CN114243253B - 一种压紧释放装置及固面天线可展开稳定性判定方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种压紧释放装置及固面天线可展开稳定性判定方法，包括：底座固定安装在卫星舱板上；大端盖固定安装在固面天线上；小端盖通过螺钉固定安装在大端盖上；小端盖的顶部加工有凹球面用于安装球面套；凹球面与球面套使压紧杆能够绕轴转动；垫圈位于大端盖和小端盖之间，起到安装导向作用；螺母用于把压紧杆压紧至球面套上，使得球面套和压紧杆形成一个整体，压紧杆可以随着球面套的摆动而转动；压紧杆的一端依次插入球面套、小端盖、垫圈、大端盖和底座后固定连接在卫星舱板上。本发明明确了流程中不同影响环节的计算原则及调整手段，实现可展开部件在轨展开情况的地面预判，可应用于星上所有可展开部件的展开稳定性计算中，具有普遍适用性。

Description

一种压紧释放装置及固面天线可展开稳定性判定方法

技术领域

本发明属于高轨卫星设计技术领域，特别是一种压紧释放装置及固面天线可展开稳定性判定方法。

背景技术

尺寸稳定性是指材料、部件和结构保持其形状、尺寸的一般属性。高轨卫星在轨运行前，星上的天线系统、太阳翼系统和矢量调节系统等可展开部件须顺利展开，而这些可展开部件展开前将经历地面总装过程和在轨力热环境等环节，各环节均会对可展开部件的展开情况产生影响，当可展开部件的尺寸稳定性好时，系统可顺利展开，反之系统则会产生卡滞等现象。传统的分析方法只关注于可展开部件安装时的地面实测数据是否满足设计要求，而未叠加考虑在轨力热环境对展开部件的影响，故通过传统的分析手段不能全面的评价星上可展开部件的在轨展开稳定性。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，针对星上可展开部件的在轨尺寸稳定性问题，提供一种普遍性的分析流程及量化计算方法。

本发明的技术解决方案是：

一种压紧释放装置，包括：底座、压紧杆、大端盖、小端盖、球面套、垫圈、螺钉和螺母；如图1所示。

底座固定安装在卫星舱板上，底座由火工品切割器和套筒组成；

大端盖固定安装在固面天线上；

小端盖通过螺钉固定安装在大端盖上；小端盖的顶部加工有凹球面用于安装球面套；凹球面与球面套用于使压紧杆能够绕轴转动；

垫圈位于大端盖和小端盖之间，起到安装导向作用；

螺母用于把压紧杆压紧至球面套上，使得球面套和压紧杆形成一个整体，压紧杆可以随着球面套的摆动而转动；

压紧杆的一端依次插入球面套、小端盖、垫圈、大端盖和底座后固定连接在卫星舱板上；

当卫星进入预定工作轨道后，底座上的火工品起爆，压紧杆被切割后瞬时弹出，带动大端盖、小端盖等活动部件一并弹出，完成固面天线的展开。

一种基于上述一种压紧释放装置进行高轨卫星固面天线可展开稳定性判定方法，如图3所示，包括步骤如下：

1)将固面天线通过多个均布的压紧释放装置连接卫星舱板；卫星舱板上固定安装压紧释放装置的点作为压紧点；本发明实施例中卫星舱板设置有4个压紧点，每个压紧点设置有一个压紧释放装置。固面天线通过连接臂固定安装在卫星舱板的展开关节上，在展开关节上粘贴有立方棱镜；

2)获得由于卫星舱板加工误差造成的卫星舱板与固面天线安装面之间的角度a1；如图4所示。

3)进行地面进行固面天线和卫星舱板展开收回试验，由于地面卸载不充分，展开收回试验前后固面天线和卫星舱板之间产生错位，获得所述错位造成的卫星舱板法向与压紧杆之间的角度a3；

a3＝arcsin(e/d)

其中，d为压紧杆在底座1中的长度，e为固面天线展开收回前后对应的压紧点的位移差值。

4)进行地面力学振动试验，力学振动试验前后固面天线和卫星舱板之间产生错位，获得所述错位造成的卫星舱板法向与压紧杆之间的角度a4；

步骤4)获得所述错位造成的卫星舱板法向与压紧杆之间的角度a4的方法，具体为：

41)在力学试验前，测量立方棱镜在卫星本体坐标系下的位置(x1、y1、z1)和角度(x1’、y1’、z1’)；

42)在力学试验后，测量立方棱镜在卫星本体坐标系下的位置(x2、y2、z2)和角度(x2’、y2’、z2’)；

43)获得力学试验前后位置的偏移量和角度的偏移量；

44)根据步骤43)所述力学试验前后位置的偏移量和角度的偏移量，确定错位造成的卫星舱板法向与压紧杆之间的角度a4。

5)获得由于星箭分离过程造成的卫星舱板法向与压紧杆之间的角度a5；

步骤5)中所述由于星箭分离过程造成的卫星舱板法向与压紧杆之间的角度a5等于步骤4)中所述错位造成的卫星舱板法向与压紧杆之间的角度a4；

6)利用有限元软件分析获得由于在轨环境温度变化造成的卫星舱板法向与压紧杆之间的角度a6；

7)根据a1、a3、a4、a5和a6，判定高轨卫星固面天线是否能够稳定展开。

步骤7)中判定高轨卫星固面天线是否能够稳定展开的方法，具体为：

71)根据a1、a3、a4、a5和a6，获得累加误差值A；

72)若累加误差值A大于压紧杆最大转动角度M，如图7所示，则判定高轨卫星固面天线不能稳定展开，反之则判定高轨卫星固面天线能够稳定展开。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明的目的在于提供一种高轨卫星可展开部件尺寸稳定性分析流程及计算方法，旨在弥补现有领域的技术空白。

(2)本发明识别出星上固面天线在轨展开的关键部件，划分各结构、机构等单元组合，并梳理固面天线在轨展开前将经历的各个环节，提出分析流程及简化分析方法，量化每个环节对可展开部件的尺寸稳定性影响。

(3)本发明方法将各个环节的量化影响根据流程之间的逻辑关系建立传递法制，进行叠加计算。

(4)本发明提出了地面总装过程中各环节对可展开部件展开稳定性的量化计算方法，以及提出了在轨力热环境对其影响的量化计算方法。

(5)本发明方法将星上可展开部件装星后的实际精测数据与在轨力热仿真数据相结合，在地面总装后即可计算模拟其在轨展开时的尺寸稳定性。

(6)本发明方法根据理论与计算数据的对比，给出星上可展开部件在轨能否稳定展开的结论。具有普遍适用性，可分析星上采用压紧释放装置的其他可展开部件的尺寸稳定性情况。

附图说明

图1星上可展开部件的组成图。

图2高轨卫星可展开部件尺寸稳定性分析等效模型。

图3高轨卫星可展开部件尺寸稳定性分析流程。

图4(a)和图4(b)为结构板部装误差示意图。

图5残余卸载力分析模型。

图6可展开部件在轨展开时压紧杆的偏转角度变化情况。

图7压紧释放装置的最大偏转角度M。

具体实施方式

本发明提供的高轨卫星可展开部件尺寸稳定性分析流程及计算方法，提出全周期分析流程及等效量化计算方法，明确了流程中不同影响环节的计算原则及调整手段，实现可展开部件在轨展开情况的地面预判，可应用于星上所有可展开部件的展开稳定性计算中，具有普遍适用性。

下面结合附图对本发明的具体实施方法进行详细说明：

1、星上固面天线的关键部件

获得星上固面天线所有可展开部件的压紧释放装置，如图1所示。压紧释放装置用来安装火工品，卫星星箭分离后，火工品起爆，压紧杆2被切断，压紧释放装置被弹开，分成两部分。

该压紧释放装置包括：底座1、压紧杆2、大端盖3、小端盖4、球面套5、垫圈6、螺钉7、螺母8。底座1固定安装在卫星舱板上，底座由火工品切割器和套筒组成；大端盖3固定安装在固面天线上；小端盖4通过螺钉7固定安装在大端盖上；小端盖4的顶部加工有凹球面用于安装球面套5；凹球面与球面套5用于使压紧杆2能够绕轴转动；垫圈6位于大端盖3和小端盖4之间，起到安装导向作用；螺母8用于把压紧杆2压紧至球面套5上，使得球面套5和压紧杆形成一个整体，压紧杆可以随着球面套的摆动而转动；压紧杆2的一端依次插入球面套5、小端盖4、垫圈6、大端盖3和底座1后固定连接在卫星舱板上。

固面天线在轨展开前，压紧释放装置将经历地面装配、地面展开试验、在轨力热环境等，因此压紧释放装置在轨能否可靠展开直接表征了固面天线的展开稳定性。

2压紧释放装置的展开稳定性分析

(1)固面天线压紧释放装置的等效模型

压紧释放装置是依靠火工品切割压紧杆2实现分离功能的，其压紧杆弹出机构可简化为一个连杆滑筒机构模型，如图2所示。连杆相当于压紧杆2，滑筒部分相当于球面套，接触力F1为压紧杆与火工品内壁或压紧释放装置内壁的接触力。由连杆滑筒机构的性质可知，滑筒具有左右摆动的调节能力，当连杆上存在F1时，若F1对连杆产生的影响在滑筒的调节范围之内，则连杆仍能从滑筒内可靠弹出。

(2)基于压紧释放装置的固面天线展开稳定性判断方法

根据滑筒连杆机构的上述性能可知，压紧释放装置能否稳定展开的关键在于压紧杆的倾斜角度。当压紧杆的倾斜角度在球面套的调整范围之内时，固面天线的展开稳定性良好，满足使用要求；当压紧杆的倾斜角度超出球面套的调整范围时，系统的展开稳定性欠佳，固面天线在轨无法顺利展开。

因此可将各误差环节导致的压紧释放装置上下端的错位换算为压紧杆的倾斜角度，并与球面套的调整范围作比较来判断系统的尺寸配合是否稳定。

3、固面天线尺寸稳定性的影响因素(包括a1、a2、a4、a5、a6)

地面总装过程及在轨力热环境均会对固面天线的压紧释放装置造成影响，图3所示为固面天线在轨展开前的各影响环节。各环节对压紧杆的量化计算方法如下。

(1)结构板部装误差a1

卫星结构板的部装要求主要针对安装可展开机构的舱板平面度、展开部件安装孔、压紧释放装置安装孔的位置精度提出，可将位置度、平面度误差换算为压紧杆的倾斜角度a1来验证是否会导致机构的卡滞。图4(a)(b)所示为结构板部装偏差对压紧杆倾斜角度的影响即由于卫星舱板加工误差造成的卫星舱板与固面天线安装面之间的角度，a1的计算方法为：

a1＝arcsin(a/b)+arcsin(c/d)

其中，a为卫星舱板的平面度，b为底座的长度，c为位置度偏差，d为压紧杆在底座1中的长度。

(2)地面展开试验误差

可展开机构进行地面展开试验时，星体呈水平状态，展开部分通过零重力卸载系统实现重力抵消。当卸载不充分或过载时，应根据运动轨迹分析已经展开的压紧杆是否会与压紧装置内壁产生卡滞。a3的值可通过有限元软件中施加残余卸载力G计算得到，分析模型如图5所示。

a3＝arcsin(e/d)

其中，e为固面天线展开收回前后对应的压紧点的位移差值。

(3)力学试验误差

当卫星经历力学试验后，复测展开部件安装精度时会存在变化，一般变化量很小，属于经纬仪的测量精度范围内；若考虑这些变化量实际存在时，可将这些变化量换算为压紧杆的倾斜角度a4来分析部件的尺寸稳定性。

在力学试验前，测量立方棱镜在卫星本体坐标系下的位置(x1、y1、z1)和角度(x1’、y1’、z1’)；在力学试验后，测量立方棱镜在卫星本体坐标系下的位置(x2、y2、z2)和角度(x2’、y2’、z2’)；计算得到力学试验前后位置的偏移量X和角度的偏移量X’，确定错位造成的卫星舱板法向与压紧杆2之间的角度a4。

(4)发射阶段力学环境引起的误差

发射阶段的力学条件优于地面实验，因此可认为发射阶段的力学环境对可展开机构的间隙影响小于地面力学试验。若力学试验后展开部件进行再调整安装，则a5＝0；若力学试验后展开部件无调整，则保守认为a5＝a4。

(5)在轨热变形误差

在轨热变形的影响可通过可展开部件解锁前后的热分析判断，共分析两种工况，工况一为解锁前经历热环境下压紧杆角度变形量，工况二为解锁瞬间展开机构经历热环境下压紧杆角度变形量。将温度场施加至整星后计算出解锁前(展开部件与压紧座连接)、解锁后(展开部件与压紧座无连接)时压紧杆的倾斜角度，可得到如图6所示的温度曲线，可提取出压紧杆的最大倾斜角度。

4、星上可展开部件尺寸稳定性的对比分析结论。

累加得到压紧杆的倾斜角度值，与压紧释放装置中球面套的阈值比较，得到固面天线展开稳定性的结论。固面天线展开稳定性直接由压紧杆的倾斜角度表征，而压紧杆的倾斜角度则表现为各个影响因素的线性累加。与球面套的调整范围，如图7所示，作比较来判断固面天线的展开稳定。当压紧杆的倾斜角小于球面套调整范围时，系统的尺寸稳定性好，不会产生卡滞，反之，可展开系统在轨时将无法顺利展开。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种基于一种压紧释放装置进行高轨卫星固面天线可展开稳定性判定方法，其特征在于，压紧释放装置包括：底座(1)、压紧杆(2)、大端盖(3)、小端盖(4)、球面套(5)、垫圈(6)、螺钉(7)和螺母(8)；

底座(1)固定安装在卫星舱板上；

大端盖(3)固定安装在固面天线上；

小端盖(4)通过螺钉(7)固定安装在大端盖上；小端盖(4)的顶部加工有凹球面用于安装球面套(5)；凹球面与球面套(5)用于使压紧杆(2)能够绕轴转动；

垫圈(6)位于大端盖(3)和小端盖(4)之间，起到安装导向作用；

螺母(8)用于把压紧杆(2)压紧至球面套(5)上，使得球面套(5)和压紧杆形成一个整体，压紧杆(2)可以随着球面套的摆动而转动；

压紧杆(2)的一端依次插入球面套(5)、小端盖(4)、垫圈(6)、大端盖(3)和底座(1)后固定连接在卫星舱板上；

稳定性判定方法，包括步骤如下：

1)将固面天线通过多个均布的压紧释放装置连接卫星舱板；卫星舱板上固定安装压紧释放装置的点作为压紧点；固面天线通过连接臂固定安装在卫星舱板的展开关节上，在展开关节上粘贴有立方棱镜；

2)获得由于卫星舱板加工误差造成的卫星舱板与固面天线安装面之间的角度a1；

3)进行地面进行固面天线和卫星舱板展开收回试验，由于地面卸载不充分，展开收回试验前后固面天线和卫星舱板之间产生错位，获得所述错位造成的卫星舱板法向与压紧杆(2)之间的角度a3；

4)进行地面力学振动试验，力学振动试验前后固面天线和卫星舱板之间产生错位，获得所述错位造成的卫星舱板法向与压紧杆(2)之间的角度a4；

5)获得由于星箭分离过程造成的卫星舱板法向与压紧杆(2)之间的角度a5；

6)利用有限元软件分析获得由于在轨环境温度变化造成的卫星舱板法向与压紧杆(2)之间的角度a6；

7)根据a1、a3、a4、a5和a6，判定高轨卫星固面天线是否能够稳定展开。

2.根据权利要求1所述的一种压紧释放装置及固面天线可展开稳定性判定方法，其特征在于：步骤2)获得所述错位造成的卫星舱板法向与压紧杆(2)之间的角度a3的方法，具体为：

a3＝arcsin(e/d)

其中，d为压紧杆在底座(1)中的轴向长度，e为固面天线展开收回前后对应的压紧点的位移差值。

3.根据权利要求2所述的一种进行高轨卫星固面天线可展开稳定性判定方法，其特征在于：步骤4)获得所述错位造成的卫星舱板法向与压紧杆(2)之间的角度a4的方法，具体为：

41)在力学试验前，测量立方棱镜在卫星本体坐标系下的位置(x1、y1、z1)和角度(x1’、y1’、z1’)；

42)在力学试验后，测量立方棱镜在卫星本体坐标系下的位置(x2、y2、z2)和角度(x2’、y2’、z2’)；

43)获得力学试验前后位置的偏移量和角度的偏移量；

44)根据步骤43)所述力学试验前后位置的偏移量和角度的偏移量，确定错位造成的卫星舱板法向与压紧杆(2)之间的角度a4。

4.根据权利要求3所述的一种进行高轨卫星固面天线可展开稳定性判定方法，其特征在于，步骤44)中确定错位造成的卫星舱板法向与压紧杆(2)之间的角度a4的方法，具体为：

5.根据权利要求1所述的一种进行高轨卫星固面天线可展开稳定性判定方法，其特征在于，步骤5)中所述由于星箭分离过程造成的卫星舱板法向与压紧杆(2)之间的角度a5等于步骤4)中所述错位造成的卫星舱板法向与压紧杆(2)之间的角度a4。

6.根据权利要求1～5任意一项所述的一种进行高轨卫星固面天线可展开稳定性判定方法，其特征在于，步骤7)中判定高轨卫星固面天线是否能够稳定展开的方法，具体为：

71)根据a1、a3、a4、a5和a6，获得累加误差值A；

72)若累加误差值A大于压紧杆(2)最大转动角度M，则判定高轨卫星固面天线不能稳定展开，反之则判定高轨卫星固面天线能够稳定展开。