小卫星分离姿态干扰及抑制分析.pdf
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1、2023 年 5 月第 19 卷 第 2 期系统仿真技术System Simulation TechnologyMay,2023Vol.19,No.2小卫星分离姿态干扰及抑制分析王金昌,毛鹏程,吕涛,徐奎,徐方舟(中国运载火箭技术研究院,北京 100076)摘要:本研究针对小卫星分离过程中的姿态干扰问题建立了动力学模型,采用MATLAB/Simulink对动力学模型进行求解,并与ADAMS环境下的分析结果进行比较。为评估导向机构在卫星分离过程中对姿态干扰的抑制作用,进一步比较了导向机构前后的卫星分离角速度,并评估不同参数的导向机构对卫星分离姿态干扰的改善作用。本研究所采用的分析方法适用于各类卫
2、星分离过程,可为卫星分离系统的安装布局设计、弹簧参数设计、导向机构参数设计等提供技术参考。关键词:卫星分离;导向机构;虚拟样机;动力学;ADAMS仿真Analysis of Separation Attitude Disturbance and Inhibition to Small SatelliteWANG Jinchang,MAO Pengcheng,LV Tao,XU Kui,XU Fangzhou(China Academy of Launch Vehicle Technology,Beijing 100076,China)Abstract:In this paper,a dynam
3、ic model is established for the attitude interference problem in the separation process of small satellites.This model is solved by using MATLAB/Simulink and compared with the analysis results in the ADAMS environment.In order to evaluate the suppression effect of the guidance mechanism on the attit
4、ude disturbance during the satellite separation process,the satellite separation angular velocity before and after the guidance mechanism is further analyzed,and the improvement effect of the guidance mechanism with different parameters on the satellite separation attitude disturbance is evaluated.T
5、he analysis method in this paper is applicable to various satellite separation processes,and can provide reference for the installation layout design,spring parameter design,and guide mechanism parameter design of the satellite separation system.Key words:satellite separation;guidance mechanism;virt
6、ual prototype;dynamics simulation;ADAMS simulation近年来,商业航天快速发展,小卫星具有重要的价值和作用。以美国太空探索技术公司(SpaceX)为例,该公司将计划在太空部署12 000颗卫星,提供移动互联网服务。这或将引发未来移动互联网的技术革命1-2。受发射成本等因素限制,小卫星一般采用一箭多星发射,根据需要一次发射数量可达几十颗甚至上百颗3。一箭多星任务中,小卫星安装空间受限、布局方式复杂。因此,对小卫星的分离姿态、速度、角速度,以及分离安全性都提出了较高的要求。小卫星一般采用爆炸螺栓+弹簧的分离方式,受弹簧刚度与预紧力偏差、卫星与航天器质量
7、特性偏差、安装偏差、初始运动参数等因素影响,小卫星的分离干扰存在较大的不确定性。因此,有必要对小卫星的分通信作者:王金昌,E-mail:中图分类号:V475.1 文献标志码:A DOI:10.16812/31-1945.2023.02.008王金昌,等:小卫星分离姿态干扰及抑制分析离干扰采取抑制措施,并对其分离安全性进行分析4。星箭分离动力学建模过程复杂,多进行简化处理,例如在文献 5 中,建立了卫星分离过程的动力学模型,通过模型可直观地获取各干扰因素对卫星分离过程的影响5。该模型较为复杂,求解难度大,适用于定性评估各类干扰因素的影响。为了能够求解卫星分离后的运动参数,本研究在此建模思想的基础
8、上进行简化与改进,建立卫星分离过程的六自由度动力学模型,分析了卫星分离过程的速度和角速度,并通过ADAMS建立虚拟样机模型,通过分析结果的一致性来评估所建立的动力学模型的准确性。为评估导向机构对小卫星星箭分离干扰的抑制作用,分析了导向机构作用下的星箭分离过程,进一步比较了导向机构前后的小卫星分离速度、角速度,验证了导向机构对卫星分离偏差的改善作用,同时也对导向机构的参数进行了优化。1 卫星分离的动力学模型建立与求解 1.1动力学模型建立图1为某一颗搭载星分离过程的简化模型,假设该卫星质量均匀分布,质心位于直角坐标系O-XYZ的原点,其相对质心的转动惯量分别为IX、IY和IZ。该搭载星通过爆炸螺
9、栓实现解锁,通过弹簧力提供分离速度,图1中A、B、C、D4个弹簧均匀分布,弹簧顶端为等效轻质小球,与卫星底部贴紧,相邻2个弹簧之间距离为L,弹簧刚度分别为KA、KB、KC、KD,弹簧预紧力分别为FA0、FB0、FC0、FD0,分离过程中弹簧力大小分别为FA、FB、FC、FD,初始压缩量分别为XA0、XB0、XC0、XD0,4个支撑点位移分别为XA、XB、XC、XD,X轴为卫星分离方向,卫星质心沿X轴位移为x,绕Y轴转动角度为Y,绕Z轴转动角度为Z6-7。为简化模型,进行如下假设:(1)由于火箭末级与卫星相比质量足够大(超过卫星质量的100倍),火箭运动时对卫星影响小到可以忽略不计,因此分析时认
10、为火箭位置固定不变;(2)忽略卫星分离过程中的阻力与摩擦力;(3)4个弹簧的刚度系数相等。根据4个弹簧支点的几何关系,在一定转动角度范围内,4个弹簧支撑点位移等效为|XA=L2Z+L2Y+xXB=L2Z-L2Y+xXC=-L2Z-L2Y+xXD=-L2Z+L2Y+x(1)分离过程中弹簧力大小为|FA=KA()XA0-XAFB=KB()XB0-XBFC=KC()XC0-XCFD=KD()XD0-XD(2)在式(2)中,FA、FB、FC、FD的取值范围为非负值,当XAXA0、XBXB0、XCXC0、XDXD0时,FA、FB、FC、FD取值均为0。假设卫星Y轴及Z轴方向没有作用力,X轴方向没有作用力
11、矩,根据牛顿第二定律8,有|FA+FB+FC+FD=mxL2FA+L2FB-L2FC-L2FD=IYYL2FA-L2FB-L2FC+L2FD=IZZ(3)为简化模型,假设4个弹簧的刚度系数均为K,由式(1)(3)可得|K()XA0+XB0+XC0+XD0-4x=mxL2K()XA0+XB0-XC0-XD0-2LZ=IZYL2K()XA0-XB0-XC0+XD0-2LY=IZZ(4)1.2动力学模型求解上述模型中,设卫星质量m为50 kg,火箭末级质量M为5 750 kg,相邻2个弹簧之间距离L为0.226 m,弹簧刚度系数K为8 750 N/m,转动惯量IX为1.7 kg m2,IY为1.9
12、kg m2,IZ为1.9 kg m2,弹簧初始压缩量XA0为39 mm,XB0为40 mm,XC0为41 mm,XD0为42 mm。根据上述公式推导,在MATLAB/Simulink环境下建立动力学模型并进行求解。需要特别说明的是,在图1分离仿真模型Fig.1Simulation model of separation157系统仿真技术第 19 卷 第 2 期Simulink环境下,须设置弹簧力的取值范围,模拟弹簧力在卫星分离之后取值为0。经仿真分析,卫星分离后绕Y轴转动的最大角速度Y为 0.0341()/s,绕 Z 轴转动的最大角速度Z为6.117()/s,沿 X轴方向分离速度x为 1.07
13、2 m/s。如图2所示。在上述分析过程中简化了动力学模型,而实际卫星分离过程受前文所述的多种因素影响,若将这些因素全部考虑进去,建模及求解难度极大。分析更复杂的、多干扰要素的卫星分离过程需借助虚拟样机等手段,下面采用ADAMS建立该卫星分离的虚拟样机模型,建模时考虑了多种因素干扰,并分析导向机构对卫星分离偏差的抑制效果。2 虚拟样机的模型建立 在ADAMS环境下建立如图3所示的虚拟样机模型。在运载火箭末级上共搭载8颗小卫星,其中4颗小卫星搭载于主卫星支架内部,其余4颗搭载于运载火箭末级的前锥段。以主卫星支架内部的其中1颗小卫星为研究对象,对小卫星的分离过程进行分析。其他小卫星的分离仿真可通过编
14、制脚本程序,通过控制小卫星与火箭之间固定副的失效时刻,来实现卫星在确定时刻的分离。本研究所有卫星的参数设置及分析方法相同,其他几颗卫星的仿真过程分析在此不再赘述。如图 4所示,作为分析对象的小卫星通过 4组弹簧+爆炸螺栓和运载火箭末级连接,小卫星体表装有导向套,运载火箭末级装有导向杆,导向套与导向杆采用间隙配合,用于消除小卫星分离过程中的姿态干扰。在 ADAMS 环境下,导向套与导向杆之间添加CONTACT 接触力约束,通过控制 CONTACT 接触力是否失效,可比较有无导向装置小卫星分离姿态的变化。弹簧中的一端与火箭末级连接,另一端连接一轻质小球,模拟弹簧顶杆,小球与卫星底面之间添加CONT
15、ACT 接触力,实现了弹簧+爆炸螺栓功能的模拟。小卫星与运载火箭之间添加Fixed固定副,通过脚本控制固定副的失效时刻来实现卫星的分离9。3 卫星分离干扰分析 按照上文动力学模型参数设置虚拟样机模型参数,分析弹簧存在偏差和电分离插头异常分离情况下,对卫星分离姿态的干扰作用。3.1弹簧偏差对卫星的分离干扰分析按照上文Simulink环境下的弹簧参数对ADAMS模型进行设置,并进行仿真分析。卫星分离后绕X轴图2卫星分离后的运动参数Fig.2The motion parameters after satellite separation图3多星分离的虚拟样机模型Fig.3Virtual protot
16、ype of multi-satellite separation system图4星箭接口定义Fig.4Interface definition of satellite and launch vehicle158王金昌,等:小卫星分离姿态干扰及抑制分析转动无角速度,绕Y轴转动的角速度Y为0.0496()/s,绕Z轴转动的角速度Z为5.946()/s,沿X轴方向的分离速度x为 1.060 m/s。MATLAB/Simulink环境下的仿真结果与ADAMS环境下的分析结果相比差值分别为-0.016()/s,0.171()/s和0.012 m/s。见图5与Simulink环境分析结果相比,在AD
17、AMS环境下还考虑了运载火箭末级质量、卫星在火箭上偏质心安装、接触阻尼与摩擦等因素的影响,所以2种方法分析结果有小量级差值,尤其是绕Y轴的角速度?Y,由于受各种干扰因素影响在初始分离阶段差异性明显,但整体来看,2种方法分析结果差异值不大,曲线一致性较好。3.2电分离插头拉力干扰对卫星的分离干扰分析为进一步分析电分离插头拉力干扰对卫星的分离干扰,在上一分析模型中加入电分离插头机械分离时产生的拉脱力。卫星与运载火箭末级一般采用电分离插头实现电气连接,在卫星分离过程中,电分离插头机械分离产生的拉力可能会给小卫星分离姿态带来较大干扰,甚至导致碰撞事故发生10。正常情况下,电分离插头通过电信号实现自动分
18、离。若电分离功能失效,电分离插头则采用钢索拉脱方式实现机械分离。以某一型号电分离插头为例,拉脱力峰值约98 N,卫星分离60 mm时钢索起作用,拉力作用行程不大于5 mm,拉力方向与过卫星质心轴线距离为150 mm,分析导向装置对分离插头拉力干扰的消除效果。在ADAMS环境下,分离插头拉力的模拟可通过2个Step函数叠加实现11,拉力起作用的时刻由钢索长度决定,仿真分析后的电分离插头拉力作用曲线如图6所示,该拉力作用时间约4 ms。如图7所示,电分离插头机械分离条件下,卫星分离总角速度为4.648()/s。而电分离插头正常电分离条件下,卫星分离总角速度为5.946()/s,大于电分离插头机械分
19、离条件下的角速度。从卫星分离后的总角速度来看,电分离插头机械分离反而减小了卫星分离后的姿态干扰。出现这种情况的原因是,电分离插头拉力与弹簧偏差形成的干扰相互抵消。在实际应用中,弹簧偏差干扰方向无法准确测量,2种干扰的合成具有不确定性。因此,任何非确定性干扰都不是人们所期望的。4 卫星分离干扰的抑制作用分析 4.1卫星分离干扰的抑制方法减小卫星分离过程中的各类干扰可提高卫星分离姿态精度,具体方法包括:提高运载器平台的姿态控制图5卫星分离后的运动参数Fig.5The motion parameters after satellite separation图6电分离插头作用力Fig.6The for
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