航天器分离装置及其分离姿态可调方法与流程

本发明涉及航天器分离，具体地，涉及一种航天器分离装置及其分离姿态可调方法。

背景技术：

1、弹簧分离装置由于其结构简单、性能稳定、天地一致性较好等优势，被广泛用于卫星、微寻型拦截器等小型航天器与发射平台的分离中。新一代的的小型航天器空间紧凑且形状异形，难以保证传统分离装置的均匀空间分布，对其空间位置布局提出了更高的要求。并且受限于自身轻量化水平越来越高，却有着高精度快响应制导控制需求，对分离姿态也提出了更高的要求。

2、传统的分离装置中往往选定多个弹簧装置分布于四周，为航天器分离提供驱动力，对弹簧装置的均匀分布有着较为严格的限制。其中的分离弹簧受加工精度影响难以保证各弹簧推力一致性较好，往往需要生产大批量产品，从中适配选型，严重浪费人力、物力，且无法保证弹簧推力完全一致。并且由于传统的弹簧装置仅能减弱自身引起的分离扰动，对航天器质心偏移带来的分离扰动无法控制，但该扰动在航天器分离时为关键因素，这就严重制约了航天器自身设计，提高了产品设计和生产成本。因此，需要提供一种分离姿态可调算法，能对弹簧装置空间分布位置不均匀、弹簧推力不一致、航天器质心偏移等多项分离扰动进行调节，提高分离可靠性。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明提供一种航天器分离装置及其分离姿态可调方法。

2、根据本发明提供的一种航天器分离装置及其分离姿态可调方法，所述方案如下：

3、第一方面，提供了一种航天器分离装置，所述装置包括：安装底板以及多处弹簧装置，所述安装底板一端和发射平台进行连接，另一端固定所述弹簧装置；

4、所述弹簧装置用于驱动航天器和发射平台分离。

5、优选地，所述弹簧装置包括：底座、顶盖、压缩弹簧、止动螺母以及锁紧螺母；

6、所述底座固定于安装底板上，与顶盖配合压紧压缩弹簧，控制其压缩行程；

7、顶盖上设置有与航天器小间隙配合的导向段，为弹簧装置提供导向作用，控制弹簧推力偏斜带来的分离扰动；

8、所述锁紧螺母用于约束顶盖的固定位置，并在完成航天器地面装配后拆除；

9、航天器分离时，压缩弹簧推动航天器分离，压缩弹簧释放储存势能，航天器获得相对的分离速度继续飞行，实现分离。

10、优选地，所述底座设置有止动槽，在航天器分离后与止动螺母相配合，用于控制压缩弹簧的工作行程。

11、优选地，所述弹簧装置的数量与航天器分离速度、弹簧载荷大小相关，根据设计需求确定，至少需要三个弹簧分离装置，理论状态呈120°均匀分布；

12、优选地，所述弹簧分离装置为三个以上数量，则理论状态时沿安装底板中心均布，再根据空间限制对其安装位置进行调整。

13、第二方面，提供了一种航天器分离装置的分离姿态可调方法，所述方法包括：

14、步骤s1：在航天器设计时明确空间约束，确定各弹簧装置空间分布位置；

15、步骤s2：完成航天器质心测量，明确航天器实际质心与理论质心之间的偏差值；

16、步骤s3：对各个压缩弹簧的工作负载进行测量，明确各压缩弹簧推力实测值；

17、步骤s4：通过移动止动螺母在顶盖上的安装位置，调节各个弹簧装置储存势能的大小，对弹簧装置加工不一致、弹簧装置推力不一致以及弹簧装置空间分布位置不均匀的多项分离扰动进行调节。

18、优选地，所述步骤s3包括：

19、弹簧力大小与行程呈线性关系，各时刻多处弹簧工作行程相同且推力一致，则各弹簧推力表示为：

20、

21、其中，fmax和fmin为压缩弹簧的工作负载，fs-max为移动螺母后压缩弹簧的实际最大工作负载，则有：

22、

23、其中，d为压缩弹簧的理论压缩长度，di为第i个弹簧装置内止动螺母相对理论值移动的距离。

24、则各弹簧推力为：

25、

26、优选地，所述步骤s4中弹簧装置加工不一致导致分离扰动，调节如下：

27、假设弹簧装置为四个，均布于四周，分别为第一弹簧、第二弹簧、第三弹簧以及第四弹簧；

28、航天器理论质心在平面内投影为点o，航天器实际质心在平面内投影为点o1；

29、将y方向的第一弹簧和第三弹簧设定为一组，将z方向的第二弹簧和第四弹簧设定为一组；

30、假定航天器实际质心在两方向上与理论质心点o均有偏差，偏差距离为y1和z1，通过弯矩守恒得：

31、

32、其中，f1、f2、f3、f4分别表示各弹簧装置的弹簧力；l表示各弹簧距离理论质心的距离。

33、假定此时仅将第一弹簧和第二弹簧中止动螺母移动d1和d2，能补偿质心偏移导致的分离扰动。代入式3)则有：

34、

35、求解得：

36、

37、

38、即将第一弹簧和第二弹簧的螺母移动d1和d2，抵消航天器质心偏移带来的分离扰动。

39、优选地，所述步骤s4中弹簧装置推力不一致导致的分离扰动，调节如下：

40、将y方向的第一弹簧和第三弹簧设定为一组，将z方向的第二弹簧和第四弹簧设定为一组，通过弯矩守恒得：

41、

42、假定此时仅将第一弹簧和第二弹簧中止动螺母移动d1和d2，能补偿弹簧推力不一致导致的分离扰动。代入式3)有：

43、

44、其中，fimax和fimin为各压缩弹簧的工作负载，求解得：

45、

46、即将第一弹簧和第二弹簧的螺母移动d1和d2，抵消弹簧推力不一致问题带来的分离扰动。

47、优选地，所述步骤s4中弹簧装置空间位置不均匀导致的分离扰动，调节如下：

48、假定此时第四弹簧相对于理论位置需发生两方向偏移为y4和z4，通过弯矩守恒得：

49、

50、假定将第三弹簧和第四弹簧中止动螺母移动d3和d4，能补偿弹簧装置空间位置不均匀导致的分离扰动，代入式3)有：

51、

52、求解得：

53、

54、即将第三弹簧和第四弹簧的螺母移动d3和d4，抵消弹簧装置空间位置不均匀问题带来的分离扰动，适用于各类异形航天器。

55、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

56、1、本发明通过弹簧装置为航天器分离提供动力，结构简单、安装简便、调节便捷，提供一种分离姿态调节算法，有助于解决分离姿态控制难题，适用于各类小型航天器；

57、2、本发明通过调整弹簧装置中止动螺母的位置，可对多项航天器分离姿态扰动进行条件，操作简单；

58、a)可对航天器质心偏移进行调节，抵消由于航天器质心实测值与理论值存在差异带来的分离扰动，有助于航天器的轻量化设计；

59、b)可对弹簧推力不一致进行调节，避免了弹簧的大批量生产以及后续的适配选型，有助于显著节约人力、物力成本；

60、c)可对弹簧装置分布位置不均匀进行调节，解决了需均布分布的传统分离装置与异形航天器难以适配的问题；

61、3、本发明通过安装底板上的弹簧分离装置实现航天器的可靠分离，并能够根据实际使用需求来选择选择合适数量和位置的和弹簧装置进行安装，结构简单、安装方便，有助于提高适用范围。

62、本发明的其他有益效果，将在具体实施方式中通过具体技术特征和技术方案的介绍来阐述，本领域技术人员通过这些技术特征和技术方案的介绍，应能理解所述技术特征和技术方案带来的有益技术效果。