空間展開臂關節真空-熱-力耦合試驗方法研究

白宇君，田 欣，許怡賢，王浩威，劉麗霞，回天力，孫子杰，辛 亮，嚴振剛，李 強，唐小軍*

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

0 引言

展開臂作為執行衛星功能的新型多關節空間機構[1]，是驅動衛星天線保證其姿態穩定或對目標進行跟蹤的關鍵部件，也是衛星天線反射器與衛星星體的連接件、固定件和支撐件。展開臂關節在軌工作過程中不但要承受空間環境中的真空、冷黑及太陽輻射等極端環境因素[2-3]的耐久沖擊，還要承受展開臂重量、各關節臂緊固連接引入的重量和附加彎矩等載荷，因此展開臂關節在軌工作處于真空、熱和力的多場耦合之中[4-6]。

當前，對于新研宇航產品，考核其在軌工作性能的最好方式是地面考核驗證試驗，一般分為驗收級考核與鑒定級考核。對于新型展開臂關節機構，為考核其在多場耦合環境下能否正常、精準、有效地確保展開天線的指向精度，并將天線運送至指定位置，必須在地面研制階段進行真空-熱-力耦合考核試驗，驗證展開臂關節在極端環境下的各項性能。展開臂真空-熱-力耦合試驗是通過地面等效環境模擬展開臂關節在軌工作經受的真空、冷黑、太陽輻射環境以及承受的負載力矩、慣量等，測量展開臂關節表面溫度分布狀態及應力形變特征，進而考核展開臂關節結構機構的在軌工作性能、熱變形及可靠性。

目前，真空環境與熱循環耦合試驗系統多采用熱真空環境模擬系統來實現，而力矩加載系統與熱真空系統是相互分離割裂的兩個系統。如何在復雜的熱真空試驗系統中引入力矩加載系統，精準、有效地實現真空-熱-力的聯合加載，而又不干擾原有系統的試驗精度，是真空-熱-力耦合試驗的難點與關鍵點。國內現有的熱-力耦合試驗[7-9]多為理論研究，且大多面向航空發動機、超聲速飛機等，沒有引入真空環境因素；若要引入真空環境，必須采用特定的設備和材料[10-11]。

為研究適用于空間展開臂關節的真空-熱-力耦合試驗方法，營造切合在軌工作實際狀態的試驗環境，考核展開臂關節的在軌工作性能，本文考慮通過熱真空試驗系統完成對展開臂關節真空、冷黑和太陽輻射環境的模擬，同時通過外部定量慣量盤模擬施加展開臂負載，再通過試驗驗證該試驗方法的可行性。

1 真空-熱-力耦合試驗技術原理

真空-熱-力耦合試驗在現有熱真空試驗系統[12]基礎上引入力矩加載系統，力矩加載軸與熱真空罐體穿艙連接，其中慣量盤慣量經減速器傳至扭矩傳感器對產生的扭轉力矩進行感知檢測，將外部力矩施加至熱真空罐體內的產品端，以實現真空-熱-力耦合試驗中的力負載施加，如圖1 所示。

圖1 真空-熱-力耦合試驗系統的力矩加載系統示意Fig.1 Schematic diagram of vacuum-thermal-mechanical coupling test system and torque loading system

真空-熱-力耦合試驗系統中的力矩加載系統包括罐外扭矩傳感器、減速器、聯軸器、慣量盤及力矩傳動軸等，它們的轉動慣量與電機轉動慣量相比很小，可以忽略不計。另外，扭矩傳感器、聯軸器為非剛體結構，在傳遞扭矩的過程中會發生形變，導致傳動環節兩端的角位移是不同的，因此可以把力矩加載系統的中間傳動部分簡化為一個無慣量扭簧，其扭轉剛度為KL。由此可以認為電機的負載轉矩和傳動環節兩端的角度差之間存在線性比例關系[13]，其數學模型表示為

式中：TL為電機負載扭矩，N·m；KL為傳動環節的扭轉剛度，N/m；θm為電機輸出角度，°；θr為被測對象的轉動角度，°；Km為減速器減速比；G為外部慣量，kg·m2。

根據力矩加載系統的工作原理得出加載電機、中間傳動環節和驅動器的數學模型，并進行Laplace變換，得到整個力矩加載系統的開環結構，如圖2[13]所示?？梢钥闯?，系統以驅動指令電壓Ud(s)和關節轉動角度θr(s)為輸入，以實際加載的力矩TL(s)為輸出。對于線性系統的多輸入單輸出問題，可以采用線性疊加的方法得出輸入與輸出之間的關系。因此，在Ud(s)和θr(s)同時作用于系統時，總輸出是兩輸出的線性疊加，故得力矩加載系統整體的數學模型表達式[13]為

圖2 力矩加載系統工作原理[13]Fig.2 Working principle of torque loading system[13]

式中：G1(s)為驅動指令電壓與實際輸出力矩之間的傳遞函數；G2(s)為關節轉動角度與實際輸出力矩之間的傳遞函數。它們的表達式[13]分別為：

其中：Rm為電樞回路總電阻，Ω；Lm為電樞回路等效總電感，H；Jm為電機轉動慣量，kg·m2；Bm為電機阻尼系數；ωm為電機轉速，r/min；KPWM為驅動器功率放大系數；KT為電機轉矩系數；KE為反電動勢系數。

2 展開臂關節真空-熱-力耦合試驗設計

依托真空-熱-力耦合試驗技術，通過熱真空試驗系統完成展開臂關節真空、冷黑和太陽輻射環境的模擬，通過展開臂關節試驗平臺完成試驗載荷的模擬施加。

熱真空試驗系統由真空容器、熱沉、真空抽氣系統、液氮制冷、氮氣回溫系統、紅外加熱裝置和測控系統等組成。根據展開臂關節運動的最大包絡，選擇KM1 熱真空罐，其環境壓力可靠范圍≤1.3×10-3Pa，試驗溫度范圍-80～120 ℃。

展開臂關節熱-力耦合試驗平臺分為罐內和罐外兩部分，如圖3 所示。在罐內冷板上安放關節產品，采用柔性雙膜片聯軸器將罐內產品動力輸出軸與罐外穿艙軸連接。罐外試驗平臺包括磁流體密封裝置、穿艙軸、扭矩傳感器、減速器及外部慣量加載裝置，其中：采用直徑350 mm、厚23 mm 的鋼材圓盤作為定量慣量盤實現關節外部負載慣量的施加，經減速器對慣量放大（放大系數為1622?1）后，加載到軸上的慣量為6 059.4 kg·m2，慣量誤差為0.04%，滿足設計要求；扭矩傳感器量程為100 N·m，采集精度優于±1%FS；穿艙軸直徑為50 mm，大直徑可避免穿艙軸產生撓度影響其水平度；慣量盤加載系統整體同軸度優于0.01 mm；力矩加載穿艙軸與罐體間的密封采用磁流體密封裝置，使用冷卻水系統調控密封裝置內部的阻力矩，以確保系統整體阻力矩小于0.5 N·m。

圖3 展開臂關節真空-熱-力耦合試驗平臺Fig.3 Vacuum-thermal-mechanical coupling testbed for deployable arm joint

試驗時，通過地面控制器控制關節機構中驅動電機的轉動；考慮關節在軌工作負載狀態，從零位到展開鎖定的展開角度行程約為90°。由于力矩加載軸的對中，磁滯流體密封間隙，轉接軸、穿艙軸和聯軸器安裝的偏差等均會引入一定的加載誤差，整體設計時須在慣量盤中扣除2.4 kg·m2，以便將偏差控制在允許范圍內。

考慮驅動組件低溫下啟動時間偏長、啟動電流偏大，為盡可能減少驅動組件正樣產品電機的使用，按照GJB 1027A—2005《運載器上面級航天器試驗要求》[14]確定熱控系統余量，展開臂關節試驗溫度控溫點選取在展開臂關節表面上，溫度范圍-35～70 ℃，真空度優于6.65×10-3Pa，循環次數為9.5 次。依據此試驗條件開展展開臂關節真空-熱-力耦合驗證試驗的溫度循環曲線如圖4 所示。

圖4 展開臂關節真空-熱-力耦合溫度循環曲線Fig.4 Vacuum-thermal-mechanical coupling temperature cycling curve of the deployable arm joint

試驗過程中展開臂關節底部直接安裝在固定工裝上，關節底部工裝整體放置在熱真空罐的冷板上，產品放置于熱真空罐體中間，試驗時可對加熱籠前、后、左、右及上方區域獨立開啟控溫，控溫點粘貼在關節旋轉軸和關節電機上。試驗過程的真空度曲線和產品溫度曲線如圖5 所示。

圖5 展開臂關節真空-熱-力耦合試驗曲線Fig.5 Test curve of vacuum-thermal-mechanical coupling of deployable arm joint

從圖5 可以看出，整個試驗過程中，真空度滿足≤6.65×10-3Pa 的要求，高溫端測試時，關節控溫點溫度在70.0～73.5 ℃之間；低溫端測試時，關節控溫點溫度在-35.0～-38.8 ℃之間，均滿足控溫容差（高溫0～4 ℃，低溫-4～0 ℃）要求。

3 真空-熱-力耦合試驗結果分析

為考察慣量盤對力矩的影響，使用不同的慣量盤進行試驗扭矩調試測試。力矩隨慣量變化如圖6所示?？梢钥闯觯嗤漠a品在轉動相同角度的情況下，慣量越大，產品承受的扭矩負載越大。

圖6 扭矩隨慣量變化Fig.6 Torque changes with inertia

為考察真空-熱-力耦合試驗的慣量加載是否符合試驗需求，對試驗過程中展開臂關節承受負載力矩情況進行監測，結果如圖7 和圖8 所示。從圖中可以看出，高/低溫環境下展開臂關節A 實際負載力矩值基本在目標值附近波動，呈鋸齒狀，且波動幅度小于5%。表明該力矩加載系統能將外部慣量精準傳遞至產品上，而且能夠與熱真空試驗系統相互協調耦合，進而證明該加載方法設計符合真空-熱-力耦合試驗需求，有效、可行。

圖7 臂間關節A 熱真空試驗高溫力矩Fig.7 High-temperature torque of arm joint A in thermal vacuum test

圖8 臂間關節A 熱真空試驗低溫力矩Fig.8 Low-temperature torque of arm joint A in thermal vacuum test

為考察外部力矩加載系統穿艙加載對產品性能是否產生影響，對展開臂關節高低溫環境下的工作電流進行監控，結果如圖9 所示。從圖中可以看出，高/低溫環境下展開臂關節工作電流均呈隨機狀波動，高溫下波動范圍為0.20～0.31 A，低溫下波動范圍為0.95～1.15 A，均處于設計電流要求的安全范圍內。表明第2 章所述真空-熱-力耦合試驗設計方法滿足展開臂關節試驗需求，具切實可行性，加載精度高，控溫準確且方便，結構形式簡單。

圖9 臂間關節A 熱真空特征電流曲線Fig.9 Thermal vacuum characteristic current curve of arm joint A

為考察外部力矩加載系統與熱真空系統耦合試驗方式對展開臂關節性能是否有影響，對展開臂關節試驗前/后的啟動力矩、啟動平穩后最高轉速及展開精度進行對比分析，結果如圖10 所示。從圖中可以看出，采用該真空-熱-力耦合試驗設計，試驗前/后展開臂關節啟動力矩、關節最高轉速以及展開精度均無明顯變化；空間角度在23.714 8°～23.715 2°范圍內變化，指向精度優于0.001°。表明該真空-熱-力耦合試驗方法能夠滿足展開臂關節真空-熱-力耦合考核試驗需求，切實可行。

圖10 試驗前后關節性能參數對比Fig.10 Comparison of joint performance before and after the experiment

4 結束語

本文基于展開臂關節真空-熱-力耦合試驗技術的需求和要求，提出了一種適用于展開臂關節的真空控溫聯合力矩耦合加載試驗設計方法，并對該方法的加載有效性、加載精準性、控溫精準性及加載系統對產品的影響等進行試驗驗證。驗證結果表明：采用新設計的真空-熱-力耦合試驗方法進行展開臂關節試驗時，試驗過程中罐體真空度、溫度及控溫精度均滿足試驗要求；高/低溫環境下展開臂關節工作電流呈隨機狀波動，波動范圍均處于設計電流要求安全范圍內；試驗前/后展開臂關節啟動力矩、最高轉速以及展開精度均無明顯變化，且指向精度優于0.001°。綜上說明，本文設計的真空-熱-力耦合試驗方法滿足展開臂關節試驗需求，具切實可行性，且加載精度高，控溫準確、方便，結構形式簡單。