航天器火工沖擊載荷減緩設計及驗證

張歡，劉海平，劉天雄，向樹紅，張慶明

（1.北京空間飛行器總體設計部，北京 100094；

2.北京衛星環境工程研究所，北京 100094；3.北京理工大學 爆炸科學與技術國家重點實驗室，北京 100081）

點式連接方式可以作為一箭多星發射中、高軌道直接入軌衛星優先采用的連接方式[1]。隨著國內一箭多星發射任務的增加，點式分離螺栓將越來越多地應用于星箭分離。在采用點式連接時，傳力路徑最短、最直接，可以減少隔板數量，具有更大的布局空間，而且更容易分艙操作[1]。同時，分離螺栓動作時，在安裝結構處產生巨大的局部壓力，并以高量級、高頻響的應力波形式在航天器結構傳播[2]。緊湊的布局和更短的傳力路徑使得外形尺寸與波長同量級的微型電子產品更易受到惡劣的火工沖擊環境的影響，產生高頻響應，從而對航天器電子設備和微機電設備產生危害[3]。

文獻[4]在調研國內外航天器火工沖擊環境防護方案的基礎上提出了4點火工沖擊環境防護設計原則：優化火工裝置藥型、藥量及預緊力，降低火工沖擊量級；優化航天器設計構型布局，避免在火工裝置附近安裝敏感儀器；增加沖擊載荷傳遞路徑、結構、界面之間的連接環節，吸收或隔離火工沖擊載荷；開展沖擊敏感儀器抗火工沖擊環境的設計工作。

文中首先根據防護設計原則三，設計了三種系統級緩沖方案，并將三種方案應用于一典型點式衛星連接結構，通過NASTRAN軟件預示三種方案的緩沖效果，由星箭連接局部結構對接分離試驗驗證及模型修正。工程上預示火工沖擊響應的方法主要有有限元法、統計能量法、有限元與統計能量混合法、虛模態綜合法等[4—5]。與其他方法相比，有限元法能夠提取關鍵部位的火工沖擊加速度響應。文獻[6—10]使用有限元法的預示結果均滿足工程需要，因此，文中選用有限元法。

點式分離螺栓爆炸時產生的沖擊載荷一般由三部分組成：火工品爆炸、結構預緊力釋放、結構撞擊[11]。文獻[12]使用LS-DYNA軟件仿真點式火工分離螺母連接的典型星箭連接局部結構的分離過程。傳統的結構響應預示模型中載荷一般采用半正弦或梯形波等簡單波形，文中研究的星箭分離結構及分離螺栓與文獻[12]相同，因此，使用文獻[12]的分析結果，以其星箭界面載荷曲線作為仿真分析的載荷曲線。

1 系統級緩沖試驗

典型點式連接局部結構及分析試驗采用的測點位置如圖1所示，測點位置分別為星箭分離結構衛星支架一側（A1）、星箭分離結構上衛星一側（A2）、星箭分離結構與縱向桁架相連處（A3）。火工分離螺栓動作時產生的火工沖擊經星箭連接界面直接傳遞至衛星結構。根據文獻[13]—[16]所述，如果在星箭連接界面采取系統級緩沖措施，則可以從整體上降低火工沖擊對星上設備的影響。據此，文中設計了三種緩沖方案，建立星箭接口局部結構的有限元模型，通過NASTRAN軟件SOL112預示三種緩沖方案下結構的火工沖擊響應，對比三種方案的緩沖效果。

圖1 典型點式連接結構及分析試驗測點Fig.1 Diagram of typical point joint structure and measuring point for analysis and test

1.1 緩沖方案設計

1）緩沖墊方案。增加結構連接界面的間斷面可以有效衰減火工沖擊，其原理是利用間斷面對火工沖擊載荷的不斷反射和折射造成能量的衰減[13]。連續間斷面不宜過多，一般不超過3個，否則疊加的反射波可能造成更惡劣的火工沖擊環境[14]。文獻[15]使用多種金屬材料進行原理性試驗，文獻[16]將多種金屬材料與剛性非金屬材料配合使用，設計了系統級和局部結構緩沖方案。結果均表明，在結構連接環節使用多層墊片具有緩沖效果。文獻[17]—[18]設計的記憶合金緩沖墊片具有良好的緩沖效果。綜合以上結論，文中設計了緩沖墊方案，在衛星接頭與運載火箭上面級之間增加3層金屬墊片，如圖2a所示。慮導電性、衛星質心高度要求及連接剛度要求等因素，方案選取3層1 mm厚的鋁鋼鋁墊片。

2）緩沖塊方案。復雜構型結構能夠有效衰減火工沖擊載荷[16]，多項基于這一結論的專利得到工程應用。如文獻[19]在火工沖擊載荷的傳遞路徑上，通過Z型分布的長孔不斷改變材料應力波的傳播方向，延長火工沖擊載荷的傳遞路徑，衰減火工沖擊能量。緩沖方案二在衛星接頭與運載火箭上面級之間使用一復雜構型結構，緩沖塊高8 mm，滿足衛星電性能、連接剛度及安裝操作性等要求。

3）緩沖孔方案。采用沖擊隔離的安裝方式可以通過改變安裝結構的固有頻率有效降低火工沖擊響應[20]。這一原理在工程上主要應用于局部設備的安裝，利用墊片將儀器設備與安裝面隔離開，減小傳遞至儀器設備的火工沖擊能量。基于沖擊隔離原理，緩沖孔方案在衛星接頭上增加了3 mm的緩沖孔，減小傳力路徑上傳遞至衛星的火工沖擊能量。

上述三種方案如圖2所示。

圖2 緩沖方案結構Fig 2 Schematic diagram of shock reduction schemes

1.2 有限元分析

分析時采用坐標系的坐標原點為衛星星箭分離結構對接面圓心；x軸為過坐標原點，垂直于星箭分離面，指向地板方向為正；y軸為位于星箭分離面內，過坐標原點，指向衛星東板為正；z軸為位于星箭分離面內，與x軸、y軸構成右手系。

星箭接口局部有限元模型如圖3a所示，模型將衛星結構簡化成大質量塊，單元總數為43 714個。其中，衛星支架采用實體加殼單元，衛星接頭和大質量塊采用實體單元，各部件的連接螺栓通過梁和MPC模擬。固支大質量塊的頂面中心。衛星接頭底面的節點通過MPC連接于一個節點，在該節點上施加如圖4所示的載荷。

圖3 星箭分離局部結構有限元模型Fig.3 FEM model of local structure of separation of satellite and launch vehicle

各緩沖方案的有限元模型均基于上述模型，在此模型基礎上，緩沖墊方案在衛星接頭和運載衛星支架之間加入鋁/鋼/鋁材料的三層殼單元，在爆炸螺栓孔位置通過MPC與其他結構相連；緩沖塊方案在衛星支架和衛星接頭之間加入實體單元的緩沖塊結構，連接螺栓簡化方式同原模型，如圖3b所示；緩沖孔方案在衛星支架底部去掉一個半徑為6 cm、深度為3 mm的圓柱體區域單元。模型使用的材料參數見表1。

圖4 載荷時間歷程Fig.4 Time history of pyrotechnic load

1.2.1 原狀態及仿真模型修正

仿真模型的系統阻尼取0.02，采樣頻率與試驗數據采集設備相同，取fs=100 kHz。為保證有限元分析結果的準確性，首先對原狀態模型進行模型修正。首輪計算后，計算結果與試驗結果的對比如圖5所示。可以看出，拐點位置不同，譜型差別較大。由試驗數據對計算結果進行模型修正，分段調整模型阻尼系數，5～2 000 Hz頻率段的阻尼系數為0.02，2 000～10 000 Hz頻率段的阻尼系數為0.05。瞬態響應計算時間步長為10-7s，計算時間為1 ms，計算結果如圖5所示。可以看出，在±6 dB范圍內，100～400 Hz及2 000～3 500 Hz頻率段的計算值與試驗值存在誤差，400～200 Hz及3 500～10 000 Hz頻率段的計算值與試驗值基本吻合，可以使用修正后的模型進行下一步的緩沖效果計算。

表1 模型材料參數Table 1 Parameters of materials of the FEM model

圖5 模型修正前后的計算結果與試驗結果對比Fig.5 Comparison of data before and after model modification

1.2.2 緩沖方案預示結果

星箭局部結構對接分離沖擊響應預示結果如圖6所示。比較采用緩沖方案前后A2點x向的沖擊響應，在3 000 Hz以后緩沖墊對火工沖擊有一定衰減；4 000 Hz后緩沖塊方案對火工沖擊的衰減較明顯；緩沖孔對火工沖擊的衰減不明顯。

圖6 緩沖狀態下A2點x向沖擊響應對比Fig.6 Shock response of A2x under three kinds of shock reduction status

2 星箭接口局部結構對接分離試驗

2.1 試驗狀態

試驗中采用真實火工品在星箭局部對接結構進行解鎖的試驗方法，以確保緩沖方案試驗驗證的有效性。同時為了避免衛星質量對火工解鎖沖擊響應的影響，采用1/4的衛星質量配重用于模擬該狀態衛星1/4的質量效應，驗證試驗方案如圖7所示。

圖7 星箭對接局部結構分離試驗結構件狀態Fig.7 Structure used for separation test of satellite and launch vehicle

2.2 試驗數據整理

試驗分別對三種方案的效果進行驗證，對試驗的時域數據進行沖擊響應譜變換，提取沖擊響應譜峰值及對應頻率，見表2。沖擊響應過星箭界面緩沖結構后都有一定量的衰減，以垂直星箭界面的x向衰減最為明顯，如圖8所示。

2.3 各方案效果分析

在緩沖方案衰減特性分析中，采用幅值衰減方法，即計算試驗中輸入點在時域和沖擊譜中最大值的衰減情況，計算方法如下：

表2 緩沖試驗中輸入/輸出沖擊響應譜峰值Table 2 Peak value at in/out point of SRS shock response in shock reduction test

圖8 輸入輸出沖擊響應對比Fig.8 Shock response at in and out point under three kinds of shock reduction status

由沖擊響應譜（SRS）峰值衰減情況可知，三種緩沖方案相對于原狀態均有不同程度的衰減，見表3。三種方案的衰減量在4 000 Hz以前相對于原狀態分別增加了2%，19%，16%，在4 000～10 000 Hz上增加了40%，60%，38%。其中緩沖孔方案和過渡段方案衰減效果較好，如圖9所示。

通過數據分析可以看出，以衰減量來判斷緩沖效果，以緩沖塊效果最好，其次是緩沖孔方案，最后是緩沖墊方案。各緩沖方案對結構帶來的影響見表4。

3 仿真預示模型誤差分析

圖9 各方案下輸入點/輸出點SRS響應試驗數據Fig.9 Test result at in and out point of SRS shock response of each scheme

表3 各方案SRS峰值衰減量Table 3 Damping ratio of SRS peak value by each scheme

表4 緩沖方案影響分析Table 4 Analysis of effects of each shock reduction scheme

以緩沖塊方案的計算與試驗結果對比，如圖10所示。可以看出，在±6 dB范圍內，主要考察點A2的x向沖擊響應計算值與試驗值吻合較好，只在200 Hz以前及1000 Hz附近偏差較大。導致誤差的主要原因為：計算模型中沒有考慮試驗中的界面接觸和摩擦；計算模型的載荷施加在通過MPC施加在節點上，這與真實的火工沖擊環境有一定差別；某型號火工分離螺母火工沖擊源仿真存在一定誤差，提取的星箭界面載荷曲線作為仿真載荷將帶來一定的誤差積累。

圖10 緩沖塊計算與試驗結果對比Fig.10 Comparison of buffer block calculations and test results

4 結論

在星箭連接界面增加間斷面、復雜構型結構或減小星箭界面接觸面積均有一定的緩沖效果。在星箭連接界面增加間斷面的加速度響應最大衰減量為62%；增加復雜構型結構的加速度響應最大衰減量為82%；采用沖擊隔離加速度響應最大衰減量為60%。系統緩沖設計時應綜合考慮質量、結構連接剛度、緩沖效果、衛星狀態、運載火箭狀態約束等條件。文中沖擊響應的預示計算結果與試驗結果基本吻合（在±6 dB內），表明這種預示方法能夠較準確地預示某衛星結構火工沖擊響應。

研究結果表明，在火工沖擊傳遞路徑上采用基于能量隔離及能量吸收的緩沖措施均可在一定程度上獲得緩沖效果。以后應針對引起分析結果誤差的因素進一步細化仿真模型，定量研究影響緩沖效果的因素。同時，進一步開展航天器火工沖擊載荷機制與仿真研究，更加準確地刻畫航天器火工沖擊載荷；深入研究火工沖擊載荷減緩機理以及火工沖擊環境防護試驗驗證方法；通過火工裝置-航天器一體化動力學仿真計算，科學合理地制定航天器火工沖擊環境試驗條件。

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