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彈簧分離裝置是星箭分離系統的重要組成部分，其性能直接影響星箭分離速度、分離姿態、分離安全性。針對2015年用長征－6火箭的“一箭二十星”發射小型化、輕量化和分離姿態可控的要求，我們提出了一種工作輸出能量可調式小型化星箭彈簧分離裝置，相比于常規彈簧分離裝置，其質量減輕30％以上，高度降低40％以上，安裝空間節省50％以上。針對衛星質心偏移問題，通過調節彈簧行程，可有效調節衛星分離姿態。
1 引言
隨著航天型號產品日益增多，小型化、輕型化的衛星平臺是未來發展的一大趨勢，此類衛星多以“一箭多星”形式發射，尤其是長征－6火箭“一箭二十星”發射，衛星在火箭上的安裝形式多樣，對星箭分離裝置提出更高的要求，尤其對分離裝置質量、高度、安裝操作空間以及衛星分離姿態要求更高。
目前星箭分離裝置主要有兩種形式，即彈簧分離裝置和火工分離裝置�；鸸し蛛x裝置主要應用于大、中型衛星的分離，彈簧分離裝置具有性能穩定、易于地面檢測控制、工作時沖擊小等優點，已廣泛應用于中、小型衛星分離。傳統彈簧分離裝置由壓縮彈簧、彈簧殼、活塞、工藝螺桿和蓋組成，安裝在適配器上端腹板上，使活塞在壓縮彈簧的作用下頂在衛星底板上。當星箭解鎖時，活塞頂桿通過壓縮彈簧貯存的勢能推動衛星分離，衛星獲得相對的分離速度實現星箭分離。
傳統的彈簧分離裝置質量大、尺寸大，安裝調試操作空間大，安裝調試不便，難以滿足小型化、輕量化的應用需求。
衛星受自身輕量化限制，需要在較短的時間內完成姿態矯正，“一箭多星”發射技術日趨成熟，為了保證多顆衛星分離彼此不發生碰撞，需要嚴格控制衛星分離姿態。傳統的彈簧分離裝置通過控制導向段配合精度、選配彈簧推力等措施控制衛星分離姿態。導向段配合尺寸間隙不宜過小，間隙過小容易出現摩擦力過大影響彈簧效率，甚至出現“卡死”現象，導致星箭分離失敗。彈簧選配需要生產大批量的產品，實測推力值，根據衛星質量特性情況開展選配工作，耗費大量人力、物力。甚至出現衛星質心位置實測結果偏離過大，彈簧選配無法滿足設計要求，影響型號研制進度的情況。
本文提出一種工作行程可調節、輕量化、小型化彈簧分離裝置。
2 結構設計
對傳統的彈簧分離裝置高度方向進行分析，發現彈簧分離裝置導向段-工作行程-負載高度呈串聯排布。將這幾個尺寸實現并聯排布將大大降低高度，提出將活塞反裝，做成頂帽結構，實現向段-工作行程與負載高度實現并聯排布。彈簧的導向形式由外導向薄壁圓筒結構更改為內導向筒結構，導向筒上半部分開導向孔，與活塞拉桿配合作為分離裝置的導向段。
控制衛星姿態措施主要有控制彈簧推力偏斜量、控制彈簧的釋放能量。彈簧推力偏斜量通過控制導向段配合間隙實現，受加材料性能和工工藝水平限制，導向段間隙過小影響整個裝置的性能和功能。影響彈簧釋放能量的因素主要有兩個：彈簧剛度、工作行程，其中彈簧生產制造完成后，彈簧剛度是定值，彈簧行程可調成為不二之選。
活塞拉桿延伸到導向筒下端挖空段，底端設計成螺柱安裝自鎖螺母。自鎖螺母上端面和導向筒導向段下端面距離為壓縮彈簧可運動區間，即為分離裝置的工作行程。自鎖螺母上下均預留調節量，根據衛星的實測質量特性可調節自鎖螺母的安裝位置，實現彈簧分離裝置工作行程可調節，使彈簧行程和衛星質量特性匹配，有效控制衛星分離姿態。在彈簧分離裝置底端配備鎖緊螺母，實現對非工作狀態彈簧分離裝置的鎖定。綜上所述，可調試型彈簧分離裝置由彈簧支座、導向筒、活塞、壓縮彈簧、螺母以及收緊螺母組成。
可調式彈簧分離裝置
該設計過程實現了彈簧分離裝置輕量化、小型化，以某星彈簧分離裝置為例進行對比分析，在彈簧性能參數完全一致的情況下裝置高度由126mm降低到64mm，安裝操作空間高度由162mm降低到69mm，分別降低了49.2%、57.4%；質量由255g降低為156g，降低了38.8％。
空間包絡對比情況
3 工作原理
可調式彈簧分離裝置工作原理：壓縮彈簧套在導向筒上，活塞拉桿穿過導向筒中間導向孔，向下壓活塞彈簧被壓縮，儲存能量。衛星對接完畢，拆除底端的收緊螺母，活塞在壓縮彈簧的作用下頂在衛星底板上，星箭解鎖時，壓縮彈簧通過活塞推動衛星分離，彈簧釋放能量，衛星獲得相對的分離速度實現星箭分離。
理論上衛星分離姿態平穩，各彈簧對衛星質心合力矩矢量和為零，考慮到彈簧力和衛星質心存在偏差，無法保證衛星上合力矩始終為零。彈簧分離裝置對衛星分離姿態的精確控制以彈簧組對的形式實現。根據衛星質心實測結果，調節彈簧行程，選取子星跡向分離模式，在機械系統動力學自動分析（ADAMS）平臺下對分離過程中的運動情況進行仿真，實現對衛星姿態的分析和預測。
以某衛星為例，采用4套彈簧分離裝置，彈簧行程22mm，均勻分布分布圓直徑為Φ200mm，衛星質心橫移量（3.1mm，－1.5mm），將1號彈簧行程縮短4mm，將3號彈簧行程縮短2mm，考慮衛星質心偏差、彈簧行程及推力偏差、彈簧安裝位置偏差等因素。
分離速度為0.96m/s，彈簧作用時間為37～42ms。初始階段，彈簧對衛星質心的合力矩不為零，推動衛星加速旋轉，當1、3號彈簧分離裝置達到最大行程后，2、4號彈簧分離裝置仍繼續工作，從而導致衛星旋轉加速度反向迅速增大，分離角速度快速降低，實現衛星的平穩分離。以繞Y軸為例，衛星分離過程中角速度最大為7.75（°）/s，最終調整為0.55（°）/s。
4 試驗情況
為了驗證分離彈簧分離裝置功能、性能以及結構設計正確性，進行了地面模擬驗證試驗。試驗包括振動、分離試驗。
首先在振動臺上進行整個分離裝置的鑒定級振動試驗，振動試驗前手動解鎖彈簧分離裝置，測量分離裝置的工作行程。振動過程中，彈簧分離裝置處于打開狀態，振動試驗完成后，直接進行分離試驗。為降低外界干擾，分離試驗采用一分離體固定，另一分離體自由落體的方式，解鎖后被分離體作自由落體運動。分離過程通過高速攝影測試分離速度和分離姿態，分離試驗過程中架設4臺高速攝影，拍攝位置正對星的4個象限，2臺高速攝影為一組，通過測量星體的速度差來測試分離體的姿態。
分離試驗方案
振動試驗過程彈簧分離裝置未見異�，F象，分離試驗后測試彈簧裝置工作行程，和試驗前無變化。受火工品分離沖擊的影響，分離時刻衛星體存在振動，未能精確測試到衛星旋轉曲線。測試到了衛星脫離彈簧分離裝置后的分離姿態，去除重力因素，得到分離速度和分離角速度試驗分析結果和仿真計算數據對比情況。試驗結果和仿真結果吻合度較好，驗證了彈簧分離裝置設計的可行性和合理性，其中受設備測量精度、火工品同步性等因素影響，結果存在一定偏差。
5 結束語
基于“一箭二十星”發射要求，設計一種新型的輸出能量可調式彈簧分離裝置，裝置結構簡單、尺寸更小、質量更輕、安裝操作簡便、安裝空間小，可調節輸出能量，并成功地進行了地面模擬試驗，驗證了該裝置設計的合理性和正確性，具有廣泛的通用性，已在清華星、哈工大衛星上推廣使用。
彈簧展-2017第十八屆廣州國際彈簧工業展覽會-全球最大彈簧展會-巨浪展覽-The 18th China(Guangzhou)Int’l Spring Industry Exhibition
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