高分多模衛星高剛度太陽翼機構設計與驗證

商紅軍 任守志 盛聰 鄭樹杰

(1 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)(2 北京衛星制造廠有限公司，北京 100094)

自從第一顆遙感衛星誕生以來，隨著遙感衛星技術的不斷發展及對地觀測任務需求的不斷提升，衛星遙感圖像的空間分辨率和衛星的姿態機動能力不斷提高。遙感衛星的在軌剛度和轉動慣量，越來越成為影響遙感圖像空間分辨率和衛星姿態機動能力的重要因素，尤其是高分辨率、高敏捷的遙感衛星更需要具有高剛度和低慣量的特點[1-3]。而太陽翼作為衛星在軌飛行時外形尺寸最大、剛度最低的可展開部件，對遙感衛星在軌剛度和轉動慣量的影響非常大。以往遙感衛星的太陽翼，均為多塊基板串聯一維展開的剛性太陽翼，其展開狀態的整體外形為窄長的矩形，導致太陽翼的質心距離衛星較遠、轉動慣量很大，而展開狀態的剛度卻很低[4]，無法滿足高分辨率、高敏捷遙感衛星的要求。因此，只有低慣量、高剛度太陽翼才能滿足高分辨率高敏捷遙感衛星的任務要求[5-9]。

高分多模衛星是中國空間技術研究院研制的一顆高分辨率、高敏捷光學遙感衛星。針對高分多模衛星對低慣量、高剛度太陽翼的需求，在傳統多板串聯一維展開剛性太陽翼技術的基礎上，開發了一種三塊基板并聯二維兩步展開的低慣量、高剛度剛性太陽翼機構方案，設計并研制了兩套低慣量、高剛度二維展開剛性太陽翼。

本文總結了高分多模量衛星三板并聯高剛度太陽翼機構的設計及驗證情況，著重介紹了太陽翼構型及展開過程設計、高剛度基板及高剛度鉸鏈設計，在此基礎上，開展了太陽翼展開狀態基頻和展開過程動力學仿真分析驗證，介紹了高剛度鉸鏈、太陽翼展開狀態剛度和太陽翼展開性能的地面試驗驗證情況，最后介紹了高分多模衛星太陽翼在軌飛行驗證情況，可為我國高剛度太陽翼機構設計及研制提供參考。

1 機構設計

高分多模衛星是一顆典型的高分辨率、高敏捷遙感衛星，其太陽翼機構設計的關鍵要求包括：①低慣量設計，即展開狀態質心靠近衛星，轉動慣量小，利于衛星快速姿態機動；②高剛度設計，即展開狀態剛度高，保證衛星姿態或軌道機動等引起的太陽翼顫振能夠快速衰減，利于衛星實現姿態的快速穩定和高精度觀測成像；③高可靠展開，保證太陽翼能夠正常發電，確保衛星供電安全。為滿足上述要求，主要開展了三板并聯構型方案設計、與并聯構型相適應的二維兩步展開方案設計及高剛度部件設計。

1.1 構型設計

構型是影響太陽翼展開狀態剛度和轉動慣量的重要因素。根據結構動力學理論，展開狀態外形又短又寬的太陽翼，展開狀態轉動慣量更小、基頻更高。因此，針對傳統串聯太陽翼慣量大、剛度低與高分多模衛星對低慣量、高剛度太陽翼需求的矛盾，提出了展開狀態外形又短又寬的三板并聯構型作為高分多模衛星的太陽翼構型方案。在該構型方案中，太陽翼機構由3塊可鋪貼太陽能電池的基板、1個根部鉸鏈、4個側板鉸鏈、4套壓緊裝置和1套側板釋放裝置組成。其中，3塊基板分別為中心板、上側板和下側板，外形尺寸相同，長度均為2200 mm，寬度均為1200 mm，中心板通過根部鉸鏈與星上太陽電池陣驅動裝置(SADA)相連，上側板和下側板分別通過兩個側板鉸鏈與中心板的長邊相連，形成了上側板、中心板和下側板三板并聯的展開狀態構型，如圖1所示。太陽翼展開狀態本體長度為2200 mm，寬度為3800 mm，總面積為7.92 m2。三板并聯構型實際上是一種樹狀結構，中心板為主干，兩塊側板為支干，這是一種天然的結構剛度很高的構型方案。

在收攏狀態，太陽翼的上側板和下側板分別收攏在中心板的正面和背面，并通過壓緊裝置壓緊在衛星側壁結構上，如圖2所示。高分多模衛星在軌飛行狀態如圖3所示。

圖2 太陽翼收攏狀態Fig.2 Stowed solar array

圖3 衛星在軌飛行狀態Fig.3 Satellite on-orbit configuration

相比傳統3塊基板串聯的太陽翼(見圖4，基板尺寸和結構設計完全相同)，3塊基板并聯太陽翼的長度縮短2倍，寬度增大2倍，展開狀態的構型由窄長變為短寬，這就導致太陽翼的質心與衛星的距離減少2倍，轉動慣量顯著減小，面外彎曲剛度則顯著增大[9]。根據計算可知，太陽翼結構的面外彎曲剛度增大2倍，面外彎曲方向的轉動慣量減小至傳統串聯構型太陽翼的約1/8。

圖4 太陽翼展開狀態示意圖Fig.4 Solar array deployment configuration

1.2 展開方案設計

傳統串聯太陽翼展開方式為一維展開，而高分多模太陽翼為三板并聯構型，無法采用一維展開方式。針對這種構型的特殊性，設計了與之相適應的二維兩步展開方案(見圖5)：第一步，所有壓緊裝置解鎖后，3塊太陽電池板在根部鉸鏈的作用下展開，直至根部鉸鏈展開到位并鎖定，此過程中2塊側板收攏在中心板上，見圖5(a)～(c)；第二步，在根部鉸鏈即將展開到位前，通過側板釋放裝置釋放2塊側板，2塊側板在側板鉸鏈的驅動下，分別向中心板的兩側展開，直至展開到位并鎖定，見圖5(d)～(f)。采用兩步展開的方式并且在根部鉸鏈展開到位前才釋放側板，可以避免壓緊在星體與中心板之間的側板與衛星發生干涉。這種二維兩步展開方案，可以較好地滿足三板并聯構型太陽翼的展開需求。

圖5 太陽翼展開過程示意圖Fig.5 Solar array deployment sequences

1.3 部件設計

太陽翼展開狀態的剛度，除了與構型密切相關外，也與太陽翼的主要部件即基板和鉸鏈的剛度密切相關，提高基板和鉸鏈的剛度，就可以提高太陽翼的展開狀態剛度。

1.3.1 高剛度基板

為了保證高分多模衛星太陽翼獲得高剛度，基板結構選用高剛度、輕量化的碳纖維面板/鋁蜂窩夾層結構。為了進一步提高基板的剛度，主要采取了兩種設計措施：一是通過增大鋁蜂窩芯的高度，來增大三塊基板的厚度，這會大大增加基板的彎曲剛度；二是選擇高模量碳纖維作為基板的面板材料，并優化鋪層設計，可以進一步提高基板的彎曲剛度。根據蜂窩夾層結構彎曲剛度的計算公式可知，這兩種提高基板剛度的設計措施中，增大蜂窩芯高度比選用高模量碳纖維材料的效果更明顯。

1.3.2 高剛度鉸鏈

鉸鏈作為太陽翼與衛星以及太陽翼基板之間的連接部件，在基板剛度顯著提高之后，就成為影響太陽翼展開狀態剛度的關鍵因素，低剛度的鉸鏈會使得基板剛度的提高變得幾乎沒有意義。

根部鉸鏈用于高分多模衛星太陽翼與衛星之間連接，其剛度對太陽翼的剛度影響非常大。在設計上，通過增大外形尺寸、引入四桿鎖緊機構和采用高模量材料等設計措施，在保證可靠的展開鎖定性能并維持質量基本不變的情況下，獲得了遠超傳統銷槽式鉸鏈的高鎖定剛度。根部鉸鏈示意如圖6所示。

圖6 根部鉸鏈示意圖Fig.6 Root hinge

側板鉸鏈用于中心板與兩塊板側板的連接，也采用與根部鉸鏈相同的四桿鎖緊機構和高剛度設計措施，同樣實現了高剛度設計。側板鉸鏈收攏狀態和展開狀態示意如圖7所示。

圖7 側板鉸鏈示意圖Fig.7 Panel hinge

2 仿真分析與驗證

到目前為止，太陽翼依舊是大多數航天器唯一的能源提供裝置，因此一旦出現在軌展開故障，就會造成航天器失效，損失巨大。因此，需要對太陽翼展開機構的設計進行充分的仿真分析驗證，對太陽翼實際產品的功能和性能進行地面試驗驗證和在軌飛行驗證。在高分多模衛星太陽翼機構設計的3個主要關切中，低慣量特性通過簡單幾何計算即可獲得驗證，而高剛度和可靠展開的實現難度較大且準確性要求高，因此需要通過仿真分析、地面試驗及在軌飛行等方式進行綜合驗證。

2.1 仿真分析

仿真分析是驗證太陽翼展開方案設計正確性及獲取太陽翼結構動力學特性和展開過程動力學特性的主要手段。本文重點針對高分多模衛星太陽翼高剛度及二維兩步展開特性進行仿真分析，主要內容包括展開狀態模態分析及展開過程動力學仿真分析。

2.1.1 展開狀態模態分析

太陽翼展開狀態剛性通常以展開狀態固有頻率來表征。通過太陽翼展開狀態模態分析，可以獲得太陽翼展開狀態模態振形及對應的固有頻率，從而驗證太陽翼展開狀態剛度是否滿足設計要求。根據高分多模衛星太陽翼結構設計，建立了太陽翼展開狀態的有限元模型，完成了展開狀態模態分析，獲得了太陽翼展開狀態的主要模態振型和對應的固有頻率，結果表明：高分多模衛星太陽翼展開狀態一階面外彎曲頻率(f1)為2.45 Hz，一階扭轉頻率(f2)為2.68 Hz，一階面內彎曲頻率(f3)為2.79 Hz，模態振型如圖8所示。

相同面積的傳統三板串聯剛性太陽翼的面外彎曲基頻通常在0.2 Hz～0.4 Hz之間，因此高分多模衛星太陽翼的面外彎曲基頻高達傳統三板串聯太陽翼的6～12倍。

2.1.2 展開過程動力學仿真分析

通過展開過程動力學仿真分析，可以驗證太陽翼機構展開方案設計的合理性，并獲取太陽翼在軌展開動力學特性(包括展開時間、各部件運動規律及力學特性等)[10]。根據高分多模衛星太陽翼結構及機構設計，建立了太陽翼展開過程動力學仿真分析模型，模型中的中心板和兩塊側板均為柔性結構，以保證仿真結果更符合實際情況。針對低溫工況，開展了太陽翼展開過程動力學仿真分析，得到太陽翼展開過程如圖9所示，與1.2節圖5所設計的展開方案基本一致。

圖9 太陽翼展開過程動力學仿真結果Fig.9 Deployment dynamics simulation of solar array

由于慣性作用，兩塊側板的展開速度并不一致，其中收攏狀態處于中心板外側的下側板的展開速度要快于上側板。中心板、下側板和上側板展開到位后，均會直接或間接對與根部鉸鏈固連的SADA產生鎖定沖擊載荷，其中中心板最先展開到位，然后是下側板，最后是上側板，對應圖10中曲線的3個較高的波峰。從壓緊裝置解鎖釋放至上側板鎖定為太陽翼展開時間(18 s)，對應圖10中曲線中第3個較高的波峰。

圖10 低溫工況下太陽翼根部鉸鏈鎖定沖擊載荷Fig.10 Shock load on root hinge at the end of deployment at the minimum temperature

在兩塊側板展開時，中心板會受到兩側板的反向驅動。由于通過根部鉸鏈與中心板固連的SADA的保持力矩較小，SADA會相對兩塊側板反向旋轉，在兩塊側板鎖定后會出現來回振蕩現象，直至轉動能量在耗散完畢，SADA才會停止轉動。展開過程中SADA轉動角度曲線，如圖11所示，SADA轉動角速度曲線，如圖12所示。

圖11 低溫工況下太陽翼展開過程中SADA轉動角度曲線Fig.11 SADA rotation angle during solar array deployment at the minimum temperature

圖12 低溫工況下太陽翼展開過程中SADA轉動角速度曲線Fig.12 SADA angular velocity during solar array deployment at lowest temperature

2.2 地面試驗驗證

通過地面展開試驗，可以在航天器最終飛行試驗前充分驗證太陽翼的展開功能和性能，暴露潛在的剛度不足、力矩裕度不足、干涉等問題，并為采用相應的解鎖措施提供參考。本文針對高分多模衛星太陽翼高剛度及二維兩步展開特性，重點介紹太陽翼展開狀態固有頻率測試情況及地面展開試驗驗證情況。

2.2.1 太陽翼展開狀態固有頻率測試

在吊掛展開狀態下，對高分多模衛星太陽翼飛行產品，進行了展開狀態面外彎曲固有頻率測試，測得太陽翼展開狀態面外彎曲一階固有頻率為2.09 Hz，該測試值中包含了吊掛裝置、空氣等附加質量的影響，非常保守。通過仿真分析，消除吊掛裝置質量的影響后，得到該太陽翼展開狀態面外彎曲一階固有頻率為2.35 Hz，與仿真分析結果一致，證明高分多模衛星太陽翼實現了高剛度設計。太陽翼展開狀態面外彎曲一階固有頻率測試曲線，如圖13所示。

圖13 太陽翼展開狀態固有頻率測試曲線Fig.13 Solar array fundamental frequency measurements in deployed configuration

2.2.2 地面展開試驗

1)地面展開試驗設計

由圖5可知，高分多模衛星太陽翼的展開過程為二維運動，因此需要設計并研制與三板并聯兩維展開特性相適應的二維吊掛式零重力展開試驗裝置，以在地面對太陽翼展開功能和性能進行充分的試驗驗證。

由2.1.2節太陽翼展開過程動力學仿真分析結果表明：在太空中展開時，高分多模衛星太陽翼的上側板和下側板并非同步展開。在實際的工程研制過程中，為了簡化太陽翼地面展開試驗方案，在展開試驗裝置設計時，太陽翼的上側板和下側板按同步展開處理。太陽翼二維吊掛式展開試驗裝置原理如圖14所示。

圖14 太陽翼吊掛展開試驗裝置工作原理Fig.14 Schematic diagram of solar array zero-G deployment rig

在圖14中，翻轉梁為左右對稱結構，兩根吊繩的吊點關于翻轉梁轉軸左右對稱，上側板和下側板的外側邊通過吊繩與翻轉梁兩端連接，翻轉梁與兩塊側板和吊繩分別組成了2個平行四邊形。通過配平的方法，使上側板和下側板質量相同且質心到鉸鏈轉軸的距離相同，這樣兩根吊繩的吊掛力通過翻轉梁的傳遞就能夠保持相同。兩塊側板的零重力吊掛實際上是一種力矩平衡的方式，即吊掛力與側板重力關于側板鉸鏈轉軸保持力矩平衡。兩塊側板的質量，一部分由吊繩卸載，一部分通過側板鉸鏈傳遞至中心板卸載，這樣的處理可以使展開試驗裝置的設計得到簡化。

2)地面模擬墻上展開試驗

高分多模衛星太陽翼裝配完成后，根據研制流程安排，在二維吊掛式零重力展開試驗裝置上，進行了多次地面展開試驗，以檢驗其展開功能和性能。在歷次展開試驗中，太陽翼展開運動均平穩順暢，兩塊側板均在預設的轉動角度準確釋放，所有鉸鏈均鎖定良好，驗證了高分多模衛星太陽翼的展開功能和性能，也驗證了二維吊掛式展開試驗裝置設計的正確性及工作性能。高分多模衛星-Y太陽翼在模擬墻上的展開過程如圖15所示。

圖15 -Y太陽翼展開過程照片Fig.15 -Y solar array deployment sequences

2.3 在軌飛行驗證

2020年7月3日11點9分，高分多模衛星在太原衛星發射中心由長征四號運載火箭發射升空，衛星與火箭分離后，太陽翼按星上程控指令順利解鎖，并成功展開。根據星上遙測數據可知，-Y太陽翼展開時間為19 s，+Y太陽翼展開時間為18 s，與仿真分析結果一致性較好。星上監視相機記錄下了-Y太陽翼展開過程如圖16所示。經分析，太陽翼展開過程中包括兩塊側板展開速度差異和SADA的轉動情況在內的展開運動特性與2.1.2節圖9中展開過程動力學仿真分析結果一致性較好。進一步驗證了高分多模衛星三板并聯二維兩步展開高剛度太陽翼機構設計、展開動力學仿真分析及地面展開試驗方法的合理性和正確性。

圖16 星上監視相機實拍-Y太陽翼在軌展開過程視頻截圖Fig.16 -Y solar array on-orbit deployment sequences acquired by on-board monitoring camera

3 結論

本文介紹了高分多模衛星高剛度太陽翼機構設計及驗證情況，得到如下結論。

(1)通過采用三塊基板并聯構型、高剛度基板設計以及高剛度鉸鏈等措施，使高分多模衛星太陽翼展開狀態的轉動慣量降低至傳統串聯太陽翼的約1/8，而其面外彎曲基頻的仿真分析值達到2.45 Hz，比相同面積串聯太陽翼的剛度提高6～12倍，該結果也與太陽翼基頻地面實測結果一致，實現了太陽翼低慣量和高剛度設計。

(2)在歷次地面展開試驗中，高分多模衛星太陽翼均正常平穩展開并可靠鎖定，太陽翼機構設計正確性及機構性能得到充分的地面試驗驗證，也驗證了二維吊掛式展開試驗裝置設計正確性及工作性能。

(3)高分多模衛星太陽翼隨衛星成功發射入軌，經受了發射段惡劣的力學環境條件考驗，在軌成功展開并鎖定，在軌展開時間、兩塊側板展開速度差異和SADA轉動情況與仿真分析結果一致，驗證了高分多模衛星高剛度太陽翼機構設計、展開動力學仿真分析及地面展開試驗方法的合理性和正確性。

綜上，高分多模衛星高剛度太陽翼機構的相關設計及驗證結果，可為我國后續高剛度太陽翼機構設計及研制提供參考。