微小衛星可展式剛撓結合板太陽電池陣設計

仇恒抗 楊琴 張智芳 蘇寶法 殷茂淑 王志超 方圓 楊廣

(1 上海空間電源研究所，上海 200245)(2 上海航天技術基礎研究所，上海 201109) (3 上海航天技術研究院，上海 201109)(4 中國科學院微小衛星創新研究院，上海 201203)

隨著航天技術的發展，微小衛星因其體積小、質量小、成本低、周期短、應用領域廣泛的突出優點，已作為大衛星的一個重要補充，在通信、遙感、科學研究、技術演示等諸多領域越來越顯示其特有的優勢[1]。微小衛星采用了集成化、模塊化等新型設計技術，隨著有效載荷的增加，其功率需求也不斷增加，需在有限的包絡體積內實現更大的太陽電池陣展開面積，因此出現了類似大衛星上的多維可展式太陽電池陣。

常規衛星太陽電池陣主要為剛性太陽電池陣，剛性基板采用鋁蜂窩芯，面板為Kapton纖維和碳纖維復合材料，基板表面需要粘貼一層聚酰亞胺膜。工程應用中基板厚度一般約為23 mm，板與板收攏間距一般約為20 mm,太陽電池電路附在基板表面，太陽電池陣收攏后對包絡體積有較高需求。由于微小衛星通常受外包絡尺寸限制，其太陽電池陣基板一般采用厚度較薄的印制電路板(PCB)或者碳纖維復合材料板。采用PCB的優點是成本較低，太陽電池電路內部連接集成于基板上，簡化電路連接設計；另外，PCB密度較低，可以減小質量[2]。目前，大部分立方體衛星(CubeSat)的太陽電池陣基板都采用PCB作為基板結構。文獻[3-4]中介紹了一些典型的PCB太陽電池陣結構設計，文獻[5]中介紹了美國研制的可適用于CubeSat的單板可展式太陽電池陣，稱為高性能比(HaWK)太陽電池陣。但是，上述太陽電池陣多為單板可展式，未進行不同PCB板之間的內置電路電連接，未實現多板收攏可展式太陽電池陣，在有限的包絡尺寸內影響太陽電池陣面積最大化的實現。

本文設計了一種多板可展式剛撓結合板太陽電池陣，可實現太陽電池電路與基板集成、功率傳輸，省去常規太陽電池陣電路外部電線、電纜連接，在小包絡尺寸內最大化滿足衛星載荷對功率的需求。

1 可展式剛撓結合板太陽電池陣設計

基于微小衛星在有限包絡范圍內對較大功率的需求，為了實現太陽電池陣體積比功率及質量比功率的大幅提升，本文采用剛撓結合板太陽電池陣技術，將太陽電池電路與基板高度集成，剛性PCB板內設印制電路，實現板上太陽電池組件功率輸出，板與板之間的功率傳輸通過撓性板內的柔性電纜承載，板與板之間的驅動展開及展開后的結構支撐由設計的柔性鉸鏈實現，形成太陽電池電路與基板一體化可收攏展開式太陽電池陣。其技術難點體現在剛撓結合板的制板，以及太陽電池陣對發射段力學響應和在軌環境適應性等方面。

1)剛撓結合板制板

本文設計的剛撓結合板結構如圖1所示，采用4層板，頂層與底層為阻焊層，中間4層板為銅箔與基材層層壓合而成，在頂層與底層的阻焊層表面貼有聚酰亞胺膜，撓性區采用撓性基材(壓延銅箔)加覆蓋膜。

圖1 剛撓結合板結構設計Fig.1 Structure design of rigid-flex plate

剛撓結合板板材涉及到柔性板材和剛性板材，2種板材在材質及板材特性參數方面均有差異，因此在壓合過程中對2種板材漲縮控制方面有較高要求，根據材料特性進行仿真分析，通過工藝摸索掌握了2種板材較好的漲縮控制參數，其范圍控制在0.050～0.124。

剛撓結合板要露出需要彎折的柔性內層，并且露出的柔性內層表觀上不能有多余的殘膠，因此在壓合和揭蓋開窗過程中存在技術難度。在壓合的時候，采用將柔性區對應的半固化片銑掉，并且保證一定的內縮值，避免后期柔性區域存在溢膠。

一般在揭蓋開窗露出撓性板的過程中需要進行盲銑，目前的方式具有很大的局限性。首先，剛性板單片由于有預盲銑，厚度一般要保證在0.25 mm以上，對剛性板的疊層設計提出了更高的要求；其次，對于多張撓性板單片，容易在軟硬結合區有應力殘余，導致軟硬結合區分層發白問題。為了解決上述問題，在撓性板開窗位置放置耐高溫的含聚四氟乙烯填充物，克服盲銑的缺陷，并且盲銑后易于柔性層的分離。

2)力學及環境適應性

衛星在發射階段具有一定的力學響應，太陽電池陣要能夠克服力學振動的沖擊，而剛撓結合板的剛性板板壁較薄，振動響應較大，在工程應用時必須進行充分的仿真分析及試驗驗證。從剛撓結合板的熱學性能看，其與常規的碳纖維鋁蜂窩基板存在差異，因此需要結合在軌溫度條件驗證在高低溫交變環境中剛撓結合板的熱應變，以滿足工程使用要求。

下文將結合設計實例，對剛撓結合板的力學及環境適應性進行分析及驗證。

2 設計實例及驗證分析

2.1 剛撓結合板設計實例

某衛星受包絡尺寸限制，單側太陽電池陣收攏后的包絡不能超過185 mm×420 mm×20 mm，收攏后板間距不大于5 mm，且太陽電池陣輸出功率不小于50 W。采用本文提出的剛撓結合板太陽電池陣設計，將通過銅層加固設計的PCB板作為太陽電池陣剛性基板，設計為4層板，銅箔與基材層層壓合，在頂層與底層的阻焊層表面上貼有聚酰亞胺膜增強絕緣性能，撓性區采用撓性基材(壓延銅箔)加覆蓋膜，產品實物如圖2所示。設計的剛撓結合板太陽電池陣輸出功率約為60 W，展開后外廓尺寸為376 mm×430 mm，板厚度為2.1 mm，2塊剛性板折疊后的間距為5 mm，質量720 g。

圖2 剛撓結合板實物Fig.2 Physical map of rigid-flex plate

基板內的印制電路作為太陽電池陣電路的連接電路，PCB板頂層及底層分別開窗預留焊盤與相應太陽電池組件正、負極相連，撓性板的內置撓性電纜將剛性基板之間的電路進行連接，最終實現太陽電池陣電路與基板的完全集成，省去電線、電纜、接插件連接，形成可折疊展開式太陽電池陣。太陽電池組件粘貼在剛性基板表面、太陽電池組件兩端的銀連接片焊接在PCB預留的焊盤上，形成太陽電池陣。剛撓結合板電路原理如圖3所示，太陽電池陣實物如圖4所示。

圖3 剛撓結合板電路原理Fig.3 Circuit princple of rigid-flex plate

圖4 剛撓結合板太陽電池陣實物Fig.4 Physical map of rigid-flex plate solar array

2.2 機構和壓緊釋放裝置設計實例

針對可展式剛撓結合板太陽電池陣的使用特點，優化太陽電池陣的機構設計，其中主要包括壓緊釋放機構、集中解鎖機構、門軸鉸鏈和柔性鉸鏈。

CubeSat太陽電池陣壓緊釋放裝置通常采用熔線式壓緊釋放裝置[6]，利用不同熱膨脹系數原理的壓緊釋放裝置[7]，以及采用電機驅動的壓緊釋放裝置[8]。本文提出的剛撓結合板太陽電池陣，通過記憶合金脹斷器通電加熱，脹斷鈦桿，解壓緊釋放機構的約束。

壓緊釋放機構主要由滑動壓板、聯動繩組件、驅動彈簧、內板墊塊1及內板墊塊2等組成(如圖5所示)。滑動壓板與基板外板墊塊1的接觸面均為45°斜面，從而達到水平施加壓緊力同時能夠約束豎直方向自由度的目的。壓緊機構通過墊塊1將壓緊力傳遞到墊塊2上，墊塊1與墊塊2的接觸面噴涂二硫化鉬，以提高接觸面間的摩擦系數。

圖5 壓緊釋放機構Fig.5 Pressure releasing machanism

太陽電池陣結構與機構兩翼展開驅動集成在一起，由集中解鎖機構(如圖6所示)實現。入軌后，根據程控或遙控指令完成解鎖功能，指令啟動記憶合金脹斷器控制電路后，記憶合金脹斷器通電加熱，脹斷鈦桿，解除對壓緊釋放機構的約束。

圖6 集中解鎖機構Fig.6 Centralized unlocking machanism

門軸鉸鏈由固定座、扭簧和鎖定部分構成，展開狀態如圖7所示。門軸鉸鏈轉動座和固定座通過轉軸連接在一起，中部有2個扭簧，起到驅動作用，鎖定部分起到到位鎖定作用。在展開到位時，限位臺將轉動座限定在90°的位置，鎖簧驅動鎖銷將轉動座鎖定，鎖銷與固定座鎖定結果采用錐臺錐孔配合，適應裝配誤差，滿足鎖定剛度要求。柔性鉸鏈是太陽電池陣外板展開的驅動組件，鉸鏈由兩端的基座和中部的簧片構成。

圖7 門軸鉸鏈展開狀態Fig.7 Door-hinge unfolded state

2.3 驗證分析

1)基板模態

根據GJB 2602-96《空間太陽電池陣通用規范》要求，太陽電池陣在收攏狀態下的固有頻率應不與整星的固有頻率相耦合，其第一階固有頻率一般應大于20 Hz，可展式太陽電池陣在展開鎖定后的第一階非平面彎曲固有頻率應不與衛星姿態控制系統回路頻率相干擾，一般應大于0.1 Hz。因此，對所設計的剛撓結合板太陽電池陣在收攏壓緊狀態下及展開狀態下進行模態仿真分析，仿真分析云圖結果如圖8與圖9所示。剛撓結合板收攏狀態的一階模態頻率為33.536 Hz，展開狀態整翼一階模態頻率為2.600 4 Hz，滿足衛星使用要求。

圖9 展開狀態下一階模態Fig.9 The 1st mode of deployed state

對剛撓結合板太陽電池陣，開展鑒定級與驗收級正弦振動、隨機振動試驗，試驗條件分別如表1和表2所示。振動試驗后，太陽電池陣表觀完好、太陽電池無碎裂，剛撓結合板無損傷、無變形，通過試驗考核，滿足衛星使用要求。

表1 正弦振動條件Table 1 Condition of sinusoidal vibration

表2 隨機振動條件Table 2 Condition of random vibration

2)太陽電池陣展開

對設計的太陽陣進行地面展開試驗。展開過程順利，展開時間約為2 s，表明機構設計合理可行。展開后的實物照片如圖10所示。

圖10 剛撓結合板太陽電池陣展開實物Fig.10 Physical map of deployed rigid-flex plate solar array

3)基板熱應變

為充分驗證剛撓結合板的PCB基板在高低溫熱沖擊中的變形情況，對剛撓結合板進行高低溫熱沖擊試驗(溫度范圍-95～+95 ℃)。在基板表面粘貼應變傳感器，以采集基板在試驗過程中的應變信號，試驗結果如圖11所示。

圖11 剛撓結合板的周期性熱應變曲線Fig.11 Periodic thermal strain curves of rigid-flex plate

剛撓結合板的高低溫應變差值為1300微應變(με)，有豐富飛行經驗的常規鋁蜂窩碳纖維剛性基板的熱應變試驗結果一般為不大于2000微應變，所以剛撓結合板的熱應變滿足空間溫度環境的工程應用。

對設計的剛撓結合板太陽電池陣開展熱真空試驗。試驗條件為：真空度不大于1.3×10-3Pa；溫度范圍為-90～+120 ℃；循環次數為6.5次。試驗后，太陽電池陣表觀完好，印制板無變形、無分層、太陽電池無碎裂，滿足工程應用需求。

3 在軌驗證

太陽電池陣采用剛撓結合板設計，單側太陽電池陣收攏后外廓尺寸為180 mm×430 mm，厚度為2.1 mm，收攏折疊后的板間距為5 mm，太陽電池陣輸出總功率約為60 W，質量僅為720 g，比采用常規鋁蜂窩碳纖維基板設計[9]，太陽電池陣體積比功率及質量比功率均提高了1倍以上。

本文設計的剛撓結合板太陽電池陣已在軌成功應用，太陽電池陣工作性能良好，電路部分電流輸出穩定，在母線下輸出電流約為5.2 A(如圖12所示，為某月太陽電池陣輸出電流曲線)，母線下功率輸出大于60 W。因此，剛撓結合板太陽電池陣在衛星有效的包絡空間內，功率輸出滿足衛星的功耗需求。

圖12 剛撓結合板太陽電池陣在軌遙測電流Fig.12 Telemetering current of rigid-flex plate solar array on orbit

4 結束語

太陽電池陣采用剛撓結合板設計，將太陽電池電路與基板高度集成，具有太陽電池陣基板薄、質量小、電路連接簡化及撓性板可彎曲折疊等優點，能滿足微小衛星高質量比、高體積比功率的需求。針對剛撓結合板太陽電池陣的使用特點，本文優化太陽電池陣壓緊釋放、展開鎖定機構設計。設計的剛撓結合板太陽電池陣通過了太陽電池陣展開及整星力學、熱學等鑒定試驗考核及在軌飛行驗證，可為后續相關太陽電池陣設計提供參考。隨著微小衛星有效載荷技術的發展，對大面積太陽電池陣的需求日益迫切，本文設計的太陽電池陣要實現更大的面積，還要進一步優化其結構及組成方式，以適應剛度及基頻的約束。此外，還要在模塊化、組合化及標準化設計等方面開展進一步的探索性的工作。