随着世界航天领域的不断拓展及电子、控制、通信技术的不断进步，微小飞行器在轨释放技术应运而生[1-2]．微小飞行器具有低成本、轻质量、短周期、小尺寸和部署快速灵活等优点[3]，已成为国内外航空航天领域的研究热点，研制技术日趋成熟[4]．目前国内外微小飞行器释放装置多数搭载运载火箭入轨后释放微小卫星与立方星，例如荷兰的ISISPOD、美国的BRICSat-P、德国的SPL、加拿大的X-POD、中国的S-Pod和微小卫星释放装置[5]等，仅有日本实验舱的J-SSOD依托国际空间站平台可重复释放立方星．火箭释放微小飞行器释放装置均为一次使用装置，具有发射成本高、释放装置利用率低、释放姿态与释放时机具有局限性等问题．而日本的J-SSOD只可用于立方星释放，通用性较差．文献[6]提出了基于自由落体的微卫星释放精度测试系统，测试方法简单有效，但在卫星的释放方向引入了重力的干扰，对释放过程起到了较大的干扰．文献[7-8]对卫星释放精度的控制及测试方法进行了深入地探讨与研究．文献[9]研究了影响卫星姿态稳定的主要扰动．本研究提出一种以空间站为释放平台的可重复使用的通用型微卫星在轨释放装置，并建立动力学模型，对其释放精度性能进行了理论分析和试验验证．1 方案介绍图1为基于空间站的可重复利用的微卫星在轨释放方案．微卫星释放装置(简称释放装置)以空间站作为卫星释放平台，借助空间机械臂连同出舱辅助装置实现释放装置/微卫星组合体的转运出舱并完成初始释放方向的对准锁定，最终由释放装置实现微卫星的在轨释放，并确保其释放精度．10.13245/j.hust.220213.F001图1微卫星在轨释放方案图2为微卫星释放装置原理图．微卫星释放装置将6个均匀分布的弹簧组件并联安装至释放装置推板处作为动力源，为微卫星提供初始速度．通过3组均匀分布的直线运动副对释放过程中微卫星的指向精度进行控制，将电驱动拔销器布置于释放机构中心轴线处对微卫星释放过程进行触发，以减小卫星释放过程姿态扰动．微卫星释放装置对释放微卫星的形状无严格限制，仅须通过专用拔销接口即可实现在轨释放，通用性较强．采用航天员舱内装填后舱外电动解锁释放的方式，可实现多次重复使用的功能，且电动解锁相对于火工释放冲击性大大降低．10.13245/j.hust.220213.F002图2微卫星释放装置原理图微卫星上能源有限、姿控能力较差[10]，为确保微卫星释放完成后的可靠工作，须要严格控制微卫星释放结束后的姿态角速度．根据释放装置工作原理可知：释放过程装置对微卫星干扰主要体现在俯仰/偏航方向，滚转方向基本无扰动，而且释放装置几何符合轴对称特征，故俯仰/偏航方向选取一个即能达到分析目的．本研究着重对微卫星分离瞬间偏航角速度ωz(简称释放角速度)进行分析．2 释放精度动力学分析根据文献[10-11]中提到的弹性势能简化度量方法，建立如图3所示分离系统坐标系，图中：Ei (i=1～6)为卫星上的弹性势能；yi和zi为坐标值．10.13245/j.hust.220213.F003图3简化度量方法分离系统坐标系图3中每个弹簧的弹性势能及弹簧力为Ei=12kli2[1-cos2(fit)]；(1)Fi=-klicos(fit)，(2)式中：k为弹簧刚度；li为弹簧行程；fi为弹簧频率；t为动作时间．根据能量守恒定律及动量定理运动可得12m1v12+12m2v22=∑i=16Ei;m1v1=m2v2, (3)Ixω˙x+(Iz-Iy)ωyωz=Mx;Iyω˙y+(Ix-Iz)ωzωx=My;Izω˙z+(Iy-Ix)ωyωx=Mz, (4)式中：m1和v1分别为卫星质量和分离速度；m2和v2分别为释放装置推板质量和分离速度；Ix,Iy和Iz为卫星对三轴的转动惯量；ω˙x，ω˙y和ω˙z为卫星三个方向的转动角加速度；Mx,My和Mz为三个方向的力矩．根据式(3)可假设卫星y向及z向的转动惯量大小相近，干扰力较小，可以忽略．于是有Iyω˙y=My，Izω˙z=Mz．左右两侧分别对时间积分并代入式(2)可得：Iyωy=∫0tMydt=∑i=16klisin(fit)zi/fi；(5)Izωz=-∫0tMzdt=-∫0t∑i=16Fiyidt=-∑i=16klisin(fit)yi/fi. (6)将式(1)与式(5)、式(6)合并计算，可得：ωy=∑i=16zi2kEi/(fiIy); (7)ωz=-∑i=16yi2kEi/(fiIz). (8)根据式(7)、(8)和图3可知：理想情况下各弹簧参数一致(即k，Ei和fi一致)，若位于坐标轴两侧对称分布的弹簧坐标互为相反数(如z1=-z5，y1=-y2)，则ωy=ωz=0 °/s．故释放角速度大小与各弹簧作用点坐标(由弹簧力作用点的分布精度决定)、弹簧刚度一致性、各弹簧能量一致性(与弹簧力差异相关，即6组弹簧力最大差值与平均值的比例关系)、微卫星惯量I等因素相关．在本研究提出的释放装置中，共存在6组周向均布的弹簧装置．在加工过程中对弹簧装置位置分布误差进行严格控制可有效减小卫星释放角速度．在微卫星的设计过程中，应对质量分布加以考虑，尽可能提高各向转动惯量，以减小卫星释放角速度．考虑到弹簧加工工艺水平，由于弹簧力误差在加工过程中不可避免，因此在分析过程中，将弹簧力误差作为影响卫星释放角速度的因素进行考虑．3 释放精度正交试验及参数优选通过ADAMS动力学仿真软件对微卫星释放装置进行动力学建模，动力学仿真模型如图4所示．仿真设置为无重力环境，为模拟导轨运动间隙影响，释放装置导轨处的滑动副采用接触对的形式进行建模．微卫星与释放装置推板、拔销器处的运动副均采用接触对的形式进行建模，接触静摩擦系数为0.15，动摩擦系数为0.10．释放装置6组均匀分布的弹簧通过仿真软件进行模拟，各弹簧理论最大工作力为55.9 N，刚度为0.545 N/mm，行程为80 mm．10.13245/j.hust.220213.F004图4动力学仿真模型3.1　释放精度正交试验方法为了分析微卫星质量m1、导轨间隙jx(直线运动副)、拔销速度vb(电动拔销器)、弹簧力分布误差Ef(6组弹簧力最大差值与平均值比例关系)等因素对微卫星释放精度的影响程度，选取上述四个因素作为试验因素．根据使用需求，微卫星质量范围为10~200 kg，采用中间插值方法共设置10，50，100和200 kg四个水平；根据导轨加工精度及空间机构产品间隙设计要求，导轨间隙选取0.08 mm和0.15 mm两个水平；根据电机能力及使用要求，拔销速度选取1 mm/s和10 mm/s两个水平；根据弹簧加工精度要求，弹簧力分布误差设置1.8%和5.4%两个水平．由于每个因素的位级数不同，因此选用混合位级的正交表L8(41×24)．选择释放角速度作为微卫星释放精度的评价指标．根据正交表要求，对各因素不同水平的组合进行仿真试验，表1为试验方案和试验结果，表中：因素A水平均值依次为5.1°/s，0.8°/s，0.9°/s和0.3°/s，极差为4.8°/s；因素B水平均值依次为0.6°/s和2.9°/s，极差为2.3°/s；因素C水平均值依次为0.9°/s和2.7°/s，极差为1.8°/s；因素D水平均值依次为0.6°/s和3.0°/s，极差为2.4°/s．本研究仅对卫星释放角速度ωz进行描述．10.13245/j.hust.220213.T001表1正交试验方案和试验结果试验号因素编码仿真结果A(卫星质量)B(导轨间隙)C(拔销速度)D(力分布误差)ωz/(°/s)111111.1212229.1321120.7422210.9531210.2632121.6741220.5842110.1共对释放装置释放过程进行了8个试验工况的动力学仿真．图5为各试验工况微卫星释放过程角速度正交试验曲线，图中ω为微卫星释放过程角速度．从图5可知：微卫星释放装置动作前期，在卫星质量、导轨间隙、拔销扰动及弹簧力分布不均匀性因素共同影响下，卫星角速度在-20°/s~+25°/s范围内波动．在卫星分离瞬间，卫星保持恒定角速度弹出．不同工况卫星质量、导轨间隙、拔销速度及力误差的差异，导致卫星分离瞬间不同工况角速度数值存在一定差异．10.13245/j.hust.220213.F005图5微卫星释放过程角速度正交试验曲线3.2　正交试验结果分析根据上文分析可知：卫星质量在10~50 kg和100~200 kg范围内变化时卫星释放角速度与卫星质量基本呈负相关关系，卫星质量在50~100 kg范围内变化时，卫星释放角速度变化量较小．分析可知：释放角速度与导轨间隙、拔销速度、弹簧力误差均呈正相关关系．各试验因素对释放角速度影响程度由大到小排序为卫星质量、力分布误差、导轨间隙、拔销速度．在释放装置参数优选的过程中，应着重考虑导轨间隙及力分布误差的影响．拔销速度对释放精度影响较小，可根据其他因素确定数值确定卫星质量对释放精度影响最大，在卫星的设计过程中，可适当考虑增加配重以提高释放精度．3.3　释放装置参数优选设计根据正交试验结果可知：拔销速度对卫星释放角速度影响较小，而卫星质量、导轨间隙及力误差对卫星释放角速度影响较大．综合考虑正交试验结果、加工制造工艺限制及任务限制后对释放装置参数进行选择，以获得卫星释放角速度的较优值，参数优选过程如表2所示．对参数优选后，设计制造了微卫星释放装置产品．10.13245/j.hust.220213.T002表2参数优选过程表优化依据jxvbEf释放误差随间隙增大而增大随拔销速度增大而增大随力误差增大而增大工艺限制——弹簧大批量择优筛选，Ef≥1.5%任务限制考虑空间热环境因素，jx≥0.05 mm考虑任务时长限制，vb≥10 mm/s—优选数值0.05 mm10 mm/s1.5%4 释放精度失重试验验证4.1　失重模拟试验方案设计为了验证微卫星释放装置在失重状态下的释放精度，研发了以自由落体运动为原理的失重模拟试验系统，图6为失重模拟试验系统原理图．搭建了10.2 m高的塔架，通过落塔与塔架导轨间的松导向实现落塔的自由落体失重模拟．10.13245/j.hust.220213.F006图6失重模拟试验系统原理图在试验前，将释放装置连同微卫星及惯导安装于试验台落塔上，通过卷扬机将落塔整体抬升至塔架最高点，其中卷扬机与落塔间通过电磁吊固连．当试验开始时，通过电磁吊实现落塔的释放，开始落塔的自由落体失重运动．此时释放装置触发动作，释放微卫星，通过惯导实现释放参数的测试与记录，微卫星连同惯导进行平抛运动．卫星释放完成后，落塔进入自由落体运动后期，此时通过摩擦制动器实现制动，最后通过缓冲单元实现落塔的软着陆．试验期间，由控制台实现各单元间的时序协调及动作控制．图7给出了微卫星释放装置失重模拟试验过程，试验台高度为10.2 m，失重行程为6.0 m，失重时间为1.3 s，失重模拟误差≤3%，刹车加速度峰值为8g (g为重力加速度)，角速度测试精度为0.1°/s．10.13245/j.hust.220213.F007图7微卫星释放装置失重模拟试验过程4.2　试验数据分析对经参数优选后的卫星释放装置产品进行失重状态下释放试验，以模拟其在轨状态下工作过程，并获得微卫星释放精度的指标(微卫星模拟件采用10 kg量级)．对参数优选后的卫星释放装置进行仿真(优选数值如表2所示)，微卫星释放过程角速度仿真曲线如图8(a)所示，仿真结果表明微卫星释放角速度为1.67 °/s．10.13245/j.hust.220213.F008图8微卫星各向释放角速度曲线(典型工况)图8(b)为试验曲线(本研究着重分析释放角速度ωz)，仿真曲线与试验曲线进行比对可知：卫星释放时间均为110 ms左右，释放触发至微卫星完全分离过程前期微卫星角速度均存在一定波动，卫星最大波动角速度在10°/s~12°/s范围内，此波动由拔销动作扰动引起．拔销完成后，在均匀分布的弹簧力、推板及导向装置共同作用下，微卫星释放过程角速度逐渐趋于稳定，在微卫星分离瞬间，其保持较小的恒定角速度弹出，此数值为卫星释放角速度．本研究共进行3次失重模拟试验，微卫星释放角速度分别为2.97°/s，2.66°/s和2.00°/s，可知微卫星释放角速度分布较稳定，绝对值的平均值为2.54°/s．正交试验仿真过程中10 kg微卫星释放角速度平均值为5.1 °/s．经过参数优化，微卫星释放角速度仿真计算值为1.67 °/s，卫星释放角速度相对于优化前降低了67%，释放装置释放精度得到了较大的改善．5 结论本研究提出了基于空间站的、可重复使用的通用型微卫星在轨释放装置方案．通过动力学分析软件对微卫星释放装置进行动力学仿真和正交试验，对影响微卫星释放角速度的因素进行了分析．根据正交试验结果，对各影响因素进行优选，设计制造了微卫星释放装置产品，搭建了自由落体失重模拟试验系统对释放性能进行了无重力试验验证．a. 正交试验结果表明：微卫星释放角速度与微卫星质量基本呈现负相关关系；释放角速度与导轨间隙、拔销速度、弹簧力误差均呈正相关关系；各试验因素对释放角速度的影响程度由大到小排序为卫星质量、力误差、导轨间隙、拔销速度．b. 根据正交试验结果：微卫星质量对释放精度具有较大影响，该结果可为后续空间试验前各质量微卫星载荷释放精度指标的确定提供理论依据；对导轨间隙、拔销速度、弹簧力误差因素参数进行了优选，设计制造了微卫星释放装置产品．c. 提出了基于自由落体运动的微卫星释放装置失重模拟试验测试方案，并搭建了失重模拟测试系统，系统重力平衡误差≤3%，角速度测试精度为0.1°/s．此试验系统可为后续各类空间产品的失重环境试验提供设备支持及方案支持．d. 对微卫星释放单元产品进行了试验测试．测试结果表明：经过参数优化，卫星释放角速度降低了67%，释放装置释放精度得到了较大提高．