立方體衛星太陽翼技術綜述

任守志 劉穎 王舉 黃傳平 劉少鋒 馬靜雅 周志清

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

立方體衛星太陽翼技術綜述

任守志 劉穎 王舉 黃傳平 劉少鋒 馬靜雅 周志清

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

調研了國外不同類型立方體衛星（CubeSat）的太陽翼技術，并從展開維度及展開次數的角度進行了分類，然后對CubeSat太陽翼的太陽電池板、壓緊釋放機構及展開機構等典型部件進行詳細介紹，對不同類型的部件技術進行了對比，通過對比，給出了CubeSat太陽翼在研制體系建設、部件技術、搭載驗證等方面的發展建議，可為后續研究提供參考。

立方體衛星；展開式；太陽翼

1 引言

立方體衛星（CubeSat）根據尺寸分類屬于皮衛星（pico-satellites），其概念最早于1999年由美國加州理工學院和斯坦福大學提出。這種衛星體積小、質量輕、成本低、研發時間短，截至目前已有超過150顆CubeSat成功發射。經過近些年的發展，衛星外形尺寸已經標準化，根據其尺寸不同，可以分為1U，2U，3U等（其中1U即10 cm×10 cm×10 cm，2U即10 cm×10 cm×20 cm，3U即10 cm×10 cm× 30 cm）。這種衛星通常由來自大學的學生研制，但由于其制造成本低，具有快速響應的特點，一次可發射幾個甚至幾十個，目前已逐漸受到專業航天研究人員的重視［1-5］。

早期CubeSat由于其尺寸限制，無法使用目前廣泛應用于大衛星上的太陽翼（即展開式太陽電池陣），因此最初大部分CubeSat采用體裝式太陽電池陣，其功率僅5～10 W，隨著有效載荷的增加，其功率需求也不斷增加，達到幾十瓦，體裝式電池陣已無法滿足其要求，要求CubeSat在有限的包絡體積內實現更大的展開面積，因此出現了類似大衛星上應用的太陽翼。但是由于尺寸限制，其太陽翼技術不同于大衛星上的太陽翼。本文調研了國外典型CubeSat太陽翼，對其進行了分類，并對太陽電池板、壓緊釋放機構及展開機構等典型部件技術進行了歸納和總結。

2 國外典型CubeSat太陽翼介紹

2.1 CubeSat太陽翼分類及特點

1）分類

類似傳統大衛星所用太陽翼，CubeSat太陽翼按展開方式也可分為一維一次展開式和多維多次展開式。按組成可分為單板式和多板式。

2）特點

傳統剛性太陽翼組成部件中太陽電池板、展開鎖定機構及壓緊釋放機構等尺寸較大，且壓緊釋放裝置釋放時會產生較大的沖擊，因此傳統太陽翼相關技術無法直接用在對包絡和沖擊要求較高的CubeSat太陽翼上。

根據CubeSat設計規范［6］，太陽翼收攏狀態厚度要小于6.5 mm，因此太陽電池板、展開機構、壓緊釋放機構必須進行小型化設計，但由于機構設計限制以及CubeSat的特點，又不能簡單地對傳統剛性太陽翼按比例縮小設計，必須在低包絡尺寸、低質量、較大展開面積的情況下進行全新的設計。

為減小質量以及收攏狀態下的包絡尺寸，CubeSat太陽電池板的基板材料采用碳纖維復合材料層壓板或專門能夠適應空間環境的印刷電路板（PCB），而不再采用傳統剛性太陽翼基板采用的蜂窩夾層板。

CubeSat太陽翼一般無對日定向功能，因此為了盡可能增大光照面積，太陽電池板兩側一般均粘貼電池片。

由于有剛度的要求，傳統太陽翼展開機構一般具有鎖定設計。但受到尺寸限制，CubeSat太陽翼展開機構一般無鎖定設計，太陽翼展開后僅靠鉸鏈中的扭簧預緊力壓緊在展開位置上，并不鎖定。

傳統剛性太陽翼所用的壓緊釋放機構一般采用火工裝置，尺寸大、質量大，沖擊大，不適用于Cube-Sat太陽翼，因此CubeSat太陽翼一般采用沖擊很低的熔線式壓緊釋放機構。

下文對國外典型CubeSat太陽翼進行介紹。

2.2 一維一次展開式太陽電池陣

與大型衛星太陽翼發展歷程類似，首先出現的是一維一次展開太陽電池陣，即這種太陽翼一般只有一塊太陽電池板。

1）CAPE-2衛星太陽翼

Cajun先進皮衛星試驗（Cajun Advanced Picosatellite Experiment，CAPE-2）衛星是第一個使用太陽翼的1U皮衛星，為盡可能多獲得太陽能，除了在衛星本體的每個面上粘貼太陽電池片外，它還采用了4個太陽翼，見圖1（a）［7］，每個太陽翼正反兩面分別粘貼了2塊電池片。每個太陽翼由一個根部鉸鏈、一塊太陽電池板及采用熔線式的壓緊釋放機構組成，太陽翼鉸鏈上設計有周向限位塊，見圖1（b）［7］，太陽翼展開135°后被根鉸上的扭簧壓緊在限位塊位置上，無法繼續展開，太陽翼在星體上收攏和展開狀態如圖2所示。

圖1 CAPE-2太陽翼Fig.1 Solar wing of CAPE-2

圖2 太陽翼在星體上收攏和展開狀態Fig.2 Stowed and deployed configuration of solar wing on satellite

2）Delfi-C3太陽翼

德爾斐-C3（Delfi-C3）衛星是荷蘭德爾斐大學的學生研制的3U規格的CubeSat，于2008年4月發射［8］。其衛星結構采用了Pumpkin公司研制的衛星平臺［9］；使用了單板展開式太陽電池陣，部分太陽電池還使用了Dutch Space公司的薄膜太陽電池片，太陽翼在星體上狀態如圖3所示，薄膜太陽電池構造如圖4所示［10］。

圖3 Delfi-C3衛星及4個太陽翼Fig.3 Delfi-C3 satellite and its 4 solar wings

圖4 Delfi-C3衛星薄膜太陽電池構造Fig.4 Constitution of film solar cell on Delfi-C3 satellite

單個Delfi-C3太陽翼由兩部分組成，下半部分粘貼了三結砷化鎵電池片，上半部分粘貼了薄膜太陽電池，其中薄膜電池是首次在軌應用，采用了厚度僅為25μm的鈦作為基板，這種薄膜電池具有很高的功率質量比及很小的包絡尺寸。

太陽翼依靠與衛星本體相連的根部鉸鏈展開，每個太陽翼展開35°后被限制在指定位置上。

3）商用現貨產品

目前國外部分公司已經提供針對CubeSat系列的商用現貨太陽翼，如CLYDE SPACE公司研制的針對1U～3U規格CubeSat使用的太陽翼，如圖5所示，可根據功率需求采用單面或雙面粘貼電池片的太陽電池板［11］。

另外Pumpkin公司針對CubeSat可提供微小成像航天器（MISC）平臺的一維展開式太陽翼，典型應用為Qbx-1，構型如圖6所示［2］。這種太陽翼基板采用1.6 mm厚的PCB，收攏狀態下沿厚度方向的包絡尺寸小于6.5 mm。

圖5 CLYDE SPACE公司研制的一維展開太陽翼Fig.5 One-dimensional solar wing of CLYDE SPACE

圖6 立方體試驗-1衛星（采用MISC平臺太陽翼）Fig.6 Qbx-1 satellite（using MISC platform solar wing）

2.3 多維多次展開太陽翼

1）自動展開式太陽電池陣系統（ADSPA）太陽翼

為滿足NASA和美國國防部（DOD）CubeSat項目對功率的更高需求，美國空間信息實驗室（Space Information Laboratories，SIL）研制了自動展開式太陽電池陣系統，這種太陽翼適用于3U規格CubeSat，其在壽命初期的峰值功率可達50 W，其基板材料選用PCB，正反兩面均粘貼了效率達28.3%的三結砷化鎵電池片。圖7是幾種不同構型的ADSPA太陽翼［12］。

在發射狀態，太陽翼由熔線式壓緊釋放機構壓緊，入軌后壓緊釋放機構中的電阻絲加熱熔斷預緊繩索，從而解除其約束，之后太陽電池板在展開機構中扭簧的驅動下展開到位。其中鉸鏈上采用了有機硅控制其展開速度，并在展開終了位置設有限位塊。鉸鏈結構如圖8所示。［12］

圖7 幾種不同二維太陽翼構型Fig.7 Different two-dimensional solar wing configurations

圖8 太陽翼所用的鉸鏈Fig.8 Hinges used on the solar wing

2）PowerCube Sun Mill太陽翼

采用多維展開方式且適用于CubeSat的太陽翼，還有Tethers Unlimited公司研制的PowerCube Sun-Mill太陽翼［13］。單個太陽翼由3塊電池板組成，收攏狀態下3塊電池板疊合在一起，展開后并排在一起，圖9顯示了4個太陽翼在星體上展開后的狀態［13］。這種太陽翼峰值功率達80 W，平均功率達49 W。

圖9 PowerCube Sun Mill太陽翼Fig.9 PowerCube Sun Mill solar wing

3）HaWK太陽翼

美國MMA公司也研制了可適用于CubeSat的多次展開式太陽翼，稱為HaWK太陽翼，如圖10所示［14］。它展開構型為3塊板并聯構型，中心的太陽電池板與驅動機構相連，可對日定向，其峰值功率可達36 W，收攏狀態厚度小于6.5 mm。

圖10 MMA公司的HaWK太陽翼Fig.10 HaWK solar wing of MMA company

HaWK太陽翼壓緊釋放裝置解除對太陽翼的約束后，疊在一起的3塊板在中心板鉸鏈的驅動下展開，當中心板展開90°后，兩側板再展開，過程如圖11所示［14］。其中為減小質量，太陽翼基板結構采用了框架式結構，如圖12所示。

圖12 基板結構Fig.12 Structure of substrate

3 CubeSat太陽翼部件技術

CubeSat太陽翼尺寸、類型、展開方式多種多樣，但其太陽電池板、展開機構、壓緊釋放機構等組成部件技術相對統一，因此有必要對其部件技術進行歸納、整理。

3.1 太陽電池板

由于受到尺寸限制，CubeSat太陽電池板一般采用厚度較薄的PCB或者碳纖維復合材料板。采用PCB的好處是成本較低，可簡化電路設計，電池片可以直接連接在電池板上，而不須粘貼絕緣膜，可簡化電池片之間的連接設計；另外，PCB密度較低，可以節省質量。其缺點是存在真空放氣，易受紫外、原子氧、高能粒子輻射的影響。

目前，大部分CubeSat太陽翼基板都采用PCB作為基板結構，典型的PCB結構如圖13所示。［15-16］

圖13 采用PCB作為基板的太陽電池板Fig.13 Solar cell panel using PCB as substrate

除了采用PCB作為基板外，部分CubeSat太陽翼的基板結構采用了碳纖維復合材料板或碳纖維復合材料框架，其優點是剛度較高，但價格也高，使用時需要在其表面粘貼絕緣膜，如MMA公司的HaWK太陽翼基板（見圖12）［14］。

3.2 壓緊釋放裝置

傳統的火工壓緊釋放裝置尺寸大、質量大、解鎖時產生較高的沖擊，均不適用于CubeSat太陽翼，因此CubeSat太陽翼所用壓緊釋放裝置具有尺寸小、質量輕、解鎖沖擊小的特點。下文介紹幾種用于CubeSat太陽翼的壓緊釋放裝置。

1）熔線式壓緊釋放裝置［17］

美國海軍研究實驗室開發了一種適用于Cube-Sat太陽翼的熔線式壓緊釋放裝置，這種裝置中的電阻絲采用鎳鉻合金（NiChrome），壓緊繩索采用高耐磨性、低蠕變特性的Vectran纖維編織而成。

整套壓緊釋放裝置構型布局如圖14所示［17］。產品尺寸為32 mm×16.5 mm×11.5 mm，壓緊釋放裝置中電阻絲與兩個導桿連接，導桿與固定架通過兩個受壓縮的彈簧預緊，并提供一定的行程。電阻中的電流控制在1.6±0.05 A，較小的公差范圍有兩個目的:一是能夠可靠熔斷繩索；二是防止電阻絲過熱，導致電阻絲損壞而無法重復利用。這種壓緊釋放裝置能夠在2.4～7.2 s內熔斷繩索，且已經在繩索電推進立方體衛星試驗項目（Tether Electrodynamic Propulsion CubeSat Experiment，TEPCE）上完成在軌驗證，電阻絲的電阻為0.4～0.9Ω，工作時電阻絲加熱后發紅，熔斷繩索，如圖15所示［17］。

文獻［21］采用了原理相同、構造形式不同的壓緊釋放裝置，如圖16所示［18］。壓緊繩索采用了大力馬（Dyneema）線，Dyneema線的熔化溫度相比Vectran纖維低，這種裝置已經應用在了日本東京工業大學立方體工程試驗衛星-1（CUTE-1）的天線上。

圖14 熔線式壓緊釋放裝置Fig.14 Burn wire hold-down and release device

圖15 加熱電阻絲Fig.15 Heated wire

圖16 熔線式壓緊釋放裝置原理圖Fig.16 Principle of burn wire hold-down and release device

2）利用不同熱膨脹系數原理的壓緊釋放裝置［19］

美國約翰霍普金斯大學研制了一種用于Cube-Sat的可重復使用壓緊釋放裝置，其原理是在壓緊釋放裝置中使用兩種不同溫度系數的材料，其中溫度系數大的零件中設計有孔，而溫度系數低的零件設計成銷的形式。當零件受熱時，把銷插入，當溫度降低時孔尺寸減小，與銷接觸，并產生溫度應力，從而限制了銷子在孔內的運動。

這種壓緊釋放裝置組成及原理如圖17所示［19］，收攏前，與星體相連的限位塊被加熱，導致與錐塊相配合的孔尺寸增大，這樣錐塊可順利進入限位塊的孔內，當限位塊溫度下降后，配合孔的尺寸減小，從而與錐塊之間形成過盈配合，在兩者之間摩擦力的作用下，錐塊無法從限位塊中脫出，當需要釋放時，重新對限位塊進行加熱，配合孔尺寸變大，被約束的錐塊被彈簧頂出。

這種壓緊釋放裝置中孔和銷子的間隙是關鍵設計要素。壓緊釋放裝置的外圈采用鋁合金，而內圈采用鈦合金，兩者之間裝配前的間隙為3.81μm。在收攏狀態，壓緊釋放裝置提供的壓緊力全部來自錐塊與限位塊之間的摩擦力。由于工作過程中依靠溫度變化來控制錐和孔之間的壓緊力，因此這種壓緊釋放裝置幾乎沒有解鎖沖擊，但由于使用摩擦力作為壓緊力，因此存在無法解鎖和提前釋放的風險。

圖17 壓緊釋放機構組成圖Fig.17 Constitution of the hold-down and release device

3）采用電機驅動的壓緊釋放裝置

文獻［18］提出了一種適用于CubeSat太陽翼的電機驅動壓緊釋放裝置，太陽翼在收攏狀態通過限位裝置實現壓緊。日本東京工業大學研制的CUTE-1太陽翼采用了這種壓緊釋放裝置，其釋放順序如圖18所示［20］。

圖18 CUTE-1太陽翼釋放順序Fig.18 Release sequence of solar wing of CUTE-1 mission

太陽翼收攏時，與太陽電池板連接的活塞被壓緊釋放裝置上的滑軌限制，當在電機的驅動下，滑軌轉過一定的角度后，活塞脫離與滑軌的接觸后，太陽電池板在驅動機構的作用下展開。但這種壓緊釋放裝置使用了電機及行星齒輪，因此占用的體積較大。壓緊釋放裝置在星體上安裝位置如圖19所示，太陽翼釋放及其展開過程如圖20所示。

圖19 電機驅動壓緊釋放機構在星體上安裝狀態Fig.19 Motor-driven release mechanism on the Cubesat

4）小結

根據上述介紹，各種壓緊釋放裝置的特點可歸納見表1，具體設計時可根據使用特點選用。

圖20 太陽翼展開過程Fig.20 Deployment sequence of the solar wing

表1 各種壓緊釋放裝置比較Table 1 Comparison of different hold-down and release devices

3.3 展開機構

由于尺寸限制，CubeSat太陽翼展開機構一般不采用大衛星太陽翼展開鎖定機構中的鎖定設計，僅依靠鉸鏈中的扭簧把太陽翼限制在展開位置上。目前CubeSat太陽翼大部分采用鉸鏈式展開機構，少部分采用其他形式的展開機構。

1）鉸鏈式展開機構

由于受到CubeSat尺寸限制，鉸鏈式展開機構尺寸也較小。這種鉸鏈組成簡單，一般由公鉸、母鉸、扭簧和銷軸組成，與1歐元硬幣尺寸對比如圖21所示。為簡化設計，一般采用限位塊設計，太陽翼展開到位后通過彈簧壓緊在限位塊上，根據太陽翼展開角度的不同，可把限位塊設計在不同位置，鉸鏈展開過程及限位塊工作原理如圖22所示。

2）帶簧式展開機構

由于帶簧厚度較薄，收攏后尺寸較小，比較適合用于CubeSat太陽翼的展開機構。如慕尼黑理工大學研制的慕尼黑軌道驗證試驗（MOVE）CubeSat的太陽翼使用了4根交叉的帶簧作為展開機構的驅動動力，如圖23所示。［20］

圖21 鉸鏈組成示意圖Fig.21 Constitution of the hinge

帶簧鉸鏈的特點是可恢復應變量大、形狀保持能力好、具有較高阻尼。還具有低成本、無摩擦、無需潤滑、質量輕、結構簡單、工作可靠、展開后剛度大且無間隙等優點。

3）剪刀式展開機構

文獻［21］提出了一種可適用于3U規格的CubeSat，它采用剪刀式展開機構的太陽翼，可提供的平均功率達23 W。太陽翼在星體上收攏和展開狀態如圖24所示。

圖22 鉸鏈展開過程及限位位置Fig.22 Deployment sequence of the hinge and the stopping position

圖23 MOVE衛星的太陽翼Fig.23 Solar wing of MOVE

圖24 采用剪刀式展開機構的太陽翼在星體上收攏和展開狀態Fig.24 Stowed and deployed configuration of a solar wing using scissor deployment mechanism on a 3U CubeSat

太陽翼由太陽電池板、剪刀式展開機構、阻尼器、壓緊釋放裝置、鉸鏈及鎖定裝置、壓板等組成，如圖25所示。

圖25 太陽翼各組成部分Fig.25 Constitution of the solar wing

每個鉸鏈線均可以展開并鎖定，其原理是在公鉸上設計有兩個齒形突起。鎖定前，公鉸上的齒在母鉸鏈上滑動，當到達鎖定位置后，齒形突起落入母鉸上的兩個槽內，從而完成鎖定，如圖26所示。

剪刀式展開機構與太陽電池板側邊相連，它把太陽翼展開運動由多自由度簡化為單自由度，這樣可以控制太陽翼各電池板展開過程中的方位，防止各板無序展開。另外，太陽翼根部鉸鏈上設計有旋轉阻尼器（見圖25），用于控制太陽翼展開速度。

圖26 鉸鏈展開鎖定過程Fig.26 Deployment and locking process of the hinge

由于剪刀式展開機構需要一定的厚度，因此這種機構收攏狀態需要較大的體積，另外，這種機構活動部件較多，組成復雜，可靠性相對較低。

剪刀式展開機構可以把多板展開過程簡化為單個自由度，因此若采用電機作為其驅動動力，展開機構可以設計為可展收太陽翼。

4）電機驅動展開機構

文獻［20］提出了一種采用超小型無刷直流步進電機和鉸鏈配合使用的展開機構，如圖27和圖28所示。電機配合行星齒輪，指向精度達0.6°，但是由于電機需要占用一定的體積，因此在星體上安裝時，電機需要部分沉入星體中。

由于采用電機，太陽翼可以根據需要展開到指定的角度，且可重復展開和收攏。

圖27 電機在鉸鏈安裝位置Fig.27 Motor on the hinge of the solar wing

圖28 電機安裝在太陽翼上Fig.28 Motor on the solar wing

5）小結

根據上述介紹，CubeSat太陽翼各類展開機構的特點可歸納見表2。

表2 不同展開機構比較Table 2 Comparison of different deployment mechanism

4 啟示與建議

CubeSat系列微小衛星逐漸成為國內外研究熱點，且隨著有效載荷技術的發展，對功率的需求也越來越大，國外已針對這種需求研制了多種太陽翼，且已完成飛行驗證，而國內目前針對CubeSat系列微小衛星的研究尚處于起步階段，對太陽翼的研究尚屬空白。針對國內在微小衛星太陽翼技術上落后于國外的現實，建議國內加強微小衛星太陽翼技術的研究，可從以下幾個方面實施:

（1）原有面向大、中型衛星研制的技術體系、產品體系，已無法滿足微小衛星研制成本低、周期短及響應快速的要求，亟須建立適應微小衛星太陽翼產品的研制模式，加強微小衛星太陽翼在標準化、模塊化、組合化方面的設計，實現“較快、較好、較省”的研制目標。

（2）針對國內面向微小衛星輕量化、小型化產品和技術積累較少的問題，迫切需要梳理不同量級微小衛星對太陽翼的需求，借鑒國外微小衛星太陽翼技術，結合國內技術現狀，研制適用于不同量級微小衛星太陽翼的太陽電池板、展開機構，特別是熔線式超輕型壓緊釋放裝置等通用部件產品。

（3）充分利用國內航天搭載項目、技術試驗驗證衛星的時機，完成微小衛星太陽翼及其關鍵技術的在軌試驗驗證，為正式在軌應用奠定基礎。

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（編輯：李多）

Overview of Solar Wing for CubeSat

REN Shouzhi LIU Ying WANG Ju HUANG Chuanping LIU Shaofeng MA Jingya ZHOU Zhiqing
（Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China）

This paper investigates different kinds of solar wing on CubeSats，makes a classification of them in the view of dimension and times of deployment.It presents a detailed introduction of their typical components—solar panel，hold-down and release mechanism and deployment mechanism.The paper also compares different types of the components and gives specific advice to concerned researchers on development system，parts design and flight test of the CubeSat solar wings.The results can be as a reference for the future research.

CubeSat；deployable；solar wing

V443

A DOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2015.02.018

2014-12-18；

2015-03-06

任守志，男，工程師，從事航天器機構設計與分析研究工作。Email：renshouzhi@163.com。