11月13日，学校力学与航空航天学院李翔宇教授课题组在航天机构动力学方面取得进展，相关成果以Rigid-flexible coupling dynamics of a threaded reusable low-shock spacecraft separation device为题发表在动力学顶级期刊Nonlinear Dynamics。西南交通大学石腾飞博士后为第一作者，李翔宇教授和北京大学刘才山教授为共同通讯作者，合作作者包括西南交通大学刘畅讲师、北京航空航天大学赵振教授和中国运载火箭技术研究院余兵高级工程师。
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器件分离是航天发射中的关键动作。例如SpaceX星链发射中助推器、级间、整流罩和星箭分离，累计超过70次。在运载火箭模块化和商业化趋势下，图2所示的螺纹式分离装置因其可重复性和低冲击性得到广泛应用。然而，复杂空间环境会影响螺纹间隙、接触刚度和摩擦等局部特性，导致装置性能偏离设计值，从而影响分离前的连接强度、分离时的冲击强度及分离后的入轨精度。深入研究局部接触状态与整体动力学响应的相互影响，对提升分离装置的安全性和可靠性至关重要，对我国可重复运载火箭的技术突破具有重要意义。
图2 (a)航天分离中的(b)飞轮螺杆式(c)螺杆传动式和(d)分瓣螺母式分离装置[2]
为此，本研究以图3所示的分离解锁装置为对象，建立其在包带拉力驱动下分离过程的非光滑刚柔耦合多体动力学模型。主要创新在于发展了高效螺纹接触动力学计算模型。基于螺旋线几何特征，提出螺纹变形几何协调关系，结合修正悬臂梁模型，将螺纹接触力解析地表示为螺杆拉伸扭转的函数。该方法避免了有限元分析中复杂网格划分和接触搜索，显著提高仿真效率。对图4所示分离过程，该模型78秒即可完成仿真，而有限元计算则需要2720秒。
图3螺纹式航天分离解锁装置
图4分离仿真结果（注意：gif动图）
基于上述模型，如图5所示，分析了分离前螺杆拉力扭矩分布特征、分离过程中螺杆位移和速度演化规律、拉伸应力波和扭转应力波传播过程。通过系列仿真，如图6所示，研究了外部驱动载荷和内部摩擦等参数对分离时间和冲击强度等响应的影响规律，为我国新一代航天分离装置设计优化提供了理论支撑。
图5分离前螺杆(a)拉力和(b)扭矩分布，分离过程螺杆(c)速度和(d)位移演化，以及(e)拉伸波和(f)扭转波的传播
图6外部载荷对(a)分离时间和(b)冲击强度的影响，内部摩擦对(c)分离时间和(d)冲击强度的影响
该研究受到国家自然科学基金（No.11932001，12402046）、中央高校基本科研业务费专项资金（No.2682024CX054）和中国运载火箭技术研究院的支持。
论文链接：https://link.springer.com/article/10.1007/s11071-024-10591-1
