深空探測器指向機構可靠性設計研究

張樸真， 何永強， 徐燕菱， 楊建中， 冀 巍

（1.北京空間飛行器總體設計部， 北京 100094； 2.天津航天機電設備研究所， 天津 300301）

0 引言

進入21 世紀，深空探測再次迎來發展高峰期[1]。 自2003 年以來，各航天強國紛紛推出新的深空探測發展戰略、規劃和計劃，并力求建立全球空間探測戰略與結構體系，為了尋找天體中水和生命的跡象，實現一系列科學目標，全面展開對整個太陽系以及更遠深空的探測。

隨著深空探測任務越來越復雜，任務周期越來越長，也暴露出了一系列問題[2]，特別是對于任務周期超長的小天體采樣探測，超長的任務周期、超遠的器地距離與不斷變化的太陽高度角、器地連線方向、有效載荷探測方向等要求指向機構具有極高的精度，同時具有極高的可靠性，以實現長期穩定指向。

指向機構是指通過單軸或多軸轉動使負載具備特定的姿態的裝置。 指向機構一般由壓緊釋放機構、驅動組件、傳動組件、控制組件、連接結構等組成[3]。 指向機構是深空探測器的重要組成部分，例如太陽翼、定向天線、桅桿等。

與近地軌衛星機構相比，深空探測器指向機構具有以下特殊性：①空間特殊環境的適應性：極端高低溫交變，塵埃云與高能粒子，行星表面重力場、磁場，風場及塵埃等，均會對航天器材料力學性能、表面狀態、機構運動副摩擦力、電子元器件功能與壽命等造成影響，進而影響空間機構的可靠性和安全性。因此，相比于一般的空間機構，深空探測器指向機構需在繼承性設計的基礎上針對空間環境；②不可維修性：雖然隨著空間技術的發展，航天飛機、空間站等飛行任務實現了空間飛行器的在軌維修、 更換和維護，但從人類的現有技術水平來看，很長時間內深空探測機構都不具有在軌維修和更換的可能性。 因此，相比于一般空間機構，深空探測器指向機構需要考慮材料疲勞、老化等壽命問題，確保能在規定的壽命時期內可靠地工作；③輕質要求：由于極高的發射成本，深空探測器對部組件重量、體積要求極為嚴苛，指向機構在設計時需兼顧極高可靠性需求與最小的重量、體積代價；④功耗限制：探測器與太陽距離的增大，單位面積的太陽能功率低，能源緊張，對部件和設備功耗有嚴格的限制，指向機構在驅動組件設計時需兼顧裕度與功耗。 針對上述特殊性，我們必須采取針對性的措施，在有限的質量、功耗資源下提升指向機構的可靠性。

1 設計

1.1 材料及工藝選取

深空探測器指向機構材料的選用， 需根據載荷條件及使用工況確定材料的剛度、強度、熱匹配性需求，在符合航天標準的優選目錄中選取合適的材料范圍， 根據其空間環境適應性選取合適的熱處理、表面處理工藝，并使材料密度最低，并在經過認證的生產廠家、規格及技術條件目錄中選用， 且該材料應經過飛行驗證或開展了相應的鑒定試驗。

1.2 潤滑設計

深空探測面臨±100℃甚至更寬的溫度交變環境，而溫度直接影響潤滑材料的性能， 空間潤滑設計對保證指向機構在空間環境中的正常運行至關重要。 指向機構的潤滑主要集中在驅動組件、傳動組件中，具體部位主要包括軸承、行星減速器和諧波減速器。 由于潤滑油、脂在低于傾點下會發生粘滯甚至卡死， 因此深空探測器指向機構通常采用固體潤滑或脂潤滑+熱控措施。

（1）軸承的潤滑。 驅動組件電機端和傳動組件中的深溝球軸承的潤滑采用溝道濺射MoS2基復合潤滑膜作為初始潤滑膜并輔以PTFE 基自潤滑保持架的固體潤滑方式。

（2）行星減速器、諧波減速器的潤滑。 行星減速器與諧波減速器通常單獨或組合使用， 一般在齒面采用表面濺射MoS2固體潤滑； 或在齒面采用表面處理提升硬度+潤滑脂潤滑方式，并采用防爬移技術，防止潤滑脂的爬移損失。由于環境溫度低于潤滑脂傾點溫度時，需使用主動熱控措施加熱潤滑部位至傾點溫度以上機構才能正常運行，功耗大且時間長，因此一般情況下還是以固體潤滑為主。

1.3 防塵設計

小天體表面附著的大量松軟土壤或塵埃容易在探測器著陸或采樣過程中被激勵以至飛濺，火星等固態行星在風場作用下往往形成揚塵甚至沙塵暴現象。顆粒物一旦進入軸承或減速器嚙合面會加劇磨損形成更多顆粒甚至導致卡死。因此需在指向機構驅動組件的轉動和固定分離面上采用迷宮式密封加接觸式密封的結構型式。

迷宮設計就是通過多個拐角和小的間隙， 構成類似迷宮的結構，防止小顆粒直線運動進入。接觸式密封設計采用潤滑性能好的聚四氟乙烯材料加工一個密封環，放置在固定部分和轉動部分之間， 通過微過盈的尺寸控制將聚四氟乙烯微壓縮，封死與外界的空間通道，避免通過迷宮的顆粒進入驅動機構的軸系。 由于聚四氟乙烯材料與密封面產生滑動摩擦，因此要求摩擦表面需光滑，且要控制聚四氟乙烯的過盈量， 避免較大的應力產生過多的聚四氟乙烯磨屑。

通常驅動組件殼體外表面會整體包覆隔熱材料，本身也可以作為第一層遮擋，能夠阻擋絕大部分顆粒，大大減少了顆粒進入驅動組件的可能性。

1.4 冗余設計

除了對特定的空間環境與工況采取特殊設計外，需要在質量約束下，以確保重要功能為目標，對指向機構的重要組成部分采取熱備份或冷備份的措施， 進一步增加設計的可靠性。指向機構的主要功能是入軌前可靠壓緊，在軌后可靠解鎖，工作過程中在一定角度范圍內可靠、安全運行。

針對壓緊、解鎖問題，壓緊釋放機構所使用的火工品通常具備雙點火器，只要一個點火器發火，即可動作。 同時點火器系鈍感型電點火器，長時間施加小電流不發火，短時間大電流瞬時發火，同時具備良好的抗靜電能力。

針對可靠運行問題，在驅動組件的設計中，對驅動源即（電機）、測角元件（旋轉變壓器）可采取使用雙繞組備份設計。 并在控制器中對控制電路及各功能電路也采用一主一備的冗余設計，與繞組一一對應，必要時也可以交叉使用。

針對在一定角度范圍內安全運行的問題， 控制器軟件根據旋轉變壓器反饋的實時角度，設計了軟件限位，當驅動組件運動角度超過一定角度（例如0.5°）以上時會觸發軟件限位開關，并產生限位信號，提供給控制電路，控制電機停止運動。 同時，在略大于軟件限位角度的位置，設置了機械硬限位以確保安全。

2 分析

以火星表面探測器為例對指向機構的力矩裕度與可靠度進行定量計算。

2.1 裕度分析

根據驅動力矩、阻力矩、重力矩等驅動特性，如表1所示，對其火星工作工況下、地面試驗工況下的靜力矩裕度與動力矩裕度進行分析。

表1 指向機構驅動特性匯總表Tab.1 Summary of the pointing mechanism’s driving characteristics

靜力矩裕度按公式（1）[4]計算，并應不小于1.75：

其中T驅、T重、T慣、T阻分別為驅動力矩、重力矩、慣性力矩、阻力矩。

火星重力環境下的靜力矩裕度按公式（2）計算，并應不小于0.5：

通過計算，指向機構各軸的力矩裕度如表2 所示。

表2 指向機構各軸力矩裕度Tab.2 Moment margin of the pointing mechanism’s axes

由計算可知，火星重力環境下，指向機構各軸均滿足靜力矩裕度和保持力矩裕度要求。地球重力環境下，軸系A 重力矩大于驅動力矩和保持力矩， 不滿足靜力矩裕度和保持力矩裕度的要求，因此在地面測試過程中，需要對該軸采取重力卸載措施，避免不必要的損傷。

2.2 可靠性定量分析

為了定量分析指向機構的可靠性， 需要對機構的整個任務剖面進行分析， 并明確成功定義， 建立可靠性模型，并對各部分可靠性進行賦值，通過運算獲取整個機構的可靠性[5]。

2.2.1 任務剖面

指向機構從發射直到著陸火星工作，可以按照飛行過程和著陸工作階段兩個時間剖面進行可靠性分析，見表3。

表3 指向機構任務剖面Tab.3 Mission profiles of the pointing mechanism

與一般空間機構產品比較，火星指向機構的特殊性主要在于環境條件，對機構可靠性提出了更高的要求，包括：

（1）探測器在軌時間長，指向機構在經歷長時間軌道環境條件下的貯存后才開始運動，即地火轉移不超過12個月；環火飛行不超過6 個月；火星表面運行90 個火星日（約92 個地球日）。

（2）指向機構產品要承受著陸火星的沖擊載荷及火星重力。

（3）指向機構產品要承受火星工作溫度條件，更為惡劣。

（4）火星上存在大氣，會出現塵暴天氣，因此對產品防塵能力的要求較高。

2.2.2 成功定義

指向機構任務成功定義，見表4。

表4 指向機構任務成功定義Tab.4 Mission success definition to the pointing mechanism

2.2.3 可靠性模型建立

根據指向機構的工作模式， 其各組成部分基本上是串聯結構，可靠性框圖如圖1 所示。

圖1 指向機構可靠性框圖Fig.1 Reliability block diagram of the pointing mechanism

2.2.4 可靠性預計

指向機構可靠度預計見表5。

表5 指向機構可靠度預計表Tab.5 Reliability prediction of the pointing mechanism

指向機構在軌飛行階段的可靠度由壓緊釋放裝置的壓緊可靠度決定。壓緊釋放裝置經過預緊后為剛性連接，可認為可靠度近似為1，因此指向機構飛行階段的可靠度為1。

指向機構在火星表面工作的可靠度由壓緊釋放機構、軸系A、軸系B 和軸系C 的可靠度決定，因此指向機構在火星表面工作階段的可靠度為四者可靠度之積，即0.9978。

3 試驗

在設計與分析滿足工程需要后，需對樣機進行完整的鑒定試驗，確保其部件、組件均能滿足要求并驗證設計與分析結果。試驗過程中，力、熱等工況加載方式盡量模擬真實邊界，載荷量級需考慮一定裕度，具體試驗項目見表6。

表6 試驗項目Tab.6 Test items

4 結論

本文對深空探測器指向機構可靠性設計與分析、試驗工作進行了探討，并以火星探測器指向機構為例，給出了其力矩裕度與可靠性定量計算方法， 同時給出了試驗驗證方案， 可以為后續深空探測器指向機構可靠性設計提供有益參考。