敏捷衛星高剛度太陽翼的設計與驗證

劉志全，吳躍民，馬靜雅

(中國空間技術研究院總體部，北京 100094)

0 引 言

隨著航天技術的發展，敏捷衛星已成為世界許多宇航公司研發的熱點之一[1-4]。傳統衛星太陽翼在軌展開剛度較低[5-6]，展開狀態的基頻通常不超過1 Hz，難以滿足敏捷衛星快速姿態機動、快速穩定的任務需求。因此，研發適用于敏捷衛星的高剛度太陽翼具有重要意義。

1999年，美國洛克希德·馬丁空間系統公司成功發射了Ikonos-2衛星，該衛星的結構采用六棱柱構型，3套太陽翼間隔120°分別與六棱柱結構的3個柱面以運動副相連接。單翼僅用1塊電池板，1根可展開的支撐臂被用于對展開狀態的太陽翼進行剛度強化[7]。該公司2016年發射的WorldView- 4(即原GeoEye-2)衛星配有5套太陽翼，每翼1塊電池板，尺寸為1170 mm×2010 mm。與Ikonos-2衛星相類似，該衛星也采用了單臂支撐的太陽翼。支撐臂使太陽翼的展開剛度大幅提升，為衛星在軌飛行期間的快速姿態機動奠定了基礎。

2011年和2013年，歐洲Astrium公司先后發射了Pleiades-1A和Pleiades-1B衛星。這兩顆衛星也采用了類似Ikonos-2衛星的六棱柱式結構和3套太陽翼間隔120°的構型設計。單個太陽翼僅含1塊1000 mm×2302 mm的電池板。由3段鈦合金管組成的“Y”形輔助支撐結構，其兩端通過球關節分別與衛星側壁結構和太陽電池板相連。整翼重量12.8 kg，展開基頻設計指標為10 Hz[8-9]。為滿足發射時太陽翼的折疊收攏需求，輔助支撐中部采用了Carpentier鉸鏈[10]。該太陽翼根部鉸鏈采用了展開后不鎖定的設計。利用根部鉸鏈內部驅動彈簧在展開到位后的剩余驅動力矩克服飛行過程中的動態載荷來保證輔助支撐在整個飛行過程中始終處于張緊狀態。2012年至2017年，Astrium公司先后又發射了SPOT- 6、SPOT-7和Sentinel-5P等衛星，這些衛星的太陽翼均采用了與Pleiades-1A和Pleiades-1B衛星太陽翼相類似的設計。“Y”形輔助支撐所達到的效果與單臂支撐效果相類似，但技術復雜度及重量都明顯增加。同時，無鎖定功能的根部鉸鏈也引入了太陽翼支撐臂斷裂后太陽翼工作狀態難以繼續維持的故障危險源。

韓國航空宇宙研究院(KARI)分別于2012年和2015年發射了KOMPSAT-3和KOMPSAT-3A衛星，其太陽翼也采用了類似Ikonos-2的輔助支撐設計，并引入帶簧鉸鏈[11]作為輔助支撐折疊關節，太陽翼展開基頻可達7.5 Hz[12]。但該太陽翼與星體連接的根部鉸鏈采用了預壓縮螺旋彈簧設計，無到位鎖定功能，同樣存在與Astrium公司太陽翼相類似的安全性問題。

無論是美國的洛克希德·馬丁空間系統公司、歐洲的Astrium公司還是韓國的航空宇宙研究院(KARI)，其公開發表的文獻(文獻[7]～文獻[11])中均未提及諸如太陽翼壓緊等具體設計及驗證情況。

郭金生等[13]在2014年前后開展了帶輔助支撐式太陽翼的方案設計，對支撐結構關鍵參數進行了優化，分析了太陽翼展開狀態各階振動模態，并進行了實物驗證，但并未涉及機構運動匹配問題和工程應用情況。

基于對國內外敏捷衛星高剛度太陽翼設計現狀和存在問題的分析，結合國內某衛星太陽翼研制需求，本文從系統構型設計和布局優化出發，利用2種特殊展開機構，設計一種根部可鎖定的高剛度、輕量化太陽翼，并進行地面試驗驗證和在軌飛行試驗驗證。

1 太陽翼的構型設計與布局優化

1.1 構型設計

考慮到用鉸鏈連接多塊電池板時太陽翼展開狀態下的剛度損失較大[14]，本文首先確定了由單塊太陽電池板與配套組件組成的太陽翼總體方案。太陽電池板通過根部鉸鏈與衛星側壁結構直接相連。經初步估算，如果采用傳統的碳纖維蒙皮鋁蜂窩夾層板作為太陽電池板承載結構，即使將展開后的太陽電池板一端固定在衛星側壁結構上，太陽翼展開狀態的基頻也難以達到2 Hz以上。因此，為了滿足敏捷衛星在軌快速姿態機動的需求，實現太陽翼的高剛度設計，需采用帶輔助支撐的構型設計。

圖1給出了單臂支撐和平行雙臂支撐兩種構型設計。以外徑20 mm、壁厚0.8 mm的鋁合金空心管模擬支撐臂為算例，對兩種方案下太陽翼展開狀態模態進行了分析，分析結果表明，兩種構型都能滿足太陽翼展開基頻不小于5 Hz的設計要求。為了提高產品的基本可靠性，采用簡化設計的思想，優選圖1(a)所示的單臂支撐設計，以降低系統的復雜性、減少不必要的重量代價。

圖1 兩種輔助支撐Fig.1 Two kinds of auxiliary supports

如圖1(a)所示，太陽翼由1塊太陽電池板、1組可展開90°的根部鉸鏈、可折疊展開的支撐臂和壓緊釋放裝置(圖1中未顯示)組成。從展開狀態收攏時，太陽翼支撐臂中部的帶簧鉸鏈彎折并向根部鉸鏈靠近，根部鉸鏈同時沿順時針方向折轉，最終太陽翼收攏成為如圖2所示的收攏狀態。在收攏狀態下，3套火工壓緊釋放裝置(1號、2號、3號)將太陽翼固定在衛星側壁結構上。其中，1號壓緊釋放裝置兼顧了太陽電池板與支撐臂的壓緊，2號與3號壓緊釋放裝置僅對太陽電池板實施壓緊。衛星入軌后，壓緊釋放裝置接到點火指令后解鎖，太陽翼在根部鉸鏈等機構驅動下實現展開。

圖2 收攏狀態下的太陽翼Fig.2 Solar wing stowed configuration

1.2 布局優化

第1.1節雖然選擇了如圖1(a)所示的構型設計，但支撐臂在太陽電池板上的具體支撐點還需確定，需進行布局優化設計。如果支撐點距離根部鉸鏈轉軸太近，則用支撐臂來提高太陽翼剛度的效果將會很差；如果支撐點距離根部鉸鏈轉軸太遠，則支撐臂總長度勢必增加進而引起系統重量的增加，同時也存在使支撐效果變差的可能。為獲得剛度高、質量輕的最優效果，以支撐點距太陽電池板根部鉸鏈轉軸的距離L1為變量，用MSC/Nastran軟件對不同L1取值情況下太陽翼展開狀態前2階振型及固有頻率進行分析，分析結果如圖3所示。

圖3 L1與前2階固有頻率間的關系Fig.3 The relationship between L1 and the first two natural frequencies

由圖3可知，L1的取值對太陽翼扭轉頻率影響不大，但對彎曲頻率有明顯影響。在L1=0.35 m前后，太陽翼展開狀態的彎曲振型與扭轉振型階次互換。在L1=1.4 m處，太陽翼彎曲振型頻率(第2階頻率)達到最高。

太陽翼收攏狀態下前幾階固有頻率既要避開運載器、衛星主結構的主振頻率，避免在發射過程中出現共振，又要兼顧太陽電池板在振動環境下的受力狀態。為此，以太陽翼收攏狀態下基頻最大為優化目標，以L1>0.35 m、1號壓緊點可有效壓緊支撐臂、2號與3號壓緊點對稱布置為邊界條件，采用與文獻[15]類似的方法對3個壓緊點的具體位置進行了優化。

在太陽翼收攏狀態下，折疊后的支撐臂中部由壓緊釋放裝置1號進行壓緊。支撐臂靠近根部鉸鏈一側懸空，另一側分別通過機構與衛星結構側壁、太陽電池板相連。為控制收攏狀態支撐臂在衛星發射過程中的振幅，降低支撐臂拍打太陽電池板的風險，利用MSC/Nastran軟件對L1在[0.35 m, 1.4 m]范圍變化時支撐臂的響應情況進行了分析，優選了L1的取值，此處不再贅述。

2 太陽翼展開機構設計及裕度分析

2.1 展開機構設計

圖4為太陽翼展開機構運動簡圖。支撐臂被關節3分為臂桿A和臂桿B兩部分。其中，關節1代表根部鉸鏈轉動副，關節2表示臂桿A與太陽電池板之間的轉動副，關節4表示衛星結構側壁與臂桿B之間的轉動副，關節3表示臂桿A與臂桿B之間的折轉關節。各相鄰關節間的距離分別記為L1,L2,L3和L4。

圖4 太陽翼展開機構運動簡圖Fig.4 The kinematical diagram of solar wing deployment mechanism

由圖4可知，L4,L1,L2+L3及關節1～4形成了一個多連桿閉環機構。在太陽翼收攏狀態下，各連桿(太陽電池板、臂桿A、臂桿B、衛星側壁結構)處于相互平行狀態，其長度需滿足式(1)的約束。太陽翼完全展開后的幾何關系為直角三角形，連桿長度需滿足式(2)的約束。

L1-L4=L2-L3

(1)

(2)

由于加工及裝配誤差的存在，如果該閉環機構所有關節均采用傳統的固定轉軸式鉸鏈，則整個機構在收攏狀態或全展開狀態下勢必出現桿長不匹配的問題，必然對各關節的展開或鎖定產生不利影響。為解決桿長匹配問題，在關節3處，設計了一種僅由接頭、帶簧、壓板等簡單零件組成的無固定轉軸的大變形鉸鏈(簡稱帶簧鉸鏈[16])，如圖5所示。

圖5 帶簧鉸鏈Fig.5 Tape spring hinge

在沒有外部約束時，帶簧鉸鏈處于展開狀態(自由狀態)，與臂桿A和臂桿B成一直線。當人為施加外力使帶簧鉸鏈收攏時，內側帶簧首先發生局部變形，之后進行反向彎曲，最終變為“Ω”型，而外側帶簧則進行正向彎折并最終變為“C”型，如圖6所示。

帶簧鉸鏈在收攏狀態下各方向剛度較低，在臂桿A與臂桿B的作用下，可產生平行于接頭軸線方向的錯動(自適應調整)，這就保證了圖4中尺寸L2與L3之間自動匹配功能的實現。

當支撐臂完全展開到位后，支撐臂沿長度方向的拉壓剛度可有效轉化為關節1的鎖定剛度。因此，法國Pleiades-1A/1B衛星、韓國KOMPSAT-3/3A衛星太陽翼均在關節1處不鎖定。但從提高太陽翼可靠性和安全性的角度出發，支撐臂完全展開到位后關節1處的鎖定將有助于降低支撐臂斷裂后整星供電失效的風險。然而，關節1處增加鎖定功能后，會使太陽翼在展開末了出現多個關節過約束鎖定的難題。為此，開發了一種可根據支撐臂展開狀態總長度自動調整鎖定狀態的根部鉸鏈[17](簡稱自適應鎖定式鉸鏈)，如圖7所示。

在關節2、關節4處則采用無鎖定功能的常規球關節設計。

2.2 展開靜力矩裕度分析

最惡劣工況下展開靜力矩裕度η是表征太陽翼展開可靠性的重要指標[18]，通常要求η不小于1.0，也就是太陽翼展開過程中最小驅動力矩始終是最大阻力矩的2倍以上，η的計算公式為

(3)

式中：Ts表示太陽翼展開總驅動力矩，Tr表示總阻力矩。對于圖4所示的多連桿閉環機構來說，Ts與Tr的計算需按照展開過程中各關節之間的傳動比關系折算到同一個關節轉軸上。

以折算到關節1轉軸為例，Ts與Tr的計算公式分別為

(4)

(5)

其中，k為關節序號，k=1，2，3，4；ik表示關節k相對于關節1的傳動比，i1=1。利用ADAMS軟件建立太陽翼展開運動學模型，可得到i2，i3，i4隨太陽電池板展開角度θ的變化曲線，如圖8所示。其中，θ是電池板所在平面與衛星側壁平面間的夾角，θ∈[0°, 90°]。

圖8 i2～i4隨展開角度θ的變化曲線Fig.8 i2～i4 curve with deployment angle θ

結合太陽翼各關節驅動特性測試結果，利用式(3)、式(4)與式(5)即可求出整翼在最惡劣工況(阻力最大工況)下的靜力矩裕度。該裕度隨太陽電池板展開角度θ的變化曲線如圖9所示。從圖9可以看出，在太陽翼展開過程中，任意展開角度下的η均不小于1.0。

圖9 太陽翼靜力矩裕度曲線Fig.9 Solar wing static moment margin curve

3 分析驗證

3.1 模態分析

模態分析主要用于獲取太陽翼收攏與展開狀態下的前幾階固有頻率以及振動形態。分別建立太陽翼在兩種狀態下的有限元模型，使用MSC/Nastran軟件進行分析，所得前2階振型分別如圖10和圖11所示。

圖10 太陽翼收攏狀態前2階振型Fig.10 First two mode shapes of deployed solar wing

圖11 太陽翼展開狀態前2階振型Fig.11 First two mode shapes of stowed solar wing

結果表明，太陽翼收攏狀態下的固有頻率在100 Hz以內共有7個(模態有效質量百分數超過1%的頻率)，且各頻點均能有效避開運載器、衛星主結構的主振頻率；太陽翼展開狀態下第1階固有頻率達到8 Hz以上，滿足展開狀態高剛度的設計要求。

3.2 展開動力學分析

太陽翼的展開過程是展開機構中儲存的彈性勢能逐步轉化為部件動能的過程。在太陽翼展開末了時刻，自適應鎖定式鉸鏈突然鎖定，太陽電池板及支撐臂的慣性作用將對衛星側壁結構產生沖擊。為研究太陽翼展開與鎖定特性，獲取展開時長、展開鎖定沖擊載荷大小等參數，建立了太陽翼及衛星側壁結構模型，對太陽翼展開與鎖定全過程進行了連續分析。

1)根據太陽翼展開機構實測性能參數與結構質量特性，在MSC/Patran中建立有限元模型。2)利用模型計算出支撐臂和太陽電池板前20階固定界面的正則振動模態、所有相對于裝配界面坐標的約束模態以及6個剛體模態。3)通過變換得到正交化的Craig-Bampton模態，并將其導入ADAMS軟件。4)在太陽翼每個關節軸線上施加相應的驅動力矩及阻力矩參數，利用傳感器自動判斷太陽翼展開過程并在末了時刻模擬鎖定。

結果表明，太陽翼展開過程順暢，展開時間約為6 s，展開末了鎖定沖擊力不超過750 N(見圖12)，未超過結構沖擊力耐受范圍(≥3000 N)。

圖12 太陽翼展開末了鎖定沖擊力的變化曲線Fig.12 Locking impact load curve of the solar wing

4 地面試驗驗證與飛行試驗驗證

4.1 地面試驗驗證

太陽翼地面驗證試驗包括組件級試驗與整翼級試驗，主要用于驗證太陽翼的功能、性能及空間環境耐受能力。組件級試驗包括機構組件在常溫以及真空高低溫環境下的力矩特性測試、結構組件在常溫常壓條件下的力學性能測試以及空間環境耐受能力驗證等；整翼級試驗包括收攏狀態振動與噪聲試驗、展開試驗、展開狀態基頻測試等。太陽翼所有組件功能、性能、環境適應性測試結果均滿足設計要求。

整翼收攏狀態下的振動與噪聲試驗表明，太陽翼可耐受衛星發射過程中的力學環境載荷，太陽翼收攏狀態模態分析結果正確。太陽翼展開狀態下的基頻測試結果為8.3 Hz，達到了預期的高剛度設計目標，與分析結果一致，振型也與圖11(a)所示振型一致。在地面模擬零重力環境下的展開試驗表明，太陽翼展開過程平穩有序，末了時刻的鎖定動作與設計預期一致，總展開時長約為9 s，展開后的照片見圖13。地面試驗驗證了太陽翼設計的有效性。

圖13 太陽翼地面展開試驗現場Fig.13 Ground deployment test of the solar wing

4.2 在軌飛行試驗驗證

本文所設計的太陽翼于2015年隨某衛星成功發射，驗證了太陽翼耐受衛星發射段環境載荷的能力。在衛星到達預定軌道后，太陽翼3套壓緊釋放裝置按指令要求順次解鎖，隨后，在地面接收到的遙測數據(見圖14，從T0開始計時)中看到了太陽翼展開鎖定到位指示開關的信號由0變為1，看到了太陽翼發電電流從5 A以下迅速上升到18 A左右的變化信號，驗證了太陽翼在空間環境下成功展開鎖定、正常發電。

圖14 太陽翼展開前后遙測數據變化情況Fig.14 Changes of the solar wing’s telemetry data before and after the deployment

5 結 論

1)本文設計的太陽翼，展開基頻達到8.3 Hz，可用于在軌有敏捷機動需求的航天器。

2)該太陽翼采用了無固定轉軸的帶簧鉸鏈作為支撐臂中部的彎折機構，有效解決了由太陽電池板、衛星側壁結構以及支撐臂等組成的多連桿閉環機構收攏狀態桿長匹配問題。

3)采用的自適應鎖定式鉸鏈，有效解決了太陽翼展開末了過約束鎖定問題。

4)根部鉸鏈鎖定設計從根本上消除了支撐臂斷裂后太陽翼工作狀態難以繼續維持的故障危險源。

5)地面試驗驗證和在軌飛行試驗驗證結果表明，該太陽翼實現了高剛度、輕量化設計目標。