空间模拟碎片释放装置技术方案

郑正路，赵 婷，杨 飞，焉 宁，唐 超

（1. 中国运载火箭技术研究院 研究发展中心，北京 100076；2. 北京宇航系统工程研究所，北京 100076；3. 哈尔滨工业大学 机电工程学院，哈尔滨 150080）

空间模拟碎片释放装置技术方案

郑正路1，赵 婷2，杨 飞3，焉 宁1，唐 超1

（1. 中国运载火箭技术研究院 研究发展中心，北京 100076；2. 北京宇航系统工程研究所，北京 100076；3. 哈尔滨工业大学 机电工程学院，哈尔滨 150080）

为配合空间碎片主动清除技术的演示验证试验，提出了一种空间模拟碎片释放装置的技术方案：由模拟碎片及分离解锁装置组成。模拟碎片不具备任何合作特征，最初通过压紧杆与分离解锁装置相连，释放时由火工切割器切断压紧杆，模拟碎片在压缩弹簧的驱动下与分离解锁装置分离。最后，通过静载、模态、运动特性分析及分离解锁试验验证了该释放装置设计的正确性。

模拟碎片；非合作目标；释放装置；分离解锁试验；仿真分析

0 引言

需要予以清除的失效卫星、空间碎片等大多为非合作目标，故应开展空间非合作目标主动清除技术的在轨演示试验验证[1]。在试验验证中，模拟碎片及其释放装置至关重要，模拟碎片需具备空间非合作目标的主要特征，而释放装置则应在模拟碎片可靠解锁分离的过程中不产生其他多余物。

迄今为止，国内外有关模拟碎片释放装置的公开报道很少，没有可直接借鉴的成果。本文结合非合作目标主动清除试验的需求，针对上述问题研制了一套模拟碎片的释放装置，开展了仿真及地面试验工作。

1 技术需求分析

该空间模拟碎片释放装置主要用于空间碎片主动清除技术的演示验证试验，其具体的技术要求如下：

1）模拟碎片需具备非合作目标的主要特征；2）模拟碎片表面状态满足探测设备的要求；3）模拟碎片与分离解锁装置分离后，不得改变其外形特性；4）为防止对其他设备的污染，模拟碎片分离后不得产生多余物。

2 方案设计及分析

2.1 装置基本组成及原理

该空间模拟碎片释放装置主要由模拟碎片本体（包括上、下端盖）及分离解锁装置等组成（见图 1）。

分离解锁装置在发射入轨后，根据控制系统提供的火工品点爆供电信号，起爆火工品，完成模拟碎片本体和分离解锁装置的解锁分离。

模拟碎片释放装置通过压紧杆将模拟碎片本体与锁紧基座连接，采用火工切割器切断压紧杆触发解锁并由压缩弹簧驱动分离。模拟碎片本体设计为中空结构，以收纳与模拟碎片相连的部分分离解锁装置，并确保模拟碎片的外形特征不发生改变。

2.2 模拟碎片本体的设计

目前空间碎片的来源主要是轨道碰撞所产生的碎片[2]，呈现出点线的特性。根据这些共有特性将模拟碎片设计成一个26面体，且为纯结构体，具备非合作目标的所有特征[3]，如图2所示。

模拟碎片本体内部为空腔结构，用于被剪断压紧杆的收纳。考虑到安装工艺，需将模拟碎片本体设计为上端盖与下端盖两部分，两部分采用螺钉连接，并在上端盖的顶部设置通气孔。直接用压紧杆压紧模拟碎片并与分离解锁装置相连，碎片本体空腔的顶部放置了一个缓冲垫以吸收压紧杆剪断分离的能量。模拟碎片剖面如图3所示。

模拟碎片表面进行喷砂和本色阳极氧化处理。喷砂处理是为了增加模拟碎片的表面粗糙度[4]，以满足探测设备对表面纹理信息的要求[5]。在喷砂处理后，对模拟碎片本体进行本色阳极氧化处理，使其表面产生一层氧化膜，以防止其在储存和运输过程中发生表面腐蚀[6]。

2.3 分离解锁装置方案设计

分离解锁装置主要由锁紧基座、火工切割器、压紧杆组件、微动开关等组成，如图4所示。

1）锁紧基座

锁紧基座起连接固定模拟碎片的作用，上端与模拟碎片本体锥面接触，下端通过螺栓固定在安装面上。锁紧基座为压紧杆组件、火工切割器及微动开关提供安装接口和安装空间。基座的结构外形如图5所示。

2）压紧杆

压紧杆选用TC4材料，须保证在承受最大剪切载荷时仍能可靠锁紧。为了使接触面不发生相互运动，必须对压紧杆施加足够的预紧力。此外，压紧杆还应起到协调分离解锁装置其他相关零件尺寸位置关系的作用。最终确定压紧杆结构如图6所示。

3）加载螺母

加载螺母选用 TC4材料，用于压紧杆的有效加载。在完成加载后，还应使用MS螺纹连接胶实施防松处理。

4）黄铜球垫

黄铜（H62）球垫用于分离解锁装置装配时的对中调节，即使模拟碎片的多面球体中心孔与锁紧基座中心孔精确对中，同时保证压紧杆与接触面的垂直度要求。由于两个接触面中间均开有通孔，给装配对中带来一定的难度，为了保证装配的精度要求，在加载螺母一侧（加载螺母与被连接件之间）加设了一个黄铜球垫。黄铜球垫的使用除了满足装配的精度要求，还可使压紧杆只承受沿杆长方向的预载，避免因杆弯扭导致的变形而使切断后的模拟碎片无法向上下分离运动。为保证黄铜球垫与多面体内部底面球窝之间的良好接触同时避免发生真空冷焊[7]，其表面须喷涂二硫化钼。

5）压缩弹簧

为了保证压紧杆被火工切割器切断后与加载螺母连接的部分作向上（远离基座方向）运动，设计了一个压缩弹簧及其限位螺母，避免该部分与多面球体内部顶面撞击后产生往复运动，导致被切断的压紧杆又弹回至基座通孔中，阻碍分离。压缩弹簧选用不锈钢的圆柱形压缩弹簧。

6）火工切割器

火工品由2个钝感单桥电点火器组件和1个火工切割器本体组件组成。其中火工切割器是分离解锁的执行元件，工作时，利用装药的爆轰能量通过机械切割方式将压紧杆切断。火工切割器构型如图7所示。另外，为满足使用温度的要求，在火工切割器上进行了多层隔热材料的包覆。

3 仿真分析计算

3.1 模态计算

在火箭发射上升段，模拟碎片释放装置固定在安装板上，需要承受发射中的振动和冲击载荷。为此，需要对模拟碎片释放装置进行模态分析。

模拟碎片释放装置进行有限元网格划分后的模型如图8所示，其约束面为基座下表面。

前4阶模态振型如图9所示。从分析结果可以看出，解锁前装置结构的一阶基频为 220.97 Hz，大于70 Hz的技术指标要求，满足设计要求。

3.2 静载分析

模拟碎片释放装置的静载过载分析分为 3个阶段实施，第一阶段：跨阶段至最大动压时段；第二阶段：助推器发动机关机前；第三阶段：助推器发动机关机。

建立静载分析的模拟碎片释放装置有限元模型如图10所示。各阶段静载有限元分析结果见图11～图13（安全系数取1.5）。

由分析结果得到，第二阶段静载试验中压紧杆出现了474.25 MPa的最大应力值，但该应力在材料强度允许的使用范围内，且安全系数为1.47；其余构件的应力值均较小。这表明模拟碎片释放装置设计合理，结构不会发生损坏。

3.3 分离后运动特性分析

模拟碎片分离后沿分离方向运动，为确保运动的模拟碎片不对其他机构造成损坏，需对其运动特性进行分析。图14给出了模拟碎片分离后的速度变化曲线，可以看出模拟碎片的最大分离速度约为0.4 m/s，满足≤1.5 m/s的指标要求，不会对其他机构造成破坏。

4 分离解锁试验验证

为验证模拟碎片释放装置设计的合理性，考察分离后模拟碎片的运动状态，进行了模拟碎片释放装置的地面分离解锁试验，如图15所示。

试验时将模拟碎片释放装置固定在安装板上，在模拟碎片下方放置一块海绵垫，以防止模拟碎片跌落后受损。

点爆火工品后，模拟碎片完成解锁分离，断杆的一部分缩进了模拟碎片本体内，其余部分留在分离解锁装置内，如图16和图17所示。

通过验证试验的结果可以看出，模拟碎片的解锁分离正常（压紧杆缩进模拟碎片内部，模拟碎片表面无凸起物），没有产生多余物，也没有造成对其他设备的污染。

5 结束语

本文针对各种空间碎片的特性，设计了一种类球形多面体的模拟碎片以及模拟碎片释放装置，用以开展空间碎片主动清除技术试验验证，实现了模拟碎片的正常解锁分离，且模拟碎片的分离速度等指标均满足验证试验的要求。

（References）

[1] 蔡洪亮, 高永明, 邴启军, 等. 国外空间非合作目标抓捕系统研究现状与关键技术分析[J]. 装备指挥技术学院学报, 2010, 21(6): 71-77 CAI H L, GAO Y M, BING Q J, et al. The research status and key technology analysis of foreign non-cooperative target in space capture system[J].Journal of the Academy of Equipment Command &Technology, 2010, 21(6): 71-77

[2] 林来兴. 空间碎片现状与清理[J]. 航天器工程, 2012,21(3): 1-10 LIN L X. Status and removal of space debris[J].Spacecraft Engineering, 2012, 21(3): 1-10

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[4] 张海永, 林红吉, 孟宪林. 喷砂处理对铝合金性能的影响[J]. 材料开发与应用, 2010, 25(5): 39-42 ZHANG H Y, LIN H J, MENG X L. Influence of abrasive blasting on properties of Al alloys[J]. Development and Application of Materials, 2010, 25(5): 39-42

[5] 郝刚涛, 杜小平. 空间非合作目标位姿光学测量研究现状[J]. 激光与光电子学进展, 2013, 50(8): 240-248 HAO G T, DU X P. Advances in optical measurement of position and pose for space non-cooperative target[J].Laser & Optoelectronics Progress, 2013, 50(8): 240-248

[6] 杨丁, 黄云珠, 杨崛. 铝合金表面处理技术[M]. 北京:化学工业出版社, 2012: 86-94

[7] 汪力, 闫荣鑫. 超高真空环境冷焊与防冷焊试验现状与建议[J]. 航天器环境工程, 2008, 25(6): 558-563 WANG L, YAN R X. A study on cold welding and protection against cold welding[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2008, 25(6): 558-563

（编辑：肖福根）

A technical solution for a space simulated debris release device

ZHENG Zhenglu1, ZHAO Ting2, YANG Fei3, YAN Ning1, TANG Chao1
(1. Research and Development Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China;2. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China;3. School of Mechatronic Engineering, Harbin Institute of Technology, Harbin 150080, China)

For the space debris active clean-up technology demonstration validation test, a technical solution for the space simulated debris launching device is proposed. The device consists of the simulated debris and its separating and unlocking device. The simulated debris is connected with the separating and unlocking device through the pressing rod initially not related to the debris and cut off by a pyrotechnic cutter,and the simulated debris is separated from the separating and unlocking device by a compression spring. The design is verified by the modal analysis, the static load analysis, the motion characteristics analysis, and the separation and unlock test.

simulated debris; non-cooperative target; release device; separation and unlock test;simulation analysis

V416.8

：A

：1673-1379(2017)03-0301-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.03.013

郑正路（1985—），男，硕士学位，研究方向为航天运输系统结构总体设计。 E-mail: zhengzhenglu33103@163.com。

2016-11-14；

2017-05-15

郑正路, 赵婷, 杨飞, 等. 空间模拟碎片释放装置技术方案[J]. 航天器环境工程, 2017, 34(3)： 301-305

ZHENG Z L, ZHAO T, YANG F, et al. A technical solution for a space simulated debris release device[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(3)： 301-305