敏捷衛(wèi)星高剛度太陽翼的設(shè)計與驗證

劉志全，吳躍民，馬靜雅

(中國空間技術(shù)研究院總體部，北京 100094)

0 引 言

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，敏捷衛(wèi)星已成為世界許多宇航公司研發(fā)的熱點之一[1-4]。傳統(tǒng)衛(wèi)星太陽翼在軌展開剛度較低[5-6]，展開狀態(tài)的基頻通常不超過1 Hz，難以滿足敏捷衛(wèi)星快速姿態(tài)機動、快速穩(wěn)定的任務(wù)需求。因此，研發(fā)適用于敏捷衛(wèi)星的高剛度太陽翼具有重要意義。

1999年，美國洛克希德·馬丁空間系統(tǒng)公司成功發(fā)射了Ikonos-2衛(wèi)星，該衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)采用六棱柱構(gòu)型，3套太陽翼間隔120°分別與六棱柱結(jié)構(gòu)的3個柱面以運動副相連接。單翼僅用1塊電池板，1根可展開的支撐臂被用于對展開狀態(tài)的太陽翼進行剛度強化[7]。該公司2016年發(fā)射的WorldView- 4(即原GeoEye-2)衛(wèi)星配有5套太陽翼，每翼1塊電池板，尺寸為1170 mm×2010 mm。與Ikonos-2衛(wèi)星相類似，該衛(wèi)星也采用了單臂支撐的太陽翼。支撐臂使太陽翼的展開剛度大幅提升，為衛(wèi)星在軌飛行期間的快速姿態(tài)機動奠定了基礎(chǔ)。

2011年和2013年，歐洲Astrium公司先后發(fā)射了Pleiades-1A和Pleiades-1B衛(wèi)星。這兩顆衛(wèi)星也采用了類似Ikonos-2衛(wèi)星的六棱柱式結(jié)構(gòu)和3套太陽翼間隔120°的構(gòu)型設(shè)計。單個太陽翼僅含1塊1000 mm×2302 mm的電池板。由3段鈦合金管組成的“Y”形輔助支撐結(jié)構(gòu)，其兩端通過球關(guān)節(jié)分別與衛(wèi)星側(cè)壁結(jié)構(gòu)和太陽電池板相連。整翼重量12.8 kg，展開基頻設(shè)計指標(biāo)為10 Hz[8-9]。為滿足發(fā)射時太陽翼的折疊收攏需求，輔助支撐中部采用了Carpentier鉸鏈[10]。該太陽翼根部鉸鏈采用了展開后不鎖定的設(shè)計。利用根部鉸鏈內(nèi)部驅(qū)動彈簧在展開到位后的剩余驅(qū)動力矩克服飛行過程中的動態(tài)載荷來保證輔助支撐在整個飛行過程中始終處于張緊狀態(tài)。2012年至2017年，Astrium公司先后又發(fā)射了SPOT- 6、SPOT-7和Sentinel-5P等衛(wèi)星，這些衛(wèi)星的太陽翼均采用了與Pleiades-1A和Pleiades-1B衛(wèi)星太陽翼相類似的設(shè)計。“Y”形輔助支撐所達到的效果與單臂支撐效果相類似，但技術(shù)復(fù)雜度及重量都明顯增加。同時，無鎖定功能的根部鉸鏈也引入了太陽翼支撐臂斷裂后太陽翼工作狀態(tài)難以繼續(xù)維持的故障危險源。

韓國航空宇宙研究院(KARI)分別于2012年和2015年發(fā)射了KOMPSAT-3和KOMPSAT-3A衛(wèi)星，其太陽翼也采用了類似Ikonos-2的輔助支撐設(shè)計，并引入帶簧鉸鏈[11]作為輔助支撐折疊關(guān)節(jié)，太陽翼展開基頻可達7.5 Hz[12]。但該太陽翼與星體連接的根部鉸鏈采用了預(yù)壓縮螺旋彈簧設(shè)計，無到位鎖定功能，同樣存在與Astrium公司太陽翼相類似的安全性問題。

無論是美國的洛克希德·馬丁空間系統(tǒng)公司、歐洲的Astrium公司還是韓國的航空宇宙研究院(KARI)，其公開發(fā)表的文獻(文獻[7]～文獻[11])中均未提及諸如太陽翼壓緊等具體設(shè)計及驗證情況。

郭金生等[13]在2014年前后開展了帶輔助支撐式太陽翼的方案設(shè)計，對支撐結(jié)構(gòu)關(guān)鍵參數(shù)進行了優(yōu)化，分析了太陽翼展開狀態(tài)各階振動模態(tài)，并進行了實物驗證，但并未涉及機構(gòu)運動匹配問題和工程應(yīng)用情況。

基于對國內(nèi)外敏捷衛(wèi)星高剛度太陽翼設(shè)計現(xiàn)狀和存在問題的分析，結(jié)合國內(nèi)某衛(wèi)星太陽翼研制需求，本文從系統(tǒng)構(gòu)型設(shè)計和布局優(yōu)化出發(fā)，利用2種特殊展開機構(gòu)，設(shè)計一種根部可鎖定的高剛度、輕量化太陽翼，并進行地面試驗驗證和在軌飛行試驗驗證。

1 太陽翼的構(gòu)型設(shè)計與布局優(yōu)化

1.1 構(gòu)型設(shè)計

考慮到用鉸鏈連接多塊電池板時太陽翼展開狀態(tài)下的剛度損失較大[14]，本文首先確定了由單塊太陽電池板與配套組件組成的太陽翼總體方案。太陽電池板通過根部鉸鏈與衛(wèi)星側(cè)壁結(jié)構(gòu)直接相連。經(jīng)初步估算，如果采用傳統(tǒng)的碳纖維蒙皮鋁蜂窩夾層板作為太陽電池板承載結(jié)構(gòu)，即使將展開后的太陽電池板一端固定在衛(wèi)星側(cè)壁結(jié)構(gòu)上，太陽翼展開狀態(tài)的基頻也難以達到2 Hz以上。因此，為了滿足敏捷衛(wèi)星在軌快速姿態(tài)機動的需求，實現(xiàn)太陽翼的高剛度設(shè)計，需采用帶輔助支撐的構(gòu)型設(shè)計。

圖1給出了單臂支撐和平行雙臂支撐兩種構(gòu)型設(shè)計。以外徑20 mm、壁厚0.8 mm的鋁合金空心管模擬支撐臂為算例，對兩種方案下太陽翼展開狀態(tài)模態(tài)進行了分析，分析結(jié)果表明，兩種構(gòu)型都能滿足太陽翼展開基頻不小于5 Hz的設(shè)計要求。為了提高產(chǎn)品的基本可靠性，采用簡化設(shè)計的思想，優(yōu)選圖1(a)所示的單臂支撐設(shè)計，以降低系統(tǒng)的復(fù)雜性、減少不必要的重量代價。

圖1 兩種輔助支撐Fig.1 Two kinds of auxiliary supports

如圖1(a)所示，太陽翼由1塊太陽電池板、1組可展開90°的根部鉸鏈、可折疊展開的支撐臂和壓緊釋放裝置(圖1中未顯示)組成。從展開狀態(tài)收攏時，太陽翼支撐臂中部的帶簧鉸鏈彎折并向根部鉸鏈靠近，根部鉸鏈同時沿順時針方向折轉(zhuǎn)，最終太陽翼收攏成為如圖2所示的收攏狀態(tài)。在收攏狀態(tài)下，3套火工壓緊釋放裝置(1號、2號、3號)將太陽翼固定在衛(wèi)星側(cè)壁結(jié)構(gòu)上。其中，1號壓緊釋放裝置兼顧了太陽電池板與支撐臂的壓緊，2號與3號壓緊釋放裝置僅對太陽電池板實施壓緊。衛(wèi)星入軌后，壓緊釋放裝置接到點火指令后解鎖，太陽翼在根部鉸鏈等機構(gòu)驅(qū)動下實現(xiàn)展開。

圖2 收攏狀態(tài)下的太陽翼Fig.2 Solar wing stowed configuration

1.2 布局優(yōu)化

第1.1節(jié)雖然選擇了如圖1(a)所示的構(gòu)型設(shè)計，但支撐臂在太陽電池板上的具體支撐點還需確定，需進行布局優(yōu)化設(shè)計。如果支撐點距離根部鉸鏈轉(zhuǎn)軸太近，則用支撐臂來提高太陽翼剛度的效果將會很差；如果支撐點距離根部鉸鏈轉(zhuǎn)軸太遠，則支撐臂總長度勢必增加進而引起系統(tǒng)重量的增加，同時也存在使支撐效果變差的可能。為獲得剛度高、質(zhì)量輕的最優(yōu)效果，以支撐點距太陽電池板根部鉸鏈轉(zhuǎn)軸的距離L1為變量，用MSC/Nastran軟件對不同L1取值情況下太陽翼展開狀態(tài)前2階振型及固有頻率進行分析，分析結(jié)果如圖3所示。

圖3 L1與前2階固有頻率間的關(guān)系Fig.3 The relationship between L1 and the first two natural frequencies

由圖3可知，L1的取值對太陽翼扭轉(zhuǎn)頻率影響不大，但對彎曲頻率有明顯影響。在L1=0.35 m前后，太陽翼展開狀態(tài)的彎曲振型與扭轉(zhuǎn)振型階次互換。在L1=1.4 m處，太陽翼彎曲振型頻率(第2階頻率)達到最高。

太陽翼收攏狀態(tài)下前幾階固有頻率既要避開運載器、衛(wèi)星主結(jié)構(gòu)的主振頻率，避免在發(fā)射過程中出現(xiàn)共振，又要兼顧太陽電池板在振動環(huán)境下的受力狀態(tài)。為此，以太陽翼收攏狀態(tài)下基頻最大為優(yōu)化目標(biāo)，以L1>0.35 m、1號壓緊點可有效壓緊支撐臂、2號與3號壓緊點對稱布置為邊界條件，采用與文獻[15]類似的方法對3個壓緊點的具體位置進行了優(yōu)化。

在太陽翼收攏狀態(tài)下，折疊后的支撐臂中部由壓緊釋放裝置1號進行壓緊。支撐臂靠近根部鉸鏈一側(cè)懸空，另一側(cè)分別通過機構(gòu)與衛(wèi)星結(jié)構(gòu)側(cè)壁、太陽電池板相連。為控制收攏狀態(tài)支撐臂在衛(wèi)星發(fā)射過程中的振幅，降低支撐臂拍打太陽電池板的風(fēng)險，利用MSC/Nastran軟件對L1在[0.35 m, 1.4 m]范圍變化時支撐臂的響應(yīng)情況進行了分析，優(yōu)選了L1的取值，此處不再贅述。

2 太陽翼展開機構(gòu)設(shè)計及裕度分析

2.1 展開機構(gòu)設(shè)計

圖4為太陽翼展開機構(gòu)運動簡圖。支撐臂被關(guān)節(jié)3分為臂桿A和臂桿B兩部分。其中，關(guān)節(jié)1代表根部鉸鏈轉(zhuǎn)動副，關(guān)節(jié)2表示臂桿A與太陽電池板之間的轉(zhuǎn)動副，關(guān)節(jié)4表示衛(wèi)星結(jié)構(gòu)側(cè)壁與臂桿B之間的轉(zhuǎn)動副，關(guān)節(jié)3表示臂桿A與臂桿B之間的折轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)。各相鄰關(guān)節(jié)間的距離分別記為L1,L2,L3和L4。

圖4 太陽翼展開機構(gòu)運動簡圖Fig.4 The kinematical diagram of solar wing deployment mechanism

由圖4可知，L4,L1,L2+L3及關(guān)節(jié)1～4形成了一個多連桿閉環(huán)機構(gòu)。在太陽翼收攏狀態(tài)下，各連桿(太陽電池板、臂桿A、臂桿B、衛(wèi)星側(cè)壁結(jié)構(gòu))處于相互平行狀態(tài)，其長度需滿足式(1)的約束。太陽翼完全展開后的幾何關(guān)系為直角三角形，連桿長度需滿足式(2)的約束。

L1-L4=L2-L3

(1)

(2)

由于加工及裝配誤差的存在，如果該閉環(huán)機構(gòu)所有關(guān)節(jié)均采用傳統(tǒng)的固定轉(zhuǎn)軸式鉸鏈，則整個機構(gòu)在收攏狀態(tài)或全展開狀態(tài)下勢必出現(xiàn)桿長不匹配的問題，必然對各關(guān)節(jié)的展開或鎖定產(chǎn)生不利影響。為解決桿長匹配問題，在關(guān)節(jié)3處，設(shè)計了一種僅由接頭、帶簧、壓板等簡單零件組成的無固定轉(zhuǎn)軸的大變形鉸鏈(簡稱帶簧鉸鏈[16])，如圖5所示。

圖5 帶簧鉸鏈Fig.5 Tape spring hinge

在沒有外部約束時，帶簧鉸鏈處于展開狀態(tài)(自由狀態(tài))，與臂桿A和臂桿B成一直線。當(dāng)人為施加外力使帶簧鉸鏈?zhǔn)諗n時，內(nèi)側(cè)帶簧首先發(fā)生局部變形，之后進行反向彎曲，最終變?yōu)椤唉浮毙停鈧?cè)帶簧則進行正向彎折并最終變?yōu)椤癈”型，如圖6所示。

帶簧鉸鏈在收攏狀態(tài)下各方向剛度較低，在臂桿A與臂桿B的作用下，可產(chǎn)生平行于接頭軸線方向的錯動(自適應(yīng)調(diào)整)，這就保證了圖4中尺寸L2與L3之間自動匹配功能的實現(xiàn)。

當(dāng)支撐臂完全展開到位后，支撐臂沿長度方向的拉壓剛度可有效轉(zhuǎn)化為關(guān)節(jié)1的鎖定剛度。因此，法國Pleiades-1A/1B衛(wèi)星、韓國KOMPSAT-3/3A衛(wèi)星太陽翼均在關(guān)節(jié)1處不鎖定。但從提高太陽翼可靠性和安全性的角度出發(fā)，支撐臂完全展開到位后關(guān)節(jié)1處的鎖定將有助于降低支撐臂斷裂后整星供電失效的風(fēng)險。然而，關(guān)節(jié)1處增加鎖定功能后，會使太陽翼在展開末了出現(xiàn)多個關(guān)節(jié)過約束鎖定的難題。為此，開發(fā)了一種可根據(jù)支撐臂展開狀態(tài)總長度自動調(diào)整鎖定狀態(tài)的根部鉸鏈[17](簡稱自適應(yīng)鎖定式鉸鏈)，如圖7所示。

在關(guān)節(jié)2、關(guān)節(jié)4處則采用無鎖定功能的常規(guī)球關(guān)節(jié)設(shè)計。

2.2 展開靜力矩裕度分析

最惡劣工況下展開靜力矩裕度η是表征太陽翼展開可靠性的重要指標(biāo)[18]，通常要求η不小于1.0，也就是太陽翼展開過程中最小驅(qū)動力矩始終是最大阻力矩的2倍以上，η的計算公式為

(3)

式中：Ts表示太陽翼展開總驅(qū)動力矩，Tr表示總阻力矩。對于圖4所示的多連桿閉環(huán)機構(gòu)來說，Ts與Tr的計算需按照展開過程中各關(guān)節(jié)之間的傳動比關(guān)系折算到同一個關(guān)節(jié)轉(zhuǎn)軸上。

以折算到關(guān)節(jié)1轉(zhuǎn)軸為例，Ts與Tr的計算公式分別為

(4)

(5)

其中，k為關(guān)節(jié)序號，k=1，2，3，4；ik表示關(guān)節(jié)k相對于關(guān)節(jié)1的傳動比，i1=1。利用ADAMS軟件建立太陽翼展開運動學(xué)模型，可得到i2，i3，i4隨太陽電池板展開角度θ的變化曲線，如圖8所示。其中，θ是電池板所在平面與衛(wèi)星側(cè)壁平面間的夾角，θ∈[0°, 90°]。

圖8 i2～i4隨展開角度θ的變化曲線Fig.8 i2～i4 curve with deployment angle θ

結(jié)合太陽翼各關(guān)節(jié)驅(qū)動特性測試結(jié)果，利用式(3)、式(4)與式(5)即可求出整翼在最惡劣工況(阻力最大工況)下的靜力矩裕度。該裕度隨太陽電池板展開角度θ的變化曲線如圖9所示。從圖9可以看出，在太陽翼展開過程中，任意展開角度下的η均不小于1.0。

圖9 太陽翼靜力矩裕度曲線Fig.9 Solar wing static moment margin curve

3 分析驗證

3.1 模態(tài)分析

模態(tài)分析主要用于獲取太陽翼收攏與展開狀態(tài)下的前幾階固有頻率以及振動形態(tài)。分別建立太陽翼在兩種狀態(tài)下的有限元模型，使用MSC/Nastran軟件進行分析，所得前2階振型分別如圖10和圖11所示。

圖10 太陽翼收攏狀態(tài)前2階振型Fig.10 First two mode shapes of deployed solar wing

圖11 太陽翼展開狀態(tài)前2階振型Fig.11 First two mode shapes of stowed solar wing

結(jié)果表明，太陽翼收攏狀態(tài)下的固有頻率在100 Hz以內(nèi)共有7個(模態(tài)有效質(zhì)量百分?jǐn)?shù)超過1%的頻率)，且各頻點均能有效避開運載器、衛(wèi)星主結(jié)構(gòu)的主振頻率；太陽翼展開狀態(tài)下第1階固有頻率達到8 Hz以上，滿足展開狀態(tài)高剛度的設(shè)計要求。

3.2 展開動力學(xué)分析

太陽翼的展開過程是展開機構(gòu)中儲存的彈性勢能逐步轉(zhuǎn)化為部件動能的過程。在太陽翼展開末了時刻，自適應(yīng)鎖定式鉸鏈突然鎖定，太陽電池板及支撐臂的慣性作用將對衛(wèi)星側(cè)壁結(jié)構(gòu)產(chǎn)生沖擊。為研究太陽翼展開與鎖定特性，獲取展開時長、展開鎖定沖擊載荷大小等參數(shù)，建立了太陽翼及衛(wèi)星側(cè)壁結(jié)構(gòu)模型，對太陽翼展開與鎖定全過程進行了連續(xù)分析。

1)根據(jù)太陽翼展開機構(gòu)實測性能參數(shù)與結(jié)構(gòu)質(zhì)量特性，在MSC/Patran中建立有限元模型。2)利用模型計算出支撐臂和太陽電池板前20階固定界面的正則振動模態(tài)、所有相對于裝配界面坐標(biāo)的約束模態(tài)以及6個剛體模態(tài)。3)通過變換得到正交化的Craig-Bampton模態(tài)，并將其導(dǎo)入ADAMS軟件。4)在太陽翼每個關(guān)節(jié)軸線上施加相應(yīng)的驅(qū)動力矩及阻力矩參數(shù)，利用傳感器自動判斷太陽翼展開過程并在末了時刻模擬鎖定。

結(jié)果表明，太陽翼展開過程順暢，展開時間約為6 s，展開末了鎖定沖擊力不超過750 N(見圖12)，未超過結(jié)構(gòu)沖擊力耐受范圍(≥3000 N)。

圖12 太陽翼展開末了鎖定沖擊力的變化曲線Fig.12 Locking impact load curve of the solar wing

4 地面試驗驗證與飛行試驗驗證

4.1 地面試驗驗證

太陽翼地面驗證試驗包括組件級試驗與整翼級試驗，主要用于驗證太陽翼的功能、性能及空間環(huán)境耐受能力。組件級試驗包括機構(gòu)組件在常溫以及真空高低溫環(huán)境下的力矩特性測試、結(jié)構(gòu)組件在常溫常壓條件下的力學(xué)性能測試以及空間環(huán)境耐受能力驗證等；整翼級試驗包括收攏狀態(tài)振動與噪聲試驗、展開試驗、展開狀態(tài)基頻測試等。太陽翼所有組件功能、性能、環(huán)境適應(yīng)性測試結(jié)果均滿足設(shè)計要求。

整翼收攏狀態(tài)下的振動與噪聲試驗表明，太陽翼可耐受衛(wèi)星發(fā)射過程中的力學(xué)環(huán)境載荷，太陽翼收攏狀態(tài)模態(tài)分析結(jié)果正確。太陽翼展開狀態(tài)下的基頻測試結(jié)果為8.3 Hz，達到了預(yù)期的高剛度設(shè)計目標(biāo)，與分析結(jié)果一致，振型也與圖11(a)所示振型一致。在地面模擬零重力環(huán)境下的展開試驗表明，太陽翼展開過程平穩(wěn)有序，末了時刻的鎖定動作與設(shè)計預(yù)期一致，總展開時長約為9 s，展開后的照片見圖13。地面試驗驗證了太陽翼設(shè)計的有效性。

圖13 太陽翼地面展開試驗現(xiàn)場Fig.13 Ground deployment test of the solar wing

4.2 在軌飛行試驗驗證

本文所設(shè)計的太陽翼于2015年隨某衛(wèi)星成功發(fā)射，驗證了太陽翼耐受衛(wèi)星發(fā)射段環(huán)境載荷的能力。在衛(wèi)星到達預(yù)定軌道后，太陽翼3套壓緊釋放裝置按指令要求順次解鎖，隨后，在地面接收到的遙測數(shù)據(jù)(見圖14，從T0開始計時)中看到了太陽翼展開鎖定到位指示開關(guān)的信號由0變?yōu)?，看到了太陽翼發(fā)電電流從5 A以下迅速上升到18 A左右的變化信號，驗證了太陽翼在空間環(huán)境下成功展開鎖定、正常發(fā)電。

圖14 太陽翼展開前后遙測數(shù)據(jù)變化情況Fig.14 Changes of the solar wing’s telemetry data before and after the deployment

5 結(jié) 論

1)本文設(shè)計的太陽翼，展開基頻達到8.3 Hz，可用于在軌有敏捷機動需求的航天器。

2)該太陽翼采用了無固定轉(zhuǎn)軸的帶簧鉸鏈作為支撐臂中部的彎折機構(gòu)，有效解決了由太陽電池板、衛(wèi)星側(cè)壁結(jié)構(gòu)以及支撐臂等組成的多連桿閉環(huán)機構(gòu)收攏狀態(tài)桿長匹配問題。

3)采用的自適應(yīng)鎖定式鉸鏈，有效解決了太陽翼展開末了過約束鎖定問題。

4)根部鉸鏈鎖定設(shè)計從根本上消除了支撐臂斷裂后太陽翼工作狀態(tài)難以繼續(xù)維持的故障危險源。

5)地面試驗驗證和在軌飛行試驗驗證結(jié)果表明，該太陽翼實現(xiàn)了高剛度、輕量化設(shè)計目標(biāo)。