某航天器压紧释放装置结构设计与分析

张秀华，杨 臻，邱 枫

(中北大学 机电工程学院，太原 030051)



【机械制造与检测技术】

某航天器压紧释放装置结构设计与分析

张秀华，杨 臻，邱 枫

(中北大学 机电工程学院，太原 030051)

为了给某微小型航天器设计一种新型的非火工压紧释放装置，采用了弹簧连杆式分离机构，对其可行性进行了分析。介绍了该压紧释放装置的工作原理，通过理论计算求出该装置燃断器的燃断时间，进行试验验证，基于ANSYS Workbench软件进行了压紧状态下的随机振动仿真分析。结果表明，该燃断器的燃断时间可靠，理论值与试验值误差在15%以内，如果添加10 N预拉力，燃断时间可减少约10%。在压紧状态下该装置振动环境适应性好，并且能够及时释放转子。该压紧释放装置可满足微小型航天器精密机构的要求。

航天器；压紧释放装置；凯夫拉线燃断器；随机振动

航天器压紧释放装置既能保证在发射时本体和附件之间或部件与部件之间的牢固连接，又能实现入轨后按规定要求解除约束。最初的释放技术主要使用爆炸螺栓火工装置实现连接和分离。虽然火工装置具有单位质量转换能量高、体积小、作用时间短等特点，但同时火工装置也存在一些缺点。例如，由于一次性使用，飞行前无法进行功能检查；工作时冲击载荷大；虽然后期形状记忆合金解锁机构实现了太阳帆板解锁的无冲击和无污染，但由于记忆合金设定耗时长、最大变形率低和承载能力差，所以并没有广泛采用[1-5]。

为了满足微小型航天器的分离释放装置不仅需要结构紧凑又要保证快速释放，设计了一种弹簧连杆式分离机构。这种连杆型机构在固定过程中采用高强度的凯夫拉线，并在释放过程中采用电阻丝型燃断器燃断凯夫拉线。电阻丝型燃断器具有结构简单、燃断效率高等特点[6-9]。本文首先介绍了该压紧释放装置的工作原理，并对燃断器的燃断时间进行了理论分析，随后进行了试验验证，最后在ANSYS Workbench中进行了压紧状态下的随机振动分析，得出了该压紧装置能够及时释放转子，可满足空间环境随机振动要求。

1 压紧释放装置工作原理

压紧机构保证整个精密机构在航天器发射全过程中机构的可靠性，该机构脱离后，释放精密机构内部的转子，使其正常工作。结合精密机构压紧与释放装置的要求，设计了以下压紧与释放装置，该机构结构原理如图1所示。

1.燃线器; 2.压紧线; 3.压紧杆; 4.压紧端盖; 5.释放弹簧;6.压紧头导向盖; 7.压紧杆回转轴; 8.压紧头; 9.张线器

压紧释放机构原理如下：压紧线2缠绕在压紧杆3上，压紧杆通过端面压住压紧头8，对整个紧密机构中的定子进行压紧；释放时，燃线器1燃断压紧线，使得压紧杆松开，释放弹簧5推动压紧杆绕其回转轴旋转，带动压紧头8往外运动，从而实现紧密机构的释放。张线器9通过两端的两个M3蝶形螺母对缠绕线拉力进行调整。

2 燃断器结构和燃断时间计算

2.1 燃断器总体性能指标

结合微小航天器释放要求[10]和布置空间特点，对燃断器性能要求如下：

1) 燃断时间不大于4 s；

2) 燃断器尺寸小于20 mm×10 mm×10 mm；

3) 工作电压不大于4.2 V。

2.2 燃断器结构

根据所受工作载荷[11-12]，对凯夫拉线取1.5倍安全系数后，选用7号3股凯夫拉线。燃断器电阻丝选用Cr20Ni80型镍铬合金电阻丝。根据燃断器空间布置特点，对电阻丝取长度为40 mm。该燃断器组成如图2所示。其中1为凯夫拉线，2为连接头，3为电阻丝，4为陶瓷支座，5为安装底座。

图2 凯夫拉线燃断器简图

2.3 燃断时间计算

根据热力学第一定律可得：

转化可得出

热通量q可以表达为

其中：η为耗散功率；S为交换表面

S=2πrLspiral

假设初始温度等于环境温度，即Ti=T0，可得：

反过来，可以获得达到温度T所需要的时间

其中：直径0.28 mm凯夫拉线物理参数：导线对流交换系数h为0.048 W/mK；比热c为1 700 J/(kg·K)；熔化温度T为453.15 K；室温T0为298.15 K[13]。由于没有考虑热辐射影响，加热器的耗散功率一般认为等于90%[14]。

燃断器电阻丝电阻为1.3 Ω，参考相关文献[15]，取得Lspiral=1.5 mm。经以上计算可得燃断时间如表1所示。

表1 理论计算值

3 燃断器的燃断时间试验

3.1 试验模型建立

电阻丝型凯夫拉线燃断器在标准大气条件下试验，燃断器试验模型如图3所示。

图3 燃断器实物及试验装置

3.2 燃断器试验

对0.28 mm的凯夫拉线燃断时间进行试验，每组试验取5组数据，去掉最高值和最低值，对剩下3组数据取平均值。无预拉力下燃断时间理论值与实验值对比汇总如表2所示，不同预拉力下的燃断时间如表3所示。

表2 无预拉力下燃断误差汇总表

表3 不同预拉力下的燃断时间

3.3 结果分析

燃断时间理论值与试验值进行比较如图4所示。

图4 燃断时间理论值与试验值比较

1) 在电源电压2.5 V，燃线器功率为2.5 W以下时，燃断器能将直径为0.28 mm的凯夫拉线燃断。在3.0～4.2 V，燃断器能够将直径为0.28 mm的凯夫拉线燃断，燃断时间在2.1～4.53 s。

2) 在凯夫拉线无预拉力情况下，理论值和试验值的误差在15%以内。凯夫拉线预拉力增加10 N，燃断时间约为无预拉力时的90%，凯夫拉线预拉力增加20 N，燃断时间约为无预拉力时的80%。

4 压紧状态下随机振动分析

航天器在发射过程中需要满足振动试验要求，确保压紧装置的可靠性。为满足航天器质量属性要求，采用硬质铝合金7A04，利用ANSYS Workbench随机振动模块对该精密机构进行了随机振动分析。

表4 随机振动载荷条件

按照表4所述要求，并根据以下公式计算得出随机振动加速度功率谱密度曲线(图5)：

图5 随机振动目标谱曲线

图6 X方向随机振动应力云图

图7 Y方向随机振动应力云图

图8 Z方向随机振动应力云图

由仿真结果可知：X方向机构最大应力为100.38 MPa(图6)，Y方向机构最大应力为74.16 MPa(图7)，Z方向机构最大应力为2.30 MPa(图8)，且最大应力在右支架支腿处，随机振动产生的最大应力小于材料许用应力490 MPa。综上所述，该机构能够满足随机振动要求。

5 结论

通过对该压紧释放机构随机振动有限元分析可以看出，该机构压紧状态下具有良好的振动环境适应性，在发射过程中能够可靠压紧转子。理论计算出的燃断时间可用于燃断器前期无预拉力下的燃断时间估算。在直流电压3.5～4.2 V范围内，燃断器燃断时间满足小于4s要求，适当增加该机构的燃线器预拉力可快速释放转子，满足微小型航天器的分离和释放装置快速释放和结构可靠的要求。该弹簧拉杆式分离机构具有无冲击、无污染、安全性好、地面测试时可重复使用等优点，在航天器分离技术领域具有良好的应用价值和推广前景。

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(责任编辑 唐定国)

Structural Design and Analysis of Hold-Down and Release Mechanism for Miniature Spacecraft

ZHANG Xiu-hua，YANG Zhen，QIU Feng

(College of Mechatronic Engineering, North University of China, Taiyuan 030051, China)

For a miniature spacecraft, and in order to design one kind of new non-pyrotechnic hold-down and release mechanism for a miniature spacecraft, we used the spring-link separation device and analyzed the feasibility. We described the working principle of the hold-down and release mechanism, and calculated the burn-off time. We carried out the burn-off experiment, and got the actual burn-off time. We did a simulation analysis of random vibration under the compaction status based on the ANSYS Workbench. The experiments show that the burn-off module is reliable and the differences between the theoretical and experimental values are within an error of 15%. The burn-off time has a 10% reduction with the addition of 10 N pre-tension. The simulation analysis suggests that the device has good vibration adaptability and can release the rotor in time. The hold-down and release system can meet the required standards of the miniature spacecraft.

spacecraft; hold-down and release mechanism; burn-off module for kevlar rope; random vibration

2016-05-12；

2016-06-20

张秀华(1991—)，女，硕士研究生，主要从事机械结构设计与仿真分析研究。

杨臻(1965—)，男，教授，主要从事武器总体设计、机电一体化研究。

10.11809/scbgxb2016.10.025

张秀华，杨臻，邱枫.某航天器压紧释放装置结构设计与分析[J].兵器装备工程学报，2016(10):117-120.

format:ZHANG Xiu-hua，YANG Zhen，QIU Feng.Structural Design and Analysis of Hold-Down and Release Mechanism for Miniature Spacecraft[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(10):117-120.

V476.3

A

2096-2304(2016)10-0117-05