空間實驗室低軌高壓長壽命半剛性太陽電池翼技術研究

王治易,董 毅,陳建祥,楊華星,呂榕新

(上海宇航系統工程研究所,上海 201108)

0 引言

未來我國空間站運行在高度300～500 km的低軌道,且需實現長期在軌運行。根據目前的空間環境研究成果,低軌道的空間環境對航天器太陽電池翼有特殊的影響,如溫度交變頻繁、原子氧密度很高、等離子體密度較高等,因此太陽電池翼結構設計必須解決環境適應性問題,以確保滿足太陽電池翼長時間的在軌工作壽命要求。

天宮一號(TG-1)目標飛行器是驗證未來我國空間站關鍵技術的重要航天器,其太陽電池翼的母線電壓大于100 V,同時處于低軌道的特殊空間環境,要求具有耐低軌空間環境效應。由于半剛性電池板的抗原子氧、溫度交變、等離子環境高壓防護等具有獨特的優勢,前蘇聯和俄羅斯的多個飛行器均采用了半剛性太陽電池翼,如前蘇聯的和平號空間站。由實際在軌飛行試驗可知,該類太陽電池翼不僅可為飛行器提高大功率的能量,而且能滿足飛行器長時間在軌運行的需求。因此,我國TG-1目標飛行器選擇使用半剛性電池翼。本文對TG-1目標飛行器低軌高壓長壽命半剛性太陽電池翼的任務分析、產品組成、仿真分析和試驗驗證等進行了研究。

1 任務與技術指標

TG-1目標飛行器的太陽電池翼在軌光照區為整器負載提供所需電能,并同時為氫鎳蓄電池提供充電電能,其主要任務是：

a)結構支撐 在發射狀態、在軌工作期間,結構(含基板和連接架)支撐太陽電池片、電纜電路和太陽敏感器,并提供收攏與展開狀態的剛度。

b)壓緊、釋放 發射階段,壓緊釋放機構壓緊太陽電池陣;入軌后,壓緊釋放機構能切斷所有壓緊桿,順利釋放太陽電池板。

c)展開、鎖定 入軌后,展開鎖定機構的功能是展開連接架、太陽電池板,并鎖定太陽電池翼。

d)發電、電能傳輸 太陽電池可達到正常發電功率,電纜電路能將發電功率傳輸給分流器。

首個在軌應用的半剛性太陽電池翼的主要技術指標是：總面積20.04 m2;單翼展開長7.8 m;單翼質量＜85 kg;壽命末期輸出功率≥3.7 k W;單翼展開狀態頻率≥0.1 Hz。

2 產品組成

TG-1目標飛行器電源分系統太陽電池翼由兩翼組成,分別安裝在資源艙第Ⅱ、Ⅳ象限。TG-1目標飛行器發射時,左(右)太陽電池翼以折疊狀態收攏在艙體的側壁上,壓緊點數6個,其外板的太陽電池面朝外。TG-1目標飛行器入軌后,左、右太陽電池翼展開并鎖定,形成完整、平直的太陽電池翼,有太陽電池的一面朝向Ⅲ象限,左、右兩翼電池板布局以艙體為中心原點對稱。

每個太陽電池翼有半剛性太陽電池板4塊(內板、中內板、中外板和外板,由半剛性基板和電池電路組成)、連接架1個、展開鎖定機構1套、壓緊釋放機構1套、板間電纜1套、太陽敏感器,以及總裝直屬件組成。其中,太陽敏感器安裝在中內板上。每個太陽電池翼通過驅動機構與目標飛行器艙體相連,由驅動機構驅動太陽電池翼對日進行捕獲和跟蹤定向。

3 關鍵技術

半剛性太陽電池翼屬國內首次設計研發,涉及編織用玻璃纖維紗制備、柔性玻璃纖維編織、半剛性基板組合、低軌空間環境適應、高壓和長壽命設計等多項關鍵技術。

3.1 編織用玻璃纖維紗線制備

采用漁網編織技術及漁網結構編織基板網格以滿足面板結構的性能穩定要求。常規生產的高強玻璃纖維單纖維直徑為8μm或11μm,分析表明,為滿足使用要求需研制直徑小于6μm的高強玻璃纖維單纖維。單纖維直徑減小,對玻璃熔制質量、拉絲爐結構、拉絲工藝作業線、浸潤劑滲透速度等的要求有明顯提高。同時,為滿足漁網編織工藝性,要求玻璃纖維有良好的耐磨性和抗折性能。玻璃纖維的耐磨性取決于玻璃纖維表面浸潤劑組成及含量,故對玻璃纖維的浸潤劑提出了更高的要求。

為此,研究了單纖維直徑小于6μm的高強細紗拉絲工藝技術,主要有：

a)對單纖維直徑5.5μm無堿玻璃纖維拉絲及專用浸潤劑進行研究。對無堿玻璃纖維有捻紗進行了網編織工藝試驗,通過試驗確定網編織用有捻紗的線密度范圍、專用浸潤劑研究思路,了解用玻璃纖維進行漁網編織的工藝要求、編織設備技術及方案。

b)確定了有捻紗采用與環氧樹脂和有機硅樹脂相容性較好的增強型浸潤劑,該浸潤劑配方有良好的拉絲及紡織工藝性能,且滿足編織工藝要求。進行了多次高強細紗拉絲及紡織工藝試驗,解決了高強細紗拉絲工藝的技術關鍵,研制了100孔全鉑拉絲坩堝等專用拉絲設備。通過大量的試驗確定工藝參數,穩步提高了原絲性能,可滿足小批量生產的要求,試制的高強玻璃纖維細紗能滿足漁網編織工藝和半剛性基板對原材料的要求。

3.2 柔性玻璃纖維編織

傳統經編機無法滿足柔性玻璃纖維的編織要求,且編織成型的玻璃纖維網還需滿足個別網格斷裂時不影響相鄰其他網格的要求,因此該網編織工藝難度大,工藝參數和檢測技術無成熟工藝規范借鑒。為此,對經編用玻璃纖維可編織性檢測技術進行了研究,通過分析大量試驗數據,確定了紗線制備的主要工藝技術參數。利用國內大型紡織集團的現有設備,開展了多次編織試驗,成功加工出了玻璃纖維網格面板,并用于半剛性基板;與紡織設備生產廠家合作完成了高強玻璃纖維專用經編設備,并繼續完善編織工藝。根據已掌握的性能數據確定玻璃纖維原料、經編網格面板和基板面板后整理的檢測指標,完善產品的檢測技術和編織工藝,形成相關標準和技術規范。

3.3 半剛性基板組合工藝

半剛性太陽電池翼的網格面板需在滿足一定張緊力的條件下,與框架通過膠接和綁扎的方式固定,無成熟工藝規范可借鑒。為此,對基板網格面板成型工藝進行了研究,包括網格面板的張緊和基板面板浸膠固化兩道工序。經工藝試驗,確定了玻璃纖維網格面板的含膠量和實際操作中膠液濃度等工藝參數。通過半剛性基板小板和大板工藝試驗,確定了網格面板與框架的連接方案和主要工藝。網格面板與框架用J-133膠粘接連接,并用高強玻璃纖維捆綁線捆綁網格面板與邊框和梁。后續生產的工程樣板還通過了鑒定級力學環境試驗,對設計和工藝狀態進行了確認。

3.4 低軌空間環境適應性

半剛性太陽電池翼的玻璃纖維網原材料需滿足在軌3年的空間環境適應能力,如原子氧、紫外和帶電粒子輻照、真空揮發和高低溫交變等。

3.4.1 抗原子氧

原子氧具強腐蝕性,航天器以高速與其相撞時會使航天器材料發生腐蝕、剝蝕、掏空而改變材料的性質。采用的抗原子氧設計及驗證措施如下：

a)半剛性基板采用玻璃纖維網的玻璃纖維紗及有機硅樹脂,因材料具備耐原子氧性能,避免了傳統剛性基板的聚酰亞胺膜易受原子氧影響而導致絕緣性能下降影響電池電路正常工作的隱患。

b)對電路連接環節中暴露的原子氧敏感材料-銀,采用鍍金(原子氧非敏感材料)方式達到滿足耐原子氧的設計要求;電路電纜采用新型太陽電池陣專用全金屬外殼鍍金工藝的電連接器,因材料主要采用原子氧非敏感材料,故無影響;采用抗輻照系列導線,確保滿足環境使用要求。

c)其他結構和機構優先采用復合材料和常用金屬材料(鋁合金、不銹鋼和鈦合金等),均為原子氧非敏感材料。

d)對原材料進行抗原子氧驗證試驗,確保試驗結果滿足總體設計指標要求。

3.4.2 抗帶電粒子和紫外輻照

輻射粒子與材料外層電子互相作用,產生位移和電離會減弱材料原子間鍵合力,改變分子活性,造成高分子材料的斷裂、分解、裂析、變色、彈性模量與抗拉強度的下降。帶電粒子的總劑量效應對材料影響一般發生在材料表面,因而對薄結構材料可能造成斷裂。紫外輻照效應對原材料影響可導致高聚合材料表面裂紋、變脆;導致橡膠、塑料強度增加、易脆、尺寸變化;光學材料產生色心,透光率降低;陶瓷材料介電性質發生變化。采用的抗帶電粒子和紫外輻照設計及驗證措施如下：

a)半剛性基板和連接架用框架優選經飛行考核的材料,耐帶電粒子輻照和紫外輻照。

b)用高強度耐輻照的玻璃蓋片粘貼在三結砷化鎵太陽電池表面(蓋片面積略大于電池片面積),以阻擋空間粒子和紫外對太陽電池的損傷。

c)電池電路導線采用抗輻照導線,具有柔軟、扭矩小、抗輻照(輻照交聯改良ETFE絕緣外層空間導線的耐輻照性能為5×108rad,高于艙外表面材料輻照條件指標1.5×106rad)、抗原子氧裂解、抗化學腐蝕、耐高壓、耐溫度沖擊、質量輕等特點,且適于太陽電池陣板上電纜的制作。

d)其他機構優先采用經在軌飛行驗證的復合材料和常用金屬材料(鋁合金、不銹鋼和鈦合金等)。

e)對玻璃纖維網原材料和電池模塊進行抗帶電粒子和紫外輻照驗證試驗,確保試驗結果滿足總體設計指標要求。

3.4.3 真空環境

熱真空將引起材料組件熱膨脹、收縮或壓力變化,可能引起材料或組件產生裂紋、破裂。采用的真空環境防護設計措施如下：

a)半剛性基板和連接架用框架優選經飛行考核的材料,在真空環境中的質損和可凝揮發少。

b)基板和連接的邊框由管件和接頭組成,每個封閉區域所開排氣孔均多于1個。

c)電池模塊粘貼后均要求蓋片膠內無氣泡。

d)其他機構優先采用經在軌飛行驗證的復合材料和常用金屬材料(鋁合金、不銹鋼和鈦合金等)。

3.4.4 真空環境

太陽電池翼安裝在飛行器的艙外,進出影高低溫循環次數將達17 328次,而溫度范圍為-100～+70℃。頻繁的溫度交變環境易使材料發生疲勞失效,并導致焊點處出現脫焊。采用的高低溫循環防護措施設計如下：

a)基板框架和連接架結構優選已在軌應用的碳纖維復合材料。

b)太陽電池模塊的正、負電極引出互聯條設有消應力環,使互聯條的焊接部分能承受頻繁的溫度交變,不會引起焊點的斷裂;電路引出導線及板上電纜留有適當長度,防止焊點、導線和電連接器承受較大的溫度交變熱應力;各電路間匯流條采用雙點雙線互連的備份設計,保證焊接的可靠性。

c)板間電纜捆綁固定在基板框架上,電纜在固定點間留足夠余量,減小溫差引起的電纜拉伸應力。

d)其他機構優先采用經飛行驗證的復合材料和常用金屬材料(鋁合金、不銹鋼和鈦合金等)。

3.4.5 真空環境

對高度300～500 km低軌等離子體環境進行了分析和計算,證實高壓太陽電池陣在低軌等離子體環境中的主要效應之一是弧光放電,但國內尚無該環境中高壓太陽電池陣(HVSA)的空間飛行和地面試驗的經驗。在完成了國內首次低軌高壓太陽電池陣等離子體環境防護的驗證和可靠性試驗,獲得了豐富的實物試驗研究成果和太陽電池陣研制相關經驗的基礎上,采用的高壓適應性設計及驗證情況如下：

a)與電池片直接接觸的玻璃纖維網的原材料玻璃纖維是很好的絕緣體。

b)半剛性基板將整個框架設計為一個導體,并提供與星體的接地通道,可有效防止基板在空中靜電的累積。

c)為防止框架在空間等離子體環境中弧光放電,半剛性基板框架表面作絕緣處理(粘貼絕緣布)。

d)根據產品設計狀態,制作試驗件并進行等離子放電試驗,結果是太陽電池陣一次放電閾值為-110 V。雖然在低軌空間等離子體環境中一次放電不可避免,但對太陽電池電路的損傷有限,不會造成功率衰減;二次放電閾值為-270,130 V(0.9 A)。根據對太陽電池陣設計和工藝的復核,設計串間電流小于0.8 A,開路電壓-190 V以內,在低軌空間等離子體環境中串間電壓50 V以內的太陽電池陣不會出現二次放電。

3.4.6 長壽命適應性

TG-1目標飛行器在軌飛行期間和對接過程中,其太陽電池翼結構部件支撐太陽電池片、電纜電路、太陽敏感器,并提供相應的剛度,同時太陽電池能在使用壽命內能達到正常發電效率,電纜電路能將發電功率傳輸給艙內。

太陽電池翼結構零件、電池片及電路電纜所選用的原材料均通過了空間環境試驗(材料質損、可凝揮發物、原子氧、粒子輻照、紫外輻照等試驗),能滿足工作壽命3年要求。同時通過對太陽電池翼的強度分析計算,加強了鉸鏈,能滿足對接過程中的沖擊載荷,符合要求。

太陽電池翼一次展開到位,電連接器無插拔要求,因此微動開關和電連接器額定壽命大于需求值,滿足使用要求。

根據飛行產品型號,以及工作環境、太陽電池翼內部件和器件的使用壽命指標,預測該單機的使用壽命不低于3年。

4 仿真分析

4.1 運動學和動力學

采用ADAMS軟件,模擬太陽電池翼在軌展開,計算太陽電池翼展開到位時間,并求解太陽電池翼展開到位時各部位的展開撞擊力,供強度計算使用。

在ADAMS動力學仿真環境中作必須的假設,同時對某些特定的傳動裝置采用特殊的建模方法,具體有：

a)仿真模型中所有部件均假設為剛體,不考慮其彈性變形對運動的影響;所有零部件通過專用接口由Pro/E直接導入ADAMS軟件,并進行質量及慣量特性模擬。

b)根部鉸鏈和板間鉸鏈的彈簧參數(平面蝸卷彈簧、扭簧)在動力學模型中采用力矩模擬,有

式中：Ts為彈簧工作力矩;T0為預緊力矩;TD為阻力矩;Ks為彈簧剛度系數;θ為鉸鏈轉動的角度;C為彈簧阻尼系數。

c)展開鎖定機構的繩索傳動裝置為柔性體,在ADAMS中難以直接建立相應模型。建模時根據傳動原理利用力矩實現其工作功能,可表示為

式中：K為繩索傳動裝置的剛度系數;θ1,θ2為鉸鏈轉動的角度;n為相應的倍數關系。

仿真計算結果表明：半剛性太陽電池翼在軌展開時間約11～12 s(實測在軌約11 s),展開到位時對驅動機構的撞擊力不大于2 850 N。

4.2 模態

用Patron軟件建立半剛性太陽電池翼有限元模型,計算求解太陽電池翼收攏和展開狀態的前五階模態,并與總體要求進行比較,如不滿足要求,需對設計進行改進。由于半剛性太陽電池翼的網格面板的網格較密,實際建模過程中,無法以1∶1建模,需作適當簡化,仿真計算結果,并根據試驗結果和在軌實測數據對模型進行修正。

仿真計算結果為：半剛性太陽電池翼展開狀態的一階頻率0.112 Hz(地面試驗0.11 Hz,實測在軌展并狀態約0.1 Hz),滿足設計要求。

4.3 熱

根據給定的半剛性太陽電池翼展開狀態的結構形式、材料參數和熱載荷條件,用TMG軟件建立合理的熱分析有限元模型,并基于飛行器軌道參數建立在軌熱分析有限元模型。

仿真計算可得在軌運行期間半剛性太陽電池翼的瞬態溫度場為：極端高溫工況,電池模塊90.6℃,玻璃纖維網68.9℃;極端低溫工況,電池模塊-75.2℃,玻璃纖維網-98.6℃。由粘貼在電池模塊下的溫度傳感器實測得在軌溫度約-80～+90℃。后續可通過在太陽電池翼典型部位安裝溫度傳感器進行在軌實測,比較實測數據與仿真計算結果,必要時對計算模型進行修正,以滿足后續同類型號計算使用。

4.4 在軌載荷

目標飛行器在軌有變軌、維持、對接、分離等多種工況。為確保太陽電池翼的強度均能滿足各工況使用要求,需對上述工況下的太陽電池翼進行在軌載荷分析。仿真過程中需利用模態分析的展開狀態有限元模型,導入ADAMS或NASTRAN軟件中,計算展開狀態的太陽電池翼根部和電池板上典型部位的載荷為：0°工況太陽電池翼根據最大彎矩670.6 N?m;90°工況太陽電池翼根據最大彎矩252.2 N?m。

將上述計算結果作為強度計算的輸入,并分析和校核產品設計狀態,必要時可對組件級或整翼級試驗件進行靜力破壞試驗以作考核驗證。

4.5 強度

太陽電池翼的強度分析包括發射段、在軌展開段和在軌飛行階段三部分。

用非線性法計算發射階段的靜過載強度。在MSC-NASTRAN軟件中,網被簡化為膜板單元、管和桃型管,以及連接架和支撐套簡化為梁單元,電纜和電池片質量平均分配至中間的網上,接頭簡化為質量單元。發射階段中最大變形僅考慮垂直板面的振動過載。采用慣性加速度法,計算結果是相對靜止基礎點的相對加速度和位移等,可得結構相對基礎的最大位移幅值。考慮結構的大變形和大應變等非線性因素影響,用瞬態方法計算結構在一定周期內不同頻率激勵下的響應。因采用逐頻掃描計算非線性,僅計算了其中若干頻率,計算時頻率最小10 Hz,最大100 Hz;間距最小2 Hz,最大5 Hz;計算步長0.002 s。分析計算結果,鑒定級輸入條件下最大相對位移小于目前電池板的最小有效間距,故在發射階段不會出現相鄰電池板相碰。

有限元法計算在軌工況過程基板和連接架。在MSC-NASTRAN軟件中,鉸鏈采用工程法計算,考慮每組鉸鏈副受力的不均勻性,取不均勻性系數1.1,仿真算得基板、連接架、鉸鏈處的最小剩余強度系數均不小于1,滿足設計要求。

展開到位鎖定時主要是鉸鏈強度計算,方法與對接過程垂直板面過載時的鉸鏈強度計算相同?？伤愕勉q鏈處的最小剩余強度系數均不小于1,滿足設計要求。

5 試驗驗證

5.1 噪聲試驗

噪聲試驗用于考核半剛性太陽電池翼壓緊收攏狀態下對噪聲環境的適應性。噪聲試驗時,太陽電池翼折疊收攏在地面設備上,地面設備固定在混響室中,但與地板間采取隔振措施,在其底部安裝合適的橡皮塊,以模仿合理的邊界條件;試驗過程中,電池翼的主要表面不與混響室任一壁面平行。

試驗時,在太陽電池翼的前、后、左、右四個方位各布置傳聲器1個,每個傳聲器垂直指向電池翼4個表面的幾何中心,且距中心50 cm。試驗聲場的頻譜和總聲壓級由該4點測量平均值控制。另外,在太陽電池陣上方50 cm處,增設1個監測點S5,以確保聲場安全。

試驗后,太陽電池翼進行了火工品展開試驗,考核展開機構,并檢查試驗前后產品外觀和電性能以確認太陽電池翼設計狀態滿足噪聲環境要求。

TG-1目標飛行器太陽電池翼通過了148 dB/2 min鑒定級噪聲試驗考核,試驗后產品外觀檢查正常,火工品展開時間(25.5 s)滿足地面10～32 s的要求,電性能測試正常,產品通過鑒定級噪聲試驗考核。

5.2 振動試驗

振動試驗用于考核半剛性太陽電池翼壓緊收攏狀態下對噪聲環境的適應性,包括單翼振動、隨艙體振動試驗和隨飛行器振動試驗。

單翼振動試驗過程中的控制測點布置測點在模擬墻上的6個壓緊點附近、模擬艙上振動輸入接口,另2個監控測點置于振動臺面上,并根據預掃的低量級振動確定具體位置。

試驗以單方向依次進行,試驗前采用低量級正弦掃描,記錄全部響應點的響應曲線,并根據試驗結果協商確定在共振點處的限幅條件;在進行驗收級或鑒定級試驗后,還應采用低量級正弦掃描,并與試驗前的結果比較,判定產品結構有無變化。

試驗后,太陽電池翼應進行火工品展開試驗,考核展開機構,并對比試驗前后產品外觀和電性能以確認太陽電池翼設計狀態滿足振動環境要求。

TG-1目標飛行器太陽電池翼最終分別通過了垂直板面方向6g、平行于板面短邊方向6g、平行于板面長邊方向8.3g的正弦振動試驗考核(此處g為重力加速度)。試驗期間,針對半剛性電池板的柔性玻璃纖維網在振動環境中的振幅較大,在響應較大區域通過增加支撐條(厚度約1 mm的薄片,兩端與框架固定,中間與網格面板通過綁扎固定)和縮小電池模塊面積,既降低了網面振幅又提高了電池模塊的承載能力。試驗后產品外觀檢查正常,火工品展開時間(27.5 s)滿足地面10～32 s的要求,電性能測試正常,產品通過鑒定級振動試驗考核。

5.3 高低溫展開試驗

由于在軌飛行過程中,目標飛行器受地球遮擋,半剛性太陽電池翼展開時可能處于陽照區或陰影區。為確保展開的可靠性,需在地面模擬高低溫環境對太陽電池翼展開可靠性進行驗證。

試驗按產品冷透或熱透原理,對典型溫度點進行火工品展開試驗,展開試驗前后還需在常溫狀態下進行1～2次手動展開試驗,并對比試驗結果,判定環境溫度對產品展開特性的影響。

TG-1目標飛行器的半剛性太陽電池翼分別通過了溫度-100,-90,-70,-60,+85,+95℃火工品展開試驗考核,展開時間為13.84～20.78s,滿足地面展開時間10～32 s的要求,試驗前后手動展開時間基本一致,展開后產品外觀檢查正常,電性能測試正常。

5.4 模態試驗

模態試驗通過測量太陽電池翼產品的固有特性,給出主要模態參數和各模態阻尼系數,檢查結構中薄弱環節,同時利用實測結果,校核仿真計算結果的有效性,修正結構分析數學模型。試驗過程中采用單點、多點隨機激振法,對測試數據采用頻域模態分析法。

經實測,TG-1目標飛行器太陽電池翼展開狀態的一階頻率為0.11 Hz(與仿真計算基本相當),滿足總體要求不小于0.1 Hz的設計指標要求;收攏狀態太陽電池翼局部一階頻率16.6 Hz,框架29.2 Hz,滿足發射過程中不與飛行器耦合的要求。

5.5 其他試驗

在完成總體要求的各項試驗的基礎上,根據自身型號特點和要求進行了專項試驗考核產品設計狀態,如整翼級結構破壞試驗(分為0°,90°兩種狀態的靜力破壞試驗)、展開到位撞擊試驗(提高展開鎖定機構的驅動力矩,模擬在軌展開時間,并將展開撞擊力直接作用于驅動機構鑒定件上,由電性能測試確認承載能力)等。

6 結束語

本文介紹了TG-1目標飛行器半剛性太陽電池翼的研制。從1999～2001年,研制單位開展了空間實驗室單翼面積40 m2的太陽電池翼技術集成演示研究,圓滿完成各項試驗驗證。以2007年至今,完成了TG-1目標飛行器太陽電池翼的全周期研制。飛行試驗表明：截止日前,TG-1目標飛行器半剛性太陽電池翼在軌展開到位,展開時間滿足總體要求;在軌電性能正常,滿足在軌使用要求,各項性能實測指標均優于總體要求。

TG-1目標飛行器低軌高壓長壽命半剛性太陽電池翼的研制成功,填補了國內相關技術領域的空白。后續還需通過3年的在軌應用考核,并就太陽電池翼輕量化設計、在軌維修性等進行深入研究和改進。