卫星整流罩分离过程弹射筒受力特性研究.pdf

第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）卫星整流罩分离过程弹射筒受力特性研究马晨曦1，徐瑜1，吴佳林1，杜光华1，张晓东2（1.上海宇航系统工程研究所，上海 201109；2.上海航天技术研究院，上海 201109）摘要:3800 卫星整流罩的分离设计是长征四号火箭研制过程中的关键技术。在火箭实际飞行条件下，弹射筒的可靠工作是整流罩分离的关键环节，分析整流罩初始变形、气动加热下的热载荷及爆炸螺栓起爆动载荷对弹射筒形成的“预紧力”效应，基于有限元方法对弹射筒受力特性开展仿真分析，计算出以上 3种条件下的弹射筒受力工况。结合弹射筒锁紧销极限承剪能力，经分析认为在分离过程特定时刻的叠加作用下，会造成锁紧销异常剪断从而影响整流罩正常分离。关键词:长征四号；卫星整流罩；弹射筒；受力特性；分离过程中图分类号:V 421 文献标志码:A DOI:10.19328/ki.20968655.2023.s1.008Study on Force Properties of Ejection Ram During Payload Fairing Separation ProcessMA Chenxi1，XU Yu1，WU Jialin1，Du Guanghua1，ZHANG Xiaodong2（1.Aerospace System Engineering Shanghai，Shanghai 201109，China；2.Shanghai Academy of Spaceflight Technology，Shanghai 201109，China）Abstract:The 3800 payload fairing s separation design solution is a critical technique in LM-4 s development.The reliable working of the ejection ram plays a key role in fairing separation under the circumstance of actual flight.In this article，the“pretension force”effect was analyzed under the load caused by initial deformation，heat deflection，and dynamic load of blasting blot.A simulation of the force properties of the ejection ram was conducted using the FEM method，in which the inner load of the ejection ram was calculated considering these above 3 conditions.In conclusion，the ultimate shear capacity of the locking pin would be cut off abnormally under the additive effect at a specific time during separation and thereby affecting the fairing process.Key words:LM-4；Payload fairing；Ejection ram；Force properties；Separation process0引言 卫星整流罩作为运载火箭有效载荷的保护罩，当有效载荷被运往预定轨道过程中，在高速穿过稠密大气层时保护有效载荷，使其免受气流冲刷、气动加热、跨音速声振等恶劣环境的危害。随着航天事业的发展，卫星体积大型化对整流罩的直径尺寸提出更大的需求。长征四号火箭基于卫星有效使用空间需求，在研制 2900 整流罩、3350 整流罩1基础上，历经多轮地面分离试验，研制了 3800 整流罩，是当时国内第二大罩。整流罩分离是运载火箭飞行过程中的重要环节，直接影响卫星发射任务的成败。分离方案的设计中，一般通过大型地面分离试验或大型软件分离计算仿真的方式进行整流罩分离过程的预示2。受条件限制，采用地面分离试验往往很难模拟实际飞行工况，采用分离仿真往往很难精确模拟分离过程整流罩的实际特性。地面分离试验的方法存在空气阻力能量损耗的问题，黄兵等3对整流罩地面分离试验中负压特性对分离过程的影响进行了研究，分析了地面大气环境中的分离试验，整流罩内压力与外界大气压力收稿日期：20230503；修回日期：20230609作者简介：马晨曦（1992），男，硕士，工程师，主要研究方向为运载火箭总体及分离设计。54第 40 卷 2023 年第 s1 期马晨曦，等：卫星整流罩分离过程弹射筒受力特性研究之差所形成的负压以及气动阻力带来的影响，建立了对于主要影响因素进行分析的简化模型。采用分离仿真方法，可以通过折合弹性系数的刚体假设，按多体动力学问题进行求解4。然而，对于分离能源的时间历程特性在仿真中往往简化为时间-力/压力曲线，或更直接地通过分离冲量来简化。徐永成等5基于多体动力学用 MSC/Adams软件建立了卫星整流罩分离模型，针对某旋转式分离卫星整流罩，用 AKISPL（time，0，Spline）函数模拟弹射筒随时间历程对整流罩半罩的加载压力，分析了不同弹射筒峰值压力的分离工况。本文以长征四号运载火箭的 3800 卫星整流罩为对象，考虑飞行工况下整流罩的分离过程，对主分离动力源分离弹射筒开展受力特性分析。1整流罩分离过程分析 1.1整流罩分离方案3800 整流罩采用旋转分离方案，横向分离面布置爆炸螺栓，纵向分离面布置机械连杆式连接解锁机构，连杆的锁紧与释放由拔销器完成，主分离动力源为弹射筒、辅助动力源为弹簧推力器，弹射筒布置在整流罩的 1 框位置，弹簧推力器布置在 23框下端，安装结构如图 1所示。1.2整流罩分离过程当整流罩后端面上的爆炸螺栓解锁的同时，安装在整流罩前部并与连接解锁机构连接的拔销器也将机构解锁。机构在弹力作用下按照预定的运动轨迹将 2 个半罩的锁紧点解锁，350 ms 后旋转弹射筒点火，倒锥底部的弹簧推力器也同时作用，推动 2个半罩绕各自的铰链转动，当半罩绕过顶点后，在重力和离心力的作用下从铰链中脱出，并抛出到一定的安全距离，达到分离的要求。分离时序如图2所示，整流罩分离过程如图 3所示。弹射筒结构见图 4，工作原理为：点火器引爆火药，火药产生的高压燃气推动活塞、推杆，剪断锁紧销，从而使筒体与推杆产生相对高速移动，推动卫星整流罩运动。2飞行条件下弹射筒受力来源分析 作为主分离动力源，弹射筒的可靠工作是火箭飞行过程中整流罩成功分离的关键环节。由于飞行环境的复杂性，且弹射筒的受力情况在地面试验中较难模拟，弹射筒的异常受力可能导致锁紧销提图 13800卫星整流罩结构Fig.1Structure of 3800 Payload Fairing图 2卫星整流罩设计分离时序Fig.2Separation Sequence of Payload Fairing55第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）前剪断，从而造成初容变大引起输出能量降低，影响卫星整流罩的正常分离。在火箭实际飞行过程中，由于整流罩结构装配应力、气动加热引起的结构热应力和横向分离面爆炸螺栓起爆动载荷的存在，弹射筒并非处于理想自由边界条件，相反，这 3种载荷综合作用引起的整流罩受迫变形对弹射筒形成了一种类似“预紧力”的作用，这种“预紧力”最后传递至弹射筒结构时由锁紧销结构抵抗承受。本文分别对飞行条件下这 3种因素造成的弹射筒额外受力进行分析。2.1整流罩初始变形在整流罩结构的生产、装配环节，受工装等条件限制，整流罩结构形位尺寸与理论值会有偏差；在整流罩出厂运输至发射场环节，运输过程中整流罩会发生变形；在发射场整流罩恢复阶段，也会存在初始强迫变形。总之，在生产、装配、运输、合罩过程中都会产生一定的结构变形，弹射筒安装支架（一框附近）初始变形如图 5所示。以上变形量在保形工艺撑杆拆除后部分会恢复，恢复的变形量传导至弹射筒安装支架处而导致弹射筒受力，如图 5所示；飞行中连杆机构解锁后变形会进一步释放，在弹射筒仍处于连接状态的情况下，变形释放产生的内力会集中作用在弹射筒上，使锁紧销承剪。2.2气动加热下的热载荷气动加热是卫星整流罩在飞行过程中产生的，在飞行中卫星整流罩由于受到气流的冲刷等，结构表面或内部产生一定不同于地面环境的温度，使结构膨胀，即热膨胀，如图 6所示。当结构材料的热膨胀系数不同或存在温差时，结构因受热膨胀（或冷收缩）不均匀或受到限制都会使结构产生一定的热应力和具有一定的弹性势图 3整流罩分离Fig.3Payload Fairing Separation图 4弹射筒结构Fig.4Structure of Ejection Ram图 5弹射筒安装支架处初始变形Fig.5Initial Deformation of Ejection Ram Supporter图 6弹射筒安装支架处热膨胀Fig.6Heat Deflection of Ejection Ram Supporter56第 40 卷 2023 年第 s1 期马晨曦，等：卫星整流罩分离过程弹射筒受力特性研究能，类似初始变形一样，也会在结构的一部分连接改变或支撑条件改变时（如机构释放时等），使结构的内力发生变化，引起结构的振动等。当连杆机构解锁后，变形恢复造成整流罩弹射筒内力增加。2.3爆炸螺栓起爆动载荷整流罩横向分离面的爆炸螺栓为一种火工品，通过爆炸螺栓内装的火药起爆，破坏螺栓内预先设计的薄弱结构冲断爆炸螺栓，典型的爆炸螺栓地面起爆冲击力-时间实测曲线如图 7 所示，3 次试验中冲击力最大幅值约 5.2 t，最大冲量约 0.002 9 t s，试验数据见表 2。整流罩横向分离面爆炸螺栓起爆过程中所释放的化学能一部分用于解锁，一部分以冲量的形式将转化为动能作用于卫星整流罩，因有脱钩铰链轴的间隙、整流罩弹性等影响，另一部分以动载荷的形式传递到弹射筒，使弹射筒轴向受力（锁紧销承剪）。柳征勇等7用动力学响应分析的直接积分法和 NASTRAN 有限元程序，对整流罩分离引起的锁紧销动载荷进行了仿真分析，较好地解决了高频冲击响应计算不易收敛和高阶模态精度差的问题。3弹射筒受力特性仿真分析 3.1初始变形载荷3.1.1计算模型将卫星整流罩从装配到纵向解锁机构（锁钩）解锁整个过程，分解成由多个子过程，整个过程用增量法建立数学模型。Miut+ti.+Ciut+ti.+Kiut+ti=Pt+ti-Ft+ti-1（1）ut+ti=ut+ti-1+uti（2）式中：Ki 为第 i 步结构的刚度矩阵；Mi 为第 i 步结构的质量矩阵；Ci：第 i步结构的阻尼矩阵；ut+ti，ut+ti为第 i 步时刻 t+t 节点的变形及其增量；u.t+ti，u.t+ti为第 i步时刻 t+t节点的加速度和速度；Pt+ti，Ft+ti-1为第 i 步时刻 t+t 的外载荷和第i-1步时刻 t+t的节点平衡力。每个过程采用线性方法简化计算，结构的应力和应变表示为：i=Di(i-i-1)+i-1（3）式中：Di 为第 i步的弹性矩阵；i为第 i步的应变列阵；i为第 i步的应力列阵。解锁前的过程采用静态方法计算，锁钩解锁采用动态方法计算，各个计算过程采用的计算方法和引入的边界条件详见表 3。在 MSC/MARC 对整流罩建模6计算，其中框的初始变形采用 2 个半罩框的平均偏差，计算只考虑输入锁紧点附近框的变形。计算时将框、桁条、弹射筒支架、弹射筒简化为梁，蒙皮简化为板，结构计算模型如图 8所示。图 7爆炸螺栓起爆冲击力-时间曲线Fig.7Impact Force vs Time of Blasting Bolt表 2爆炸螺栓试验数据表Tab.2Impact Force Data of Blasting Bolt参数最大冲/(ts)持续时间/ms第 1次试验0.002 33.996第 2次试验0.002 93.996第 3次试验0.002 83.996表 3计算过程及方法Tab.3Calculation Process and Method步骤12345计算过程初始变形装弹射筒撤撑杆解锁前锁钩解锁计算方法线性静态线性静态线性静态线性静态线性瞬态边界条件设置引入初始变形引入锁紧约束条件，释放部分初始变形引入解锁前载荷和温度等历程积分法，撤消锁紧约束条件57第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）3.3.2计算结果以某发卫星整流罩径向初始变形的实测值作为初始输入，计算得到弹射筒内力变化趋势如图 9所示。计算结果表明：卫星整流罩在飞行前状态弹射筒承受约 1 000 N 的拉力，飞行过程中在此条件下解锁，解锁后内力最大可达 3 600 N 左右。整流罩结构的初始变形对弹射筒在解锁前后的内力有显著影响，虽然单独作用不会导致弹射筒被损坏，与其他情况形成的叠加将使锁紧销受剪力更大，这在整流罩分离设计过程中往往是被忽略的。3.2气动加热下的热载荷3.2.1计算模型气动加热下的热载荷影响，是通过热变形作用到弹射筒支架上，最终在纵向分离面解锁后造成弹射筒的受力。因此，式（3）的基础上，进一步考虑温度影响，将第 i步应变表述为i=ui-(Ti-Ti-1)（4）式中，ui为第 i步变形 u引起的应变；为热膨胀矩阵；Ti为第 i步温度。3.3.2计算结果以卫星整流罩主要结构件在解锁时刻的温度情况做为计算输入，计算时蒙皮和框等采用稳态平均温度，不考虑厚度方向的温差。卫星整流罩分离时刻特征位置温升见标 4。考虑弹射筒处框分别为 20、30的 2 种情况计算得到弹射筒处内力-时间曲线，如图 10所示。解锁前，当框 20时，弹射筒内力为 5 204 N；当框 30时，弹射筒内力为 9 061 N；解锁后，当框 20时，弹射筒内力最大可达 15 320 N；当框 30时，弹射筒内力最大为 11 730 N。可得出结论，框的温度越低，解锁前弹射筒的内力越小，解锁后弹射筒的内力越大。3.3爆炸螺栓起爆动载荷3.3.1计算模型根据文献，直接积分法不需要进行模态振型求解，其高频冲击响应计算精度比通常的模态叠加法准确7。采用 NASTRAN 有限元程序的直接积分法进行冲击响应计算，动力学方程用矩阵可表示为 M u?(t)+B u?(t)+K u(t)=P(t)（5）式中：速度u?(t)和加速度u?(t)可以用位移un表示的函数：u?(t)=12t un+1-un-1（6）图 9初始变形下弹射筒内力计算结果Fig.9Internal Force vs Time under Initial Deformation表 4卫星整流罩分离时刻特征位置温升Tab.4 Temperature Increment of Payload Fairing at Separation单位：主要结构件球面蒙皮外前锥蒙皮外后锥蒙皮外筒段蒙皮外球头对接桁后锥对接桁弹射筒最高温度理论值50.248.347.671.67.07.00.5实测值49.5544.8045.2560.9310.6017.900.50主要结构件球面蒙皮内前锥蒙皮内后锥蒙皮内倒锥蒙皮外前锥对接桁筒段桁支架近弹射筒处最高温度理论值49.645.447.95.070.15.5实测值47.638.747.5572.2011.6040.885.90图 8吗 整流罩计算模型Fig.8FEM Model of Payload Fairing58第 40 卷 2023 年第 s1 期马晨曦，等：卫星整流罩分离过程弹射筒受力特性研究 u?(t)=1t2 un+1-2un+un-1（7）采用 MSC/PATRAN 对整流罩有限元建模8，弹射筒与整流罩的连接模拟三向转动铰支连接，整流罩倒锥处的 2 对旋转上铰链模拟单向转动铰支连接。3.3.2计算结果以图 6所示地面起爆试验测得的爆炸螺栓试验数据平均值作为激励输入，在 2 半罩连接状态下 16个爆炸螺栓同时起爆，计算弹射筒分别在连接解锁机构释放前后的受力如图 11所示。在爆炸螺栓起爆动载荷作用下，弹射筒处受力最大约为 5 881 N，可以看出爆炸螺栓起爆动载荷对弹射筒处受力作用显著。3.4试验验证为分析整流罩初始变形和气动加热载荷作用下的实际影响，长征四号 3800 卫星整流罩开展了5 次热试验，试验表明连杆解锁后弹射筒内力最大值在 12 00014 000 N，与本文理论计算的预示值15 320 N比较接近。在考虑分离过程特定时刻的叠加效应下，以本文计算的爆炸螺栓起爆动载荷作用下，弹射筒处受拉最大约 5 881 N，弹射筒的综合受力将接近 17 000 N 左右，最终由弹射筒上的 5 mm 锁紧销结构抵抗承受，根据连杆解锁后锁紧销破坏试验情况，锁紧销剪切试验破坏值在 12 30713 627 N，弹射筒在整流罩分离过程的特定时刻会被提前破坏，从而影响整流罩的可靠分离。（下转第 107页）图 10热载荷下弹射筒内力计算结果Fig.10Internal Force vs Time under Thermal Load图 11爆炸螺栓起爆动载荷下弹射筒受力结果Fig.11Internal Force vs Time under Dynamic Loads of Blasting Bolt Detonation59第 40 卷 2023 年第 s1 期刘庆，等：PMF-FFT 并行捕获扇贝损失补偿方法分析4结束语 长征四号运载火箭飞行过程中，GNSS 接收机收到的卫星信号存在较大的载波多普勒频移。为了尽快得到定位及时间信息，必须快速完成信号捕获。采用基于 PMF-FFT 算法的并行捕获可单次覆盖较大范围的载波多普勒频移，为 GNSS 接收机尽快实现定位奠定了基础，但 PMF-FFT 并行捕获中存在的扇贝损失降低了捕获性能，需要进行补偿。本文分析了 PMF-FFT 并行捕获中扇贝损失的产生机理，给出了单通道及通道间扇贝损失的补偿方法：通过补零增加 FFT 点数或加入汉宁窗均可对单通道扇贝损失进行补偿；将通道间的频率分量峰值错开频率间隔的 1/2 可对通道间扇贝损失进行补偿。采取本补偿方法的并行捕获可覆盖 12 km/s的高动态导航信号，满足运载火箭飞行时对接收机的动态指标需求。本文的分析结果适用于运载火箭等高动态环境下的导航接收机设计，对采用 PMF-FFT 捕获的扩频类接收机、应答机设计也有一定的工程实用价值。参考文献1 KAPLAN E D.Understanding GPS：Principles and applications M.Second Edition，Artech House，Inc.，2004.2 SPANGENBERG S M，SCOTT I，MCLAUGHLIN S，et al.An FFT-based approach for fast acquisition in spread spectrum communication systems J.Wireless Personal Communications，2000，（13）：27-56.3 方科.基于 PMF-FFT 的扩频信号多通道并行捕获J.通信技术，2013，46（07）：16-18.4 刘艳华，赵刚.基于 PMF-FFT 的 PN 码捕获方法及性能 J.通信技术，2009，42（01）：24-26.5 刘高辉，曹家昆.高动态 GPS 信号的捕获方法及性能J.计算机工程与应用，2010，46（7）：142-147.6 胡广书.数字信号处理理论、算法与实现 M.北京：清华大学出版社，2001.7 高西全，丁玉美.数字信号处理 M.3版.西安：西安电子科技大学出版社，2010.（上接第 59页）4结束语 整流罩的分离方案常采取基于任务状态的设计，经过对整流罩的初始变形、气动加热引起的热变形以及爆炸螺栓起爆动载荷系统分析，识别了影响整流罩分离的弹射筒受力环境，并通过试验验证了分析结论，本文所给出的分析方法可为整流罩分离设计与分析提供参考。参考文献1 董文源.CZ-4运载火箭新型卫星整流罩 J.上海航天，1993，（1）：47-52.2 刘竹生.航天分离设计 M.北京：中国宇航出版社，2017.3 黄兵，栾宇，柳海龙，等.大型整流罩地面试验分离过程负压特性研究 J.导弹与航天运载技术，2021，（5）：7-14.4 雷勇军，卓曙君，郑荣跃，等.卫星整流罩结构动力特性与分离运动分析 J.国防科技大学学报，1997，4（19）：23-27.5 徐永成，苟永杰，王石刚.某卫星整流罩分离仿真分析J.上海航天，2009，26（1）：53-56.6 陈火红.MARC 有限元实例分析教程 M.机械工业出版社，002-02：295-297.7 柳征勇，骆剑，唐国安，.大型卫星整流罩分离冲击载荷分析研究 J.航天器环境工程，2008，25（5）：467-4718 REYMOND MICHAEL，MILLER MARK.MSC/NASTRAN quick reference guide M.The Mac Neal-Schwendler Corporation，2001107