衛星太陽電池陣平展試驗的沖擊測試與沖擊抑制

黃杰，侯鵬，李志慧，尤超藍

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衛星太陽電池陣平展試驗的沖擊測試與沖擊抑制

黃杰1，侯鵬2，李志慧2，尤超藍1

（1. 上海衛星工程研究所，上海 201109； 2. 上海衛星裝備研究所，上海 200240）

為準確測試衛星太陽電池陣平展試驗過程中的沖擊影響，降低沖擊帶來的負面影響，文章對試驗過程進行仿真分析，設計了沖擊測試方案以及沖擊抑制機構，并以某型號太陽電池陣為例進行試驗驗證。結果表明：測試方案可對平展試驗中產品所受沖擊情況進行有效評估；使用沖擊抑制機構后鉸鏈處的沖擊得到了有效抑制。

衛星；太陽電池陣；水平展開；沖擊測試；沖擊抑制

0 引言

太陽電池陣為在軌衛星提供必需的電能，是衛星能量輸入的最根本來源[1]，其在軌性能優劣直接決定衛星任務成敗。為充分驗證太陽電池陣展開時間、沖擊量級以及收攏和展開狀態下的模態等性能，需要模擬在軌使用環境進行地面展開試驗[2]。常規太陽電池陣地面展開試驗一般采用豎直懸吊或氣浮展開方式，以消除重力的影響。近年來，隨著光學遙感衛星的不斷發展，光學載荷質量越來越大，如果仍采用傳統豎直展開方式進行太陽電池陣展開試驗則需要將衛星橫向翻轉，勢必使光學系統受到應力影響。而光學系統的應力變形一旦無法恢復，將造成相機系統的永久損傷，對型號任務產生嚴重影響。故有進行太陽電池陣水平展開試驗的需求。

太陽電池陣水平展開試驗過程中，電池陣根部和板間鉸鏈所承受的沖擊力是否滿足產品指標要求，是試驗的重要考量因素。為此，本課題組對太陽電池陣水平展開過程進行了數值仿真，設計了太陽電池陣水平展開試驗過程中各關節處的沖擊測試方案及沖擊抑制機構，并在衛星初樣階段進行驗證，在正樣階段進行實施[3-4]。

1 試驗模型及測試方案設計

太陽電池陣水平展開試驗模型如圖1所示。

圖1 太陽電池陣水平展開試驗模型

太陽電池陣由3塊基板和1個連接架鉸接組成。其中，為連接架，、、分別為內板、中板、外板。在連接架、內板、中板、外板的重心位置設置懸掛點，通過單點懸掛系統可抵消系統重力。假設連接架與基板均為剛體，在運動過程中忽略其自身彈性變形，只考慮大范圍運動。為了方便分析，設連接架長度為0=20，質心偏心距為0；各基板長度均為=2，且質心即基板幾何中心。Sensor-1～3為各關節處的沖擊測點，沖擊傳感器采用KISTLER公司的8790M04型振動傳感器（分辨率為40mV/），數據采集器為LMS公司的SCADASⅢ動態數據采集器（數據采樣頻率102.4kHz），滿足測量需求。

按照太陽電池陣水平展開試驗模型，得出平展系統運動學、動力學方程式[5-6]如下：

式(1)、(2)中，下標為構件序號，=0, 1, 2, 3時分別代表連接架、內板、中板、外板。

太陽電池陣通過在鉸鏈處安裝扭簧來驅動基板展開運動。每個鉸鏈上都安裝有扭簧，根部鉸鏈處的扭簧提供的動力矩要大于板間鉸鏈的扭簧動力矩。

式中：pre為扭簧預扭轉角度；為扭簧的剛度系數；Δ為鉸鏈運動過程中轉過的角度。根據實際測量太陽電池陣壓緊釋放前和展開鎖定后的力矩值，可以得出扭簧的預扭矩pre和剛度系數。

2 沖擊響應仿真

對太陽電池陣基板邊緣、、點在水平展開過程中的沖擊響應進行仿真，結果如圖2～圖4所示。

由圖2可知：展開過程中點的運動比較平滑，鎖定時點的方向運動位移為1.4m，速度近似為0，加速度為-0.3m/s2；方向的速度為1.1m/s，加速度為0.23m/s2。

由圖3可知：鎖定時點的方向運動位移為1.8m，速度近似為0，加速度為-0.3m/s2；方向的速度為1.4m/s，加速度為0.3m/s2。

圖3 展開過程B點位移、速度和加速度仿真結果

由圖4可知：展開過程中點的運動比較平滑，鎖定時點的方向運動位移為3.1m，速度近似為0，加速度為-0.3m/s2；方向的速度為0.4m/s，加速度為0.08m/s2。

圖4 展開過程C點位移、速度和加速度仿真結果

3 沖擊抑制機構設計

根據展開試驗運動學、動力學仿真分析結果，設計（單點）平衡重懸掛系統，如圖5所示。該裝置主要由導軌、3個定滑輪、1個動滑輪、恒力彈簧、快速剎車機構和配重等組成。

圖5 單點平衡重懸掛系統原理圖

為了減少太陽電池陣鎖定后配重對太陽電池陣的沖擊影響，在定滑輪3處安裝單點快速剎車機構。太陽電池陣鎖定的瞬間，傳感器檢測到鎖定信號，快速剎車機構即對吊繩實施剎車；當配重停止運動后，剎車機構放開吊繩。具體機構形式如圖6所示。

圖6 單點快速剎車機構

4 試驗驗證及結果分析

選用某星初樣鑒定件太陽電池陣進行水平展開試驗驗證。該產品由1個連接架、3塊基板、壓緊釋放機構、展開鎖定機構和CCL組件等組成。太陽電池陣收攏狀態單翼疊高為234mm，板間距為16mm，連接架與內板間的距離為15.5mm，連接架與BAPTA法蘭面中心的間距為52.5mm，每塊基板的設計尺寸為1500mm×1350mm。太陽電池陣單翼展開狀態的展長為5007.2mm，其板間距為56mm，連接架與BAPTA法蘭面之間的間距為104.2mm。試驗現場如圖7所示。

圖7 某衛星太陽電池陣平展試驗現場

為了更好地評價展開過程的沖擊情況，需進一步測試太陽電池陣鉸鏈處的沖擊。分別在根部鉸鏈處、內板與中板鉸鏈處、中板與外板鉸鏈處安裝加速度傳感器（即傳感器1～3），以測量其展開鎖定時的沖擊響應。圖8和圖9分別為無剎車機構和有剎車機構2種工況下的加速度傳感器測量結果。

圖8 加速度測量數據（無剎車機構）

圖9 加速度測量數據（有剎車機構）

按無剎車機構、有剎車機構2種工況，每種工況重復展開試驗4次，提取各測點3個方向的最大值進行對比，如表1所示。試驗結果表明：板間鉸鏈處的沖擊響應相對較大，根部鉸鏈處的沖擊響應相對較小，但均遠小于設計要求值（20）；剎車機構一定程度上提供了緩沖作用，從圖8、圖9的對比可以看出：沖擊響應衰減至峰值20%以下，所需要的時間在無剎車機構條件下分別為1.22 s（方向）和0.61s（方向），有剎車機構條件下分別為8.24 s（方向）和4.12s（方向），分別延長了7.02 s和3.51s，緩和了系統能量消散過程，避免了太陽電池陣遭受沖擊破壞和影響。

表1 某型號太陽電池陣水平展開試驗沖擊測試結果

5 結束語

本文設計了太陽電池陣平展試驗過程中的沖擊測試方案以及沖擊抑制機構，在某型號初樣鑒定太陽電池陣展開試驗中進行了應用驗證。結果表明，平展試驗方案中，產品所受沖擊情況得到有效評估，使用沖擊抑制機構后鉸鏈處的沖擊得到有效抑制，引入剎車機構后，和方向沖擊響應衰減至峰值20%以下所需的時間分別延長了7.02和3.51s。

需要說明的是：

1）本文僅對關鍵點處的沖擊情況進行了仿真與測試，為評價太陽電池陣整板所受沖擊情況，需要深入研究太陽電池陣沖擊的傳遞關系，通過關鍵點響應推算整板響應情況，全面預測電池陣在軌展開的沖擊狀態。

2）本測量方法屬接觸測量，傳感器、采集線纜等附加重量的影響不可完全忽略。后續有必要進一步研究非接觸測量技術，降低測量裝置的系統誤差。

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（編輯：張艷艷）

Measurement and suppression of impact in horizontal deployment test for satellite solar array

HUANG Jie1, HOU Peng2, LI Zhihui2, YOU Chaolan1

(1.Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 201109, China; 2.Shanghai Institute of Satellite Equipment, Shanghai 200240, China)

In order to accurately determine the impact of the satellite solar array in its horizontal development test process, and reduce the negative effects of the impact during the test, a mathematical model is established for simulating the test process. The impact test scheme and the impact inhibition mechanism are designed. As an example, a model test is carried out for a certain satellite’s solar array to verify the impact effect during the development process. The results show that the impact suppression mechanism works well with an effective suppression of the acceleration at the hinges.

satellite; solar array; horizontal deployment; impact test; impact suppression

V416.5; TH112

A

1673-1379(2018)02-0118-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2018.02.003

黃杰（1982—），男，高級工程師，主要從事衛星精度測量、可靠性保證、項目管理等專業研究。E-mail: huangmen_2207@qq.com。

2017-11-15；

2018-03-19

軍委專項基金項目（編號：17-163-18-XX-001-054-01）