空間實(shí)驗(yàn)室低軌高壓長(zhǎng)壽命半剛性太陽(yáng)電池翼技術(shù)研究

王治易,董 毅,陳建祥,楊華星,呂榕新

(上海宇航系統(tǒng)工程研究所,上海 201108)

0 引言

未來(lái)我國(guó)空間站運(yùn)行在高度300～500 km的低軌道,且需實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)期在軌運(yùn)行。根據(jù)目前的空間環(huán)境研究成果,低軌道的空間環(huán)境對(duì)航天器太陽(yáng)電池翼有特殊的影響,如溫度交變頻繁、原子氧密度很高、等離子體密度較高等,因此太陽(yáng)電池翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)必須解決環(huán)境適應(yīng)性問(wèn)題,以確保滿足太陽(yáng)電池翼長(zhǎng)時(shí)間的在軌工作壽命要求。

天宮一號(hào)(TG-1)目標(biāo)飛行器是驗(yàn)證未來(lái)我國(guó)空間站關(guān)鍵技術(shù)的重要航天器,其太陽(yáng)電池翼的母線電壓大于100 V,同時(shí)處于低軌道的特殊空間環(huán)境,要求具有耐低軌空間環(huán)境效應(yīng)。由于半剛性電池板的抗原子氧、溫度交變、等離子環(huán)境高壓防護(hù)等具有獨(dú)特的優(yōu)勢(shì),前蘇聯(lián)和俄羅斯的多個(gè)飛行器均采用了半剛性太陽(yáng)電池翼,如前蘇聯(lián)的和平號(hào)空間站。由實(shí)際在軌飛行試驗(yàn)可知,該類太陽(yáng)電池翼不僅可為飛行器提高大功率的能量,而且能滿足飛行器長(zhǎng)時(shí)間在軌運(yùn)行的需求。因此,我國(guó)TG-1目標(biāo)飛行器選擇使用半剛性電池翼。本文對(duì)TG-1目標(biāo)飛行器低軌高壓長(zhǎng)壽命半剛性太陽(yáng)電池翼的任務(wù)分析、產(chǎn)品組成、仿真分析和試驗(yàn)驗(yàn)證等進(jìn)行了研究。

1 任務(wù)與技術(shù)指標(biāo)

TG-1目標(biāo)飛行器的太陽(yáng)電池翼在軌光照區(qū)為整器負(fù)載提供所需電能,并同時(shí)為氫鎳蓄電池提供充電電能,其主要任務(wù)是：

a)結(jié)構(gòu)支撐 在發(fā)射狀態(tài)、在軌工作期間,結(jié)構(gòu)(含基板和連接架)支撐太陽(yáng)電池片、電纜電路和太陽(yáng)敏感器,并提供收攏與展開狀態(tài)的剛度。

b)壓緊、釋放 發(fā)射階段,壓緊釋放機(jī)構(gòu)壓緊太陽(yáng)電池陣;入軌后,壓緊釋放機(jī)構(gòu)能切斷所有壓緊桿,順利釋放太陽(yáng)電池板。

c)展開、鎖定 入軌后,展開鎖定機(jī)構(gòu)的功能是展開連接架、太陽(yáng)電池板,并鎖定太陽(yáng)電池翼。

d)發(fā)電、電能傳輸 太陽(yáng)電池可達(dá)到正常發(fā)電功率,電纜電路能將發(fā)電功率傳輸給分流器。

首個(gè)在軌應(yīng)用的半剛性太陽(yáng)電池翼的主要技術(shù)指標(biāo)是：總面積20.04 m2;單翼展開長(zhǎng)7.8 m;單翼質(zhì)量＜85 kg;壽命末期輸出功率≥3.7 k W;單翼展開狀態(tài)頻率≥0.1 Hz。

2 產(chǎn)品組成

TG-1目標(biāo)飛行器電源分系統(tǒng)太陽(yáng)電池翼由兩翼組成,分別安裝在資源艙第Ⅱ、Ⅳ象限。TG-1目標(biāo)飛行器發(fā)射時(shí),左(右)太陽(yáng)電池翼以折疊狀態(tài)收攏在艙體的側(cè)壁上,壓緊點(diǎn)數(shù)6個(gè),其外板的太陽(yáng)電池面朝外。TG-1目標(biāo)飛行器入軌后,左、右太陽(yáng)電池翼展開并鎖定,形成完整、平直的太陽(yáng)電池翼,有太陽(yáng)電池的一面朝向Ⅲ象限,左、右兩翼電池板布局以艙體為中心原點(diǎn)對(duì)稱。

每個(gè)太陽(yáng)電池翼有半剛性太陽(yáng)電池板4塊(內(nèi)板、中內(nèi)板、中外板和外板,由半剛性基板和電池電路組成)、連接架1個(gè)、展開鎖定機(jī)構(gòu)1套、壓緊釋放機(jī)構(gòu)1套、板間電纜1套、太陽(yáng)敏感器,以及總裝直屬件組成。其中,太陽(yáng)敏感器安裝在中內(nèi)板上。每個(gè)太陽(yáng)電池翼通過(guò)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)與目標(biāo)飛行器艙體相連,由驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)太陽(yáng)電池翼對(duì)日進(jìn)行捕獲和跟蹤定向。

3 關(guān)鍵技術(shù)

半剛性太陽(yáng)電池翼屬國(guó)內(nèi)首次設(shè)計(jì)研發(fā),涉及編織用玻璃纖維紗制備、柔性玻璃纖維編織、半剛性基板組合、低軌空間環(huán)境適應(yīng)、高壓和長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)等多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。

3.1 編織用玻璃纖維紗線制備

采用漁網(wǎng)編織技術(shù)及漁網(wǎng)結(jié)構(gòu)編織基板網(wǎng)格以滿足面板結(jié)構(gòu)的性能穩(wěn)定要求。常規(guī)生產(chǎn)的高強(qiáng)玻璃纖維單纖維直徑為8μm或11μm,分析表明,為滿足使用要求需研制直徑小于6μm的高強(qiáng)玻璃纖維單纖維。單纖維直徑減小,對(duì)玻璃熔制質(zhì)量、拉絲爐結(jié)構(gòu)、拉絲工藝作業(yè)線、浸潤(rùn)劑滲透速度等的要求有明顯提高。同時(shí),為滿足漁網(wǎng)編織工藝性,要求玻璃纖維有良好的耐磨性和抗折性能。玻璃纖維的耐磨性取決于玻璃纖維表面浸潤(rùn)劑組成及含量,故對(duì)玻璃纖維的浸潤(rùn)劑提出了更高的要求。

為此,研究了單纖維直徑小于6μm的高強(qiáng)細(xì)紗拉絲工藝技術(shù),主要有：

a)對(duì)單纖維直徑5.5μm無(wú)堿玻璃纖維拉絲及專用浸潤(rùn)劑進(jìn)行研究。對(duì)無(wú)堿玻璃纖維有捻紗進(jìn)行了網(wǎng)編織工藝試驗(yàn),通過(guò)試驗(yàn)確定網(wǎng)編織用有捻紗的線密度范圍、專用浸潤(rùn)劑研究思路,了解用玻璃纖維進(jìn)行漁網(wǎng)編織的工藝要求、編織設(shè)備技術(shù)及方案。

b)確定了有捻紗采用與環(huán)氧樹脂和有機(jī)硅樹脂相容性較好的增強(qiáng)型浸潤(rùn)劑,該浸潤(rùn)劑配方有良好的拉絲及紡織工藝性能,且滿足編織工藝要求。進(jìn)行了多次高強(qiáng)細(xì)紗拉絲及紡織工藝試驗(yàn),解決了高強(qiáng)細(xì)紗拉絲工藝的技術(shù)關(guān)鍵,研制了100孔全鉑拉絲坩堝等專用拉絲設(shè)備。通過(guò)大量的試驗(yàn)確定工藝參數(shù),穩(wěn)步提高了原絲性能,可滿足小批量生產(chǎn)的要求,試制的高強(qiáng)玻璃纖維細(xì)紗能滿足漁網(wǎng)編織工藝和半剛性基板對(duì)原材料的要求。

3.2 柔性玻璃纖維編織

傳統(tǒng)經(jīng)編機(jī)無(wú)法滿足柔性玻璃纖維的編織要求,且編織成型的玻璃纖維網(wǎng)還需滿足個(gè)別網(wǎng)格斷裂時(shí)不影響相鄰其他網(wǎng)格的要求,因此該網(wǎng)編織工藝難度大,工藝參數(shù)和檢測(cè)技術(shù)無(wú)成熟工藝規(guī)范借鑒。為此,對(duì)經(jīng)編用玻璃纖維可編織性檢測(cè)技術(shù)進(jìn)行了研究,通過(guò)分析大量試驗(yàn)數(shù)據(jù),確定了紗線制備的主要工藝技術(shù)參數(shù)。利用國(guó)內(nèi)大型紡織集團(tuán)的現(xiàn)有設(shè)備,開展了多次編織試驗(yàn),成功加工出了玻璃纖維網(wǎng)格面板,并用于半剛性基板;與紡織設(shè)備生產(chǎn)廠家合作完成了高強(qiáng)玻璃纖維專用經(jīng)編設(shè)備,并繼續(xù)完善編織工藝。根據(jù)已掌握的性能數(shù)據(jù)確定玻璃纖維原料、經(jīng)編網(wǎng)格面板和基板面板后整理的檢測(cè)指標(biāo),完善產(chǎn)品的檢測(cè)技術(shù)和編織工藝,形成相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)和技術(shù)規(guī)范。

3.3 半剛性基板組合工藝

半剛性太陽(yáng)電池翼的網(wǎng)格面板需在滿足一定張緊力的條件下,與框架通過(guò)膠接和綁扎的方式固定,無(wú)成熟工藝規(guī)范可借鑒。為此,對(duì)基板網(wǎng)格面板成型工藝進(jìn)行了研究,包括網(wǎng)格面板的張緊和基板面板浸膠固化兩道工序。經(jīng)工藝試驗(yàn),確定了玻璃纖維網(wǎng)格面板的含膠量和實(shí)際操作中膠液濃度等工藝參數(shù)。通過(guò)半剛性基板小板和大板工藝試驗(yàn),確定了網(wǎng)格面板與框架的連接方案和主要工藝。網(wǎng)格面板與框架用J-133膠粘接連接,并用高強(qiáng)玻璃纖維捆綁線捆綁網(wǎng)格面板與邊框和梁。后續(xù)生產(chǎn)的工程樣板還通過(guò)了鑒定級(jí)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn),對(duì)設(shè)計(jì)和工藝狀態(tài)進(jìn)行了確認(rèn)。

3.4 低軌空間環(huán)境適應(yīng)性

半剛性太陽(yáng)電池翼的玻璃纖維網(wǎng)原材料需滿足在軌3年的空間環(huán)境適應(yīng)能力,如原子氧、紫外和帶電粒子輻照、真空揮發(fā)和高低溫交變等。

3.4.1 抗原子氧

原子氧具強(qiáng)腐蝕性,航天器以高速與其相撞時(shí)會(huì)使航天器材料發(fā)生腐蝕、剝蝕、掏空而改變材料的性質(zhì)。采用的抗原子氧設(shè)計(jì)及驗(yàn)證措施如下：

a)半剛性基板采用玻璃纖維網(wǎng)的玻璃纖維紗及有機(jī)硅樹脂,因材料具備耐原子氧性能,避免了傳統(tǒng)剛性基板的聚酰亞胺膜易受原子氧影響而導(dǎo)致絕緣性能下降影響電池電路正常工作的隱患。

b)對(duì)電路連接環(huán)節(jié)中暴露的原子氧敏感材料-銀,采用鍍金(原子氧非敏感材料)方式達(dá)到滿足耐原子氧的設(shè)計(jì)要求;電路電纜采用新型太陽(yáng)電池陣專用全金屬外殼鍍金工藝的電連接器,因材料主要采用原子氧非敏感材料,故無(wú)影響;采用抗輻照系列導(dǎo)線,確保滿足環(huán)境使用要求。

c)其他結(jié)構(gòu)和機(jī)構(gòu)優(yōu)先采用復(fù)合材料和常用金屬材料(鋁合金、不銹鋼和鈦合金等),均為原子氧非敏感材料。

d)對(duì)原材料進(jìn)行抗原子氧驗(yàn)證試驗(yàn),確保試驗(yàn)結(jié)果滿足總體設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

3.4.2 抗帶電粒子和紫外輻照

輻射粒子與材料外層電子互相作用,產(chǎn)生位移和電離會(huì)減弱材料原子間鍵合力,改變分子活性,造成高分子材料的斷裂、分解、裂析、變色、彈性模量與抗拉強(qiáng)度的下降。帶電粒子的總劑量效應(yīng)對(duì)材料影響一般發(fā)生在材料表面,因而對(duì)薄結(jié)構(gòu)材料可能造成斷裂。紫外輻照效應(yīng)對(duì)原材料影響可導(dǎo)致高聚合材料表面裂紋、變脆;導(dǎo)致橡膠、塑料強(qiáng)度增加、易脆、尺寸變化;光學(xué)材料產(chǎn)生色心,透光率降低;陶瓷材料介電性質(zhì)發(fā)生變化。采用的抗帶電粒子和紫外輻照設(shè)計(jì)及驗(yàn)證措施如下：

a)半剛性基板和連接架用框架優(yōu)選經(jīng)飛行考核的材料,耐帶電粒子輻照和紫外輻照。

b)用高強(qiáng)度耐輻照的玻璃蓋片粘貼在三結(jié)砷化鎵太陽(yáng)電池表面(蓋片面積略大于電池片面積),以阻擋空間粒子和紫外對(duì)太陽(yáng)電池的損傷。

c)電池電路導(dǎo)線采用抗輻照導(dǎo)線,具有柔軟、扭矩小、抗輻照(輻照交聯(lián)改良ETFE絕緣外層空間導(dǎo)線的耐輻照性能為5×108rad,高于艙外表面材料輻照條件指標(biāo)1.5×106rad)、抗原子氧裂解、抗化學(xué)腐蝕、耐高壓、耐溫度沖擊、質(zhì)量輕等特點(diǎn),且適于太陽(yáng)電池陣板上電纜的制作。

d)其他機(jī)構(gòu)優(yōu)先采用經(jīng)在軌飛行驗(yàn)證的復(fù)合材料和常用金屬材料(鋁合金、不銹鋼和鈦合金等)。

e)對(duì)玻璃纖維網(wǎng)原材料和電池模塊進(jìn)行抗帶電粒子和紫外輻照驗(yàn)證試驗(yàn),確保試驗(yàn)結(jié)果滿足總體設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。

3.4.3 真空環(huán)境

熱真空將引起材料組件熱膨脹、收縮或壓力變化,可能引起材料或組件產(chǎn)生裂紋、破裂。采用的真空環(huán)境防護(hù)設(shè)計(jì)措施如下：

a)半剛性基板和連接架用框架優(yōu)選經(jīng)飛行考核的材料,在真空環(huán)境中的質(zhì)損和可凝揮發(fā)少。

b)基板和連接的邊框由管件和接頭組成,每個(gè)封閉區(qū)域所開排氣孔均多于1個(gè)。

c)電池模塊粘貼后均要求蓋片膠內(nèi)無(wú)氣泡。

d)其他機(jī)構(gòu)優(yōu)先采用經(jīng)在軌飛行驗(yàn)證的復(fù)合材料和常用金屬材料(鋁合金、不銹鋼和鈦合金等)。

3.4.4 真空環(huán)境

太陽(yáng)電池翼安裝在飛行器的艙外,進(jìn)出影高低溫循環(huán)次數(shù)將達(dá)17 328次,而溫度范圍為-100～+70℃。頻繁的溫度交變環(huán)境易使材料發(fā)生疲勞失效,并導(dǎo)致焊點(diǎn)處出現(xiàn)脫焊。采用的高低溫循環(huán)防護(hù)措施設(shè)計(jì)如下：

a)基板框架和連接架結(jié)構(gòu)優(yōu)選已在軌應(yīng)用的碳纖維復(fù)合材料。

b)太陽(yáng)電池模塊的正、負(fù)電極引出互聯(lián)條設(shè)有消應(yīng)力環(huán),使互聯(lián)條的焊接部分能承受頻繁的溫度交變,不會(huì)引起焊點(diǎn)的斷裂;電路引出導(dǎo)線及板上電纜留有適當(dāng)長(zhǎng)度,防止焊點(diǎn)、導(dǎo)線和電連接器承受較大的溫度交變熱應(yīng)力;各電路間匯流條采用雙點(diǎn)雙線互連的備份設(shè)計(jì),保證焊接的可靠性。

c)板間電纜捆綁固定在基板框架上,電纜在固定點(diǎn)間留足夠余量,減小溫差引起的電纜拉伸應(yīng)力。

d)其他機(jī)構(gòu)優(yōu)先采用經(jīng)飛行驗(yàn)證的復(fù)合材料和常用金屬材料(鋁合金、不銹鋼和鈦合金等)。

3.4.5 真空環(huán)境

對(duì)高度300～500 km低軌等離子體環(huán)境進(jìn)行了分析和計(jì)算,證實(shí)高壓太陽(yáng)電池陣在低軌等離子體環(huán)境中的主要效應(yīng)之一是弧光放電,但國(guó)內(nèi)尚無(wú)該環(huán)境中高壓太陽(yáng)電池陣(HVSA)的空間飛行和地面試驗(yàn)的經(jīng)驗(yàn)。在完成了國(guó)內(nèi)首次低軌高壓太陽(yáng)電池陣等離子體環(huán)境防護(hù)的驗(yàn)證和可靠性試驗(yàn),獲得了豐富的實(shí)物試驗(yàn)研究成果和太陽(yáng)電池陣研制相關(guān)經(jīng)驗(yàn)的基礎(chǔ)上,采用的高壓適應(yīng)性設(shè)計(jì)及驗(yàn)證情況如下：

a)與電池片直接接觸的玻璃纖維網(wǎng)的原材料玻璃纖維是很好的絕緣體。

b)半剛性基板將整個(gè)框架設(shè)計(jì)為一個(gè)導(dǎo)體,并提供與星體的接地通道,可有效防止基板在空中靜電的累積。

c)為防止框架在空間等離子體環(huán)境中弧光放電,半剛性基板框架表面作絕緣處理(粘貼絕緣布)。

d)根據(jù)產(chǎn)品設(shè)計(jì)狀態(tài),制作試驗(yàn)件并進(jìn)行等離子放電試驗(yàn),結(jié)果是太陽(yáng)電池陣一次放電閾值為-110 V。雖然在低軌空間等離子體環(huán)境中一次放電不可避免,但對(duì)太陽(yáng)電池電路的損傷有限,不會(huì)造成功率衰減;二次放電閾值為-270,130 V(0.9 A)。根據(jù)對(duì)太陽(yáng)電池陣設(shè)計(jì)和工藝的復(fù)核,設(shè)計(jì)串間電流小于0.8 A,開路電壓-190 V以內(nèi),在低軌空間等離子體環(huán)境中串間電壓50 V以內(nèi)的太陽(yáng)電池陣不會(huì)出現(xiàn)二次放電。

3.4.6 長(zhǎng)壽命適應(yīng)性

TG-1目標(biāo)飛行器在軌飛行期間和對(duì)接過(guò)程中,其太陽(yáng)電池翼結(jié)構(gòu)部件支撐太陽(yáng)電池片、電纜電路、太陽(yáng)敏感器,并提供相應(yīng)的剛度,同時(shí)太陽(yáng)電池能在使用壽命內(nèi)能達(dá)到正常發(fā)電效率,電纜電路能將發(fā)電功率傳輸給艙內(nèi)。

太陽(yáng)電池翼結(jié)構(gòu)零件、電池片及電路電纜所選用的原材料均通過(guò)了空間環(huán)境試驗(yàn)(材料質(zhì)損、可凝揮發(fā)物、原子氧、粒子輻照、紫外輻照等試驗(yàn)),能滿足工作壽命3年要求。同時(shí)通過(guò)對(duì)太陽(yáng)電池翼的強(qiáng)度分析計(jì)算,加強(qiáng)了鉸鏈,能滿足對(duì)接過(guò)程中的沖擊載荷,符合要求。

太陽(yáng)電池翼一次展開到位,電連接器無(wú)插拔要求,因此微動(dòng)開關(guān)和電連接器額定壽命大于需求值,滿足使用要求。

根據(jù)飛行產(chǎn)品型號(hào),以及工作環(huán)境、太陽(yáng)電池翼內(nèi)部件和器件的使用壽命指標(biāo),預(yù)測(cè)該單機(jī)的使用壽命不低于3年。

4 仿真分析

4.1 運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)

采用ADAMS軟件,模擬太陽(yáng)電池翼在軌展開,計(jì)算太陽(yáng)電池翼展開到位時(shí)間,并求解太陽(yáng)電池翼展開到位時(shí)各部位的展開撞擊力,供強(qiáng)度計(jì)算使用。

在ADAMS動(dòng)力學(xué)仿真環(huán)境中作必須的假設(shè),同時(shí)對(duì)某些特定的傳動(dòng)裝置采用特殊的建模方法,具體有：

a)仿真模型中所有部件均假設(shè)為剛體,不考慮其彈性變形對(duì)運(yùn)動(dòng)的影響;所有零部件通過(guò)專用接口由Pro/E直接導(dǎo)入ADAMS軟件,并進(jìn)行質(zhì)量及慣量特性模擬。

b)根部鉸鏈和板間鉸鏈的彈簧參數(shù)(平面蝸卷彈簧、扭簧)在動(dòng)力學(xué)模型中采用力矩模擬,有

式中：Ts為彈簧工作力矩;T0為預(yù)緊力矩;TD為阻力矩;Ks為彈簧剛度系數(shù);θ為鉸鏈轉(zhuǎn)動(dòng)的角度;C為彈簧阻尼系數(shù)。

c)展開鎖定機(jī)構(gòu)的繩索傳動(dòng)裝置為柔性體,在ADAMS中難以直接建立相應(yīng)模型。建模時(shí)根據(jù)傳動(dòng)原理利用力矩實(shí)現(xiàn)其工作功能,可表示為

式中：K為繩索傳動(dòng)裝置的剛度系數(shù);θ1,θ2為鉸鏈轉(zhuǎn)動(dòng)的角度;n為相應(yīng)的倍數(shù)關(guān)系。

仿真計(jì)算結(jié)果表明：半剛性太陽(yáng)電池翼在軌展開時(shí)間約11～12 s(實(shí)測(cè)在軌約11 s),展開到位時(shí)對(duì)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的撞擊力不大于2 850 N。

4.2 模態(tài)

用Patron軟件建立半剛性太陽(yáng)電池翼有限元模型,計(jì)算求解太陽(yáng)電池翼收攏和展開狀態(tài)的前五階模態(tài),并與總體要求進(jìn)行比較,如不滿足要求,需對(duì)設(shè)計(jì)進(jìn)行改進(jìn)。由于半剛性太陽(yáng)電池翼的網(wǎng)格面板的網(wǎng)格較密,實(shí)際建模過(guò)程中,無(wú)法以1∶1建模,需作適當(dāng)簡(jiǎn)化,仿真計(jì)算結(jié)果,并根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果和在軌實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)模型進(jìn)行修正。

仿真計(jì)算結(jié)果為：半剛性太陽(yáng)電池翼展開狀態(tài)的一階頻率0.112 Hz(地面試驗(yàn)0.11 Hz,實(shí)測(cè)在軌展并狀態(tài)約0.1 Hz),滿足設(shè)計(jì)要求。

4.3 熱

根據(jù)給定的半剛性太陽(yáng)電池翼展開狀態(tài)的結(jié)構(gòu)形式、材料參數(shù)和熱載荷條件,用TMG軟件建立合理的熱分析有限元模型,并基于飛行器軌道參數(shù)建立在軌熱分析有限元模型。

仿真計(jì)算可得在軌運(yùn)行期間半剛性太陽(yáng)電池翼的瞬態(tài)溫度場(chǎng)為：極端高溫工況,電池模塊90.6℃,玻璃纖維網(wǎng)68.9℃;極端低溫工況,電池模塊-75.2℃,玻璃纖維網(wǎng)-98.6℃。由粘貼在電池模塊下的溫度傳感器實(shí)測(cè)得在軌溫度約-80～+90℃。后續(xù)可通過(guò)在太陽(yáng)電池翼典型部位安裝溫度傳感器進(jìn)行在軌實(shí)測(cè),比較實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)與仿真計(jì)算結(jié)果,必要時(shí)對(duì)計(jì)算模型進(jìn)行修正,以滿足后續(xù)同類型號(hào)計(jì)算使用。

4.4 在軌載荷

目標(biāo)飛行器在軌有變軌、維持、對(duì)接、分離等多種工況。為確保太陽(yáng)電池翼的強(qiáng)度均能滿足各工況使用要求,需對(duì)上述工況下的太陽(yáng)電池翼進(jìn)行在軌載荷分析。仿真過(guò)程中需利用模態(tài)分析的展開狀態(tài)有限元模型,導(dǎo)入ADAMS或NASTRAN軟件中,計(jì)算展開狀態(tài)的太陽(yáng)電池翼根部和電池板上典型部位的載荷為：0°工況太陽(yáng)電池翼根據(jù)最大彎矩670.6 N?m;90°工況太陽(yáng)電池翼根據(jù)最大彎矩252.2 N?m。

將上述計(jì)算結(jié)果作為強(qiáng)度計(jì)算的輸入,并分析和校核產(chǎn)品設(shè)計(jì)狀態(tài),必要時(shí)可對(duì)組件級(jí)或整翼級(jí)試驗(yàn)件進(jìn)行靜力破壞試驗(yàn)以作考核驗(yàn)證。

4.5 強(qiáng)度

太陽(yáng)電池翼的強(qiáng)度分析包括發(fā)射段、在軌展開段和在軌飛行階段三部分。

用非線性法計(jì)算發(fā)射階段的靜過(guò)載強(qiáng)度。在MSC-NASTRAN軟件中,網(wǎng)被簡(jiǎn)化為膜板單元、管和桃型管,以及連接架和支撐套簡(jiǎn)化為梁?jiǎn)卧?電纜和電池片質(zhì)量平均分配至中間的網(wǎng)上,接頭簡(jiǎn)化為質(zhì)量單元。發(fā)射階段中最大變形僅考慮垂直板面的振動(dòng)過(guò)載。采用慣性加速度法,計(jì)算結(jié)果是相對(duì)靜止基礎(chǔ)點(diǎn)的相對(duì)加速度和位移等,可得結(jié)構(gòu)相對(duì)基礎(chǔ)的最大位移幅值?？紤]結(jié)構(gòu)的大變形和大應(yīng)變等非線性因素影響,用瞬態(tài)方法計(jì)算結(jié)構(gòu)在一定周期內(nèi)不同頻率激勵(lì)下的響應(yīng)。因采用逐頻掃描計(jì)算非線性,僅計(jì)算了其中若干頻率,計(jì)算時(shí)頻率最小10 Hz,最大100 Hz;間距最小2 Hz,最大5 Hz;計(jì)算步長(zhǎng)0.002 s。分析計(jì)算結(jié)果,鑒定級(jí)輸入條件下最大相對(duì)位移小于目前電池板的最小有效間距,故在發(fā)射階段不會(huì)出現(xiàn)相鄰電池板相碰。

有限元法計(jì)算在軌工況過(guò)程基板和連接架。在MSC-NASTRAN軟件中,鉸鏈采用工程法計(jì)算,考慮每組鉸鏈副受力的不均勻性,取不均勻性系數(shù)1.1,仿真算得基板、連接架、鉸鏈處的最小剩余強(qiáng)度系數(shù)均不小于1,滿足設(shè)計(jì)要求。

展開到位鎖定時(shí)主要是鉸鏈強(qiáng)度計(jì)算,方法與對(duì)接過(guò)程垂直板面過(guò)載時(shí)的鉸鏈強(qiáng)度計(jì)算相同。可算得鉸鏈處的最小剩余強(qiáng)度系數(shù)均不小于1,滿足設(shè)計(jì)要求。

5 試驗(yàn)驗(yàn)證

5.1 噪聲試驗(yàn)

噪聲試驗(yàn)用于考核半剛性太陽(yáng)電池翼壓緊收攏狀態(tài)下對(duì)噪聲環(huán)境的適應(yīng)性。噪聲試驗(yàn)時(shí),太陽(yáng)電池翼折疊收攏在地面設(shè)備上,地面設(shè)備固定在混響室中,但與地板間采取隔振措施,在其底部安裝合適的橡皮塊,以模仿合理的邊界條件;試驗(yàn)過(guò)程中,電池翼的主要表面不與混響室任一壁面平行。

試驗(yàn)時(shí),在太陽(yáng)電池翼的前、后、左、右四個(gè)方位各布置傳聲器1個(gè),每個(gè)傳聲器垂直指向電池翼4個(gè)表面的幾何中心,且距中心50 cm。試驗(yàn)聲場(chǎng)的頻譜和總聲壓級(jí)由該4點(diǎn)測(cè)量平均值控制。另外,在太陽(yáng)電池陣上方50 cm處,增設(shè)1個(gè)監(jiān)測(cè)點(diǎn)S5,以確保聲場(chǎng)安全。

試驗(yàn)后,太陽(yáng)電池翼進(jìn)行了火工品展開試驗(yàn),考核展開機(jī)構(gòu),并檢查試驗(yàn)前后產(chǎn)品外觀和電性能以確認(rèn)太陽(yáng)電池翼設(shè)計(jì)狀態(tài)滿足噪聲環(huán)境要求。

TG-1目標(biāo)飛行器太陽(yáng)電池翼通過(guò)了148 dB/2 min鑒定級(jí)噪聲試驗(yàn)考核,試驗(yàn)后產(chǎn)品外觀檢查正常,火工品展開時(shí)間(25.5 s)滿足地面10～32 s的要求,電性能測(cè)試正常,產(chǎn)品通過(guò)鑒定級(jí)噪聲試驗(yàn)考核。

5.2 振動(dòng)試驗(yàn)

振動(dòng)試驗(yàn)用于考核半剛性太陽(yáng)電池翼壓緊收攏狀態(tài)下對(duì)噪聲環(huán)境的適應(yīng)性,包括單翼振動(dòng)、隨艙體振動(dòng)試驗(yàn)和隨飛行器振動(dòng)試驗(yàn)。

單翼振動(dòng)試驗(yàn)過(guò)程中的控制測(cè)點(diǎn)布置測(cè)點(diǎn)在模擬墻上的6個(gè)壓緊點(diǎn)附近、模擬艙上振動(dòng)輸入接口,另2個(gè)監(jiān)控測(cè)點(diǎn)置于振動(dòng)臺(tái)面上,并根據(jù)預(yù)掃的低量級(jí)振動(dòng)確定具體位置。

試驗(yàn)以單方向依次進(jìn)行,試驗(yàn)前采用低量級(jí)正弦掃描,記錄全部響應(yīng)點(diǎn)的響應(yīng)曲線,并根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果協(xié)商確定在共振點(diǎn)處的限幅條件;在進(jìn)行驗(yàn)收級(jí)或鑒定級(jí)試驗(yàn)后,還應(yīng)采用低量級(jí)正弦掃描,并與試驗(yàn)前的結(jié)果比較,判定產(chǎn)品結(jié)構(gòu)有無(wú)變化。

試驗(yàn)后,太陽(yáng)電池翼應(yīng)進(jìn)行火工品展開試驗(yàn),考核展開機(jī)構(gòu),并對(duì)比試驗(yàn)前后產(chǎn)品外觀和電性能以確認(rèn)太陽(yáng)電池翼設(shè)計(jì)狀態(tài)滿足振動(dòng)環(huán)境要求。

TG-1目標(biāo)飛行器太陽(yáng)電池翼最終分別通過(guò)了垂直板面方向6g、平行于板面短邊方向6g、平行于板面長(zhǎng)邊方向8.3g的正弦振動(dòng)試驗(yàn)考核(此處g為重力加速度)。試驗(yàn)期間,針對(duì)半剛性電池板的柔性玻璃纖維網(wǎng)在振動(dòng)環(huán)境中的振幅較大,在響應(yīng)較大區(qū)域通過(guò)增加支撐條(厚度約1 mm的薄片,兩端與框架固定,中間與網(wǎng)格面板通過(guò)綁扎固定)和縮小電池模塊面積,既降低了網(wǎng)面振幅又提高了電池模塊的承載能力。試驗(yàn)后產(chǎn)品外觀檢查正常,火工品展開時(shí)間(27.5 s)滿足地面10～32 s的要求,電性能測(cè)試正常,產(chǎn)品通過(guò)鑒定級(jí)振動(dòng)試驗(yàn)考核。

5.3 高低溫展開試驗(yàn)

由于在軌飛行過(guò)程中,目標(biāo)飛行器受地球遮擋,半剛性太陽(yáng)電池翼展開時(shí)可能處于陽(yáng)照區(qū)或陰影區(qū)。為確保展開的可靠性,需在地面模擬高低溫環(huán)境對(duì)太陽(yáng)電池翼展開可靠性進(jìn)行驗(yàn)證。

試驗(yàn)按產(chǎn)品冷透或熱透原理,對(duì)典型溫度點(diǎn)進(jìn)行火工品展開試驗(yàn),展開試驗(yàn)前后還需在常溫狀態(tài)下進(jìn)行1～2次手動(dòng)展開試驗(yàn),并對(duì)比試驗(yàn)結(jié)果,判定環(huán)境溫度對(duì)產(chǎn)品展開特性的影響。

TG-1目標(biāo)飛行器的半剛性太陽(yáng)電池翼分別通過(guò)了溫度-100,-90,-70,-60,+85,+95℃火工品展開試驗(yàn)考核,展開時(shí)間為13.84～20.78s,滿足地面展開時(shí)間10～32 s的要求,試驗(yàn)前后手動(dòng)展開時(shí)間基本一致,展開后產(chǎn)品外觀檢查正常,電性能測(cè)試正常。

5.4 模態(tài)試驗(yàn)

模態(tài)試驗(yàn)通過(guò)測(cè)量太陽(yáng)電池翼產(chǎn)品的固有特性,給出主要模態(tài)參數(shù)和各模態(tài)阻尼系數(shù),檢查結(jié)構(gòu)中薄弱環(huán)節(jié),同時(shí)利用實(shí)測(cè)結(jié)果,校核仿真計(jì)算結(jié)果的有效性,修正結(jié)構(gòu)分析數(shù)學(xué)模型。試驗(yàn)過(guò)程中采用單點(diǎn)、多點(diǎn)隨機(jī)激振法,對(duì)測(cè)試數(shù)據(jù)采用頻域模態(tài)分析法。

經(jīng)實(shí)測(cè),TG-1目標(biāo)飛行器太陽(yáng)電池翼展開狀態(tài)的一階頻率為0.11 Hz(與仿真計(jì)算基本相當(dāng)),滿足總體要求不小于0.1 Hz的設(shè)計(jì)指標(biāo)要求;收攏狀態(tài)太陽(yáng)電池翼局部一階頻率16.6 Hz,框架29.2 Hz,滿足發(fā)射過(guò)程中不與飛行器耦合的要求。

5.5 其他試驗(yàn)

在完成總體要求的各項(xiàng)試驗(yàn)的基礎(chǔ)上,根據(jù)自身型號(hào)特點(diǎn)和要求進(jìn)行了專項(xiàng)試驗(yàn)考核產(chǎn)品設(shè)計(jì)狀態(tài),如整翼級(jí)結(jié)構(gòu)破壞試驗(yàn)(分為0°,90°兩種狀態(tài)的靜力破壞試驗(yàn))、展開到位撞擊試驗(yàn)(提高展開鎖定機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)力矩,模擬在軌展開時(shí)間,并將展開撞擊力直接作用于驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)鑒定件上,由電性能測(cè)試確認(rèn)承載能力)等。

6 結(jié)束語(yǔ)

本文介紹了TG-1目標(biāo)飛行器半剛性太陽(yáng)電池翼的研制。從1999～2001年,研制單位開展了空間實(shí)驗(yàn)室單翼面積40 m2的太陽(yáng)電池翼技術(shù)集成演示研究,圓滿完成各項(xiàng)試驗(yàn)驗(yàn)證。以2007年至今,完成了TG-1目標(biāo)飛行器太陽(yáng)電池翼的全周期研制。飛行試驗(yàn)表明：截止日前,TG-1目標(biāo)飛行器半剛性太陽(yáng)電池翼在軌展開到位,展開時(shí)間滿足總體要求;在軌電性能正常,滿足在軌使用要求,各項(xiàng)性能實(shí)測(cè)指標(biāo)均優(yōu)于總體要求。

TG-1目標(biāo)飛行器低軌高壓長(zhǎng)壽命半剛性太陽(yáng)電池翼的研制成功,填補(bǔ)了國(guó)內(nèi)相關(guān)技術(shù)領(lǐng)域的空白。后續(xù)還需通過(guò)3年的在軌應(yīng)用考核,并就太陽(yáng)電池翼輕量化設(shè)計(jì)、在軌維修性等進(jìn)行深入研究和改進(jìn)。