包带式解锁支座的设计与试验

包带式解锁支座的设计与试验

曹乃亮杨利伟李志来

中国科学院长春光学精密机械与物理研究所，长春，130033

摘要：为了满足空间载荷在发射阶段的复杂动力学特性要求，并满足入轨之后的解锁分离，设计了一种爆炸螺栓驱动的包带式解锁支座，并对其进行了受力分析和爆炸螺栓拧紧力矩加载分析。建立了包带与支座的接触有限元模型，进行了预紧力加载分析和轴向拉伸载荷分析。由分析结果可知，包带上的应力分布沿着远离夹紧区域的方向逐渐减小，同时啮合区域的摩擦因数越大，包带的最大应力越小。分析了两种故障模式及其处理措施。振动试验表明：3个方向的均方根加速度放大倍率都很小，其一阶模态全部大于200Hz，满足刚度和承载能力要求；同时该装置解锁可靠性高，具有良好的冲击响应衰减特性。

关键词：解锁支座；包带；火工品；接触分析

中图分类号：TP73；TH744.1

收稿日期：2014-07-17修回日期：2015-06-30

基金项目：国家重点基础研究发展计划(973计划)资助项目(2011CB0132005)

作者简介：曹乃亮，男，1984年生。中国科学院长春光学精密机械与物理研究所助理研究员。主要研究方向为空间光学遥感器的结构分析。杨利伟，男，1980年生。中国科学院长春光学精密机械与物理研究所副研究员。李志来，男，1965年生。中国科学院长春光学精密机械与物理研究所研究员。

DesignandTestofSeparableSupportingStructureBasedonClampBand

CaoNailiangYangLiweiLiZhilai

ChangchunInstituteofOptics，FineMechanicsandPhysics,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

随着现代空间光学遥感器向大口径、高分辨率方向发展，光机结构尺寸越来越大，为了满足相机的刚度要求，需要设计刚性支撑结构来满足相机在发射阶段复杂的动力学特性要求，但也因此带来了相机对附加应力适应性较差的缺点。同时，由于卫星载荷板温度均匀性较差，过大的温差将产生附加的热应力，通过支座传导到相机本体，会严重影响相机的成像质量。

为了消除卫星底板的热变形对相机光机结构的影响，国内外的相机在与平台的连接中都采取了隔离平台热变形的措施，如PLEIADES相机[1]、EO-1相机[2]等。PLEIADES相机通过6根支杆与卫星底板连接，支杆的末端能够绕着轴心转动；EO-1相机通过3个柔性支座与卫星底板连接,通过柔性支座的变形达到了消热的目的。McMickell等[3]设计了一种微型隔振系统(MVIS-Ⅱ)，通过智能材料的主动控制，实现有效载荷与卫星之间的振动、热载荷的隔离，该结构在TacSat-2卫星的光学载荷支撑中获得成功应用[4-5]。但此类连接方式的整机一阶模态较低，在发射阶段容易引起较大的共振。

基于火工品的包带连接分离结构由于其可靠性高、冲击小、承载能力高而在航空航天领域得到了广泛的应用[6-8]，主要用于星箭连接段。白绍竣[9]针对卫星与火箭的连接与分离的包带结构，分析了包带连接部件的变形、应力分布、接触力及摩擦力分布，为包带连接的设计改进和加工工艺改进提供了参考。

基于上述分析，本文设计了一种包带式解锁支座，其承载力、刚度满足发射阶段要求，并可实现可靠解锁分离。

1包带式解锁支座结构原理

包带式解锁支座由上支座、下支座、左包带、右包带、爆炸螺栓、防护装置等组成，如图1a所示。该包带式解锁支座的工作原理如下：上支座和下支座各有一个V形槽，左包带和右包带上有与V形槽配合的V形台，左包带和右包带与上支座和下支座通过接触配合，并通过爆炸螺栓的夹紧力夹紧左包带和右包带，实现包带与支座的啮合，从而形成一个刚性体；上支座与载荷连接固定，下支座与卫星平台相连，如图1b所示，从而实现有效载荷的刚性连接；相机入轨之后，爆炸螺栓通电起爆，包带的预紧力释放，其与上支座和下支座接触分离，如图1c所示，从而实现了有效载荷与卫星平台的解锁分离。

(a)包带式解锁支座组成

(b)连接状态(c)解锁状态 图1　包带式解锁支座原理图

2包带式解锁支座受力分析

爆炸螺栓的拧紧力矩产生的螺栓轴向力转化为包带的夹紧力Fn，该夹紧力使包带的V形台与支座的V形槽接触压紧；定义4个接触对分别为V1、V2、V3、V4；分析可知，每个接触对存在垂直于接触面的正压力Fs及平行于接触线的静摩擦力fs，如图2所示，实线和虚线箭头分别表示不同方向的外力在解锁支座内的传递路径，作用在上支座的外力F通过接触对V1传递至包带，然后通过V4传递至下支座；若外力F反向，则力的传递路径为通过V2传递至包带，然后通过V3传递至下支座。

图2　解锁支座的受力分析

在无外载荷F的条件下，4个接触对的受力状态相同，任选一个接触对进行受力分析，有平衡方程：

(1)

式中，α为包带V形槽夹角。

即

F′=Fn/R

(2)

施加的外载荷F破坏了接触对V1和V2、V3和V4的平衡状态，以V1和V2为例，V1处正压力的增大量等于V2处正压力的减小量，外载荷F产生的径向分力FX与包带的夹紧力方向相反，当FX=Fn时，V2处的正压力为零，进一步增大外载荷F导致V2接触对分离，包带失效，因此保持该解锁支座正常功能的条件是：FX

3螺栓拧紧力矩加载分析

自由状态下，螺栓的拧紧力矩与包带夹紧力成正比，随爆炸螺栓拧紧力矩的加大，包带受夹紧力变形，由于包带内侧、外侧间隙变化量不一致，故爆炸螺栓承受附加弯曲应力，这降低了其承载能力，有可能导致爆炸螺栓的脆断，如图3所示。

图3　螺栓加载变形示意图

随着爆炸螺栓拧紧力矩的加大，包带夹紧力和爆炸螺栓的附加力矩的变化趋势如图4所示。当025N·m时，继续增大拧紧力矩，此时包带的夹紧力、螺栓的附加弯曲力矩不再变化。

(a)包带夹紧力

(b)爆炸螺栓附加力矩 图4　包带夹紧力和爆炸螺栓的 附加力矩随拧紧力矩的变化

4有限元分析

建立该结构的有限元模型，假设包带与支座的啮合面研磨良好，整个环面接触良好，则该分析为接触分析问题。共定义了8个接触对，该解锁支座材料全部选用钛合金，爆炸螺栓施加一定的预紧力，上支座施加等效的外载荷，采用ABAQUS的接触对算法计算上支座和下支座与左包带和右包带的接触应力。

4.1预紧力加载分析

在爆炸螺栓连接处施加1300N的预紧力，计算在此情况下的左包带和右包带与上支座和下支座的啮合槽处的受力情况，如图5所示，包带上的应力呈现不均匀分布，从图5中可以观察，应力沿着远离夹紧区域的方向逐渐减小。

图5　预紧力加载下的包带应力分布

4.2轴向载荷加载分析

在爆炸螺栓连接处施加1300N的预紧力,同时在上支座施加2000N的等效外载荷，图6所示为接触区域的应力分布，进一步分析可知，啮合区域的摩擦因数越大，包带的最大应力越小，但包带周向应力分布的不均匀程度越大。实际应用需要根据包带的承载能力合理选择接触对的摩擦因数。

图6　轴向外载荷加载下的包带应力分布

5故障模式分析

(1)故障1。解锁过程中支座与包带卡死，导致解锁支座不能有效打开。原因分析及处理措施：支座与包带采用钛合金加工成形，V形接触面采用精密数控加工成形后进行装配，由于材料的硬度高、配合差，导致解锁试验过程中支座与包带在V形区域卡死，不能有效解锁；因此在精加工后、装配前采用配研工艺，提高接触面的光洁度和接触率，保证接触率大于80%；由于较高的光洁度在真空热试验过程中容易产生冷焊，因此在接触区域涂抹防冷焊固体润滑脂。

(2)故障2。在大量级随机振动试验过程中(总均方根加速度为12g)，包带与支座发生相对转动。原因分析及处理措施：一方面是由于支座与包带的接触率较低，另一方面是由于螺栓的夹紧力不够，试验表明，在接触率小于50%时，大量级随机振动时包带与支座发生相对转动；当接触率大于80%，螺栓的拧紧力矩大于15N·m时，多次试验中无相对转动发生。

6试验与讨论

为了验证该解锁支座的动力学特性，采用3个解锁支座与载荷板连接，在载荷板上选取一个测点，粘贴三向加速度传感器，测点的位置如图7所示，试验流程如图8所示，首先进行特征扫频(加载加速度量级为0.2g；加载频段为10～2000Hz，扫描速率为4倍频程每分钟)得到载荷板的一阶模态；正弦振动试验后，进行回扫，加载方式与特征扫频一致，随机振动试验后，进行第二次回扫，监测结构的一阶模态变化情况。振动试验装置如图9所示。

(a)解锁试验装置

(b)解锁后 (c)冲击加速度 传感器粘贴位置 图7　解锁试验过程

图9　振动试验装置

图8试验流程

按上述试验流程，完成了X、Y、Z 3个方向的振动试验，试验结果数据如表1所示。试验证明，载荷板上3个方向的均方根加速度放大倍率都很小，说明解锁支座的刚度满足使用要求，包带与支座无相对转动发生，说明包带的夹紧力满足要求；其一阶模态全部大于200Hz，有效避开了卫星上的低频一阶模态。

表1　试验数据

为了进一步验证该解锁支座的解锁特性，振动试验后进行起爆试验，试验装置如7所示，安装起爆器，连接点火电源，在如图7所示的位置粘贴三向冲击加速度传感器A1、A2(量程10 000g)，点火起爆。多次重复试验表明，发火之后，包带可靠解锁，无多余物产生，解锁可靠性高。

解锁过程测试结构的冲击加速度响应如图10所示，A1粘贴在分离源处，A2粘贴在载荷板，由冲击响应谱曲线可知，3个方向上的冲击响应谱最大值A2比A1减小了一个数量级，从而表明，由于该解锁支座的解锁分离方向垂直于承载方向，加之特定的包带夹紧方式使得该解锁支座具有良好的冲击响应衰减特性。

图10　冲击响应谱曲线

7结论

为了满足空间载荷在发射阶段的复杂动力学特性要求，并满足入轨之后的可靠解锁分离，设计了一种爆炸螺栓驱动的包带式解锁支座，针对该装置的工作原理，进行了解锁支座的承载力计算，进一步得出了爆炸螺栓拧紧力矩与包带夹紧力和爆炸螺栓的附加力矩的变化趋势；建立了包带与支座的接触有限元模型，预紧力加载分析表明包带应力沿着远离夹紧区域的方向逐渐减小，轴向拉伸载荷下啮合区域的摩擦因数越大，包带的最大应力越小；分析了该结构的两种故障模式；振动试验表明，3个方向的均方根加速度放大倍率都很小，其一阶模态全部大于200Hz，满足刚度、承载能力要求；同时该装置解锁可靠性高，具有良好的冲击响应衰减特性。

参考文献：

[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]谭雪峰，阎绍泽.包带式星箭连接结构的动力学模拟及故障分析[J]. 清华大学学报，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]白绍竣.包带连接建模与力学特性研究[D].哈尔滨：哈尔滨工业大学，2010.

(编辑袁兴玲)