北京三號A/B衛星太陽翼分析及試驗驗證

賈文文 王玉紅 馬靜雅 馬騰 管帥 王國星

(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)

隨著航天技術的發展,敏捷衛星已成為世界許多宇航公司研發的熱點之一[1-4],傳統鉸鏈連接式太陽翼,僅通過鉸鏈連接星體側壁和太陽電池陣,而更改鉸鏈構型或增加基板厚度,很難有效提高太陽翼剛度,難以滿足敏捷衛星快速姿態機構并快速穩定的需求。1999年美國成功發射艾科諾斯-2(Ikonos-2)衛星,其采用六棱柱構型,配置3個太陽翼,間隔120°安裝,每個太陽翼包括1塊電池板,以及用于支撐電池板的支撐臂,由于引入支撐臂,太陽翼由平板結構變形為空間三角結構,大大提高其展開后剛度[5]。2011年和2013年,歐洲Astrium公司先后發射了昴宿星-1A(Pleiades-1A)和Pleiades-1B衛星,同樣采用帶支撐臂式太陽翼設計方案,通過“Y”形輔助支撐結構,其兩端通過球關節分別與衛星側壁結構和太陽電池板相連,整翼質量12.8kg,展開基頻設計指標為10Hz[6-7]。國內某敏捷衛星平臺也開展了帶支撐臂類高剛度太陽翼設計[8-9],至今已有多顆衛星完成在軌飛行試驗驗證,太陽翼展開頻率均達到6Hz以上。

本文針對北京三號A/B衛星平臺太陽翼開展了系列分析是試驗驗證,為后續太陽翼設計、分析及試驗驗證提供了基礎。

1 太陽翼構型及組成

北京三號A/B衛星太陽電池陣由3個狀態完全相同的太陽翼組成,每翼采用一根支撐臂、3個壓緊點的構型方案。其太陽翼展開和收攏狀態的構型見圖1,太陽翼由電池板、支撐臂、根部鉸鏈和壓緊釋放裝置組成。

圖1 太陽翼展開和收攏狀態示意圖

太陽電池板通過2個根部鉸鏈與星體側壁相連,同時又有1根可展開的支撐臂對展開后的太陽翼提供支撐,以滿足展開狀態一階頻率的要求。在太陽翼收攏狀態,通過3套壓緊釋放裝置實現對太陽翼和支撐臂的壓緊。

2 基板準靜態分析及試驗

太陽翼發射階段呈收攏壓緊狀態,需承受發射載荷,對于太陽翼基板開展靜力載荷分析和試驗,以驗證基板強度滿足使用要求,本文首先對基板設計狀態進行拉偏分析,后進行靜力試驗驗證分析結果。

2.1 基板準靜態分析

在太陽翼垂直板面方向施加鑒定級載荷作為準靜態分析條件。根據碳纖維隨爐件彎曲應變測試,沿纖維較密方向承載能力111N,對應單位長度破壞彎矩My=181Nm/m,根據等效厚度經驗公式折算纖維較疏方向對應單位長度破壞彎矩Mx=130Nm/m。

太陽翼單層板所受彎矩如圖2及圖3。

圖2 垂直面板方向準靜態加載太陽翼繞X軸彎矩圖

圖3 垂直面板方向準靜態加載太陽翼繞Y軸彎矩圖

繞X軸最大單位長度彎矩Mxmax=120Nm/m,繞Y軸最大單位長度彎矩Mymax=118Nm/m。從實際計算結果來看太陽翼面板其實是承受聯合彎矩的作用,讀取最大繞X軸向彎矩對應位置處承受的繞Y軸彎矩約為My1=60Nm/m,最大繞Y軸向彎矩對應位置處承受的繞X軸彎矩約為Mx1=50Nm/m,根據式(1)得到X向安全系數nx為3.21,采用形同算法可以得到Y向安全系數ny為3.02,均大于1,可見在靜力載荷作用下,太陽翼基板材料是安全的。

(1)

2.2 基板靜力試驗

2.2.1 試件狀態

參加試驗的試件為太陽翼基板,此時基板表面尚未粘貼太陽電池片,基板尺寸為1390mm×2000mm,試驗中以電池板質量作為基準載荷設為1G,進行試驗時,試件固定在太陽翼振動模擬墻上,基板通過根部鉸鏈與模擬墻連接,3套壓緊釋放裝置均處于壓緊狀態。

選用打印紙為加載物,平鋪在太陽電池板上,根據電池板的質量,按比例逐層累加,以模擬垂直于板面方向的準靜態載荷。在基板背面靠近根部鉸鏈和壓緊釋放裝置的X向(平行于基板長邊方向)和Y向(平行于基板短邊方向)等纖維上粘貼應變片,并保證應變片粘貼于單束纖維上。

2.2.2 試驗結果及分析

圖4和圖5分別給出了測點S1～S22的X和Y向的載荷-應變曲線,從曲線可以看出雖然有些測點有小范圍波動,但應變隨載荷變化而呈現出線性變化趨勢。卸載后,各測點的應變也能較好復位,說明鑒定級載荷以內,基板仍處于線性范圍內。基板上位置對稱分布測點的響應并不相同,而且有的出現了較大差異,其原因主要有:

圖4 X向應變變化曲線

圖5 Y向應變變化曲線

(1)復合材料纖維鋪層的工藝過程會使產品本身特性出現較大的離散性;

(2)應變片粘貼時,無法保證完全沿纖維束方向,也無法保證粘貼位置的完全對稱,粘貼質量的一致性難以保證。

2.3 小結

根據2.2節基板靜力試驗分析結果可知,基板在準靜態靜力載荷作用下,基板各處應變均處于彈性階段,與2.1節準靜態分析結果一致。

3 模態分析及試驗驗證

3.1 收攏狀態計算結果

對太陽翼的收攏狀態進行模態計算,見表1。

表1 太陽翼收攏狀態模態計算結果

表1中給出了收攏狀態的前10階頻率,對應的前4階振型見圖6,表中Ux、Uy、Uz、Rx、Ry和Rz,U表示平等,R表示轉動,下標x,y和z分別表示坐標系的三個方向。

圖6 太陽翼收攏狀態前四階振型圖

3.2 展開狀態計算結果

對太陽翼的展開狀態進行模態計算,結果見表2。表中給出了展開狀態的前10階基頻,對應的前4階振型見圖7。

表2 太陽翼展開狀態模態計算結果

圖7 太陽翼展開狀態前四階振型圖

3.3 收攏狀態力學環境試驗

3.3.1 試件狀態

收攏壓緊狀態太陽翼開展力學環境試驗,以驗證其設計強度滿足發射需求,同時獲取其收攏狀態基頻。為獲取較大太陽翼響應,測點均粘貼在太陽翼角點及邊線位置,同時在壓緊座位置布置相應的控制點[10]。

3.3.2 試驗結果分析

根據特征級前后曲線對比判讀,太陽翼一階頻率為37.74Hz,為扭轉陣型。在X、Y、Z向正弦、隨機振動試驗中,試驗前后各加速度測點的特征級曲線(見圖8)重合良好,證明正弦和隨機振動試驗前后太陽翼的狀態未發生變化,太陽翼能夠承受驗收級的振動試驗載荷,目視檢查未發現結構受損或其它異常現象,試驗中未發現有工藝制造缺陷。

圖8 太陽翼正弦、隨機振動試驗前后特征級曲線對比圖

3.4 展開狀態基頻測試

在完成電爆展開試驗后,對太陽翼展開狀態下的基頻進行了測試。采用太陽翼通用測試方案,對太陽翼各進行了5次測試,展開基頻均為6.75Hz。

3.5 小結

通過基頻分析獲取太陽翼收攏和展開狀態基頻分別為38.04Hz和6.80Hz,試驗測得太陽翼收攏和展開狀態基頻分別為37.74Hz和6.75Hz,可見分析和試驗結果一致性較好。

4 展開動力學分析及地面展開試驗驗證

4.1 展開動力學分析

將支撐臂和基板所有非零模態導入ADAMS建模軟件,每個鉸鏈線上施加相應的驅動力矩,彈簧鉸鏈自動判斷展開的程度并鎖定,對由支撐臂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9所示,經分析得到支撐臂鎖定時刻為5.09s。

圖9 太陽翼展開鎖定動力學計算模型

4.2 太陽翼水平展開試驗

為模擬太陽翼展開過程,采用地面零重力卸載裝置,在地面實現太陽翼展開試驗驗證,在太陽翼單機研制階段,其采用了零重力吊掛展開的方式,在基板長邊上預設兩個吊掛點,利用一根剛度較大的短梁與這兩個點相連接,在短梁上方設置位置可調的吊繩安裝點,通過調整吊繩安裝點的位置,可以實現吊繩軸線穿過太陽板重心的要求。

4.3 太陽翼豎直展開試驗

由于敏捷小衛星大型相機的存在,如太陽翼采用水平展開方式,則星體需要躺倒,此時相機及遮光罩處于懸臂狀態,對其受力極其不利,因此提出一種豎直展開方式,為盡可能降低地面設備對太陽翼展開過程的影響,需確保根鉸轉動軸線處于水平面內。但由于此種氣球吊掛方式為力矩平衡,電池板僅部分卸載,因此僅作為定性展開試驗方法。

4.4 小結

太陽翼在兩種展開方式下展開性能均滿足設計要求,水平展開時間約8s左右,豎直展開時間在10～15s范圍內,由于地面展開存在各種影響因素,因此展開時間僅作為參照,水平展開過程由于空氣阻力、吊掛等影響,因此展開時間大于動力學分析值。

5 結論

針對北京三號A/B衛星平臺高剛度太陽翼開展了分析及試驗驗證,包括基板準靜態分析和靜力試驗驗證,太陽翼收攏狀態和展開狀態模態分析及收攏狀態力學環境試驗及展開基頻測試,以及太陽翼動力學分析及地面展開試驗。經準靜態分析和靜力試驗證明該平臺太陽翼可滿足靜態載荷作用;經展開和收攏模態分析以及相應的力學環境試驗和展開基頻測試,獲取太陽翼收攏基頻約38Hz,展開基頻約6.8Hz,模態分析結果與試驗結果一致性良好,且力學環境試驗前后太陽翼特征級曲線吻合良好,表明太陽翼可承受單機環境試驗;開展了動力學分析,并在部裝階段和星上分別開展了水平展開和豎直展開試驗,多次展開數據一致性良好。

分析驗證和地面試驗驗證表明,太陽翼結構有足夠的強度裕度,可滿足全壽命周期內抗力要求;整翼在收攏狀態下的固有頻率分布與衛星結構對應特征匹配,避免了衛星發射過程中出現耦合共振進而誘發失效的問題;整翼在展開狀態下的基頻達到了高剛度的設計目標;多種展開方式下,太陽翼機構配置合理,展開過程順暢無死點,為后續類似平臺太陽翼設計、分析及試驗提供了基礎。