圓特征的相對(duì)定姿精度最高且跟蹤效果也更加魯棒，也正因?yàn)檫@樣，許多研究者都利用能夠提供圓特征的星箭對(duì)接環(huán)結(jié)構(gòu)進(jìn)行定姿。Shiu和Ahmad[9]與Safaeerad等[10]詳細(xì)推導(dǎo)了利用單個(gè)圓求解平面法向量的過(guò)程，證明了單圓定姿具有二值性。為了去除單圓定姿的虛假解，翟坤[11]采用激光雷達(dá)

量輕，常規(guī)包帶式星箭連接機(jī)構(gòu)不能滿(mǎn)足皮衛(wèi)星星箭分離要求。早在20世紀(jì)90年代就有許多學(xué)者在研究皮衛(wèi)星，但發(fā)現(xiàn)研究出來(lái)后找不到合適的星箭分離機(jī)構(gòu)，大大延緩了皮衛(wèi)星研究進(jìn)程[2]。2000年2月7日兩顆繩系皮衛(wèi)星與“母”衛(wèi)星OPAL分離進(jìn)入太空，這標(biāo)志著皮量級(jí)衛(wèi)星時(shí)代的到來(lái)[3]。經(jīng)過(guò)十來(lái)年的發(fā)展，國(guó)外主要有P-POD、XPOD、SPL、CSS、RAFT等型號(hào)皮衛(wèi)星星箭分離機(jī)構(gòu)[4-7]；國(guó)內(nèi)，皮衛(wèi)星星箭分離機(jī)構(gòu)主要有浙江大學(xué)自主研發(fā)的“皮星一號(hào)A”、“皮星二

箭之間數(shù)據(jù)傳輸。星箭分離后，火箭末級(jí)使用天基測(cè)控中繼鏈路，為衛(wèi)星提供了短時(shí)間的遙測(cè)服務(wù)?！熘垡惶?hào)甲固體運(yùn)載火箭發(fā)射升空解讀：由中國(guó)航天科工集團(tuán)有限公司研制的快舟一號(hào)甲固體運(yùn)載火箭，是一型主要為300千克級(jí)低軌小衛(wèi)星提供發(fā)射服務(wù)的通用型火箭。它是目前國(guó)內(nèi)最快發(fā)射紀(jì)錄保持者，其履約周期為4到6個(gè)月，進(jìn)發(fā)射中心7天內(nèi)可具備發(fā)射條件，到發(fā)射場(chǎng)4小時(shí)內(nèi)可實(shí)現(xiàn)發(fā)射。作為該火箭的第三次商業(yè)發(fā)射，本次發(fā)射重要亮點(diǎn)是完成了我國(guó)首次星箭通信空空鏈路對(duì)接試驗(yàn)。在衛(wèi)星發(fā)射過(guò)程中

，環(huán)境載荷直接從星箭界面?zhèn)鬟f到衛(wèi)星，常常導(dǎo)致衛(wèi)星的動(dòng)力學(xué)環(huán)境超標(biāo)，勢(shì)必影響衛(wèi)星的壽命，并且對(duì)衛(wèi)星所攜帶儀器設(shè)備的設(shè)計(jì)提出了更高的要求。因此，十分有必要研究星箭界面減振技術(shù)來(lái)改善衛(wèi)星在發(fā)射階段的動(dòng)力學(xué)環(huán)境[2]。目前主要的星箭界面減振技術(shù)包括以Stewart主動(dòng)隔振平臺(tái)為代表的整星主動(dòng)隔振系統(tǒng)[3]，以磁流變阻尼器為代表的整星半主動(dòng)隔振系統(tǒng)[4]，以及以附加被動(dòng)阻尼器[1]、阻尼約束層[5]為代表的整星被動(dòng)隔振系統(tǒng)?；诖帕髯冃?yīng)制成的磁流變阻尼器是一種性能

熱點(diǎn)[1-3]。星箭分離系統(tǒng)是衛(wèi)星核心任務(wù)之一,既要確保在接到分離指令前衛(wèi)星能與火箭可靠連接,還要確保在接到分離指令后衛(wèi)星能與火箭可靠分離,同時(shí)又要滿(mǎn)足分離后衛(wèi)星與火箭的相對(duì)分離速度、衛(wèi)星姿態(tài)等要求。其系統(tǒng)可靠性、動(dòng)力學(xué)特性、分離沖擊等將影響衛(wèi)星及星上高精度儀器設(shè)備的性能,甚至關(guān)系到整個(gè)發(fā)射任務(wù)的成敗。因此星箭分離技術(shù)是關(guān)系到微納衛(wèi)星成功發(fā)射、正常入軌的核心技術(shù),對(duì)衛(wèi)星總體性能有著重要影響。目前傳統(tǒng)的星箭分離試驗(yàn)技術(shù)已相對(duì)成熟,主要有擺式法和自由落體法[4

0 引 言包帶式星箭鎖緊連接是運(yùn)載火箭和有效載荷常用的一種連接方式，其通過(guò)包帶式星箭鎖緊裝置（簡(jiǎn)稱(chēng)星箭鎖緊裝置）實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭和衛(wèi)星等有效載荷對(duì)接框的鎖緊和解鎖功能。星箭鎖緊裝置主要由包帶、卡塊、拉簧和爆炸螺栓等組成，其結(jié)構(gòu)如圖1所示。對(duì)接框由衛(wèi)星框和火箭框兩部分組成（衛(wèi)星框在下文簡(jiǎn)稱(chēng)上框，火箭框在下文簡(jiǎn)稱(chēng)下框）。鎖緊時(shí)，星箭鎖緊裝置通過(guò)爆炸螺栓提供預(yù)緊力，卡塊在預(yù)緊力作用下夾緊對(duì)接框，實(shí)現(xiàn)有效載荷與運(yùn)載火箭的可靠連接，同時(shí)對(duì)接框作為儲(chǔ)能結(jié)構(gòu)通過(guò)變形儲(chǔ)存一部

體現(xiàn)了213所某星箭分離火工系統(tǒng)和某太陽(yáng)翼展開(kāi)裝置的高可靠性及良好的環(huán)境適應(yīng)性。星箭分離火工系統(tǒng)用于實(shí)現(xiàn)星箭連接界面低沖擊分離，太陽(yáng)翼展開(kāi)裝置用于使太陽(yáng)翼展開(kāi)裝置完成預(yù)定動(dòng)作后為后續(xù)任務(wù)提供能量，極大程度地決定了發(fā)射任務(wù)的最終成敗。213所始終以履行強(qiáng)軍首責(zé)為己任，強(qiáng)化自身保障服務(wù)意識(shí)，以實(shí)際行動(dòng)落實(shí)“設(shè)計(jì)精準(zhǔn)、驗(yàn)證充分、數(shù)據(jù)詳實(shí)、文件齊套、記錄完整、流程規(guī)范、策劃到位、節(jié)點(diǎn)可控”的質(zhì)量方針，以過(guò)硬的產(chǎn)品質(zhì)量博得用戶(hù)的信任，為我國(guó)商用航天事業(yè)的發(fā)展貢獻(xiàn)自己

力學(xué)試驗(yàn)預(yù)示以及星箭耦合分析的重要基礎(chǔ)。有限元縮聚技術(shù)是利用模態(tài)綜合法[1-7]，將有限元物理模型內(nèi)部節(jié)點(diǎn)的剛度、質(zhì)量信息縮聚在邊界點(diǎn)上，生成縮聚模型。采用有限元縮聚模型代替物理模型進(jìn)行力學(xué)分析，一方面可以避免輸出結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的技術(shù)細(xì)節(jié)，起到技術(shù)保密的作用；另一方面可以大大減少模型本身的自由度，有利于提高力學(xué)分析的計(jì)算效率。模態(tài)綜合法在航天器設(shè)計(jì)制造中應(yīng)用廣泛：運(yùn)載火箭的建模[8-9]，星箭耦合分析[10]，大型部件如航天相機(jī)、氦氣瓶等的建模[11-12]，復(fù)

體會(huì)愛(ài)國(guó)情懷走近星箭特種玻璃的廠(chǎng)房，并沒(méi)有看出這個(gè)企業(yè)有什么特別之處，直到聽(tīng)完它的歷史，才明白那次到訪(fǎng)的意義。從最開(kāi)始的沒(méi)有一張訂單，到后來(lái)的蓋片用于載人航天飛行器，若不能堅(jiān)守初心，根本不可能堅(jiān)持下來(lái)。2000年盧勇建立星箭，在無(wú)數(shù)次的請(qǐng)教、鉆研和實(shí)驗(yàn)研發(fā)后，終于掌握了制造工藝，并通過(guò)堅(jiān)定達(dá)到用于衛(wèi)星的標(biāo)準(zhǔn)?？墒沁_(dá)到標(biāo)準(zhǔn)卻遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠，一年時(shí)間里，他們沒(méi)有接到一張訂單，大量的研發(fā)投入讓星箭入不敷出，連電費(fèi)都是員工集資交齊的。在最困難的時(shí)候，星箭上下一心，終于熬

而且需要太陽(yáng)翼在星箭分離后立即展開(kāi)，如果未正常展開(kāi)幾乎沒(méi)有故障處置時(shí)間。如果能設(shè)計(jì)一種上面級(jí)直接入軌衛(wèi)星星箭供電接口，既可以降低衛(wèi)星的起飛質(zhì)量，也可以解決上面級(jí)轉(zhuǎn)移軌道段直至星箭分離時(shí)衛(wèi)星用電難題，對(duì)提升衛(wèi)星轉(zhuǎn)移軌道段用電的可靠性和安全性有著重要意義。目前，我國(guó)已完成“一箭雙星”上面級(jí)直接入軌的實(shí)踐。本文首先分析了衛(wèi)星轉(zhuǎn)移軌道段星箭供電接口設(shè)計(jì)原則，在此基礎(chǔ)上提出一種“一箭雙星”上面級(jí)星箭電接口的設(shè)計(jì)方法，并對(duì)“一箭雙星”上面級(jí)直接入軌的應(yīng)用與驗(yàn)證情況進(jìn)行

使用的[1].在星箭分離后，由星箭分離信號(hào)啟動(dòng)推力器噴氣，使用“皮囊貯箱”中的燃料控制衛(wèi)星繞自旋軸旋轉(zhuǎn)到一定轉(zhuǎn)速，建立自旋穩(wěn)定狀態(tài)，然后就可以切換到使用“錐形貯箱”的正常狀態(tài).由此可見(jiàn)，星箭分離后衛(wèi)星可靠起旋至關(guān)重要，星箭分離后的起旋轉(zhuǎn)速判斷也是非常重要的.計(jì)算起旋轉(zhuǎn)速就是測(cè)量自旋周期，屬于姿態(tài)測(cè)量的一部分，一般是利用每旋轉(zhuǎn)一周出現(xiàn)一次的信號(hào)進(jìn)行測(cè)量，同時(shí)結(jié)合濾波技術(shù)可以得到更加精確的轉(zhuǎn)速[2-3].在星箭分離時(shí)的轉(zhuǎn)速測(cè)量主要用于起旋判斷，其要求主要是及時(shí)

201620)星箭連接分離裝置位于衛(wèi)星發(fā)射的關(guān)鍵部位，其穩(wěn)定性對(duì)衛(wèi)星的成功發(fā)射至關(guān)重要。星箭連接分離裝置分離前需保持連接的絕對(duì)可靠，分離時(shí)必須迅速準(zhǔn)確的分離，其過(guò)程會(huì)產(chǎn)生比較大的沖擊載荷，火工分離裝置分離過(guò)程中產(chǎn)生的加速度沖擊甚至能達(dá)2 500g[1]。而其沖擊載荷很大又難以直接測(cè)量，因此找到一種合適的星箭連接分離裝置載荷識(shí)別方法，對(duì)其優(yōu)化設(shè)計(jì)及穩(wěn)定性分析都很有幫助，具有重要意義。沖擊載荷識(shí)別是動(dòng)力學(xué)分析的逆問(wèn)題，動(dòng)載荷識(shí)別方法主要分為時(shí)域法和頻域法兩種

難度[1-2]。星箭對(duì)接環(huán)作為衛(wèi)星普遍存在的結(jié)構(gòu)，能夠提供空間圓形特征，空間圓形通過(guò)攝像機(jī)映射到圖像平面后會(huì)變成橢圓形，很多學(xué)者基于單目視覺(jué)利用圓及其投影特征的定姿方法進(jìn)行了廣泛的研究[3-6]。由于基于單目視覺(jué)對(duì)單個(gè)空間圓定姿具有二值性，且無(wú)法正確剔除虛假解，因此在基于星箭對(duì)接環(huán)的定姿方法中，都需要增加額外信息[7-11]。文獻(xiàn)[7]采用激光雷達(dá)的測(cè)距信息來(lái)去除二值性，文獻(xiàn)[8]則采用圓外一已知距離的點(diǎn)作為補(bǔ)充信息去除二值性，文獻(xiàn)[9]在已知星箭對(duì)接環(huán)半

間分離廣泛采用了星箭解鎖分離機(jī)構(gòu)，它是衛(wèi)星發(fā)射的關(guān)鍵部件。星箭解鎖分離機(jī)構(gòu)分為火工分離和非火工分離兩種方式，目前我國(guó)大部分分離裝置都采用火工分離裝置?；鸸し蛛x裝置結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，但解鎖分離時(shí)會(huì)產(chǎn)生很大的沖擊載荷，不利于火箭衛(wèi)星的順利發(fā)射[1]?；鸸し蛛x裝置由最初的點(diǎn)式分離裝置發(fā)展到目前主流的包帶式，國(guó)內(nèi)很多專(zhuān)家學(xué)者對(duì)此做了大量相關(guān)研究，如Li等[2-3]對(duì)包帶式分離裝置的動(dòng)力學(xué)特性及故障分析等方面的研究；包帶式相比傳統(tǒng)點(diǎn)式具有應(yīng)用成熟、可靠性高、分離沖擊相對(duì)較小

試驗(yàn)、衛(wèi)星加注和星箭對(duì)接，星箭轉(zhuǎn)運(yùn)至發(fā)射區(qū)后進(jìn)行發(fā)射區(qū)測(cè)試和衛(wèi)星狀態(tài)設(shè)置，最后完成發(fā)射。傳統(tǒng)衛(wèi)星發(fā)射場(chǎng)測(cè)試周期為35天～60天?？焖夙憫?yīng)衛(wèi)星主要任務(wù)在于應(yīng)對(duì)突發(fā)事件，達(dá)到快速集成、測(cè)試、發(fā)射和在軌應(yīng)用的目的，一般要求衛(wèi)星在1周內(nèi)完成發(fā)射場(chǎng)測(cè)試工作具備發(fā)射條件。1天內(nèi)完成發(fā)射和在軌測(cè)試工作具備在軌交付及應(yīng)用的條件[8]。2 快速對(duì)接特點(diǎn)傳統(tǒng)運(yùn)載火箭在發(fā)射場(chǎng)的測(cè)試和發(fā)射工作具有兩個(gè)特點(diǎn)：一是運(yùn)載火箭采用固定的火箭發(fā)射工位及發(fā)射塔架進(jìn)行發(fā)射；二是衛(wèi)星與運(yùn)載對(duì)接采

直接發(fā)射入軌，在星箭耦合分析中發(fā)現(xiàn)星箭界面部分頻點(diǎn)振動(dòng)環(huán)境明顯高于原設(shè)計(jì)要求，導(dǎo)致衛(wèi)星可能需要采取改進(jìn)設(shè)計(jì)以滿(mǎn)足該變化。為進(jìn)一步明確衛(wèi)星的環(huán)境適應(yīng)性，文章首先針對(duì)超限頻點(diǎn)開(kāi)展剛度匹配分析和響應(yīng)分析，識(shí)別可能存在的風(fēng)險(xiǎn)，并對(duì)識(shí)別出的服務(wù)艙+Y板采取改進(jìn)措施；其次，開(kāi)展整星動(dòng)力學(xué)分析、星箭耦合分析，分析驗(yàn)證衛(wèi)星及其組件的適應(yīng)性，并提出了改進(jìn)的地面試驗(yàn)條件，結(jié)果表明地面試驗(yàn)?zāi)軌虬j(luò)星箭耦合分析結(jié)果，試驗(yàn)是充分的；最后，通過(guò)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，證明地面試驗(yàn)?zāi)軌虬j(luò)在軌飛

行了測(cè)量，獲取了星箭界面及衛(wèi)星結(jié)構(gòu)典型位置在發(fā)射主動(dòng)段的正弦振動(dòng)響應(yīng)、隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)、沖擊響應(yīng)及在軌微振動(dòng)的環(huán)境數(shù)據(jù)。將測(cè)量數(shù)據(jù)與星箭載荷耦合分析結(jié)果、地面力學(xué)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了詳細(xì)對(duì)比，結(jié)果表明：星箭載荷耦合分析的結(jié)果在星箭界面處橫向相對(duì)準(zhǔn)確，而縱向在有限頻段準(zhǔn)確，其他頻段及星上分析結(jié)果均大于測(cè)量結(jié)果，即存在極大裕度；地面試驗(yàn)結(jié)果大于測(cè)量結(jié)果，意味著有較大的裁剪設(shè)計(jì)空間。測(cè)量數(shù)據(jù)對(duì)后續(xù)衛(wèi)星模型修正、試驗(yàn)條件設(shè)計(jì)、相似平臺(tái)衛(wèi)星抗力學(xué)環(huán)境優(yōu)化、部組件設(shè)計(jì)等均具有重

濱150001）星箭解鎖分離裝置中擺臂的動(dòng)力學(xué)分析蔣青飛1，徐洋1，岳洪浩2，汪國(guó)元1，錢(qián)如峰1（1.東華大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，上海201620；2.哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，哈爾濱150001）在非火工甚低點(diǎn)式星箭解鎖分離裝置工作過(guò)程中，要求星箭分離在很短的時(shí)間內(nèi)完成以及避免在星箭分離過(guò)程中產(chǎn)生較大的沖擊力對(duì)其他重要的敏感元器件造成損害，因此在星箭解鎖分離裝置中擺臂旋轉(zhuǎn)時(shí)間及由其與圓柱殼體碰撞產(chǎn)生的碰撞力對(duì)于整個(gè)分離過(guò)程的影響是不可忽略的。主要通過(guò)運(yùn)用動(dòng)力

)?溫度對(duì)包帶式星箭連接分離裝置預(yù)緊力的影響唐 杰1， 張 修 科1， 李 新 寬1， 韓 涵1， 白 瑞 祥2( 1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所， 上海 201109；2.大連理工大學(xué) 工業(yè)裝備結(jié)構(gòu)分析國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 遼寧 大連 116024 )為有效評(píng)估溫度對(duì)包帶式星箭連接分離裝置的預(yù)緊力的影響，基于傳統(tǒng)包帶預(yù)緊力計(jì)算方法，通過(guò)引入溫度影響系數(shù)，提出了考慮溫度效應(yīng)的計(jì)算公式。由于包帶式星箭連接邊界條件的復(fù)雜性，溫度影響系數(shù)難以通過(guò)理論計(jì)算準(zhǔn)確得出，本文將

安裝形式多樣，對(duì)星箭連接分離機(jī)構(gòu)提出了更高的要求。目前，微納衛(wèi)星的發(fā)射與運(yùn)載器間尚無(wú)系列化通用標(biāo)準(zhǔn)接口，連接分離機(jī)構(gòu)形式差異較大，通用性差。因此，每顆新衛(wèi)星研制基本均需與運(yùn)載器重新制定獨(dú)立接口協(xié)議，研制一套全新的分離機(jī)構(gòu)。這種情況下造成研制周期長(zhǎng)、成本高，不利于微納衛(wèi)星的快速研制和部署。為了解決微納衛(wèi)星快速發(fā)射部署的需求，根據(jù)衛(wèi)星的構(gòu)型、質(zhì)量、包絡(luò)、連接分離方式等需求進(jìn)行差異化設(shè)計(jì)，開(kāi)展了系列化通用連接分離機(jī)構(gòu)研究，以滿(mǎn)足不同種類(lèi)衛(wèi)星發(fā)射任務(wù)的需求。本文以

能量可調(diào)式小型化星箭彈簧分離裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及研究任海遼唐杰宋林郁 康士朋李新寬 （上海宇航系統(tǒng)工程研究所）彈簧分離裝置是星箭分離系統(tǒng)的重要組成部分，其性能直接影響星箭分離速度、分離姿態(tài)、分離安全性。針對(duì)2015年用長(zhǎng)征-6火箭的“一箭二十星”發(fā)射小型化、輕量化和分離姿態(tài)可控的要求，我們提出了一種工作輸出能量可調(diào)式小型化星箭彈簧分離裝置，相比于常規(guī)彈簧分離裝置，其質(zhì)量減輕30%以上，高度降低40%以上，安裝空間節(jié)省50%以上。針對(duì)衛(wèi)星質(zhì)心偏移問(wèn)題，通過(guò)調(diào)節(jié)彈簧

機(jī)一次點(diǎn)火結(jié)束時(shí)星箭分離，之后經(jīng)過(guò)沉底、預(yù)冷等一系列動(dòng)作，發(fā)動(dòng)機(jī)二次啟動(dòng)消耗推進(jìn)劑產(chǎn)生推力，火箭末級(jí)主動(dòng)離軌。由于發(fā)動(dòng)機(jī)二次點(diǎn)火受到發(fā)動(dòng)機(jī)滑行時(shí)間的限制，計(jì)算時(shí)統(tǒng)一采用星箭分離后600 s開(kāi)始主動(dòng)離軌。除考慮冷氦排氣、沉底發(fā)動(dòng)機(jī)工作及預(yù)冷排氣數(shù)據(jù)對(duì)火箭末級(jí)的影響外，還考慮地球扁率攝動(dòng)對(duì)火箭末級(jí)的影響。2 彈道設(shè)計(jì)技術(shù)2.1 總體思路運(yùn)載火箭末級(jí)主動(dòng)離軌彈道設(shè)計(jì)總體方案創(chuàng)新點(diǎn)在于優(yōu)化主動(dòng)離軌點(diǎn)火姿態(tài)，流程如圖1所示。圖1 總體方案流程2.2 具體設(shè)計(jì)技術(shù)2.

形式，詳細(xì)規(guī)定了星箭界面的三向載荷條件，這是衛(wèi)星結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)必須遵循的安全準(zhǔn)則，同時(shí)也是對(duì)衛(wèi)星整體進(jìn)行力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)考核的主要標(biāo)準(zhǔn)之一［1］。尤其是近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外認(rèn)識(shí)到星箭連接試驗(yàn)夾具的機(jī)械阻抗與真實(shí)飛行構(gòu)型中安裝結(jié)構(gòu)的機(jī)械阻抗存在很大的差異，僅采用加速度條件作為控制條件可能導(dǎo)致嚴(yán)重的“過(guò)試驗(yàn)”問(wèn)題［2-4］，因此逐步開(kāi)始重視在傳統(tǒng)的加速度控制基礎(chǔ)上增加界面力控制（力限控制）來(lái)解決振動(dòng)試驗(yàn)輸入問(wèn)題［5-7］。綜上，準(zhǔn)確掌握星箭界面力載荷狀態(tài)具有十分重要的工程意義

為先—— 記寧波星箭航天機(jī)械有限公司■ 駱阿雪寧波星箭航天公司作為“寧波市軍民結(jié)合產(chǎn)業(yè)促進(jìn)會(huì)”的發(fā)起單位，近年來(lái)一直為“星、箭、彈、機(jī)、艦”生產(chǎn)相關(guān)配套設(shè)備。公司先后承擔(dān)了“神舟”載人航天、“嫦娥”探月等國(guó)家重點(diǎn)工程的發(fā)射配套任務(wù)，榮獲國(guó)防科工委“國(guó)防科技工業(yè)配套先進(jìn)單位”稱(chēng)號(hào)，是浙江省唯一受表彰的單位。2015年1月初，由星箭航天、中科院寧波材料研究所等8家單位發(fā)起的寧波市軍民結(jié)合產(chǎn)業(yè)促進(jìn)會(huì)正式成立。首期會(huì)員單位共46家，其中國(guó)有企業(yè)5家（軍工科研生產(chǎn)單

越來(lái)越多地應(yīng)用于星箭分離。在采用點(diǎn)式連接時(shí)，傳力路徑最短、最直接，可以減少隔板數(shù)量，具有更大的布局空間，而且更容易分艙操作[1]。同時(shí)，分離螺栓動(dòng)作時(shí)，在安裝結(jié)構(gòu)處產(chǎn)生巨大的局部壓力，并以高量級(jí)、高頻響的應(yīng)力波形式在航天器結(jié)構(gòu)傳播[2]。緊湊的布局和更短的傳力路徑使得外形尺寸與波長(zhǎng)同量級(jí)的微型電子產(chǎn)品更易受到惡劣的火工沖擊環(huán)境的影響，產(chǎn)生高頻響應(yīng)，從而對(duì)航天器電子設(shè)備和微機(jī)電設(shè)備產(chǎn)生危害[3]。文獻(xiàn)[4]在調(diào)研國(guó)內(nèi)外航天器火工沖擊環(huán)境防護(hù)方案的基礎(chǔ)上提出了

命．國(guó)內(nèi)一般對(duì)于星箭界面振動(dòng)環(huán)境的匹配主要通過(guò)加強(qiáng)衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)，或者增加整星隔振裝置來(lái)實(shí)現(xiàn)改善主動(dòng)段飛行振動(dòng)環(huán)境，兩種途徑均會(huì)帶來(lái)重量的損失，造成飛行器研制成本增加，降低了載荷比，不利于運(yùn)載火箭的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力［2－7，9－10］．運(yùn)載火箭支承艙是航天器與火箭之間的重要連接結(jié)構(gòu)，支承艙的振動(dòng)特性是星箭力學(xué)環(huán)境設(shè)計(jì)的主要因素之一．本文闡述了一種基于支承艙振動(dòng)特性研究的改善航天器力學(xué)環(huán)境的方法，通過(guò)動(dòng)力學(xué)建模、材料級(jí)性能試驗(yàn)、支承艙結(jié)構(gòu)材料對(duì)比、支承艙結(jié)構(gòu)連接形式改

00030)針對(duì)星箭分離前、后兩段數(shù)據(jù)處于不同的飛行軌道，經(jīng)典的軌道計(jì)算方法無(wú)法實(shí)現(xiàn)兩段外測(cè)數(shù)據(jù)聯(lián)合參與定軌，入軌段初軌精度難以進(jìn)一步提高的問(wèn)題，通過(guò)分析星箭分離時(shí)刻軌道半長(zhǎng)軸確定精度與測(cè)量誤差、軌道偏心率之間的關(guān)系，提出了提高站址坐標(biāo)測(cè)量精度、采用分布式船姿船位測(cè)量體制以提高姿態(tài)測(cè)量精度、采用衛(wèi)星測(cè)高數(shù)據(jù)計(jì)算任務(wù)海域垂線(xiàn)偏差并對(duì)船姿數(shù)據(jù)進(jìn)行修正、船載雷達(dá)測(cè)速數(shù)據(jù)的東平臺(tái)影響修正、合理的數(shù)據(jù)預(yù)處理以及采用基于速度增量修正的定軌新方法等多種技術(shù)途徑，并重點(diǎn)介

）1 引言包帶式星箭解鎖裝置安裝在衛(wèi)星與火箭之間，用于兩者的連接與解鎖。在衛(wèi)星地面運(yùn)輸以及發(fā)射過(guò)程中，星箭解鎖裝置應(yīng)能確保衛(wèi)星與火箭的可靠連接；當(dāng)衛(wèi)星發(fā)射至指定高度后，能按指令解除衛(wèi)星與火箭之間的約束，為星箭分離作好準(zhǔn)備［1］。包帶式星箭解鎖裝置預(yù)緊力是星箭解鎖裝置重要的設(shè)計(jì)參數(shù)之一，直接決定著衛(wèi)星與火箭之間連接的可靠性。預(yù)緊力的大小是依據(jù)衛(wèi)星的質(zhì)量特性和發(fā)射時(shí)的載荷確定的。由于包帶與被連接件的材料不同，因此在星箭解鎖裝置安裝后，其包帶預(yù)緊力大小會(huì)受外界環(huán)

，傅敏輝，康德勇星箭分離前后的聯(lián)合統(tǒng)計(jì)定軌方法?李紅艷，沐俊山，傅敏輝，康德勇（中國(guó)衛(wèi)星海上測(cè)控部，江蘇江陰214431）提出了利用星箭分離前后包括對(duì)火箭和衛(wèi)星測(cè)量的多測(cè)段數(shù)據(jù)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)優(yōu)化的定軌方法。在定軌過(guò)程中，分別采用了基于單位矢量的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣構(gòu)造方法和有限差分法來(lái)計(jì)算狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，對(duì)兩種方法的特點(diǎn)進(jìn)行了分析，并對(duì)分段定軌和聯(lián)合定軌在兩種定軌方法下的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了比較。計(jì)算結(jié)果表明，在星箭分離速度增量與實(shí)際情況一致的情況下，聯(lián)合定軌的結(jié)果優(yōu)于分段定軌