航天飞行器爆炸冲击环境减缓技术研究

星箭分离过程中,火工品解锁,卫星受到严酷的爆炸冲击环境,强烈的高频冲击环境可能使卫星上的电子、光学和其它敏感设备产生破坏。为减少卫星分离过程中相互之间产生的冲击作用,可在卫星与适配器之间安装减冲击环;通过对减冲击环的高频缓冲机理进行研究,分析冲击波的传递路径,在此基础上针对卫星模型进行减冲击环设计。采用爆炸冲击模拟星箭分离冲击环境,对其缓冲效果进行了评估,拐点之后减冲击环能衰减10 dB以上的冲击响应。     

航天器中爆炸切割器的爆炸断裂及冲击响应分析

为了研究星箭分离冲击环境特征和爆炸冲击对卫星的影响,以航天器中星箭包带式连接结构的某型爆炸切割器为研究对象,利用LS-DYNA显式动力学分析方法,建立了爆炸切割器爆炸切断过程的三维有限元模型,分析了爆炸切割过程中剪切刀的速度和加速度,讨论了连接杆上典型断裂单元上的应力应变变化和断裂特性,并分析了爆炸冲击载荷的特征和不同阶段切割器的结构响应特性。为航天器上爆炸切割器的爆炸断裂过程提供了一种数值仿真的方法,同时,也为星箭分离过程中产生的爆炸冲击环境模拟和预示提供了数值参考。     

基于频域法的星箭连接分离装置的冲击载荷识别

基于频域法动载荷识别原理,识别基于记忆合金驱动的星箭连接分离装置的三次冲击载荷。通过EEMD算法对测点冲击响应信号去噪及识别,可知频域法可以比较准确识别出星箭连接分离装置的三次冲击载荷,识别效果更具优势,实验结果也间接验证了方法的可行性与正确性。     

刚性包带式星箭连接装置解锁分离过程动力学分析

刚性包带式星箭连接装置能够为重型运载火箭提供更高的星箭连接承载能力,但对其分离释放过程的动力学研究尚未深入。该研究建立刚性包带式星箭连接装置非线性动力学分析模型,采用显式动力学仿真法分析了包带接头分离速度、分离冲击响应和捕获运动规律,研究解锁时间和预紧力等因素对分离与捕获过程的影响规律。结果表明:延长解锁时间和减小预紧力会导致包带接头分离速度降低,卫星冲击载荷减小,与捕获器接触时长增加,与脱离端框时间延后,甚至可以改变包带分离运动规律,引起卫星倾斜分离,在工程应用中应综合考虑。     

基于柔性包袋阻尼器的蜂窝芯子暴露平台降冲击研究

暴露平台作为搭载火工分离装置和载荷适配器等精密仪器的构件是航天飞行器中重要组成部分,暴露平台在火工冲击环境下会产生高频、瞬态和高量级特点的火工冲击响应。高量级的火工冲击易对星载设备中的敏感元器件造成损伤从而产生难以估量的损失,故有效地控制星箭暴露平台在火工环境下的高频冲击对航空航天领域具有巨大的意义。该研究运用蜂窝芯子式的柔性包袋阻尼技术对暴露平台进行降冲击研究,通过对柔性包袋阻尼系统模型进行离散元耗能仿真设计,分析粒子材质、粒径、填充率及包袋膜厚度对柔性包袋阻尼器降冲击性能的影响,获取柔性包袋阻尼器的最优特征参数。通过冲击试验得出安装不同参数柔性包袋阻尼器暴露平台的冲击响应谱并与仿真结果进行对比,验证了模型的正确性和柔性包袋阻尼技术的有效性。仿真和试验结果表明,柔性包袋阻尼器降冲击性能最佳的粒子材质为铁基合金,最优粒径为2.0 mm,最优填充率为95%,最优膜厚为0.2 mm。最优参数的柔性包袋阻尼器降冲击效果达到了58.13%,达到了梦天载荷仓暴露平台的降冲击要求。     

星箭解锁分离装置中摆臂的动力学分析

在非火工甚低点式星箭解锁分离装置工作过程中,要求星箭分离在很短的时间内完成以及避免在星箭分离过程中产生较大的冲击力对其他重要的敏感元器件造成损害,因此在星箭解锁分离装置中摆臂旋转时间及由其与圆柱壳体碰撞产生的碰撞力对于整个分离过程的影响是不可忽略的。主要通过运用动力学及Herz接触理论对星箭解锁分离装置中一级摆臂、二级摆臂进行动力学建模及分析,运用数值分析软件对模型进行仿真计算,得出摆臂旋转时间和碰撞冲击力的仿真曲线,并通过实验验证理论模型的正确性;仿真分析结果与试验结果对比表明数据规律一致性较好,计算结果具有较高的可信度。     

基于冲击响应分析的星载可展天线解锁策略优化

各种类型的火工装置被广泛应用于航天工程,火工装置点火会对航天器施加爆炸冲击载荷,进而激励起结构的模态响应。为了保证足够的锁紧刚度,星载可展天线往往包含多个锁紧释放装置,锁紧释放装置火工品不同的点火顺序会引起结构不同的冲击响应结果,因此应当对火工品点火策略进行优化以减小冲击载荷对天线的影响。开展了某包含三个火工品的星载可展天线的解锁策略优化,优化结果显示,基于冲击响应分析的解锁策略优化,可以有效减小天线关键部位的加速度冲击响应,冲击环境对天线的潜在危害得到有效控制。该可展开天线已经成功通过飞行验证,证明了基于冲击响应分析的解锁策略是可行有效的。     

航天器非火工分离装置接触建模与仿真分析

为保证航天器发射过程中分离装置的可靠连接与分离，对某型非火工分离装置的接触动力学及分离释放过程进行研究。该非火工分离装置采用记忆合金弹簧作为驱动源，分析接触碰撞模型并根据接触理论计算接触参数，建立其动力学仿真模型并进行仿真计算，结果显示分离冲击不超过300g,与试验结果相符。研究分离装置中记忆合金弹簧回复时间、预紧力及弹簧刚度等因素对分离过程的影响，结果表明回复时间和预紧力对分离装置的冲击响应的影响效果相反，应综合考虑取值，弹簧参数中分离顶推弹簧刚度和螺栓弹簧刚度对分离冲击的影响最大。     

基于BP神经网络的星箭界面动载荷识别

提出一种基于BP神经网络的星箭界面动载荷识别新方法。建立卫星结构的高保真动力学模型,利用仿真分析/地面试验获取的卫星结构加速度响应与星箭界面加速度激励的样本库;基于BP神经网络训练卫星结构加速度与星箭界面加速度激励的传递关系,利用实测卫星结构加速度响应识别星箭界面加速度激励;将星箭界面加速度激励施加与卫星结构的高保真动力学模型获取星箭界面动载荷。开展了数值仿真和振动试验,验证了所提出方法的有效性,为服役状态下卫星结构的振动载荷环境预示提供有力支撑。     

线式分离结构高应力释放对高频冲击环境的影响分析

传统的分离冲击环境分析重点关注火工装置本身作用(包括火药爆炸和应力释放等)产生的高频瞬态冲击,在分离结构应力释放对高频瞬态冲击环境的影响和贡献等方面的关注不够。在某线式分离系统高频瞬态冲击环境条件的制定过程中,开展了冲击环境的预示分析和试验验证,并对高频瞬态冲击的各贡献因素进行了详细分析,辨识确定了分离结构高应力释放对高频瞬态冲击的影响程度,摸清了地面及飞行试验中高频冲击环境的差异原因。     

基于LS-DYNA的包带式星箭连接装置分离过程和冲击响应分析

采用显式非线性动力学分析方法来研究包带式星箭连接装置的分离过程和冲击响应,给出了有限元建模和预紧力施加方法,采用LS-DYNA软件计算得到了某包带式星箭连接装置的包带动态包络和冲击响应;分析了对接框刚度、抗剪凸台、分离弹簧和拉伸弹簧刚度系数等参数对分离冲击的影响,并采用单自由度“弹簧-质量”系统模拟缓释过程,讨论了缓释过程对分离冲击的影响。结果表明：（1）采用显式非线性动力学分析方法能够同时解决星箭分离过程仿真和冲击响应分析问题;（2）增加对接框刚度,合理设计抗剪凸台高度,适当减小分离弹簧推力和拉伸弹簧拉力均可降低分离冲击响应;（3）延长解锁装置释放时间能够同时降低最大冲击响应峰值及其对应频率。     

航天火工品爆炸冲击多参量的测试

航天器上使用了大量的火工装置来完成特定的功能,它们在动作时会引起强烈的高频冲击环境,对航天器上的仪器设备产生不利的影响.本文借鉴活塞压力计的原理设计了一种专用爆发器,它同时具有传统的密闭爆发器和推力测试架的功能,能够同时测试航天火工品爆炸后产生的压力、加速度和位移等冲击参量,可增加一次试验能够获得的测试信息量.     

基于传递函数的星箭耦合载荷分析

分别对运载火箭和卫星进行频率响应分析。在取得离散形式的频率响应分析结果基础上,采用有理多项式拟合技术,将火箭和卫星的频率响应函数转化成以部分分式表示的传递函数。根据星-箭对接的力学条件,可以在Simulink平台上建立起星箭耦合载荷系统模型。对此模型进行仿真便可得到在外力作用下星箭耦合载荷系统的瞬态动力响应。分别以简单的质量-弹簧模型、以及星箭耦合载荷模型验证了方法的正确性。基于传递函数的星箭耦合载荷分析方法,将柔性结构的动力学计算纳入到系统仿真的框架之中,为进一步实现结构-气动和伺服控制系统的耦合分析奠定了基础。该方法也为将火箭和卫星实测的频响特性直接应用于星箭耦合载荷分析创造了条件。     

卫星控制力矩陀螺微振动抑制装置的动力学建模与实验研究

为了隔离卫星主要振源控制力矩陀螺的微振动,给航天器有效载荷提供超静工作环境,基于松弛型阻尼器,设计了控制力矩陀螺六自由度微振动抑制装置,完成了隔振平台的动力学建模和实验研究.使用牛顿-欧拉法建立了微振动抑制装置的动力学模型,分析了微振动抑制装置在基础激励下的频域特性和隔振系统的耦合特性;搭建了微振动抑制装置实验平台,并...     

空投安全着陆的实现途径

着陆缓冲技术是空投技术的一个重要组成部分。利用着陆缓冲装置可以明显地降低降落伞的面积,同时大幅度地降低空投载荷着陆所承受的冲击载荷。文章总结了当前着陆缓冲技术的进展,并对已有的着陆缓冲装置进行了分类,简要地说明每一种类型的缓冲装置的技术性能、使用范围。     

点式火工分离装置冲击载荷作用机制的数值模拟研究

为定量分析点式火工分离装置冲击载荷作用机制,以典型爆炸螺栓连接结构为对象,分别建立了爆炸过程、应变能释放过程、撞击过程的数值计算模型,分析了分离过程中三种不同的物理过程及其诱发响应的机制,讨论了不同阶段不同区域内的结构响应特征。得到的结果符合相关标准描述的一般规律。文章首次从定量角度研究了分离过程中三种机制对响应的贡献及其特征,计算结果为今后相关产品的设计、试验与评估提供了参考,也为爆炸分离冲击载荷与响应机制认识提供了一种可行的数值分析方法。     

膨胀管-凹槽板爆炸分离装置降冲击研究

膨胀管-凹槽板爆炸分离装置以其无污染高承载特点将应用于有效载荷连接和释放结构.其作为火工直驱的线式分离装置分离时常伴随着较大冲击,如何降低装置在解锁过程中冲击源的爆轰作用以及控制冲击的传递,是该类装置能否广泛应用的重要前提.运用LS-DYNA软件对膨胀管-凹槽板分离装置的分离过程和面内冲击波传递规律进行仿真分析.同时,...     

新型整星隔振系统动力学分析

在卫星的服役周期中,发射阶段的动力学环境最为恶劣,期间受到多种复杂载荷的作用。传统的星箭连接适配器由于刚度较大,给航天器的参数设计及生产带来了极大的困难。为了达到多轴隔振的目的,基于粘弹性材料受到剪切力作用时产生较大阻尼损耗的原理设计了一种新型整星隔振器。针对该隔振系统进行了简化,以质量刚度阻尼耦合的形式来模拟卫星和隔振器之间的关系,对其进行了隔振效果的分析。其中,重点对仿真中出现的隔振系统的一阶模态结构阻尼系数的饱和现象提供了详尽的理论和数值分析。最后,针对新型整星隔振器的工程具体应用提出了两点参考准则。     

《卫星力控振动试验的模型简化原理分析》

航天器振动环境试验的首要目标,是为了发现航天器在结构动力学设计方面存在的问题,防止在发射过程中由于严酷的振动环境导致发射任务失败。在常规航天器的振动测试中,振动台台面的加速度输入是按照加速度规范进行控制的,将飞行环境中实际测量得到的加速度峰值的进行包络,这种测试方法会在卫星或飞船的固有频率处产生较大的过试验现象。为此,NASA从1993年以来,推行“力限振动试验（force limited vibration testing）”技术,即采用振动台加速度和界面力进行“双控”,以降低过试验的危害。但是,由于真实飞行时的星箭界面力无法通过实际测量得到,因此,通过对星箭界面的计算模型、实验获得的模态参数、以及从实测界面加速度等条件下获得界面力数据的研究成为FLVT技术研究的核心内容。本文通过星箭耦合系统的动力学模型,利用子结构模态综合法推导出界面动力学响应以及界面力与界面加速度的关系式。然后根据子结构各阶主模态在特定频率区间内的特性,对动力学模型进行简化,并对NASA文献中的“复杂二自由度模型”进行了理论证明和误差分析。     

应用磁流变技术的星箭界面半主动隔振研究

发射阶段经受的恶劣振动环境,往往造成卫星发射失败。为了改善卫星在发射阶段的振动环境,提出了一种基于磁流变技术的星箭界面半主动隔振平台,用来替换传统的用于星箭连接的锥壳适配器。分析了布置参数、刚度系数、阻尼特性等主要特性参数对隔振平台传递特性的影响。搭建了星箭界面隔振实验平台,采用天棚阻尼控制策略,对隔振平台进行半主动控制。利用正弦扫频激励完成了模拟实验,实验结果表明:隔振平台原理可行、主要特性参数可调、隔振效果良好。