皮卫星星箭分离机构设计--样板.docx

皮卫星星箭别离机构设计

引言

随着微纳技术〔MNT〕和微电子机械系统〔MEMS〕技术的开展，光学、机械、电子等设备的物理尺寸越来越小，国际航天界在20世纪末出现了小卫星的研究热潮。皮卫星作为公斤级卫星，因其研制周期短、本钱低，而成为了高校参与航天事业的一个契机。

皮卫星体积小、重量轻，不能使用传统的包带式星箭连接机构作为其星箭连接别离装置，需根据皮卫星外形尺寸和设计要求自行设计。为缩短皮卫星研制周期，减少设计本钱，斯坦福大学与加州理工大学联合制订了立方星标准，并设计研制了立方星星箭别离装置P-POD，随后又相继出现了SPL，RAFT，T-POD,X-POD等型号的皮卫星星箭别离装置。“皮星一号A”边长150mm，且两端各有两条固定式螺旋天线，“皮星一号A”特殊的结构尺寸要求为其量身打造一款符合其星箭连接别离要求的星箭别离机构。

皮卫星星箭别离机构设计要求和原那么

功能要求

星箭别离是火箭发射过程中的最后一个环节，星箭是否正常别离直接关系到飞行器发射的成败。皮卫星星箭别离机构必须具有以下功能：

连接皮卫星与火箭，在发射过程中为皮卫星提供支撑，承受皮卫星传递的各种载荷；

在接收到别离信号后，可靠地实现星箭别离，别离过程中要求不影响卫星的姿态。

技术指标要求

皮卫星星箭别离机构所应满足的技术指标如表2.1所示：

表2.1皮卫星星箭别离机构技术指标

序号

指标名称

设计值

1

结构参数

外形尺寸

291mm×223mm×262mm

2

重量

≤3.5kg

3

工作温度范围

－45°C≤T≤70°C

4

皮卫星别离速度

0.5m/s≤V≤1.5m/s

5

过载

轴向过载

7g

6

横向过载

1.5g

7

基频

轴向基频

30Hz

8

横向基频

30Hz

9

扭转基频

30Hz

11

别离姿态角度偏差

滚动角度偏差

|Δγ|≤2o

12

俯仰角度偏差

|ΔΦ|≤3o

13

偏航角度偏差

|ΔΨ|≤3o

14

别离姿态角速度偏差

滚动角速度偏差

|Δwγ|≤3o/s

15

俯仰角速度偏差

|ΔwΦ|≤3o/s

16

偏航角速度偏差

|ΔwΨ|≤3o/s

设计原那么

皮卫星星箭别离机构除了满足一般的机械构件设计原那么外，还需满足：

突出刚度设计。星箭别离机构承受的主要载荷是火箭发射时产生的载荷，特别是动载荷。因此星箭别离机构需以提高结构刚度为主要目标，以提高整体结构的自然频率来最大限度地减轻与运载火箭的动力耦合作用，降低卫星结构承受的动载荷和动应力，保证星箭别离机构结构不被破坏。

轻量化设计。皮卫星一般采取搭载方式，受火箭发射裕量的限制，且星箭别离质量与发射本钱关系密切，因此在保证星箭别离机构刚度的前提下应尽量减轻质量，实现轻量化设计。

适应空间环境。空间环境包括高真空、上下温、微重力等特殊条件，因此对设计提出了特殊要求。例如：暴露在空间环境中的结构和机构外表材料不会发生性能退化；密封结构应防止内外压差而导致结构破坏，活动部件应防止真空冷焊现象发生；结构和机构应防止因温度变化发生大的变形等。

保证高度可靠。卫星发射后出现故障难以修复，不可维护的特点要求星箭别离机构具有很高的可靠性，特别是运动部件。

满足一次使用。星箭别离机构只经历一次发射过程，承受火箭动力载荷时间很短，不须考虑其疲劳破坏因素。

材料选取

星箭别离机构在发射过程中要承受火箭的振动冲击，还要承受真空、温度大幅度变化、辐射等状况，因此星箭别离机构主体材料必须具有足够的强度、刚度、导热性、抗辐射、抗腐蚀能力。从加工工艺上考虑，材料还必须具有良好的切削性能。

欧美航天材料一般选取相同或类似于美国牌号的铝合金2014、2024、2124、6061、7050、7075等，国内航天材料一般选取2A12〔LY12〕、2A14〔LD10〕、2219〔LY19〕、6A02〔LD2〕、7A04〔LC4〕等。星箭别离机构主要采用2A14加工而成。

2A14密度约为2.8g/cm3，熔点为660左右，弹性模量为73GPa，切边模量为27.9GPa，泊松比0.31，热导率200W/〔mK〕，经T6处理后屈服强度为415MPa，具有较高的比强度、比模量，断裂韧性和疲劳强度，还具有良好的加工成形性能和耐腐蚀性能，导热性、抗磁、抗辐射性能良好。

皮卫星星箭别离机构方案设计

皮卫星安装与别离方案

皮卫星采用侧向别离方式，即皮卫星沿轨道法向别离。这种别离方式可确保皮卫星与火箭、主星之间不会产生碰撞，保证主星与皮星平安。在II、IV基准上对称安装皮卫星可保证皮星别离对火箭扰动较少。

图2.1皮卫星、主星与火箭安装示意图

整体结构方案

星箭别离机构整体结构如图2.2所示，星箭别离机构整体为筒式对称结构，框体为星箭别离机构主体，中央为四条直线导轨，两端为容纳展开式螺旋天线而设计的空间；框体后端采用圆锥弹簧作为星箭别离