太陽翼聯動可脫開裝置設計與驗證

賈文文 楊淑利 任守志 周志清

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

衛星在軌運行過程中，太陽翼聯合蓄電池組構成空間電源的主力[1]，太陽翼發電效率與太陽光輻射方向正相關[2]，隨著航天技術的發展，許多任務提出采用傾斜軌道對實現某種特定的任務目標具有更多優勢[3]，而為使太陽能電池達到盡可能高的利用率，采用雙軸驅動機構實現太陽翼對日定向是一種可行的解決方案[4-5]。應用于大傾角軌道(β角的變化可達±90°)航天器的雙軸驅動太陽翼，一般由轉角軸(R軸)、擺角軸(S軸)、連接桿A、連接桿B、基板構成[6]，其中R軸位于星體和連接桿A之間，實現太陽翼360°連續轉動，S軸位于連接桿A和連接桿B之間，實現太陽翼擺動，可實現太陽翼光入射角與太陽翼法線夾角盡可能垂直。

在太陽翼展開過程中，為保證每塊電池板能按照預定軌跡運動并同步展開，太陽電池陣上一般都安裝有展開控制機構，其中最常見的就是繩索聯動機構(CCL)[7-8]。為了實現太陽翼上述擺動需求，太陽翼對應鉸鏈線上聯動功能應在太陽翼完成展開后取消，釋放該鉸鏈線上的轉動自由度。而針對太陽翼擺動需求的聯動脫開裝置，國內尚無研究，由歐洲Thales Alenia Space公司研制的第二代銥星(Iridium NEXT)星座采用雙軸驅動太陽翼，于2017年首批10顆衛星發射成功，但公開文獻中僅簡要地描述了太陽翼鉸鏈的設計，對于如何實現擺動功能并未介紹。

本文針對大傾角軌道航天器雙軸驅動太陽翼無法實現在軌聯動脫開的問題，提出了一種聯動可脫開裝置的設計方法，并結合鴻雁星座首發星太陽翼給出了應用此聯動裝置后，太陽翼的展開動力學分析、地面試驗和飛行試驗校驗。

1 太陽翼聯動可脫開裝置的設計

1.1 聯動可脫開裝置的組成及原理

傳統聯動機構一般由聯動輪和聯動繩組成，在聯動繩索與聯動輪的接觸部位設置定位塊，保證聯動輪和聯動裝置繩索之間無相對滑動。圖1為某雙軸驅動太陽翼，它由2個連接桿和3塊太陽電池板組成，在連接桿A、連接桿B、內板、和中板上設計有聯動機構，聯動機構的聯動輪通過鉸鏈與航天器本體、連接桿或相應的太陽電池板固定連接。S軸設置在A、B連接桿之間的1#鉸鏈線上，用于驅動太陽翼在軌擺動，因此要求太陽翼展開鎖定后，該條鉸鏈線上的聯動功能應取消，以保證在軌擺動需求。

圖1 聯動裝置在太陽翼中示意圖

此聯動可脫開裝置在太陽翼展開過程中應仍具備通常聯動裝置的聯動作用，當鉸鏈鎖定后，應可以脫開，保證太陽翼在軌擺動，其大致構型如圖2所示，與常規聯動裝置不同之處在于，聯動輪與鉸鏈不再采用固定連接方式，而是通過撥叉組件限制聯動輪在鉸鏈展開過程中與母鉸相對轉動，公鉸上增加撥叉頂桿，用于在軌展開到位后，撥叉的推出。

圖2 聯動可脫開裝置示意圖

以圖1中太陽翼為例，由于在軌擺動需求，太陽翼在1#鉸鏈線上安裝驅動電機，太陽翼在軌展開后，可繞1#鉸鏈線在軌擺動，因此該鉸鏈線上鉸鏈無鎖定功能，但相鄰的0#和2#鉸鏈線上鉸鏈均具備鎖定功能，因此聯動脫開裝置優選設置在上述兩鉸鏈上，兩鉸鏈構型如圖3所示，當鉸鏈鎖定后，撥叉位置將固定不變，無需再額外設置撥叉的位置固定裝置。

圖3 0#和2#鉸鏈線上聯動可脫開裝置構型示意圖

以板間鉸鏈為例，撥叉組件和撥叉頂桿分別設置在母鉸和公鉸上，鉸鏈展開過程中，撥叉上的圓柱凸臺處于聯動輪卡槽中，通過扭簧限制撥叉異位，當鉸鏈展開到預定展角，撥叉頂桿將撥叉推出聯動輪卡槽，直至鉸鏈鎖定，撥叉頂桿與撥叉位置將固定不變，聯動輪與撥叉完全脫開，聯動輪可繞鉸鏈軸自由轉動，聯動功能喪失，根鉸脫開過程同上，至此，太陽翼可繞1#鉸鏈線在軌擺動。

1.2 聯動可脫開裝置的參數設計

為實現太陽翼聯動脫開功能，1.1節給出了脫開裝置的組成及原理，但針對實際應用，需開展詳細的參數設計，在此之前，本文梳理了應具備聯動可脫開裝置的功能如下：

(1)鉸鏈展開過程中，聯動裝置應能發揮正常的聯動功能，以保證太陽翼各電池板同步展開；

(2)鉸鏈展開至預定展角，該鉸鏈線上的聯動功能取消，聯動脫開時刻應早于鉸鏈鎖定時刻，以保證聯動脫開功能，同時聯動脫開后，太陽翼各電池板運動無干涉，且鉸鏈能鎖定；

(3)太陽翼鎖定后，在軌擺動過程中，聯動裝置應始終處于脫開狀態；

(4)鉸鏈收攏發射過程，聯動可脫開裝置不應發生位置變動，避免影響展開過程的聯動功能。

通過分析聯動可脫開裝置應具備功能，本文獲取了設計中應重點關注的設計參數如下：

綜合功能(1)和(4)可知，鉸鏈展開過程中，撥叉在扭簧的作用下應始終與聯動輪相對位置固定，因此要求扭簧具有一定剛度，能適應在軌展開載荷及發射過程載荷，保證撥叉與聯動輪相對位置固定；但扭簧力矩Mn的選取又要綜合考慮鉸鏈所能提供的將撥叉組件推出的驅動力，因此Mn應合理選取。針對功能(2)為滿足預定展角需求，應對聯動可脫開裝置相關幾何參數進行詳細設計，保證撥叉頂桿在所需的位置將撥叉裝置推離聯動輪，實現聯動脫開，同時撥叉頂桿應具備調節功能，保證鉸鏈裝配完成后，精確調節脫出位置鉸鏈展開角，且鉸鏈驅動力矩應合理選取，以保證聯動脫開后，鉸鏈鎖定。針對功能(3)在1.1節原理設計階段已經考慮，因此聯動脫開裝置均設計在具備鎖定功能的鉸鏈上，已保證聯動裝置一旦脫開將始終處于脫開狀態。

撥叉頂桿頂推撥叉的過程是一個平面運動，將各部件投影到聯動輪鎖定槽某一剖面上，以鉸鏈旋轉中心為原點，建立坐標系如圖4所示，假設撥叉頂桿初始安裝位置如圖中虛線所示，頂板球頭半徑為R，球頭圓心位置為(x0，y0)，頂桿旋轉至一定角度與撥叉接觸，在鉸鏈展開到一定角度γ0(一般取180°-φ，其中φ為安全余量，一般為一個小角度)，撥叉即完全從聯動輪中脫出，脫出的標志為，聯動輪恰好能繞鉸鏈轉軸自由轉動而完全不與撥叉接觸，展開至180°時，撥叉處扭簧力矩達到最大，此過程頂桿的驅動力應始終大于阻力，保證推出。

圖4 聯動可脫開裝置平面示意圖

假設撥叉的旋轉中心為(xn，yn)，該位置主要由母鉸和撥叉構型決定，撥叉結構的展角為α3，撥叉初始位置鎖定軸中心到撥叉旋轉中心連線與y軸夾角為α1，從初始位置到最終位置轉過的角度為α2，撥叉與頂桿接觸面的接觸點為(xq，yq)，接觸面到轉軸中心的垂直距離為d，接觸面投影得到接觸線。

根據撥叉的幾何尺寸及轉動過程分析可以得到接觸線與x軸的夾角θ及接觸線的方程：

(1)

(2)

接觸點(xq，yq)既滿足在接觸線上，又需滿足在頂桿球頭所形成的截面圓上，且過截面圓圓心和接觸點形成的連線應垂直于接觸線，可以得到式(3)～式(5)，其中(x1，y1)和鉸鏈展開角γ的關系見式(6)和式(7)，將式(1)、式(3)、式(4)、式(6)和式(7)，帶入式(5)中，即可得到α3、(x0，y0)、R與γ的對應關系。

(3)

(xq+x1)2+(yq+y1)2=R2

(4)

(5)

(6)

(7)

為保證撥叉組件推出，應有撥叉頂桿的驅動力始終大于阻力，得到

(8)

其中，

(9)

式中：Mq為鉸鏈提供的總驅動力矩；Mz為鉸鏈線上產生的總阻力矩；Mn為扭簧的扭矩；

(x1，y1)為撥叉頂桿截面圓圓心轉動過程位置坐標。

聯動可脫開裝置設計流程如圖5所示，首先假定撥叉展角α3、頂桿截面圓圓心(x0，y0)及半徑R，根據式(1)～(7)可以得到鉸鏈展開角γ，如果展開角滿足γ=γ0，則上述參數確定，否則調整α3或(x0，y0)直至滿足要求。后根據確定的幾何參數，計算所需的扭簧力矩Mn，并最終確定所要選用的扭簧，設計結束。

圖5 聯動可脫開裝置設計流程圖

2 太陽翼聯動可脫開裝置的驗證

本節以圖1中鴻雁星座首發星太陽翼為例，給出了太陽翼的展開動力學分析和地面展開試驗情況，以驗證聯動可脫開裝置的功能、性能。

2.1 仿真分析驗證

2.1.1 計算模型

首先使用Nastran軟件計算連接桿和各太陽電池板前20階固定界面的正則振動模態(界面所有自由度固定，內部自由度自由時的正則振動模態)和所有24階對于界面坐標的約束模態(界面上某一個自由度產生單位位移，其他界面自由度固定，內部自由度自由時的結構靜態位移)，再加上6個剛體模態，然后通過變換得到正交化的Craig-Bampton模態。下表列出了變換后的部分模態頻率，其中前6階為剛體運動，故從第7階開始。

將所有非零模態導入ADAMS軟件[9]，將考慮繩索柔度的聯動裝置簡化為相應的變化力矩，各鉸鏈自動判斷展開的程度并鎖定，對由連接桿和基板組成的系統進行剛柔混合的動力學計算，實現對太陽翼的展開及鎖定過程進行連續的分析，計算模型如圖6所示。

圖6 太陽翼展開動力學過程

2.1.2 計算結果

利用建立的動力學分析模型進行了計算，得到常溫工況太陽翼連接桿角速度—時間曲線如圖7，連接桿最大角速度為1.6 (°)/s。展開鎖定過程的鉸鏈角度—時間曲線如圖8，展開時時間為180 s。太陽翼展開鎖定過程中太陽翼對太陽翼驅動機構(SADA)產生的最大力矩載荷時間歷程如圖9，最大力矩載荷為8.7 Nm，最大剪力為13.5 N。

圖7 連接桿角速度-時間曲線

圖8 各鉸鏈角度-時間曲線(以展開鎖定位置為角度零點)

圖9 展開鎖定過程太陽翼對SADA作用力矩時間歷程

利用建立的動力學分析模型進行了計算，得到低溫工況太陽翼連接桿角速度—時間曲線如圖10，連接桿最大角速度為1.5 (°)/s。展開鎖定過程的鉸鏈角度-時間曲線見圖11，展開時時間為180 s。太陽翼展開鎖定過程中太陽翼對SADA產生的最大力矩載荷時間歷程見圖12，最大力矩載荷為7.2 Nm，最大剪力為12.8 N。

圖10 連接桿角速度-時間曲線

圖11 各鉸鏈角度-時間曲線(以展開鎖定位置為零點)

圖12 展開鎖定過程太陽翼對SADA作用力矩時間歷程

分析結果表明，太陽翼各鉸鏈線上鉸鏈均能鎖定，展開鎖定對SADA的沖擊力矩在常溫和低溫工況分別為8.7 Nm和7.2 Nm，沖擊剪力分別為13.5 N和12.8 N，而與該太陽翼面積接近，采用常規鉸鏈驅動展開且無阻尼器太陽翼對SADA沖擊力矩約為130 Nm，沖擊剪力約為350 N。

2.2 地面試驗和飛行試驗驗證

按照上述設計方法和分析驗證后的正樣產品，應用于鴻雁星座首發星太陽翼，并開展了如下地面試驗和飛行試驗校驗。

1)地面展開試驗

為驗證聯動可脫開裝置的脫開功能，對太陽翼開展了地面展開試驗，在連接桿和3塊電池板上均設置零重力展開吊掛裝置。為驗證太陽翼單機噪聲及正弦試驗前后聯動可脫開裝置功能正常，因此進行了模擬墻上手動展開和模擬墻上單機力學后電爆展開試驗；為驗證太陽翼裝星后隨整星力學試驗前后聯動可脫開裝置功能正常，因此進行了星上手動展開和星上整星力學后電爆展開試驗。墻上手動和墻上電爆展開試驗后均進行了±70°擺動試驗驗證，擺動角度滿足設計要求；星上手動和星上電爆展開后，因已有了墻上擺動試驗基礎，故僅在驗證了聯動可脫開裝置的脫開功能后，定性的進行了±5°的小角度擺動試驗，擺動角度滿足設計要求。每次展開試驗后，均對各個鉸鏈線上鉸鏈的鎖緊深度δ進行了測量，以保證每次太陽翼展開鉸鏈均順利鎖定，詳細的展開試驗數據如表1所示，鎖緊深度滿足設計要求。

表1 展開試驗數據

2)噪聲及正弦振動試驗

為模擬發射環境，太陽翼單機狀態進行了噪聲和正弦振動試驗，后又隨整星進行了噪聲和正弦振動試驗，試驗后均未見撥叉與聯動輪脫出，表1給出了單機及整星振動試驗前后的太陽翼展開試驗結果，也證明了聯動可脫開裝置功能正常。

3)飛行試驗校驗

2021年，本文所設計的聯動可脫開裝置在鴻雁星座首發星[10]上經受了發射載荷和空間高低溫環境的考核，共2發星，4個太陽翼，8套聯動可脫開裝置，均在軌順利脫開，太陽翼擺動功能正常，在光照季(軌道β角=70°)S軸擺動角度為70°時，可調節太陽光與太陽翼法線夾角至0°～40°之間。

3 結論

針對大傾角軌道航天器的雙軸驅動剛性太陽翼，為滿足其在軌擺動需求，本文提出了一種太陽翼聯動可脫開裝置的設計方法，并進行了展開動力學分析和試驗驗證，得到結論如下：

(1)通過采用此聯動可脫開裝置，實現了大傾角軌道雙軸驅動剛性太陽翼的在軌聯動及擺動功能；

(2)經展開仿真分析驗證，采用此聯動可脫開裝置后，太陽翼在標稱及低溫工況下鉸鏈均能鎖定，且太陽翼對SADA的沖擊力矩在常溫和低溫工況分別為8.7 Nm和7.2 Nm，沖擊剪力分別為13.5 N和12.8 N，遠小于采用常規鉸鏈的無阻尼器近似面積太陽翼；

(3)太陽翼在地面依次進行了手動展開和電爆展開，以及擺動試驗，聯動可脫開裝置均順利脫出，各鉸鏈線上鉸鏈鎖緊深度一致性良好，擺動試驗正常；

(4)該聯動可脫開裝置已隨鴻雁星座首發星經受了發射載荷，太陽翼在軌展開過程中聯動功能正常，聯動順利脫開，鉸鏈均鎖定，太陽翼擺動功能正常，在光照季(軌道角β=70°)S軸擺動角度為70°時，可調節太陽光與太陽翼法線夾角為0°～40°之間。