探空火箭載荷氣動式分離釋放裝置設計

馬 鑫，高 東，卞春江

(中國科學院 國家空間科學中心，北京 101400)

1 引 言

探空火箭是一種低沉本、快速進入空間進行亞軌道飛行的重要飛行器[1]，是近地空間40～300 km高度原位探測、臨近空間(20～100 km)探測的重要手段[2-3]，也是一種可以對空間科學探測載荷技術及觀測機理進行低成本快速驗證，迅速提高空間科學探測載荷技術成熟度的短周期空間飛行驗證平臺[4]。為了滿足虛擬孔徑空間科學探測技術的驗證需求，探空火箭箭頭平臺需要具備高精度姿態指向控制與載荷快速高精度空間分布式探測布局的功能，當箭頭到達指定探測高度后，能夠通過特定釋放裝置分離多個載荷[5]，完成載荷群空間立體構型的快速構建。

目前，探空火箭上常見的分離釋放裝置為彈簧驅動式與火工爆炸驅動式[6-7]。NASA于2018年發射的TERRIER-IMPROVED MALEMUTE探空火箭箭頭平臺采用4組彈簧驅動式釋放裝置90°環向均勻分布，載荷瞬間分離速度約為1 m/s[8]。2013年中國科學院國家空間科學中心發射一枚探空火箭，并采用箭上火工作動筒分離裝置，在190 km高度成功釋放近1 kg堿金屬鋇，完成等離子體主動釋放探測試驗[9]。而航天中更為常見的釋放裝置為星載分離機構，許冶等提出了基于箱儲式的低沖擊承載與釋放裝置技術方案，采用了三級遞進式壓簧驅動設計[10]。周偉等設計了桁架式適用于非標6U體積大小的微納衛星釋放裝置，采用彈簧、滑軌結合式的驅動原理[11]。舒燕、李志等針對在軌釋放、分離載荷的一般分離過程建立了多體動力學系統仿真模型，并與實際測試數據完成了相似性比對[12]。張冀鷂等在立方體衛星在軌釋放非線性動力學研究中引入了三自由度含間隙碰撞-振動運動模型，對其運動過程進行了合理的抽象與動力學微分方程的建立[13]。總之，目前用于航天應用方面的釋放裝置雖然設計構型各有不同，但基本采用彈簧元件或者基于彈簧元件的改進組合式機構作為其核心驅動部件。

彈簧驅動式釋放裝置雖然結構簡單易行，但是受彈簧固有設計形態影響[14]，其分離釋放精度較差(指向精度與速度精度)；火工爆炸驅動式釋放裝置雖然可以實現超高速分離，但是難以實現分離力大范圍連續可調的性能要求，且分離速度也會隨機動態變化，難以穩定。本文從實際載荷分離釋放設計需求出發，復用箭頭冷氣調姿系統高壓氮氣資源，兼顧分離可靠性、高精度釋放等工程要求，采用薄形沖擊氣缸[15]作為驅動元件，給出了具有錐形高精分離、尺寸微調、非均等接觸等特點的氣動式釋放裝置總體設計方案，并進行了氣缸優化設計選型[16]，針對大范圍推力變化分離過程進行了運動學仿真分析，完成了地面原理樣機研制，試驗證明釋放裝置具備工程實現的可靠性與可行性。

2 設計需求分析

2.1 分布式任務概念

分布式任務通過多個微波輻射計空間分布式立體構型，完成單臺微波輻射載荷無法實現的大尺度基線稀疏孔徑空間高分辨率微波遙感成像探測。探空火箭飛行至50 km高度實施頭體分離，隨后箭頭平臺慣性飛行，飛行至80～100 km高度，分離釋放4個科學探測載荷單元，其中1個科學探測載荷單元從箭頭平臺頂部分離釋放，剩余3個科學探測載荷單元呈環向120°均勻分布，沿箭頭徑向分離釋放。在此種分離部署方式下，4個科學探測載荷單元被釋放后在空間形成四面體空間構型分布，為科學載荷探測提供可靠的分布式探測條件，如圖1所示。

(a)立體軸側視圖(a)Isometric view

(b)平面俯視圖(b)Plan view圖1 分布式探測概念Fig.1 Schematic diagram of distributed detection

2.2 功能、指標分解

分離釋放裝置貫穿于探空火箭發射、入軌和分布式部署各個任務階段，發揮重要作用，結合本次任務，需求分解如下：

(1)在功能需求方面，為科學載荷提供發射階段的可靠限位夾緊固定功能，保證它承受發射振動、過載和沖擊等力學環境條件的安全性；為其分離釋放提供可靠、順暢的限位解鎖功能；能夠將科學載荷快速實施預定、精準的分離釋放；從裝置適配性角度考慮，具備模塊化、靈活便捷的箭載結構裝配接口；從釋放多樣性角度考慮，具備推力大范圍連續可調節功能。

(2)在性能指標方面，依據微波輻射載荷空間分布式立體構型探測精度，要求分離釋放指向精度優于0.05°；考慮未來被釋放載荷及分布式構型演變速率可能性的需求，要求推力為10～1 000 N，且連續可調節。

3 分離釋放裝置設計

氣動式分離釋放裝置采用薄形氣缸作為將載荷彈出的驅動動力機構，薄形氣缸體積小、質量輕、做功穩定、運動可靠、彈出精度高，可以使分離釋放裝置獲得性能優異的動力源。氣動分離釋放裝置采用非滑軌、控制點小面積限位接觸設計，并且將前后控制點幾何包絡設置為錐形包絡，使得載荷在分離釋放過程中所受摩擦阻力很小，并且在氣缸輸出軸的穩定推力下，可以使載荷獲得高精度的分離狀態，同時，控制點小面積接觸設計也為載荷在上升未釋放階段提供了可靠的結構支撐與固定條件，整套裝置的限位安裝條件可以使載荷在探空火箭發射上升過程中獲得較好的力學環境。

3.1 結構設計

3.1.1 裝置總體構成

如圖2所示，氣動式分離釋放裝置由薄形氣缸、薄形氣缸安裝支架、薄形氣缸連接安裝盤、推力作用圓盤、前后支撐柱、上部限位塊、前部限位解鎖機構以及安裝底板組成。

(a)總體結構1

(b)總體結構2

(c)薄形氣缸結構

3.1.2 非均等接觸推出設計

如圖2(b)所示，薄形氣缸位于裝置后部，安裝固定于薄形氣缸安裝支架上，安裝支架采用叉形鏤空四面環形架減重設計，其底部可以安裝在安裝底板上。兩個薄形氣缸之間通過連接安裝盤進行連接，連接安裝盤首先螺接在后部氣缸的輸出軸軸心處，前部氣缸再通過螺桿固定安裝于連接安裝盤上。

推力作用圓盤(直徑為100 mm)通過螺接安裝固定于前部薄形氣缸輸出軸的軸心處，其推出作用面與載荷后部凸出圓臺(直徑為80 mm)表面緊密接觸，并且為了保證載荷分離釋放精度、消除薄形氣缸安裝誤差對分離釋放精度的影響，采用推力作用盤表面面積包絡大于載荷后部凸出圓臺表面面積包絡的結構接觸設計，如圖3所示。當載荷質心偏離圓臺中心時，非均等接觸設計可以起到修正分離指向偏差的作用。

圖3 非均等接觸設計Fig.3 Non-uniform contact areas design

3.1.3 模塊化便捷式夾緊固定裝配設計

氣動分離釋放裝置的前后支撐柱為載荷的限位固定及發射承力提供主承力結構支撐、為載荷的分離釋放提供小面積接觸控制點的安裝位置結構支撐，如圖2所示。同時，非封閉開放式限位構型設計為立方體載荷提供了頂面與前面的自由伸展空間，此兩面可以安裝載荷本體外異形部件，拓展了釋放裝置的載荷適用范圍。

上部限位塊安裝于前后支撐柱頂部的滑移凹槽內，可以沿滑移凹槽上下移動，通過移動微調，使得上部限位塊與載荷上部支撐塊上表面處于臨界接觸狀態，從而達到限位承力與限位滑動的最優接觸關系。安裝底板在前后支撐柱安裝底部設計有導向滑軌(如圖4所示)，可以使前后支撐柱沿導向滑軌左右進行微調，從而使得載荷上部及下部支撐塊左右側面與前后支撐柱內側面處于臨界接觸狀態，從而達到限位承力與限位滑動的最優接觸關系。

圖4 安裝底板Fig.4 Mounting baseboard

為了使整套裝置具有更好的結構穩定性與安裝精度，氣動分離釋放裝置的安裝底板采用一體式結構設計，如圖4所示，即前后支撐柱的固定結構、薄形氣缸的固定結構、以及載荷下部小面積接觸控制點支撐結構為一個整體，為其他部件的安裝提供統一的安裝基準。

3.1.4 錐形高精分離包絡設計

航天中較常見的盒型抽屜式微納衛星分離釋放裝置一般采用彈簧與長滑軌相結合的分離釋放方式[11]。由于滑軌與載荷表面接觸為非線性碰撞動力學模型，經仿真與實際操作經驗分析可知，載荷在完全脫離釋放裝置滑軌瞬間的微碰撞狀態為隨機過程，在脫離瞬間碰撞角度與撞擊力大小受到初始分離推力、分離速度及推力位置偏差等多種因素影響，難以進行收斂性控制設計。因此，對于高精度分離釋放，長滑軌反而會起到負面作用。

本文氣動式分離釋放裝置給出錐形高精分離包絡設計構型，由裝置的前后支撐柱、上部限位塊、以及安裝底板共同構成的載荷分離方向前后包絡設計為錐形包絡，即前部包絡較大，后部包絡較小，從而形成前大后小的錐形分離通過空間，如圖5所示。

(a)側視圖(a)Side view

(b)后視圖(b)Back view圖5 錐形分離通過空間示意圖Fig.5 Configuration of trapezoidal separating route

錐形分離通過空間可以充分發揮薄形氣缸的驅動作用特點，最大限度地減小限位摩擦對分離釋放精度的影響。當分離釋放時，薄形氣缸輸出軸以高精度推力將載荷推出，推出行程為20 mm，由于推出時間短、作用快，前后初始接觸的小面積接觸控制點很快便與載荷脫離(分離方向接觸長度15 mm)；脫離后，載荷被薄形氣缸推出力作用5 mm后才與推力作用圓盤徹底分離脫開。此5 mm 再無其他限位約束的推力作用行程內(即不存在微碰撞現象)，正是非均等接觸設計發揮修正分離指向偏差功能的過程。由于錐形的后部包絡小于前部，當載荷后部通過錐形前部空間時，不再與前部小面積接觸控制點發生摩擦或者碰撞，從而使載荷最大程度地保持了薄形氣缸輸出軸推出瞬間分離時的狀態分離精度。

3.1.5 限位解鎖機構設計

氣動分離釋放裝置的前部限位解鎖機構由拉簧、限位滑塊和拔銷器組成。拉簧安裝于前支撐柱前表面；限位滑塊位于前支撐柱前表面的限位滑槽內，可以被拉簧拉力作用沿滑槽滑動；拔銷器安裝于前支撐柱前表面的安裝支架上，其銷軸插入到限位滑塊中部的銷孔之中，如圖6所示。

圖6 限位解鎖機構Fig.6 Clamping release mechanism

3.2 氣缸選型優化設計

為了獲得輸出穩定、驅動精度高的分離釋放動力源，且能重復利用探空火箭氣動調姿壓縮氣體資源，選取氣缸作為分離釋放驅動機構。利用氣缸輸出軸高精度伸縮的移動副，為分離釋放裝置提供分離精度保障。

在眾多氣缸氣動機構中，薄形氣缸所占空間小、結構輕巧、外形美觀，能承受較大的橫向負載，無需安裝附件可直接安裝于各種夾具和專用設備上，具有結構緊湊、質量輕、占用空間小等優點。薄形氣缸將壓縮空氣的壓力能轉換為機械能，引導活塞在其中進行直線往復運動，由缸筒、端蓋、活塞、活塞桿和密封件組成。缸筒的內徑大小代表了氣缸輸出力的大小，活塞要在缸筒內做平穩的往復滑動，缸筒內表面的表面粗糙度達到Ra=0.8 μm，缸筒材質可用高強度鋁合金；端蓋上設有進排氣通口，端蓋內設有緩沖機構，桿側端蓋上設有密封圈和防塵圈，以防止從活塞桿處向外漏氣和防止外部灰塵混入缸內，桿側端蓋上設有導向套，以提高氣缸的導向精度，承受活塞桿的橫向負載，減小活塞桿伸出時的下彎量，延長氣缸使用壽命，端蓋使用鋁合金壓鑄；活塞是薄形氣缸中的受壓力零件，為防止活塞左右兩腔相互竄氣，設有活塞密封圈，活塞上的耐磨環可提高氣缸的導向性，減少活塞密封圈的磨耗，減少摩擦阻力，活塞的材質選用鋁合金；活塞桿是薄形氣缸中最重要的受力零件，使用高碳鋼，表面經鍍硬鉻處理，或使用不銹鋼，以防腐蝕。

薄形氣缸的理論輸出推力公式為：

(1)

其中：P為薄形氣缸的工作壓強，d為活塞桿直徑，活塞桿直徑隨著薄形氣缸缸筒內徑的增大而增大。為了獲得10～1 000 N的推力調節范圍，通過薄形氣缸成熟貨架產品選型分析可得：不可能通過單一型號的氣缸獲得如此大范圍變化的推力調節性能，需要采用不同型號薄形氣缸的優化組合來實現分離釋放裝置10～1 000 N的推力調節范圍。

依據薄形氣缸的工作氣壓值(如表1所示)、薄形氣缸理論輸出力(如表2所示)，以及氣缸組合設計復雜度盡量低的要求，只要被組合的薄形氣缸理論輸出力的最大值和最小值能夠覆蓋10 N與1 000 N的需求，并且薄形氣缸理論輸出力之間存在交叉重疊范圍，即可滿足分離釋放裝置10～1 000 N推力調節范圍的性能要求。

表1 薄形氣缸的工作氣壓范圍

表2 薄形氣缸理論輸出力

依據表1數據，可以計算出缸徑Φ12型號薄形氣缸的理論輸出力為7.93 N(工作壓力為0.07 MPa)～112.85 N(工作壓力為1 MPa)，缸徑Φ40型號薄形氣缸的理論輸出力為62.83 N(工作壓力為0.05 MPa)～1 257 N(工作壓力為1 MPa)。將這兩種型號薄形氣缸串聯后，當所需推力為10～63 N時，可以通過調節氣壓閥壓力值單獨驅動缸徑Φ12型號薄形氣缸完成釋放工作；當所需推力為63～112 N時，均可以通過調節氣壓閥壓力值單獨驅動缸徑Φ12型號或者單獨驅動缸徑Φ40型號薄形氣缸完成釋放工作；當所需推力為112～1 000 N時，可以通過調節氣壓閥壓力值單獨驅動缸徑Φ40型號薄形氣缸完成釋放工作。

兩種型號薄形氣缸的雙氣缸串連結構設計如圖2(c)所示。兩種型號薄形氣缸的雙氣缸串連結構設計中，缸徑Φ12型號薄形氣缸位于缸徑Φ40型號薄形氣缸前部，兩者通過薄形氣缸連接安裝盤進行連接，缸徑Φ12型號薄形氣缸通過安裝于其輸出軸軸心處的推力作用盤直接作用于載荷后部圓臺。兩種薄形氣缸分別連接氣管，通過氣壓閥完成壓力調節工作。當僅需要缸徑Φ12型號薄形氣缸工作時，缸徑Φ40型號薄形氣缸不通氣工作，作為固定結構為缸徑Φ12型號薄形氣缸提供推力結構承力支撐；當僅需要缸徑Φ40型號薄形氣缸工作時，缸徑Φ12型號薄形氣缸不通氣工作，它作為輸出軸的延伸部分，將推力傳遞給推力作用圓盤，被缸徑Φ40型號薄形氣缸一同推出。為了獲取可靠穩定的推力效果，薄形氣缸輸出軸的推力做功行程不易過短；為了盡量縮短推出過程的不確定階段行程，減少隨機微碰撞效果，薄形氣缸輸出軸的推力做功行程不易過長，結合薄形氣缸行程取值范圍標準，以及整套裝置體積約束，確定兩種薄形氣缸的輸出軸推力做功行程均為20 mm。

3.3 釋放裝置工作原理

在發射運載階段，將被分離釋放的載荷放置于前后支撐柱之間，通過支撐柱在安裝底板上沿導向滑軌的微調，以及上部限位塊沿支撐柱頂部滑移凹槽的微調，將載荷放置好，與分離釋放裝置的各個限位面緊密接觸。將前部限位解鎖機構的限位滑塊移動到限位位置，拔銷器銷軸插入限位滑塊中部的銷孔中，將載荷完全限位固定。通過調壓閥與轉換開關的操作，將工作薄形氣缸的工作壓力調整到位。

在解鎖分離階段，拔銷器通電工作，銷軸從限位滑塊中部的銷孔中拔出，限位滑塊在兩邊拉簧拉力的作用下，分別向左右兩邊移動，使得載荷分離釋放方向上的限位約束解除，具備向外分離釋放的條件。

在分離推出階段，以缸徑Φ40型號薄形氣缸工作為例，薄形氣缸輸出軸推出20 mm，將缸徑Φ12型號薄形氣缸同時推出，同時推動推力作用圓盤將推力作用在載荷后部圓臺上，當薄形氣缸輸出軸停止運動后，載荷保持與推力作用圓盤分離瞬間的姿態由于慣性繼續運動，載荷后部包絡小于裝置前部限位包絡，不會發生摩擦與碰撞，載荷在慣性作用下完全釋放遠離分離釋放裝置。

4 試驗及仿真分析

4.1 地面原理樣機功能試驗

4.1.1 試驗方案

分離釋放驗證試驗主要對分布式分離機構的薄型氣缸氣動加壓功能、薄型氣缸輸出軸推出功能、模擬載荷的彈出釋放功能進行地面驗證試驗。通過地面試驗，模擬實際任務運行中有效載荷從分布式分離機構中分離釋放的過程，以保證分離機構中的薄型氣缸在氣壓作用下順利彈出工作，模擬載荷由薄型氣缸輸出軸的推出圓盤穩定推出。

分離釋放驗證試驗采用聚四氟低摩擦滑板作為模擬載荷彈出滑道，聚四氟低摩擦滑板平放于實驗室地面上，模擬載荷在分布式分離機構地面原理樣機彈出作用下，沿聚四氟低摩擦滑板滑行一段距離即為功能測試成功。

4.1.2 試驗設備

分離釋放驗證試驗設備包括聚四氟低摩擦滑板、分布式分離機構原理樣機、薄型氣缸手動控制閥和氣壓可調節氣泵。分離釋放驗證試驗集成總裝如圖7所示。

圖7 分離釋放驗證試驗集成總裝Fig.7 Instrument assembly for releasing function test

4.1.3 試驗過程與結果

試驗流程如下：開啟氣壓可調節氣泵，觀察氣壓表，氣壓緩慢上升；當氣壓達到0.7 MPa時，鎖定氣泵氣壓調節旋鈕，使薄型氣缸承受氣動壓力保持在0.7 MPa；同時按動薄型氣缸手動控制閥，薄型氣缸瞬間充氣，將輸出軸快速推出，帶動推出圓盤將模擬載荷瞬間彈出；模擬載荷沿聚四氟低摩擦滑板滑行，由于摩擦力的作用，滑行一段距離后，模擬載荷停止滑行運動。

試驗結果如圖8所示，分布式分離機構地面原理樣機可在實際氣壓作用下將模擬載荷正常分離釋放。

圖8 分離釋放試驗過程Fig.8 Releasing function test procedure

4.2 分離釋放指向精度仿真分析

4.2.1 分離釋放指向精度定義

定義分離釋放指向精度為：以載荷未分離前質心為原點，沿分離釋放方向作為基準直線1，當載荷被完全分離釋放后，連接原點與載荷此時的質心點構成直線2，基準直線1與直線2之間的夾角即為分離釋放指向精度，如圖9所示。

圖9 分離釋放指向精度定義Fig.9 Definition of release precision

4.2.2 指向精度仿真分析

利用Adams運動學仿真軟件，建立考慮碰撞、摩擦因素的分離釋放裝置數值模型，引入指向精度測量參數定義，進行載荷釋放全過程運動學模擬仿真，實時監測顯示指向精度的變化曲線。

當不考慮實際綜合偏差時，推力軸線與載荷質心為同軸共線關系，通過仿真可知，氣動分離釋放裝置可以順利完成載荷分離釋放任務，且此時的分離釋放指向角度為0°。

綜合考慮實際載荷內部部件空間布局的非對稱性，以及系統安裝固定間隙的存在，設置推力軸線與載荷初始質心存在較大的平移偏差位移5 mm，分別針對10，20，30，40，50，60，70，80，90，100，200，300，400，500，600，700，800，900，1 000 N的推力，仿真分析其分離釋放指向精度。

典型推力10，50，100，500，1 000 N，分離計時5 s的分離釋放指向精度仿真曲線如圖10所示，推力10～1 000 N的分離釋放指向精度如表3所示。從圖10和表3可以得出，當推力在10～1 000 N變化時，氣動分離釋放裝置在開始瞬間階段，由于5 mm推力偏差與初始微碰撞的綜合作用，產生了較大的分離指向精度，遠高于0.05°的指標要求，但是在非均等接觸推出設計與錐形高精分離包絡設計的修正作用下，分離釋放指向精度最終優于0.05°，克服了實際5 mm的綜合偏差，滿足了最初的性能指標要求。

圖10 典型推力分離釋放指向精度仿真曲線Fig.10 Releasing precision curves under different forces

表3 10～1 000 N推力下的分離釋放指向精度

4.3 分離釋放裝置抗力學環境有限元仿真分析

在探空火箭發射階段，為了對被分離釋放載荷提供可靠的限位固定，分離釋放裝置需要具備較好的抗發射力學環境能力[17]。雖然前、后支撐柱、限位滑塊、推力作用圓盤之間的載荷結構框架能夠對分離釋放裝置提供整體性的結構剛度，但是為了加嚴力學環境條件，確保分離釋放裝置抗力學環境的可靠性，特將被分離釋放載荷均分為8處集中質量點，分別設置在前、后支撐柱與載荷接觸的端部部位限元模型位置上，同時拔銷器、拉簧、薄形氣缸等小型部件也以集中質量點形式設置到有限元模型對應的位置上。

有限元模型材料采用鋁合金材料，密度ρ為2 780 kg/m3，彈性模量E為70 GPa，泊松比σ為0.34，屈服應力極限為400 MPa；載荷質量取為較大的10 kg，實際任務中載荷質量一般低于此值；力學環境條件參考以往探空火箭任務環境試驗大綱。

4.3.1 模態分析

分離釋放裝置基頻為109.65 Hz，滿足探空火箭對一般箭載載荷設備的結構剛度要求(≥100 Hz)，其振型為前支撐柱沿分離釋放方向往復振動，如圖11所示。其前六階模態分析結果如表4所示。

圖11 分離釋放裝置的一階模態振型Fig.11 First order vibration mode of releasing device

表4 分離釋放裝置的前六階模態分析結果

4.3.2 過載分析

探空火箭箭載設備鑒定件過載試驗條件為：最大軸向過載30g，最大橫向過載10g。據此，將軸向30g、兩個徑向10g過載加速度同時加載到有限元模型中，分析結構應力的響應情況，過載應力云圖如圖12所示。

圖12 分離釋放裝置的過載應力云圖Fig.12 Finite element model of releasing device with overload stress

分析結果顯示：過載應力最大值為98.7 MPa，遠小于材料屈服應力極限值400 MPa，出現位置位于支撐柱根部與安裝底板結合部位。

4.3.3 隨機振動分析

探空火箭箭載設備鑒定件隨機振動試驗條件為：10～100 Hz，功率譜密度曲線上升斜率為6 dB/oct；100～1 000 Hz，功率譜密度為0.20g2/Hz；1 000～2 000 Hz，功率譜密度曲線下降斜率為-6 dB/oct；總均方根值為16.9grms；加載方向為XYZ三方向。

依據前面模態分析結果，選取前支撐柱上端端部節點作為隨機振動觀察節點，輸出其沿分離釋放方向加速度總均方根值與加載條件的對比曲線圖，分析其放大效果，如圖13所示。

圖13 隨機振動響應曲線Fig.13 Random vibration response curves

分析結果顯示：前支撐柱上端端部節點沿分離釋放方向的加速度總均方根值為60.8，與加載條件相比，放大系數為3.6。

4.3.4 沖擊振動分析

探空火箭箭載設備鑒定件沖擊振動的試驗條件為：沖擊加速度值50g，持續時間10 ms，載荷加載曲線為半正弦波形，加載方向為火箭正軸向。據此，結合分布式探測任務設計，確定分離釋放裝置的安裝方向，即安裝底板法線方向為火箭正軸向。因此，在此方向施加加速度沖擊載荷，其沖擊過程最大加速度響應值對應節點的沖擊振動響應曲線如圖14所示。

圖14 沖擊振動響應曲線Fig.14 Shock vibration response curves

分析結果顯示：沖擊過程中出現最大加速度響應值的時刻為5.4 ms，其值為61.22g，位置位于兩個后支撐柱之間的安裝底板長條結構中部，相比加載條件放大系數為1.22；沖擊過程中最大應力響應值為118 MPa(遠小于材料屈服應力極限值400 MPa)，位置位于后支撐柱下部支耳結構附近。

綜合以上發射階段鑒定級力學環境條件仿真分析結果，可以得出：分離釋放裝置具備較好的結構剛度與強度，可以對被分離釋放載荷提供可靠的限位固定條件。

5 結 論

本文針對多個微波輻射計空間高精度分布式立體構型的探測需求，設計了適用于探空火箭箭頭平臺的氣動式分離釋放裝置，主要采用了非均等接觸面推出設計、模塊化便捷式夾緊固定裝配設計、以及錐形高精分離包絡設計，依據薄形氣缸的性能參數給出了串聯式氣缸選型組合，對分離釋放裝置進行了地面原理樣機研制及功能性驗證試驗，仿真分析了連續推力下考慮綜合推力位置偏差的分離釋放指向精度。結果表明，該氣動式分離釋放裝置具備工程實際氣動分離釋放功能，釋放推力可實現10～1 000 N連續可調節，且分離釋放精度優于0.05°，較傳統的彈簧、導軌式空間釋放裝置能夠提供更高精度的釋放動作，具有更加寬泛的載荷適用性，抗外界環境干擾能力更強，滿足任務功能、性能設計的要求。

對該裝置的分離釋放指向精度進行仿真分析可知，氣缸推出距離與限位接觸面長度差值、推出接觸面非均等包絡差值等因素共同決定了釋放階段的微碰撞與精度修正效果，進而影響最終的分離指向精度。因此，本文中的5 mm綜合考慮誤差可以根據實際應用情況，通過不斷調整以上影響因素進行適應性變化?？傊?，接觸式分離釋放微碰撞和摩擦過程機理復雜、需求明確，本文工作為其研究和應用提供了基礎與技術支持。