包帶式解鎖支座的設(shè)計(jì)與試驗(yàn)

包帶式解鎖支座的設(shè)計(jì)與試驗(yàn)

曹乃亮楊利偉李志來

中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，長春，130033

摘要：為了滿足空間載荷在發(fā)射階段的復(fù)雜動(dòng)力學(xué)特性要求，并滿足入軌之后的解鎖分離，設(shè)計(jì)了一種爆炸螺栓驅(qū)動(dòng)的包帶式解鎖支座，并對(duì)其進(jìn)行了受力分析和爆炸螺栓擰緊力矩加載分析。建立了包帶與支座的接觸有限元模型，進(jìn)行了預(yù)緊力加載分析和軸向拉伸載荷分析。由分析結(jié)果可知，包帶上的應(yīng)力分布沿著遠(yuǎn)離夾緊區(qū)域的方向逐漸減小，同時(shí)嚙合區(qū)域的摩擦因數(shù)越大，包帶的最大應(yīng)力越小。分析了兩種故障模式及其處理措施。振動(dòng)試驗(yàn)表明：3個(gè)方向的均方根加速度放大倍率都很小，其一階模態(tài)全部大于200Hz，滿足剛度和承載能力要求；同時(shí)該裝置解鎖可靠性高，具有良好的沖擊響應(yīng)衰減特性。

關(guān)鍵詞：解鎖支座；包帶；火工品；接觸分析

中圖分類號(hào)：TP73；TH744.1

收稿日期：2014-07-17修回日期：2015-06-30

基金項(xiàng)目：國家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計(jì)劃(973計(jì)劃)資助項(xiàng)目(2011CB0132005)

作者簡介：曹乃亮，男，1984年生。中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所助理研究員。主要研究方向?yàn)榭臻g光學(xué)遙感器的結(jié)構(gòu)分析。楊利偉，男，1980年生。中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所副研究員。李志來，男，1965年生。中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所研究員。

DesignandTestofSeparableSupportingStructureBasedonClampBand

CaoNailiangYangLiweiLiZhilai

ChangchunInstituteofOptics，F(xiàn)ineMechanicsandPhysics,ChineseAcademyofScience，Changchun,130033

Abstract:In order to meet the requirements of complicated kinetics during the launch phase of space payload, and to realize separation between payload and satellite after in orbit, a separable clamp-band supporting structure was designed. The separation was driven by explosive bolts, and the relation between axial force of the bolts and tightening torque was analyzed. The contact model of finite-element for the structure was established and then the analyses for pre-tightening force and axial loading were conducted respectively. The analyses show that the stress in the bands decreases gradually away from the tightened bolts, the larger the coefficient of friction of the contact region, the smaller with maximum stress of clamp band. Two failure modes were analyzed. The results of the vibration show RMS acceleration magnification in three directions is very small, all of the first-order modes are greater than 200Hz, which meets the requirements of stiffness and load capacity, the device is unlocked with high reliability, and have good attenuation characteristics of impulse response.

Keywords:separablesupportingstructure;clampband;pyrotechnic;contactanalysis

0引言

隨著現(xiàn)代空間光學(xué)遙感器向大口徑、高分辨率方向發(fā)展，光機(jī)結(jié)構(gòu)尺寸越來越大，為了滿足相機(jī)的剛度要求，需要設(shè)計(jì)剛性支撐結(jié)構(gòu)來滿足相機(jī)在發(fā)射階段復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)特性要求，但也因此帶來了相機(jī)對(duì)附加應(yīng)力適應(yīng)性較差的缺點(diǎn)。同時(shí)，由于衛(wèi)星載荷板溫度均勻性較差，過大的溫差將產(chǎn)生附加的熱應(yīng)力，通過支座傳導(dǎo)到相機(jī)本體，會(huì)嚴(yán)重影響相機(jī)的成像質(zhì)量。

為了消除衛(wèi)星底板的熱變形對(duì)相機(jī)光機(jī)結(jié)構(gòu)的影響，國內(nèi)外的相機(jī)在與平臺(tái)的連接中都采取了隔離平臺(tái)熱變形的措施，如PLEIADES相機(jī)[1]、EO-1相機(jī)[2]等。PLEIADES相機(jī)通過6根支桿與衛(wèi)星底板連接，支桿的末端能夠繞著軸心轉(zhuǎn)動(dòng)；EO-1相機(jī)通過3個(gè)柔性支座與衛(wèi)星底板連接,通過柔性支座的變形達(dá)到了消熱的目的。McMickell等[3]設(shè)計(jì)了一種微型隔振系統(tǒng)(MVIS-Ⅱ)，通過智能材料的主動(dòng)控制，實(shí)現(xiàn)有效載荷與衛(wèi)星之間的振動(dòng)、熱載荷的隔離，該結(jié)構(gòu)在TacSat-2衛(wèi)星的光學(xué)載荷支撐中獲得成功應(yīng)用[4-5]。但此類連接方式的整機(jī)一階模態(tài)較低，在發(fā)射階段容易引起較大的共振。

基于火工品的包帶連接分離結(jié)構(gòu)由于其可靠性高、沖擊小、承載能力高而在航空航天領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用[6-8]，主要用于星箭連接段。白紹竣[9]針對(duì)衛(wèi)星與火箭的連接與分離的包帶結(jié)構(gòu)，分析了包帶連接部件的變形、應(yīng)力分布、接觸力及摩擦力分布，為包帶連接的設(shè)計(jì)改進(jìn)和加工工藝改進(jìn)提供了參考。

基于上述分析，本文設(shè)計(jì)了一種包帶式解鎖支座，其承載力、剛度滿足發(fā)射階段要求，并可實(shí)現(xiàn)可靠解鎖分離。

1包帶式解鎖支座結(jié)構(gòu)原理

包帶式解鎖支座由上支座、下支座、左包帶、右包帶、爆炸螺栓、防護(hù)裝置等組成，如圖1a所示。該包帶式解鎖支座的工作原理如下：上支座和下支座各有一個(gè)V形槽，左包帶和右包帶上有與V形槽配合的V形臺(tái)，左包帶和右包帶與上支座和下支座通過接觸配合，并通過爆炸螺栓的夾緊力夾緊左包帶和右包帶，實(shí)現(xiàn)包帶與支座的嚙合，從而形成一個(gè)剛性體；上支座與載荷連接固定，下支座與衛(wèi)星平臺(tái)相連，如圖1b所示，從而實(shí)現(xiàn)有效載荷的剛性連接；相機(jī)入軌之后，爆炸螺栓通電起爆，包帶的預(yù)緊力釋放，其與上支座和下支座接觸分離，如圖1c所示，從而實(shí)現(xiàn)了有效載荷與衛(wèi)星平臺(tái)的解鎖分離。

(a)包帶式解鎖支座組成

(b)連接狀態(tài)(c)解鎖狀態(tài) 圖1　包帶式解鎖支座原理圖

2包帶式解鎖支座受力分析

爆炸螺栓的擰緊力矩產(chǎn)生的螺栓軸向力轉(zhuǎn)化為包帶的夾緊力Fn，該夾緊力使包帶的V形臺(tái)與支座的V形槽接觸壓緊；定義4個(gè)接觸對(duì)分別為V1、V2、V3、V4；分析可知，每個(gè)接觸對(duì)存在垂直于接觸面的正壓力Fs及平行于接觸線的靜摩擦力fs，如圖2所示，實(shí)線和虛線箭頭分別表示不同方向的外力在解鎖支座內(nèi)的傳遞路徑，作用在上支座的外力F通過接觸對(duì)V1傳遞至包帶，然后通過V4傳遞至下支座；若外力F反向，則力的傳遞路徑為通過V2傳遞至包帶，然后通過V3傳遞至下支座。

圖2　解鎖支座的受力分析

在無外載荷F的條件下，4個(gè)接觸對(duì)的受力狀態(tài)相同，任選一個(gè)接觸對(duì)進(jìn)行受力分析，有平衡方程：

(1)

式中，α為包帶V形槽夾角。

即

F′=Fn/R

(2)

施加的外載荷F破壞了接觸對(duì)V1和V2、V3和V4的平衡狀態(tài)，以V1和V2為例，V1處正壓力的增大量等于V2處正壓力的減小量，外載荷F產(chǎn)生的徑向分力FX與包帶的夾緊力方向相反，當(dāng)FX=Fn時(shí)，V2處的正壓力為零，進(jìn)一步增大外載荷F導(dǎo)致V2接觸對(duì)分離，包帶失效，因此保持該解鎖支座正常功能的條件是：FX

3螺栓擰緊力矩加載分析

自由狀態(tài)下，螺栓的擰緊力矩與包帶夾緊力成正比，隨爆炸螺栓擰緊力矩的加大，包帶受夾緊力變形，由于包帶內(nèi)側(cè)、外側(cè)間隙變化量不一致，故爆炸螺栓承受附加彎曲應(yīng)力，這降低了其承載能力，有可能導(dǎo)致爆炸螺栓的脆斷，如圖3所示。

圖3　螺栓加載變形示意圖

隨著爆炸螺栓擰緊力矩的加大，包帶夾緊力和爆炸螺栓的附加力矩的變化趨勢如圖4所示。當(dāng)025N·m時(shí)，繼續(xù)增大擰緊力矩，此時(shí)包帶的夾緊力、螺栓的附加彎曲力矩不再變化。

(a)包帶夾緊力

(b)爆炸螺栓附加力矩 圖4　包帶夾緊力和爆炸螺栓的 附加力矩隨擰緊力矩的變化

4有限元分析

建立該結(jié)構(gòu)的有限元模型，假設(shè)包帶與支座的嚙合面研磨良好，整個(gè)環(huán)面接觸良好，則該分析為接觸分析問題。共定義了8個(gè)接觸對(duì)，該解鎖支座材料全部選用鈦合金，爆炸螺栓施加一定的預(yù)緊力，上支座施加等效的外載荷，采用ABAQUS的接觸對(duì)算法計(jì)算上支座和下支座與左包帶和右包帶的接觸應(yīng)力。

4.1預(yù)緊力加載分析

在爆炸螺栓連接處施加1300N的預(yù)緊力，計(jì)算在此情況下的左包帶和右包帶與上支座和下支座的嚙合槽處的受力情況，如圖5所示，包帶上的應(yīng)力呈現(xiàn)不均勻分布，從圖5中可以觀察，應(yīng)力沿著遠(yuǎn)離夾緊區(qū)域的方向逐漸減小。

圖5　預(yù)緊力加載下的包帶應(yīng)力分布

4.2軸向載荷加載分析

在爆炸螺栓連接處施加1300N的預(yù)緊力,同時(shí)在上支座施加2000N的等效外載荷，圖6所示為接觸區(qū)域的應(yīng)力分布，進(jìn)一步分析可知，嚙合區(qū)域的摩擦因數(shù)越大，包帶的最大應(yīng)力越小，但包帶周向應(yīng)力分布的不均勻程度越大。實(shí)際應(yīng)用需要根據(jù)包帶的承載能力合理選擇接觸對(duì)的摩擦因數(shù)。

圖6　軸向外載荷加載下的包帶應(yīng)力分布

5故障模式分析

(1)故障1。解鎖過程中支座與包帶卡死，導(dǎo)致解鎖支座不能有效打開。原因分析及處理措施：支座與包帶采用鈦合金加工成形，V形接觸面采用精密數(shù)控加工成形后進(jìn)行裝配，由于材料的硬度高、配合差，導(dǎo)致解鎖試驗(yàn)過程中支座與包帶在V形區(qū)域卡死，不能有效解鎖；因此在精加工后、裝配前采用配研工藝，提高接觸面的光潔度和接觸率，保證接觸率大于80%；由于較高的光潔度在真空熱試驗(yàn)過程中容易產(chǎn)生冷焊，因此在接觸區(qū)域涂抹防冷焊固體潤滑脂。

(2)故障2。在大量級(jí)隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)過程中(總均方根加速度為12g)，包帶與支座發(fā)生相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)。原因分析及處理措施：一方面是由于支座與包帶的接觸率較低，另一方面是由于螺栓的夾緊力不夠，試驗(yàn)表明，在接觸率小于50%時(shí)，大量級(jí)隨機(jī)振動(dòng)時(shí)包帶與支座發(fā)生相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)；當(dāng)接觸率大于80%，螺栓的擰緊力矩大于15N·m時(shí)，多次試驗(yàn)中無相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)發(fā)生。

6試驗(yàn)與討論

為了驗(yàn)證該解鎖支座的動(dòng)力學(xué)特性，采用3個(gè)解鎖支座與載荷板連接，在載荷板上選取一個(gè)測點(diǎn)，粘貼三向加速度傳感器，測點(diǎn)的位置如圖7所示，試驗(yàn)流程如圖8所示，首先進(jìn)行特征掃頻(加載加速度量級(jí)為0.2g；加載頻段為10～2000Hz，掃描速率為4倍頻程每分鐘)得到載荷板的一階模態(tài)；正弦振動(dòng)試驗(yàn)后，進(jìn)行回掃，加載方式與特征掃頻一致，隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)后，進(jìn)行第二次回掃，監(jiān)測結(jié)構(gòu)的一階模態(tài)變化情況。振動(dòng)試驗(yàn)裝置如圖9所示。

(a)解鎖試驗(yàn)裝置

(b)解鎖后 (c)沖擊加速度 傳感器粘貼位置 圖7　解鎖試驗(yàn)過程

圖9　振動(dòng)試驗(yàn)裝置

圖8試驗(yàn)流程

按上述試驗(yàn)流程，完成了X、Y、Z 3個(gè)方向的振動(dòng)試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果數(shù)據(jù)如表1所示。試驗(yàn)證明，載荷板上3個(gè)方向的均方根加速度放大倍率都很小，說明解鎖支座的剛度滿足使用要求，包帶與支座無相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)發(fā)生，說明包帶的夾緊力滿足要求；其一階模態(tài)全部大于200Hz，有效避開了衛(wèi)星上的低頻一階模態(tài)。

表1　試驗(yàn)數(shù)據(jù)

為了進(jìn)一步驗(yàn)證該解鎖支座的解鎖特性，振動(dòng)試驗(yàn)后進(jìn)行起爆試驗(yàn)，試驗(yàn)裝置如7所示，安裝起爆器，連接點(diǎn)火電源，在如圖7所示的位置粘貼三向沖擊加速度傳感器A1、A2(量程10 000g)，點(diǎn)火起爆。多次重復(fù)試驗(yàn)表明，發(fā)火之后，包帶可靠解鎖，無多余物產(chǎn)生，解鎖可靠性高。

解鎖過程測試結(jié)構(gòu)的沖擊加速度響應(yīng)如圖10所示，A1粘貼在分離源處，A2粘貼在載荷板，由沖擊響應(yīng)譜曲線可知，3個(gè)方向上的沖擊響應(yīng)譜最大值A(chǔ)2比A1減小了一個(gè)數(shù)量級(jí)，從而表明，由于該解鎖支座的解鎖分離方向垂直于承載方向，加之特定的包帶夾緊方式使得該解鎖支座具有良好的沖擊響應(yīng)衰減特性。

圖10　沖擊響應(yīng)譜曲線

7結(jié)論

為了滿足空間載荷在發(fā)射階段的復(fù)雜動(dòng)力學(xué)特性要求，并滿足入軌之后的可靠解鎖分離，設(shè)計(jì)了一種爆炸螺栓驅(qū)動(dòng)的包帶式解鎖支座，針對(duì)該裝置的工作原理，進(jìn)行了解鎖支座的承載力計(jì)算，進(jìn)一步得出了爆炸螺栓擰緊力矩與包帶夾緊力和爆炸螺栓的附加力矩的變化趨勢；建立了包帶與支座的接觸有限元模型，預(yù)緊力加載分析表明包帶應(yīng)力沿著遠(yuǎn)離夾緊區(qū)域的方向逐漸減小，軸向拉伸載荷下嚙合區(qū)域的摩擦因數(shù)越大，包帶的最大應(yīng)力越小；分析了該結(jié)構(gòu)的兩種故障模式；振動(dòng)試驗(yàn)表明，3個(gè)方向的均方根加速度放大倍率都很小，其一階模態(tài)全部大于200Hz，滿足剛度、承載能力要求；同時(shí)該裝置解鎖可靠性高，具有良好的沖擊響應(yīng)衰減特性。

參考文獻(xiàn)：

[1]UngarSG,PearlmanJS,MendenhallJA,etal.OverviewoftheEarthObservingOne(EO-1)Mission[J].GeoscienceandRemoteSensing, 2003, 41(6): 1149-1159.

[2]StaufferJR,SchultzG,KirkpatrickJD.KeckSpectraofPleiadesBrownDwarfCandidatesandaPreciseDeterminationoftheLithiumDepletionEdgeinthePleiades[J].TheAstrophysicalJournal, 1998, 499:199-203.

[3]McMickellMB,KreiderT,HansenE,etal.OpticalPayloadIsolationUsingtheMiniatureVibrationIsolationSystem(MVIS-Ⅱ)[C]//ProceedingsofSPIE.SanDiego,California, 2007, 6527:334-344.

[4]RittwegerA,BeigHG,KonstanzerP,etal.FeasibilityDemonstrationofanActivePayloadAdaptorforARIANE5[C]//EuropeanConferenceonSpacecraftStructure,Material&MechanicalTesting.Braunschweig, 2005:1-6.

[5]MalyJR,PendletonSC,BuckleySJ,elal.Low-Cost,Dual-ManifestPayloadAdapterforMinotaurIV[C]//19thAIAA/USUConferenceonSmallSatellites.NorthLogan, 2005:34-40.

[6]譚雪峰，閻紹澤.包帶式星箭連接結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模擬及故障分析[J]. 清華大學(xué)學(xué)報(bào)，2010，50(8)：1205-1209.

TanXuefeng,YanShaoze.DynamicSimulationsandFailureAnalysisofaClampBandSystemforSpacecraft[J].JournalofTsinghuaUniversity(Sci&Tech), 2010, 50(8):1205-1209.

[7]FlsnessE,BuckleyS,GammillW.DevelopmentandReleaseDevicesEffortsattheAirForceResearchLaboratorySpaceVehiclesDirectlrate[R].Reston,VA:AmericanInstituteofAeronauticsandAstronautics, 2001.

[8]MalyJR,EvertME,StavastVM,etal.AdapterRingforSmallSatellitesonResponsiveLaunchVehicles[C]//7thResponsiveSpaceConference.LosAngeles,CA, 2009:1-9.

[9]白紹竣.包帶連接建模與力學(xué)特性研究[D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2010.

(編輯袁興玲)