模塊化空間折展機構研究現(xiàn)狀與展望

田大可，高海明，金路，劉榮強，馬小鷗，范小東，郭振偉

1. 沈陽建筑大學 機械工程學院，沈陽 110168 2. 沈陽建筑大學 土木工程學院，沈陽 110168 3. 哈爾濱工業(yè)大學 機器人技術與系統(tǒng)國家重點實驗室，哈爾濱 150001 4. 遼寧省科學技術館，沈陽 110167

1 引言

空間折展機構是指一種為了更好地滿足航天器結構大型化發(fā)展趨勢而產生的具有折疊與展開功能的新型航天裝備。由于運載工具容積的限制，空間折展機構在發(fā)射過程中處于折疊收攏狀態(tài)，進入軌道后按控制指令逐漸展開并鎖定，具有支撐定位、收集能量、傳遞信號等一系列作用[1-3]。目前，空間折展機構廣泛應用于移動通信、空間科學、軍事偵察、導航遙感等領域，具有較高的學術價值、工程需求和應用前景，已經成為國際宇航界研究的前沿和熱點之一[4-5]。

按照展開后結構維度的不同，空間折展機構通常分為一維線性折展機構、二維平面折展機構和三維空間曲面折展機構[6]。一維線性折展機構也稱為伸展臂[7]，是空間折展機構中研究最早、應用最廣的結構形式，主要作為大型航天器的支撐和定位結構。二維平面折展機構又稱為太陽翼[8]，是一種對太陽能進行收集的裝置，主要作用是為衛(wèi)星、空間站等航天器提供能量。三維空間曲面折展機構主要指空間可展開天線[9]，是一種具有信息獲取和傳遞功能的航天裝備，是空間折展機構中構型最為復雜、研究難度最大的一種結構形式。近年來，隨著航天科技的快速發(fā)展，各類航天器呈現(xiàn)大型化、復雜化發(fā)展趨勢，對空間折展機構的需求也越來越多，對展開尺度達幾十米、甚至百米及以上級的大型/超大型折展機構的需求尤為迫切[10-12]。傳統(tǒng)一體式空間折展機構的展開尺度小、結構耦合性強、擴展性差，難以滿足未來空間技術發(fā)展的需要。

模塊化結構互換性好、靈活性高、拓撲性強，可通過改變模塊的數(shù)量、類型、排布和組合方式等，實現(xiàn)展開尺度的快速縮放，是滿足未來空間折展機構大尺度發(fā)展要求的一種較為理想的結構形式。同時，模塊化結構良好的通用性，不僅可以有效地降低研制的難度和風險，也可以縮短研制周期、降低研制成本。并且，模塊化結構為未來空間折展機構在軌組裝和在軌制造等新領域和新技術的發(fā)展提供了新的可行性解決方案，具有較大的發(fā)展?jié)摿洼^為突出的研究價值。

近年來，美國、俄羅斯和歐盟等[13-15]航天大國和組織，分別提出了《國家航天戰(zhàn)略》、《2016-2025年俄羅斯聯(lián)邦航天規(guī)劃》和《歐洲航天戰(zhàn)略》等航天戰(zhàn)略和規(guī)劃，體現(xiàn)了發(fā)展航天科技的重要意義；我國作為世界航天大國之一，在《中國制造2025》、“十三五”發(fā)展規(guī)劃以及《全球工程前沿2020》等多個規(guī)劃和報告中，均將以空間折展機構為代表的新型航天裝備列為當前及未來重點研究和發(fā)展的領域。因此，有必要對空間折展機構領域的研究進展做一詳細綜述，為國內相關領域的科研人員提供借鑒和參考。

本文主要圍繞具有模塊化結構特征的模塊化空間折展機構的國內外研究現(xiàn)狀進行了概述，分析了典型模塊化空間折展機構的構型、特點及應用，結合當前研究及應用存在的不足，對模塊化空間折展機構研究的發(fā)展趨勢進行了展望。

2 國外模塊化空間折展機構研究現(xiàn)狀

2.1 伸展臂

按照展開方式的不同，伸展臂可以分為盤壓桿式、薄壁管式、套筒式、膨脹硬化式和鉸接式等[16]5種類型。其中，前4種類型的伸展臂主要是利用桿件的彈性變形、構件的直徑變化以及材料物理屬性的改變等實現(xiàn)機構的展開與收攏，結構安裝關系上并不具有較為明顯的模塊化特征。鉸接式伸展臂采用剛性構件與轉動鉸鏈進行連接，與其他結構形式相比，鉸接式伸展臂各構件可以獨立拆分與組裝，結構拓展靈活，具有高剛度、高精度等特點，應用最為廣泛，其結構滿足模塊化設計特征。本文重點對這類伸展臂進行介紹。

Kitamura等[17-18]針對大型空間可展開天線、空間平臺等航天器對伸展臂的需求，以三棱柱為模塊單元研制出一種縱桿折疊式伸展臂HIMAT，該伸展臂主要由橫桿、縱桿和斜拉索等組成，結構如圖1所示。機構中構件之間采用鉸鏈進行連接，通過縱桿的折展實現(xiàn)機構長度的變化，伸展臂采用電機結合絲杠的驅動方式，完全展開后依靠縱桿中部的鎖緊機構實現(xiàn)機構剛化。日本在多次的航天任務中使用了HIMAT伸展臂，例如在1996年發(fā)射的先進地球觀測衛(wèi)星(advanced earth observing satellite, ADEOS)上使用該伸展臂支撐太陽能電池陣，其長度達到了23.5 m，截面包絡圓直徑為350 mm，收攏率(收攏率為完全收攏長度與完全展開長度的比值)約為3.3%。

圖1 HIMAT伸展臂原理樣機Fig. 1 Principle prototype of HIMAT

Choi等[19-20]為滿足衛(wèi)星小型化使用要求，提出了一種應用于空間光學望遠鏡的高精度伸展臂結構方案。該伸展臂以四棱柱作為基本模塊單元，主要由上面板、下面板、連接桿和支撐模塊等結構組成，通過在連接桿中間設置的彈性鉸鏈驅動機構展開，其結構如圖2所示。為了提高結構裝配及展開后的精度，設計了專用裝配工裝，并在由五個非接觸式激光位移傳感器組成的高精度測量平臺上對展開機構的精度進行了試驗研究，測試結果表明機構展開精度可以達到微米量級。

圖2 伸展臂展開原理Fig. 2 Working principle of deployable mast

美國AEC-Able公司在伸展臂方面有較為深入的研究和較為豐富的經驗[21-22]，研制了可折疊鉸接式伸展臂(folding articulated square truss, FAST)和索桿鉸接式伸展臂(able deployable articulated mast, ADAM)，這兩種伸展臂均以四棱柱為基本模塊單元。

FAST伸展臂[23]主要由橫桿、縱桿、斜拉索和鉸鏈等結構組成，如圖3所示?？v桿通過其中點的鉸鏈實現(xiàn)縱桿的折疊；橫桿包括剛性桿和彈性弓形桿兩種，彈性弓形桿與縱桿的中點相連接，通過彈性變形為伸展臂展開提供動力；單元的側面有兩對斜拉索，用于增加伸展臂的扭轉剛度和剪切剛度。FAST伸展臂已成功應用在國際空間站上，用于支撐國際空間站的太陽能電池陣。伸展臂直徑為1.09 m，展開長度為34.75 m，折疊長度為2.3 m，收攏率為6.6%。

圖3 FAST伸展臂Fig. 3 FAST deployable mast

為了滿足伸展臂大尺度、高剛度的發(fā)展需求，ADAM伸展臂[24]應運而生。ADAM伸展臂主要由縱桿、橫桿、斜拉索和球鉸等組成，與FAST伸展臂不同，ADAM伸展臂在橫桿和縱桿間采用球鉸進行連接，并取消了弓形桿，采用在側面安裝特殊的鎖緊機構實現(xiàn)結構剛化，如圖4所示。2000年，ADAM伸展臂成功應用于NASA的雷達地形測繪任務(shuttle radar topography mission，SRTM)中，該伸展臂的直徑為1.12 m，展開長度為60 m，驅動筒長度為2.92 m，收攏率約為4.9%。

圖4 ADAM伸展臂Fig.4 ADAM deployable mast

2.2 太陽翼

美國ABLE公司[25]研制了一種PUMA太陽翼，其結構如圖5所示。該太陽翼采用多個剛性基板折疊的方式實現(xiàn)機構展開，基板為矩形形狀，基板的表面上貼裝有太陽電池片，基板間采用鉸鏈進行連接。在發(fā)射階段，基板折疊收攏，并壓緊在航天器的側面，進入軌道后，采用同步電機和彈簧鉸鏈驅動使基板緩慢展開。地球同步通信衛(wèi)星Arabsat 2A上使用了一對PUMA太陽翼，每個太陽翼由四塊基板組成，單板尺寸為1.6 m×1.2 m，每板面積約為1.92 m2，該結構剛度高、但質量較大。

圖5 PUMA太陽翼Fig.5 PUMA solar array

俄羅斯在其發(fā)射的多顆衛(wèi)星及和平號空間站(Mir Space Station)上使用了一種質量更輕的半剛性太陽翼[26]，在軌展開狀態(tài)如圖6(a)所示。這種太陽翼的基板由碳纖維剛性框架和帶有預緊力的柔性玻璃纖維網組成，即該太陽翼是一種剛柔耦合多體系統(tǒng)，面板間的展開采用可回轉的鉸鏈進行連接，如圖6(b)所示。與剛性太陽翼相比，由于采用了框架結構，電池散熱性能更好，輸出功率更高，結構的質量也大幅降低。

圖6 和平號空間站太陽翼Fig.6 Solar array of Mir space station

為了彌補和平號空間站能量收集與供應的不足，俄羅斯和美國共同研制了 (mir cooperative solar array，MCSA)太陽翼[27]，并于1996年5月部署在和平號空間站上，該太陽翼集合了兩國最先進的航天技術，美國提供高效、輕質量的光伏板模塊，俄羅斯提供陣列框架結構和展開機構。整個MCSA太陽翼共有84塊電池板，單塊電池板的尺寸為2.7 m×0.44 m，單翼展開長度約18 m。

法國阿爾卡特-阿萊尼亞航天公司(Alcatel Alenia Space)在其新一代高功率、大容量地球靜止軌道通信衛(wèi)星平臺SPACEBUS上，使用了一種分步展開式太陽翼[28]，如圖7所示。太陽翼采用十字布局構型及無源展開技術，面板間采用成熟的鉸鏈結構實現(xiàn)展開，該展開方式在滿足載荷艙容積的前提下，保證了展開后的面積，并且具有結構拓展靈活的特點。該太陽翼已在Arabsat2，Thaicom3，Sirius2，Agila和Eutelsat3等衛(wèi)星上獲得了廣泛應用。

美國ATK公司于20世紀90年代研制出一種UltraFlex太陽翼[29-31]，如圖8所示，該太陽翼主要由柔性三角形薄膜片、中心輪轂、壓緊帶、展開機構等組成，展開原理與折扇相似，依靠位于結構中央的扭簧驅動展開，展開后呈圓形，半展開狀態(tài)如圖8(a)所示。UltraFlex太陽翼在美國NASA的火星01探測器、“鳳凰號”火星探測器、“洞察號”火星探測器、“獵戶座”多用途飛船、“天鵝座”飛船等多項航天任務中獲得應用，其中在“獵戶座”飛船上使用的太陽翼最大，展開后直徑達到了6 m，如圖8(b)所示。

圖8 UltraFlex太陽翼Fig.8 UltraFlex solar array

為了滿足大功率航天器的使用需求，ATK公司在Ultraflex太陽翼的技術基礎上，研制出一種收攏率更高、展開面積更大的MegaFlex太陽翼[32-33]，如圖9所示，該機構通過增加薄膜片折疊的次數(shù)，大幅提升了結構展開后的面積，MegaFlex太陽翼展開后的直徑達到9 m，該太陽翼已成功應用到“天鵝座”貨運飛船等航天任務中。

圖9 MegaFlex太陽翼Fig.9 MegaFlex solar array

2.3 空間可展開天線

俄羅斯在和平號空間站上使用了一種構架式展開天線[34]，如圖10(a)所示。該天線以四面體為可展模塊單元，相鄰的四面體模塊間采用相互倒置方式進行連接，其結構如圖10(b)所示。每個模塊包含3個腹桿、3個可折疊桿及節(jié)點等結構，構件間采用鉸鏈進行連接，在折疊桿的鉸鏈處安裝有渦卷彈簧。收攏時，構件壓縮彈簧而儲存彈性勢能，展開時，彈簧釋放彈性勢能，進而驅動機構展開。

圖10 四面體構架式可展開天線Fig.10 Deployable tetrahedral truss antenna

俄羅斯Georgian公司[35-36]設計出一種環(huán)形剪叉式可展開天線，如圖11(a)所示。該天線由剪叉式環(huán)形可展開支撐機構和從中心輪轂上輻射出的張拉膜肋等組成。支撐機構為天線的骨架，由若干個剪叉機構單元串聯(lián)而成，如圖11(b)所示。1999年，俄羅斯在和平號空間站上對一個口徑為5.6 m×6.4 m的環(huán)形剪叉式天線進行展開測試。該天線收攏后的直徑和高度為0.6 m×1.0 m，天線的總質量為35 kg。

圖11 環(huán)形剪叉式可展開天線Fig.11 Circular scissor deployable antenna

美國Astro Aerospace公司研制出一種環(huán)形桁架式可展開天線[37]，該天線由可展環(huán)形桁架、前索網、后索網、拉索、金屬反射網組成，如圖12(a)所示。環(huán)形桁架是天線的支撐結構，由若干個對角桿長度可變的四邊形單元組成，如圖12(b)所示。前、后索網安裝在環(huán)形桁架上，索網間的豎向拉索具有一定的預緊力，索網在預緊力的作用下逼近拋物面形狀，金屬反射網附著于前索網上。2000年底，美國發(fā)射的Thuraya衛(wèi)星上攜帶了一個口徑為12.25 m 環(huán)形可展天線，質量為55 kg，收攏時直徑和高度分別為1.3 m×3.8 m。

圖12 AstroMesh可展開天線Fig. 12 AstroMesh deployable antenna

日本宇宙航空研究開發(fā)機構(Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA)為工程試驗衛(wèi)星ETS-Ⅷ研制出一種構架式可展開天線，2006年12月，該衛(wèi)星成功發(fā)射，并攜帶了兩架有效口徑為13m的構架式可展開天線[38-40]，如圖13(a)所示。兩個天線分別負責信號的發(fā)射和接收，同時也可以避免多個頻率在一個天線上引起的信號干擾。天線由14個直徑為4.8 m的六棱柱模塊組成，每個模塊由6個基本單元通過周向均布陣列形成，基本單元采用彈簧作為動力源，依靠彈簧被壓縮時儲存的彈性勢能驅動滑塊移動，從而帶動機構展開，基本單元結構如圖13(b)所示。收攏后，結構的高度和直徑分別為4 m×1 m，天線總質量為170 kg。由于采用六棱柱蜂窩狀構型，結構具有較好的可擴展性。

圖13 ETS-VIII的構架式可展開天線Fig. 13 Deployable truss antenna of ETS-VIII

JAXA[41-42]為滿足通信衛(wèi)星對大口徑可展開天線的需求，在ETS-Ⅷ基本單元結構的基礎上提出一種三折疊肋式可展開天線，該天線由7個六棱柱模塊組成，每個模塊包括6個可折疊肋單元，該構型有效地提高了結構的收納率，并減輕了結構質量。每個模塊展開后的尺寸為14.4 m，整體展開后的口徑達到30 m，收攏后的直徑和高度分別為1.8 m×4 m，單模塊樣機如圖14所示。

圖14 三折疊肋式可展開天線模塊單元Fig.14 Module unit of three-fold rib deployable antenna

歐洲太空局(European Space Agency，ESA)和格魯吉亞工業(yè)大學(Georgian Technical University，GTU)等多家研究機構聯(lián)合研制了一種圓錐環(huán)形可展開天線[43-44]，天線展開后的尺寸為6 m，圓錐環(huán)形可展開天線的原理樣機如圖15(a)所示。天線由若干個梯形模塊組成，每個模塊包括上V形折疊桿、下V形折疊桿、豎桿、同步鉸鏈、驅動彈簧、斜拉索等結構組成，機構簡圖如圖15(b)所示。

圖15 圓錐環(huán)形可展開天線Fig. 15 Cone ring deployable antenna

3 國內模塊化空間折展機構研究現(xiàn)狀

中國在模塊化空間折展機構研究方面起步較晚，但近十幾年來取得了較為快速的發(fā)展，在國家航天項目的牽引下，多所高校和科研機構開展了較為廣泛而深入的研究，模塊化折展機構及應用取得了可喜的進步和成績。

3.1 伸展臂

單明賀等提出一種三棱柱構架式伸展臂[45-46]，該機構以三棱柱為基本展開單元，基于增加虛約束的Sarrus機構進行設計，模塊單元主要由剛性三角框架、上折疊臂、下折疊臂、對角拉索等結構組成，如圖16所示。鎖緊機構布置在上/下折疊臂的中間位置，采用電機結合絲杠的驅動方式，機構展開后對角拉索張緊，用以提高結構的剛度。該伸展臂展開長度約為5 m，收攏后長度為0.7 m，截面包絡圓的直徑約為0.58 m。

圖16 三棱柱構架式伸展臂原理樣機Fig.16 Principle prototype of triangular prism frame deployable mast

楊慧等提出一種含超彈性鉸鏈的三棱柱伸展臂[47-48]，該伸展臂同樣以三棱柱為模塊單元，主要由縱桿、繩索、三角形框架、套管和超彈性鉸鏈等組成。每個模塊含有3組縱桿，每組縱桿中安裝1對超彈性鉸鏈。收攏時，超彈性鉸鏈彎曲，儲存彈性勢能；展開時，超彈性鉸鏈恢復變形，從而驅動機構展開。設計的一個包含10個模塊的結構方案，其展開后的長度為5.3 m，收攏后長度為0.48 m；研制的包含2個模塊單元的原理樣機，如圖17所示。

圖17 含超彈性鉸鏈的三棱柱伸展臂原理樣機Fig. 17 Principle prototype of triangular prism deployable mast with super elastic hinge

高明星等提出一種可展開三棱柱式伸展臂[49]，該伸展臂主要由縱桿、橫梁、張力索以及鉸鏈等組成?？v桿材料采用碳纖維，橫梁與各個鉸鏈材料采用鋁合金，利用彈簧驅動方式展開。伸展臂的桿件主要起支撐作用，展開后張力索張緊，可以提高整個伸展臂的剛度。為了研究該伸展臂的動力學特性，設計并研制了含有2個模塊單元的三棱柱伸展臂原理樣機，如圖18所示，其展開后長度為1.2 m，收攏高度為0.1 m，外包絡圓直徑為0.5 m。

圖18 三棱柱伸展臂原理樣機Fig. 18 Principle prototype of triangular prism deployable mast

郭宏偉等[50-51]以四棱柱為模塊單元研制了一種索桿鉸接式伸展臂。該伸展臂由縱桿、橫桿、角塊、球鉸、拉索和鎖定裝置等結構組成，如圖19所示。橫桿通過角塊連接成剛性平面，縱桿通過球鉸將上、下兩個剛性平面連接成一個模塊單元，上、下剛性平面可以相對伸展臂軸線轉動實現(xiàn)展開和收攏，完全展開后鎖定裝置將機構鎖緊。研制了一個由20個單元組成的伸展臂原理樣機，展開后長度為7.1 m，收攏率為4.6%。

圖19 索桿鉸接式伸展臂原理樣機Fig.19 Principle prototype of space cable-strut deployable articulated mast

徐國民等以四棱柱為模塊單元研制了一種剪叉式空間伸展臂[52]。單個模塊單元由4根直角橫桿和8根剪桿組成，4根直角橫桿通過凸榫和凹卯首尾相連接形成正方形框架，每個剪式鉸的兩端鉸接在正方形框架的一邊內側壁上，機構采用電機驅動，通過鎖定滑板中的圓柱銷實現(xiàn)各級剪叉單元的逐級互鎖，研制的原理樣機如圖20所示。

圖20 剪叉式伸展臂Fig. 20 Scissor deployable mast

陳務軍等對八面體桁架單元及其派生系所構成的空間伸展臂進行了研究[53-54]?；诳臻g機構學和拓撲理論，提出了5種八面體及其派生桁架單元，開展了基本單元結構特征評價。八面體基本單元主要由桿件、主動索、被動索等組成，結構展開后形成一個桿件受壓、索受拉的自平衡張力體系。并基于該正八面體單元提出了一種伸展臂方案，該伸展臂展開長度為4.4 m，收攏后高度為0.3 m，模塊單元及部分展開模型如圖21所示。

圖21 正八面體單元伸展臂Fig.21 Mast of octahedral truss

3.2 太陽翼

風云一號衛(wèi)星是中國研制的第一代準極地太陽同步軌道氣象衛(wèi)星，主要任務是進行天氣預報、氣候預測和全球環(huán)境監(jiān)測等。風云一號氣象衛(wèi)星上均采用了折疊式太陽翼。其中FY-1A衛(wèi)星[55]本體外側各安裝了三塊太陽能面板，單板的尺寸約為1.2 m×1 m，如圖22所示。FY-1D衛(wèi)星于2002年5月發(fā)射，共包含2個太陽翼，太陽翼對稱安裝在星體外側，每側包含4塊面板，展開后總長度為10.5 m。

圖22 FY-1A衛(wèi)星的太陽翼Fig.22 FY-1A solar array

東方紅三號衛(wèi)星[56]是中國第一代采用三軸穩(wěn)定技術的通信衛(wèi)星，它包含兩個可展開式太陽翼，每翼由連接架、太陽板、展開機構和壓緊釋放機構等組成，基板以鋁蜂窩為芯層，以碳纖維為面板的夾層結構，基板間采用鉸鏈進行連接，并由渦卷彈簧提供驅動力，完全展開后翼展達到18.1 m，結構如圖23所示。

圖23 東方紅三號衛(wèi)星的太陽翼Fig.23 DFH-3 solar array

2011年9月，我國發(fā)射了第一個空間實驗室——天宮一號[57]，天宮一號上使用了兩個半剛性太陽翼，太陽翼采用了以玻璃纖維為主要材料的矩形半剛性基板和發(fā)電效率更高的三結砷化鎵電池片，每翼包含4片太陽能板，整翼展開后的總長約為18 m，如圖24所示。

圖24 天宮一號上的太陽翼Fig.24 Tiangong-1 solar array

實踐二十號衛(wèi)星[58-59]上攜帶了兩個展開面積最大，翼展最長的太陽翼，每個太陽翼由6片太陽能板構成，其中橫向4片，縱向2片。首次采用了二維二次展開方式，展開后兩邊各呈十字狀布局，整顆衛(wèi)星太陽翼展開后的長度約為40米，如圖25所示。

圖25 實踐20號衛(wèi)星太陽翼Fig.25 SJ-20 solar array

簡世康等基于傳統(tǒng)折扇原理，對扇形太陽翼進行了研究[60]，開展了同步機構、自鎖鉸鏈和驅動機構等結構方案設計，并采用多體動力學軟件對機構進行了運動學及動力學仿真和分析。

左錫遠等基于折紙機構，開展了折紙?zhí)栆順嬓脱芯縖61]，對基板、連接架、鎖緊機構等功能模塊進行了設計，提出了該機構運動學分析等效方法，并建立了剛柔耦合動力學模型。

廖波等為滿足多任務載荷對低軌微型衛(wèi)星的需求，發(fā)明一種模塊化微型衛(wèi)星平臺[62]，該衛(wèi)星兩個側面各有1個太陽翼，每翼由兩個基板組成，每個基板采用內嵌高強度碳纖維復合材料框架和鋁蜂窩夾層結構，尺寸為0.28 m×0.5 m，基板采用鉸鏈連接，電機驅動。

3.3 空間可展開天線

關富玲等研制了一種四面體構架式可展開天線[63-64]。該天線以四面體模塊為基本單元，每個模塊由6個桿件和4個十字花盤形鉸鏈組成，6個桿件里有3個腹桿不可折疊，另外3個桿件的中部安裝有驅動鉸鏈，在鉸鏈上安裝有渦卷彈簧，利用機構折疊時，彈簧儲存的彈性勢能驅動機構展開。研制了一個縮比原理樣機，展開狀態(tài)下的口徑和高度為2.1 m×0.58 m，收攏狀態(tài)的直徑和高度為0.09 m×0.55 m，其結構如圖26所示。

圖26 可展開桁架天線樣機Fig. 26 Principle prototype of deployable truss antenna

田大可等提出了一種模塊化構架式可展開天線[65-66]，如圖27所示。該天線由7個六棱柱模塊單元組成，每個模塊又由6個以模塊為中心，呈輻射狀均布的肋單元組成，肋單元是最小的模塊單元。在模塊的中心桿上安裝有主驅動彈簧，在下弦桿上安裝輔助驅動彈簧。設計了展開緩釋裝置，通過電機控制機構展開的速度。所研制的原理樣機展開尺寸為3.1 m×3 m，收攏后的直徑和高度約為0.3 m×0.7 m。

圖27 模塊化構架式可展開天線樣機Fig. 27 Principle prototype of modular deployable truss antenna

史創(chuàng)等提出一種雙層環(huán)形桁架式可展開天線[67-68]。該機構由內、外兩層環(huán)形桁架機構、連系桁架機構和索網反射面等結構組成，內、外層可展開機構均由曲柄滑塊式機構模塊組成，在每層機構內部安裝有彈性鉸鏈和圓柱彈簧，作為機構的動力源。連系桁架機構用于實現(xiàn)內外層機構的聯(lián)動，從而保證雙層環(huán)形天線實現(xiàn)展開與收攏。為了研究機構的特性，研制了一個展開口徑為2 m的單層環(huán)形桁架機構樣機，如圖28所示。

圖28 單層環(huán)形桁架機構樣機Fig.28 Principle prototype of single-layer ring deployable antenna

北京理工大學與中國空間技術研究院西安分院聯(lián)合研制了一種空間環(huán)形桁架式可展開天線[69-70]，如圖29所示。該天線以平行四邊形機構為模塊單元，主要由橫桿、豎桿、斜腹桿及拉索等組成，利用四邊形對角線可伸縮的特點，采用電機收回斜腹桿內部的拉索而實現(xiàn)機構展開。2015年9月，該天線成功應用到我國通信技術試驗衛(wèi)星一號，天線展開后的口徑為15.6 m，天線成功展開，工作狀態(tài)良好。

圖29 環(huán)形桁架式可展開天線Fig. 29 Hoop deployable truss antenna

郭金偉等基于3RR-3RRR四面體組合單元和基于3RR-3URU四面體對稱組合單元分別提出了兩種新型模塊化可展開天線機構[73-74]，應用螺旋理論和G-K公式計算了機構的自由度，并進行了動力學數(shù)值仿真分析，最后研制了一套基于3RR-3URU四面體對稱組合單元樣機，如圖30所示。

圖30 模塊化可展開天線機構Fig.30 Modular deployable antenna mechanism

4 模塊化空間折展機構發(fā)展展望

隨著空間科學技術及應用的不斷發(fā)展和深入，空間折展機構在各項航天工程中必將發(fā)揮日益重要的作用。因此，結合國內外此領域的研究進展，對模塊化空間折展機構未來的發(fā)展提出以下展望。

4.1 機構創(chuàng)新設計方法

空間折展機構是機構學的一個重要分支，是機構學在航天領域的新發(fā)展和新應用?，F(xiàn)有模塊化空間折展機構的構型大多為桁架式剛性、半剛性結構，模塊的形狀主要有三棱柱、四棱柱、四邊形、四面體和六棱柱等，構型的種類和數(shù)量較少，結構質量體積比較大，難以滿足未來的發(fā)展需求，還需要在以下幾個方面開展深入研究。

1)機構綜合方法。機構綜合是機構創(chuàng)新的動力和源泉，針對模塊化結構和宇航空間機構的特點，從結構綜合、運動綜合和動力綜合等方面開展系統(tǒng)性研究，提出滿足模塊化空間折展機構要求的收納率更高、拓撲特性更好的新的機構綜合方法。

2)輕量化設計。現(xiàn)有桁架式折展機構可以保證機構展開后具有較高的強度和剛度，但隨著機構大型化發(fā)展，結構本體的質量將急劇增大。因此，應深入開展柔性材料、薄膜材料、智能復合材料等新材料的研究和應用。同時，采用現(xiàn)代仿生智能優(yōu)化算法等開展結構及動力源配置的優(yōu)化研究。

3)多構型模塊組合設計。三棱柱和四棱柱模塊化折展機構具有單項拓撲性好、展開剛度高等優(yōu)點，四面體和六棱柱模塊則利于發(fā)展成三維空間曲面機構。隨著航天任務趨于復雜化，必將要求未來的折展機構具有多功能和高效率屬性，因此，應將各構型模塊有機聯(lián)系起來，更好地發(fā)揮各自的優(yōu)點，將不同構型進行組合，開展多構型模塊組合設計。

4.2 地面微重力試驗及仿真

模塊化折展機構按照展開后結構的維度分為3個大的類型，每個大類又包括若干種構型。目前在地面微重力系統(tǒng)設計和模擬試驗方面多采取定制方式開展，使得研制成本較高、周期較長、通用性較差。同時，未來折展機構的尺度將朝著百米級、公里級方向發(fā)展，對地面微重力模擬研究提出了更加嚴峻的挑戰(zhàn)，以下幾個方面值得進一步研究。

1)模擬系統(tǒng)集成化設計。深入挖掘各類型模塊化折展機構在展開原理、拓展規(guī)律、鎖定方案等方面的聯(lián)系，系統(tǒng)性地開展微重力模擬系統(tǒng)的設計，使其盡可能多的兼容不同大類、不同構型模塊化折展機構的使用需求，建立具有通用性好、擴展性強、模擬精度高的微重力模擬綜合試驗平臺。

2)縮比驗證研究。隨著模塊化折展機構大型化發(fā)展，微重力模擬系統(tǒng)的尺寸也將隨之增大，如何開展系統(tǒng)設計，并保證試驗的準確性將變得非常困難。因此，應先在縮比樣機方面開展研究，提出折展機構結構縮放設計方法，同時，可以在建立等效機構模型、子模型、子系統(tǒng)以及半物理試驗等多個方面開展研究。

3)系統(tǒng)仿真研究。模塊化折展機構的研制及試驗是研制任務中最重要、最有說服力的一個環(huán)節(jié)，但它具有后驗性，若發(fā)現(xiàn)重大問題將影響整個項目的進度和成敗。因此，應在項目研制初期的方案論證和方案設計階段開展系統(tǒng)仿真研究，對復雜系統(tǒng)進行簡化，提出滿足精度要求的、快速的系統(tǒng)仿真方法，建立系統(tǒng)仿真模型，盡早發(fā)現(xiàn)機構方案中存在的顛覆性問題，保證項目順利實施。

4.3 空間在軌裝配技術

隨著航天技術的快速發(fā)展，大型化成為空間折展機構的一個重要發(fā)展方向，諸多重大航天工程對展開尺度為幾十米、上百米，甚至數(shù)百米的空間折展機構的需求變得非常緊迫。在軌裝配技術是實現(xiàn)低成本、高效率、快速部署航天器的有效途徑之一，是推動大型、超大型航天器發(fā)展和應用的重要手段。美國、歐空局等航天大國已將其作為未來航天器發(fā)展的一項關鍵技術。模塊化空間折展機構其結構獨立性強、標準化程度高、通用性及互換性好，為實現(xiàn)在軌裝配提供了有利條件，但目前技術尚不成熟，還需要開展以下探索研究。

1)快速裝/拆結構設計技術。大型模塊化空間折展機構在軌裝配必將是無人參與的自主裝配，需要研究可以實現(xiàn)結構快速裝配、拆卸的連接接口，并保證接口結構簡單、連接可靠，同時應具有一定的防錯、容錯及調整能力。

2)空間機械臂設計技術?？臻g機械臂是實現(xiàn)模塊化空間折展機構在軌裝配的一種關鍵的航天裝備，研究與模塊化空間折展機構構型、尺度相適應的，具有工作半徑大、定位精度高、操作靈活性好、自主分析能力強的空間機械臂主臂結構。研究單臂多手、多臂多手及剛柔復合手等智能化、集成化新型機械手爪技術及可靠、穩(wěn)定抓捕方法。

3)裝配層級和邏輯研究。模塊化空間折展機構模塊數(shù)量多、拓撲關系復雜，在裝配過程中，需要研究如何劃分結構裝配的層級，例如可以劃分為單模塊、單構型成組、多構型成組等不同的裝配層級，同時還需要對模塊安裝的位置、順序等開展研究，從而提高裝配的效率和合理性。

4.4 空間在軌建造技術

未來超大尺度空間折展機構收攏后的尺度將遠大于運載火箭的有效包絡空間?，F(xiàn)階段的地面制造、在軌展開，未來中短期的分批發(fā)射、在軌裝配的模式難以滿足長期發(fā)展的需求，在軌建造可以突破運載火箭包絡空間的限制，有效降低發(fā)射成本，實現(xiàn)超大尺度空間折展機構的在軌設計，是未來大型航天器設計的一項顛覆性技術。目前，國際上已初步實現(xiàn)了在軌零部件的建造，但作為新興技術尚處于起步階段，應當圍繞“造得出、造得精、用得久”三個方面開展更深入的預先研究。

1)空間3D打印技術?？臻g環(huán)境具有大溫差、高真空、微重力等極端復雜、惡劣的特點，研究適應空間環(huán)境的空間3D打印技術，將新材料、功能材料與增材制造進行交叉融合，并將生命科學、生物技術融入到制造中，使制造富有“生命力”，實現(xiàn)自感知、自決策和自執(zhí)行，在空間中打印出結構復雜的核心零部件以及全尺寸的大型折展結構。

2)高精度建造技術。模塊化空間折展機構是高精密航天裝備，其本身的結構精度對空間任務的執(zhí)行有著重要的影響。發(fā)展精準成形制造技術，在打印機制備、打印速度、吐絲參數(shù)等方面開展研究，制造出結構復雜、高性能、高精度的零部件，實現(xiàn)形狀、性能精準可控，降低零部件質量，提高材料利用率、縮短制造流程。

3)長壽命及綠色制造技術。模塊化空間折展機構服役期通常為3～5年，有的則長達10年之久，因此對結構的壽命提出了更高的要求。研究保質設計及制造方法，保證建造出的結構在全壽命周期內具有高品質、高效能，使用壽命精準可預測。同時，發(fā)展空間綠色制造技術，實現(xiàn)零部件制造過程、使用過程與回收再利用的綠色化，減少太空垃圾。

5 結論

本文對模塊化空間折展機構領域的研究進行了概述，重點對伸展臂、太陽翼和空間可展開天線等三類折展機構中具有模塊化特征的構型進行了介紹，分析了模塊化空間折展機構研究及應用現(xiàn)狀，并從4個方面對該領域未來的發(fā)展進行了展望。得到如下主要結論：

1)目前，模塊化空間折展機構以剛性、半剛性桁架式結構為主，由于其具有技術成熟、剛性好等優(yōu)點，在短期內仍將是折展機構研究和應用的重點。柔性材料收納率高、質量輕，具有良好的發(fā)展?jié)摿Γ谀K化折展機構應用中的比例將逐漸增加，未來有望取得突破性進展。

2)由模塊化空間折展機構國內研究進展可見，中國在該領域的研究和應用已經取得了長足的進步和發(fā)展，多款大尺度模塊化折展機構已實現(xiàn)在軌應用。但機構構型的原始創(chuàng)新性不足，還需要在基礎性、前沿性、交叉性等方面開展深入的研究，提高中國空間技術的原始創(chuàng)新能力。

3)未來5～10年，中國將陸續(xù)實施火星深空探測、新型載人飛船、長期在軌空間站、巡天望遠鏡、太陽極軌望遠鏡等一批國家重大航天工程，大型模塊化空間折展機構將面臨前所未有的機遇與挑戰(zhàn)，加強基礎研究，打牢工程試驗根基，將是提高我國空間科學技術核心競爭力的根本。