李新洪，男，教授，碩士生導(dǎo)師。

航天器模塊發(fā)射搭載適配器設(shè)計(jì)及力學(xué)分析

劉世軒1,李新洪2,曾俊康1

(1.裝備學(xué)院 研究生管理大隊(duì)，北京 101416； 2.裝備學(xué)院 航天裝備系，北京 101416)

摘要隨著航天技術(shù)的發(fā)展，模塊化航天器的設(shè)計(jì)應(yīng)用已經(jīng)成為研究熱點(diǎn)，快速、有效運(yùn)載不同功能模塊進(jìn)入太空將成為亟待解決的問題。設(shè)計(jì)了搭載適配器結(jié)構(gòu)，利用火箭發(fā)射衛(wèi)星時(shí)的剩余空間，實(shí)現(xiàn)模塊的快速搭載發(fā)射。分析了搭載適配器的應(yīng)用模式，利用Pro/E軟件設(shè)計(jì)了搭載適配器的機(jī)械結(jié)構(gòu)，并利用ANSYS軟件對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了有限元分析。

關(guān)鍵詞在軌模塊更換；搭載適配器；結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；有限元分析

收稿日期2014-10-16

作者簡(jiǎn)介劉世軒(1990-)，男，碩士研究生，主要研究方向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)。597756060@qq.com

中圖分類號(hào)V19

文章編號(hào)2095-3828(2015)05-0077-05

DOI文獻(xiàn)標(biāo)志碼A 10.3783/j.issn.2095-3828.2015.05.017

Design and Dynamics Analysis of Spacecraft Module Adapter

LIU Shixuan1,LI Xinhong2,ZENG Junkang1

(1. Department of Graduate Management, Equipment Academy， Beijing 101416, China;

2. Department of Space Equipment, Equipment Academy, Beijing 101416, China)

AbstractWith the development of space technology, modular spacecraft design and its application has become one of the research hotspots. And how to launch different functional module into space quickly and effectively will become an urgent problem to be solved. Aiming at this problem, with the structure design of an equipped adapter, which can use the surplus space of the rocket effectively when launching a satellite, and realize the rapid launch of the module. This paper analyses the application mode of equipped adapter, using Pro/E software to design the mechanical structure of equipped adapter, then finite element analysis was carried out by using ANSYS software.

Keywordson-orbit module replacement; adapter; structure design; finite element analysis

隨著空間研究、開發(fā)與應(yīng)用需求的不斷提高，模塊化航天器設(shè)計(jì)已經(jīng)成為航天領(lǐng)域的熱點(diǎn)[1]，航天器模塊化設(shè)計(jì)是將航天器系統(tǒng)分散成一系列功能獨(dú)立的模塊單元。采用模塊化設(shè)計(jì)的航天器，其通用平臺(tái)和有效載荷均由不同功能的標(biāo)準(zhǔn)化在軌可更換模塊組成。航天器出現(xiàn)故障后，只需對(duì)故障模塊實(shí)施在軌更換。同時(shí)，多個(gè)模塊在軌組裝能夠形成大型、應(yīng)急型任務(wù)航天器，擺脫了當(dāng)前運(yùn)載工具對(duì)航天器規(guī)模的限制，大大縮短了航天器響應(yīng)空間任務(wù)所需的時(shí)間。模塊化的航天器設(shè)計(jì)理念具有廣闊的應(yīng)用空間，將會(huì)對(duì)航天器的應(yīng)用方式、應(yīng)用方法產(chǎn)生巨大的影響。模塊制造加工完成后，如何能夠快速、有效地將其送入太空進(jìn)行應(yīng)用及空間存儲(chǔ)，是完成在軌模塊更換任務(wù)的前提條件[2-3]。在美國的快速響應(yīng)體系中存在著這樣的平臺(tái)：美國空軍的次級(jí)有效載荷適配器環(huán)；NASA的多樣有效載荷釋放器[4]。它們安裝在火箭適配器與發(fā)射主衛(wèi)星之間，利用剩余空間裝配多個(gè)功能不同的組件發(fā)射進(jìn)入太空。這種平臺(tái)提供了一種新的發(fā)射模塊、小衛(wèi)星進(jìn)入太空并在軌釋放分離的理念，能夠有效利用火箭剩余空間進(jìn)行發(fā)射，節(jié)約了成本，提高了發(fā)射效率。但是其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，通用性差。本文將主要針對(duì)如何利用火箭有效運(yùn)載多模塊進(jìn)入太空進(jìn)行研究。針對(duì)模塊搭載所需的搭載適配器進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及有限元分析，設(shè)計(jì)一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、通用性好的搭載適配器方案，為實(shí)現(xiàn)模塊的火箭搭載提供支撐。

1搭載適配器應(yīng)用方式

搭載適配器攜帶模塊進(jìn)入太空進(jìn)行存儲(chǔ)，是基于在軌服務(wù)概念的具體應(yīng)用，可以理解為：通過搭載適配器將模塊發(fā)射進(jìn)入太空，并完成空間模塊存儲(chǔ)，航天員或者服務(wù)航天器能夠利用存儲(chǔ)模塊通過模塊更換、模塊組裝改善提高航天器的性能。模塊的捕獲存儲(chǔ)過程主要有2種方式。

1) 服務(wù)星空間捕獲。搭載適配器與火箭和主衛(wèi)星分離后，機(jī)動(dòng)變軌進(jìn)入停泊軌道，空間服務(wù)航天器接收命令并進(jìn)行機(jī)動(dòng)變軌。當(dāng)搭載適配器和服務(wù)航天器進(jìn)入有效跟蹤距離后，地面人員對(duì)搭載適配器發(fā)送信號(hào)。然后，搭載適配器啟動(dòng)自身的釋放裝置將各模塊依次彈出，服務(wù)航天器利用其機(jī)械臂對(duì)模塊進(jìn)行捕獲，并存儲(chǔ)到自身的托盤存儲(chǔ)裝置中。搭載適配器自身也可以整體被服務(wù)航天器捕獲。

2) 空間站存儲(chǔ)。搭載適配器脫離主衛(wèi)星與火箭后，機(jī)動(dòng)變軌靠近空間站附近。當(dāng)搭載適配器進(jìn)入空間站機(jī)械臂的捕獲包絡(luò)內(nèi)，地面遙操作人員或者機(jī)械臂自身根據(jù)運(yùn)動(dòng)規(guī)律，抓取搭載適配器。抓取完成后，可將搭載適配器通過機(jī)械臂運(yùn)載進(jìn)入空間站內(nèi)部，搭載適配器將模塊自主彈射分離，根據(jù)模塊自帶的射頻信號(hào)進(jìn)行識(shí)別，按模塊類型對(duì)其進(jìn)行分類存儲(chǔ)，方便任務(wù)時(shí)的選取。

2搭載適配器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

圖1　搭載適配器詳細(xì)結(jié)構(gòu)

搭載適配器具體結(jié)構(gòu)如圖1所示。由搭載適配器箱體、搭載適配器接口裝置、模塊接口裝置和模塊組成。搭載適配器采用六邊形網(wǎng)狀柵格，便于設(shè)備安裝。模塊裝配時(shí)，首先將搭載適配器接口裝置、模塊接口裝置分別集成在搭載適配器和模塊上，然后將2個(gè)接口裝置進(jìn)行連接即可裝配完成。這種結(jié)構(gòu)降低了整體重量，且易于模塊安裝，對(duì)航天器不會(huì)產(chǎn)生影響。

2.1箱體設(shè)計(jì)方案

典型的航天器結(jié)構(gòu)主要包括桿系結(jié)構(gòu)、中心承力筒結(jié)構(gòu)、蜂窩加層板結(jié)構(gòu)等[5]。桿系結(jié)構(gòu)分為鋼架結(jié)構(gòu)和桁架結(jié)構(gòu)。桿系結(jié)構(gòu)在航天器的構(gòu)型應(yīng)用中起到十分重要的作用，它可以作為航天器的主承力結(jié)構(gòu)、骨架結(jié)構(gòu)、支撐結(jié)構(gòu)、設(shè)備的連接固定結(jié)構(gòu)，符合本文搭載適配器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)理念。其中，桿系結(jié)構(gòu)又分為鋼架結(jié)構(gòu)和桁架結(jié)構(gòu)。本文只進(jìn)行初步設(shè)計(jì)，所以將其當(dāng)作桁架結(jié)構(gòu)進(jìn)行處理分析[6]108-112。整個(gè)搭載適配器結(jié)構(gòu)將每部分做成獨(dú)立單元，同時(shí)達(dá)到能夠快速集成、組裝的目的。共包括側(cè)板、頂板、底板和板間連接件4部分。

1) 側(cè)板。側(cè)板是搭載適配器的主承力結(jié)構(gòu)，其他部件均安裝固定在側(cè)板結(jié)構(gòu)上。因此側(cè)板設(shè)計(jì)時(shí)必須滿足一定的強(qiáng)度和剛度。同時(shí)為了方便安裝搭載適配器的接口裝置以及內(nèi)部諸如成像載荷等外伸裝置，在側(cè)板中央預(yù)留一個(gè)六邊形的框架。桁架結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)采用三角支撐型，進(jìn)一步提高了側(cè)板的整體穩(wěn)定性。側(cè)板上在肋結(jié)構(gòu)的節(jié)點(diǎn)處沖制螺孔，便于安裝內(nèi)部、外部設(shè)備。同時(shí)側(cè)板上還加工有銷釘定位孔和螺栓定位孔，用于與板件連接件的固定連接。這些標(biāo)準(zhǔn)化的定位安裝孔，極大地縮短了集成安裝時(shí)間。

2) 頂板、底板。底板與火箭適配器相連接，頂板與衛(wèi)星適配器相連接。頂板、底板的設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)相同，選用鋁合金鍛件整體加工而成。頂板與底板的設(shè)計(jì)同樣采用肋板式結(jié)構(gòu)。既滿足了機(jī)械結(jié)構(gòu)的剛度和強(qiáng)度要求，同時(shí)能有效地減輕整體重量。頂板和底板與側(cè)板之間通過螺釘進(jìn)行固定連接。

3) 板間連接件。側(cè)板與側(cè)板之間采用專門設(shè)計(jì)的連接件進(jìn)行固定連接。其大小由側(cè)板的尺寸決定。連接件具有定位銷孔、集成螺母安裝孔等結(jié)構(gòu)。本文設(shè)計(jì)的搭載適配器結(jié)構(gòu)是由6個(gè)側(cè)板組成的正六邊形結(jié)構(gòu)，因此連接件的夾角為120°，連接件與側(cè)板之間通過螺栓螺母進(jìn)行固定連接。集成時(shí)，通過正確匹配連接件與側(cè)板的定位銷孔，通過螺栓連接將2個(gè)組件固定安裝在一起。

綜上所述，對(duì)搭載適配器結(jié)構(gòu)進(jìn)行建模，模型的外尺寸由火箭整流罩尺寸及火箭適配器結(jié)構(gòu)尺寸決定，但是外形一定要規(guī)則。搭載適配器能夠在6個(gè)側(cè)板上安裝接口裝置，并加裝模塊。

2.2對(duì)接接口裝置設(shè)計(jì)方案

反對(duì)稱式異體同構(gòu)中心式對(duì)接結(jié)構(gòu)，是對(duì)接雙方擁有相同的基本部件和接口，且雙方在對(duì)接過程中都既能充當(dāng)主動(dòng)方也能充當(dāng)被動(dòng)方。對(duì)接時(shí)，接口裝置的探桿和容納孔分別與對(duì)方的容納孔和探桿互相容納，實(shí)現(xiàn)連接。此種對(duì)接方式設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單，且容易滿足對(duì)準(zhǔn)精度要求。

搭載適配器與模塊之間的接口設(shè)計(jì)，是為了達(dá)到統(tǒng)一標(biāo)準(zhǔn)，方便不同模塊按需集成，且在搭載適配器裝載模塊與火箭分離后，搭載適配器本身可以在軌道將模塊釋放，同時(shí)模塊上的接口裝置可與存儲(chǔ)機(jī)構(gòu)對(duì)接固定。因此，一個(gè)簡(jiǎn)潔、統(tǒng)一的接口裝置就成為搭載適配器設(shè)計(jì)的重要問題。反對(duì)稱式異體同構(gòu)中心式接口裝置符合設(shè)計(jì)要求。

對(duì)接接口板應(yīng)由圓柱凸輪/圓柱筒、電子接口、探針/錐型筒、射頻卡、微動(dòng)開關(guān)等組成[6]202-205。

探針/錐型筒結(jié)構(gòu)主要導(dǎo)引機(jī)械臂操作路徑，校準(zhǔn)2個(gè)對(duì)接接口板，克服機(jī)械臂操作誤差。電子接口采用電源、數(shù)據(jù)接口一體化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)電源與數(shù)據(jù)接口互連互通，對(duì)接和分離所需要的插拔力由圓柱筒/圓柱凸輪提供。圓柱筒/圓柱凸輪結(jié)構(gòu)主要功能是提供電子接口所需插拔力，完成2個(gè)對(duì)接接口板機(jī)械固定。2個(gè)接口板處于機(jī)械固定還是分離，由滾子是否位于圓柱凸輪表面溝槽內(nèi)決定。射頻卡用于存儲(chǔ)模塊基本信息,方便模塊存儲(chǔ)時(shí)，存儲(chǔ)裝置能夠讀取功能模塊的基本信息。微動(dòng)開關(guān)主要是向控制計(jì)算機(jī)/航天員提供狀態(tài)信號(hào)，確認(rèn)接口裝置成功對(duì)接，起到連接到位指示作用。

這樣的設(shè)計(jì)方案，搭載適配器與模塊之間的接口裝置的設(shè)計(jì)與安裝將會(huì)完全一樣，可以實(shí)現(xiàn)搭載適配器與模塊的組裝對(duì)接。對(duì)接接口板的Pro/E仿真模型建立結(jié)果如圖2所示。

a) 搭載適配器接口裝置 b) 模塊接口裝置 說明：1—圓柱凸輪/圓柱筒；2—探針/錐型筒；3—電子接口； 4—微動(dòng)開關(guān)；5—射頻卡；6—彈射裝置 圖2　接口裝置示意圖

因搭載適配器需要將模塊彈射分離，故只需在與搭載適配器相連的接口裝置內(nèi)安裝分離彈簧裝置即可。

2.3彈射機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)方案

為了實(shí)現(xiàn)搭載適配器在空間可以自主釋放發(fā)射模塊，在對(duì)接口板進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，需要考慮加裝彈射分離裝置。目前分離裝置主要有彈簧、火工分離推桿、火工鎖和分離火箭。搭載適配器分離模塊時(shí)所需推力并不是很大，且不希望分離后會(huì)對(duì)兩者產(chǎn)生較大的姿態(tài)影響，因此選擇彈簧作為分離裝置。彈簧結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，性能可靠，不會(huì)產(chǎn)生污染。將彈簧作為分離裝置，是利用彈簧本身的彈性，在產(chǎn)生變形和復(fù)原的過程中，可以把機(jī)械功或動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)樽冃文?，也可以把變形能轉(zhuǎn)變成機(jī)械功或動(dòng)能。通常為了提高彈簧分離時(shí)的精確與可靠，在彈簧上加裝一套彈簧分離推桿，可減小彈簧側(cè)向分力和軸線力矩對(duì)分離的影響。圖3為設(shè)計(jì)的彈簧分離推桿，它由彈簧、內(nèi)套筒、外套筒、調(diào)整螺母和頂桿組成。外套筒固定在與搭載適配器相連的接口裝置內(nèi)，內(nèi)、外套筒接合面為滑動(dòng)面，涂覆固體潤(rùn)滑液。分離時(shí)，內(nèi)套筒在彈簧力的作用下向外滑動(dòng)實(shí)現(xiàn)分離。調(diào)節(jié)螺母可以在一定程度上調(diào)節(jié)彈簧壓緊高度，實(shí)現(xiàn)分離力的微調(diào)。頂桿采用球頭設(shè)計(jì)，保證彈射分離時(shí)搭載適配器與模塊之間不存在自由度約束。

圖3　彈射機(jī)構(gòu)

當(dāng)2個(gè)接口板對(duì)接時(shí)，彈簧分離機(jī)構(gòu)位于與搭載適配器相連接口裝置箱體內(nèi)。當(dāng)搭載適配器接受分離控制指令后，對(duì)接接口板剛性解鎖，電動(dòng)機(jī)帶動(dòng)圓柱凸輪/圓柱筒結(jié)構(gòu)進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng)，2個(gè)接口板組件分離。在這個(gè)過程中電動(dòng)機(jī)同時(shí)帶動(dòng)彈射機(jī)構(gòu)上升，保證頂桿與對(duì)接接口板的相對(duì)位置和彈簧壓縮量。當(dāng)圓柱凸輪/圓柱筒機(jī)構(gòu)分離完畢后，在彈簧的帶動(dòng)下，模塊被彈射機(jī)構(gòu)彈出，進(jìn)入空間。分離過程如圖4所示，分別演示了分離前、分離中和分離結(jié)束后的狀態(tài)。

在設(shè)計(jì)的圓柱螺旋壓縮彈簧中，選取彈簧中徑D2=10.5 mm，彈簧直徑d=2 mm，彈簧最大壓縮量λmax=5 mm，選擇碳素彈簧鋼絲C級(jí)中應(yīng)力彈簧。根據(jù)彈簧直徑由GB/T 1239.6—1992查得抗拉強(qiáng)度σb=1 710 MPa。選取彈簧許用切應(yīng)力[τ]=680 MPa。最終計(jì)算得到彈簧分離力在0~157 N之間，滿足空間分離力所需。

a) 分離前　　　　　b) 分離中c) 分離后 圖4　彈簧分離推桿分離過程

3有限元分析

考慮到搭載適配器發(fā)射過程中受力穩(wěn)定性問題,將搭載適配器集成安裝完畢后，對(duì)其整體進(jìn)行結(jié)構(gòu)分析。由于ANSYS軟件和Pro/Engineer軟件之間具有數(shù)據(jù)接口，同時(shí)ANSYS具有強(qiáng)大網(wǎng)格劃分、加載求解、后處理等功能，因此使用ANSYS軟件進(jìn)行結(jié)構(gòu)分析[7]。結(jié)構(gòu)材料采用鋁合金，楊氏模量70 GPa，泊松比為0.33，密度2 770 kg/m3，考慮火箭發(fā)射加速度問題，對(duì)其施加10gn恒定加速度，要求在過載條件下搭載適配器滿足要求。

靜力學(xué)分析是計(jì)算結(jié)構(gòu)在固定載荷作用下的響應(yīng)，它不考慮阻尼和慣性的影響。通過靜力學(xué)分析，可以得到結(jié)構(gòu)內(nèi)部的應(yīng)力分布，檢驗(yàn)結(jié)構(gòu)的剛度和強(qiáng)度是否滿足設(shè)計(jì)的要求[8-9]。

搭載適配器在火箭整流罩內(nèi)固定安裝，因此，在ANSYS中需要在搭載適配器上板和下板邊框位置添加固定約束，添加載荷進(jìn)行分析后，得到過載條件下箱體和添加模塊后的變形云圖和應(yīng)力云圖分別如圖5、圖6所示。箱體結(jié)構(gòu)的最大變形發(fā)生在上板與下板的中間部位，其最大變形量是6.720 3×10-5m，受到的最大應(yīng)力是3.776 1×106Pa；添加模塊后的最大變形出現(xiàn)在模塊外側(cè)，最大變形量是7.417 4×10-4m，受到的最大應(yīng)力是5.675 8×107Pa。均小于鋁合金的材料屈服強(qiáng)度75 MPa，且變形較小，不會(huì)對(duì)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生影響?？芍?，整體結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)符合要求。

模態(tài)分析是用來確定搭載適配器的振動(dòng)特性，也就是確定其固有的頻率和振型，確保結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)避免共振或者讓結(jié)構(gòu)以特定的頻率振動(dòng)。通過模態(tài)分析，能夠定性的預(yù)計(jì)搭載適配器上安裝設(shè)備的工作環(huán)境，防止設(shè)備與搭載適配器之間因頻率相近而產(chǎn)生過大的動(dòng)態(tài)耦合載荷。同時(shí)也防止了整體作為載荷與火箭固連后的固有頻率相吻合，造成破壞性的損傷。測(cè)量得到搭載適配器箱體和搭載適配器添加模塊后整體的前兩階振型分別如圖7、圖8所示，其中箱體的一階振頻為288.12 Hz，添加模塊后的一階振頻為53.997 Hz。滿足設(shè)計(jì)要求。

a) 變形云圖

b) 應(yīng)力云圖 圖5　搭載適配器箱體靜力學(xué)分析

a) 變形云圖

b) 應(yīng)力云圖 圖6　搭載適配器添加模塊后靜力學(xué)分析

圖7　搭載適配器箱體一階振型

圖8　搭載適配器添加模塊一階振型

4結(jié) 束 語

在軌可更換模塊技術(shù)是未來航天器和空間戰(zhàn)術(shù)應(yīng)用的重要發(fā)展方向，然而模塊的設(shè)計(jì)應(yīng)滿足一系列的結(jié)構(gòu)及空間設(shè)計(jì)要求。本文主要針對(duì)發(fā)射模塊入軌的搭載適配器進(jìn)行了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和有限元分析，同時(shí)也介紹了搭載適配器的空間應(yīng)用方式，并且搭載適配器的組成部件可按不同型號(hào)系列進(jìn)行批量生產(chǎn)、庫存，必要時(shí)可選擇合適型號(hào)進(jìn)行快速集成組裝，標(biāo)準(zhǔn)化、通用化、系列化程度高。

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(編輯：李江濤)