太陽翼聯(lián)動可脫開裝置設(shè)計與驗證

賈文文 楊淑利 任守志 周志清

(北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094)

衛(wèi)星在軌運行過程中，太陽翼聯(lián)合蓄電池組構(gòu)成空間電源的主力[1]，太陽翼發(fā)電效率與太陽光輻射方向正相關(guān)[2]，隨著航天技術(shù)的發(fā)展，許多任務(wù)提出采用傾斜軌道對實現(xiàn)某種特定的任務(wù)目標(biāo)具有更多優(yōu)勢[3]，而為使太陽能電池達(dá)到盡可能高的利用率，采用雙軸驅(qū)動機構(gòu)實現(xiàn)太陽翼對日定向是一種可行的解決方案[4-5]。應(yīng)用于大傾角軌道(β角的變化可達(dá)±90°)航天器的雙軸驅(qū)動太陽翼，一般由轉(zhuǎn)角軸(R軸)、擺角軸(S軸)、連接桿A、連接桿B、基板構(gòu)成[6]，其中R軸位于星體和連接桿A之間，實現(xiàn)太陽翼360°連續(xù)轉(zhuǎn)動，S軸位于連接桿A和連接桿B之間，實現(xiàn)太陽翼擺動，可實現(xiàn)太陽翼光入射角與太陽翼法線夾角盡可能垂直。

在太陽翼展開過程中，為保證每塊電池板能按照預(yù)定軌跡運動并同步展開，太陽電池陣上一般都安裝有展開控制機構(gòu)，其中最常見的就是繩索聯(lián)動機構(gòu)(CCL)[7-8]。為了實現(xiàn)太陽翼上述擺動需求，太陽翼對應(yīng)鉸鏈線上聯(lián)動功能應(yīng)在太陽翼完成展開后取消，釋放該鉸鏈線上的轉(zhuǎn)動自由度。而針對太陽翼擺動需求的聯(lián)動脫開裝置，國內(nèi)尚無研究，由歐洲Thales Alenia Space公司研制的第二代銥星(Iridium NEXT)星座采用雙軸驅(qū)動太陽翼，于2017年首批10顆衛(wèi)星發(fā)射成功，但公開文獻(xiàn)中僅簡要地描述了太陽翼鉸鏈的設(shè)計，對于如何實現(xiàn)擺動功能并未介紹。

本文針對大傾角軌道航天器雙軸驅(qū)動太陽翼無法實現(xiàn)在軌聯(lián)動脫開的問題，提出了一種聯(lián)動可脫開裝置的設(shè)計方法，并結(jié)合鴻雁星座首發(fā)星太陽翼給出了應(yīng)用此聯(lián)動裝置后，太陽翼的展開動力學(xué)分析、地面試驗和飛行試驗校驗。

1 太陽翼聯(lián)動可脫開裝置的設(shè)計

1.1 聯(lián)動可脫開裝置的組成及原理

傳統(tǒng)聯(lián)動機構(gòu)一般由聯(lián)動輪和聯(lián)動繩組成，在聯(lián)動繩索與聯(lián)動輪的接觸部位設(shè)置定位塊，保證聯(lián)動輪和聯(lián)動裝置繩索之間無相對滑動。圖1為某雙軸驅(qū)動太陽翼，它由2個連接桿和3塊太陽電池板組成，在連接桿A、連接桿B、內(nèi)板、和中板上設(shè)計有聯(lián)動機構(gòu)，聯(lián)動機構(gòu)的聯(lián)動輪通過鉸鏈與航天器本體、連接桿或相應(yīng)的太陽電池板固定連接。S軸設(shè)置在A、B連接桿之間的1#鉸鏈線上，用于驅(qū)動太陽翼在軌擺動，因此要求太陽翼展開鎖定后，該條鉸鏈線上的聯(lián)動功能應(yīng)取消，以保證在軌擺動需求。

圖1 聯(lián)動裝置在太陽翼中示意圖

此聯(lián)動可脫開裝置在太陽翼展開過程中應(yīng)仍具備通常聯(lián)動裝置的聯(lián)動作用，當(dāng)鉸鏈鎖定后，應(yīng)可以脫開，保證太陽翼在軌擺動，其大致構(gòu)型如圖2所示，與常規(guī)聯(lián)動裝置不同之處在于，聯(lián)動輪與鉸鏈不再采用固定連接方式，而是通過撥叉組件限制聯(lián)動輪在鉸鏈展開過程中與母鉸相對轉(zhuǎn)動，公鉸上增加撥叉頂桿，用于在軌展開到位后，撥叉的推出。

圖2 聯(lián)動可脫開裝置示意圖

以圖1中太陽翼為例，由于在軌擺動需求，太陽翼在1#鉸鏈線上安裝驅(qū)動電機，太陽翼在軌展開后，可繞1#鉸鏈線在軌擺動，因此該鉸鏈線上鉸鏈無鎖定功能，但相鄰的0#和2#鉸鏈線上鉸鏈均具備鎖定功能，因此聯(lián)動脫開裝置優(yōu)選設(shè)置在上述兩鉸鏈上，兩鉸鏈構(gòu)型如圖3所示，當(dāng)鉸鏈鎖定后，撥叉位置將固定不變，無需再額外設(shè)置撥叉的位置固定裝置。

圖3 0#和2#鉸鏈線上聯(lián)動可脫開裝置構(gòu)型示意圖

以板間鉸鏈為例，撥叉組件和撥叉頂桿分別設(shè)置在母鉸和公鉸上，鉸鏈展開過程中，撥叉上的圓柱凸臺處于聯(lián)動輪卡槽中，通過扭簧限制撥叉異位，當(dāng)鉸鏈展開到預(yù)定展角，撥叉頂桿將撥叉推出聯(lián)動輪卡槽，直至鉸鏈鎖定，撥叉頂桿與撥叉位置將固定不變，聯(lián)動輪與撥叉完全脫開，聯(lián)動輪可繞鉸鏈軸自由轉(zhuǎn)動，聯(lián)動功能喪失，根鉸脫開過程同上，至此，太陽翼可繞1#鉸鏈線在軌擺動。

1.2 聯(lián)動可脫開裝置的參數(shù)設(shè)計

為實現(xiàn)太陽翼聯(lián)動脫開功能，1.1節(jié)給出了脫開裝置的組成及原理，但針對實際應(yīng)用，需開展詳細(xì)的參數(shù)設(shè)計，在此之前，本文梳理了應(yīng)具備聯(lián)動可脫開裝置的功能如下：

(1)鉸鏈展開過程中，聯(lián)動裝置應(yīng)能發(fā)揮正常的聯(lián)動功能，以保證太陽翼各電池板同步展開；

(2)鉸鏈展開至預(yù)定展角，該鉸鏈線上的聯(lián)動功能取消，聯(lián)動脫開時刻應(yīng)早于鉸鏈鎖定時刻，以保證聯(lián)動脫開功能，同時聯(lián)動脫開后，太陽翼各電池板運動無干涉，且鉸鏈能鎖定；

(3)太陽翼鎖定后，在軌擺動過程中，聯(lián)動裝置應(yīng)始終處于脫開狀態(tài)；

(4)鉸鏈?zhǔn)諗n發(fā)射過程，聯(lián)動可脫開裝置不應(yīng)發(fā)生位置變動，避免影響展開過程的聯(lián)動功能。

通過分析聯(lián)動可脫開裝置應(yīng)具備功能，本文獲取了設(shè)計中應(yīng)重點關(guān)注的設(shè)計參數(shù)如下：

綜合功能(1)和(4)可知，鉸鏈展開過程中，撥叉在扭簧的作用下應(yīng)始終與聯(lián)動輪相對位置固定，因此要求扭簧具有一定剛度，能適應(yīng)在軌展開載荷及發(fā)射過程載荷，保證撥叉與聯(lián)動輪相對位置固定；但扭簧力矩Mn的選取又要綜合考慮鉸鏈所能提供的將撥叉組件推出的驅(qū)動力，因此Mn應(yīng)合理選取。針對功能(2)為滿足預(yù)定展角需求，應(yīng)對聯(lián)動可脫開裝置相關(guān)幾何參數(shù)進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計，保證撥叉頂桿在所需的位置將撥叉裝置推離聯(lián)動輪，實現(xiàn)聯(lián)動脫開，同時撥叉頂桿應(yīng)具備調(diào)節(jié)功能，保證鉸鏈裝配完成后，精確調(diào)節(jié)脫出位置鉸鏈展開角，且鉸鏈驅(qū)動力矩應(yīng)合理選取，以保證聯(lián)動脫開后，鉸鏈鎖定。針對功能(3)在1.1節(jié)原理設(shè)計階段已經(jīng)考慮，因此聯(lián)動脫開裝置均設(shè)計在具備鎖定功能的鉸鏈上，已保證聯(lián)動裝置一旦脫開將始終處于脫開狀態(tài)。

撥叉頂桿頂推撥叉的過程是一個平面運動，將各部件投影到聯(lián)動輪鎖定槽某一剖面上，以鉸鏈旋轉(zhuǎn)中心為原點，建立坐標(biāo)系如圖4所示，假設(shè)撥叉頂桿初始安裝位置如圖中虛線所示，頂板球頭半徑為R，球頭圓心位置為(x0，y0)，頂桿旋轉(zhuǎn)至一定角度與撥叉接觸，在鉸鏈展開到一定角度γ0(一般取180°-φ，其中φ為安全余量，一般為一個小角度)，撥叉即完全從聯(lián)動輪中脫出，脫出的標(biāo)志為，聯(lián)動輪恰好能繞鉸鏈轉(zhuǎn)軸自由轉(zhuǎn)動而完全不與撥叉接觸，展開至180°時，撥叉處扭簧力矩達(dá)到最大，此過程頂桿的驅(qū)動力應(yīng)始終大于阻力，保證推出。

圖4 聯(lián)動可脫開裝置平面示意圖

假設(shè)撥叉的旋轉(zhuǎn)中心為(xn，yn)，該位置主要由母鉸和撥叉構(gòu)型決定，撥叉結(jié)構(gòu)的展角為α3，撥叉初始位置鎖定軸中心到撥叉旋轉(zhuǎn)中心連線與y軸夾角為α1，從初始位置到最終位置轉(zhuǎn)過的角度為α2，撥叉與頂桿接觸面的接觸點為(xq，yq)，接觸面到轉(zhuǎn)軸中心的垂直距離為d，接觸面投影得到接觸線。

根據(jù)撥叉的幾何尺寸及轉(zhuǎn)動過程分析可以得到接觸線與x軸的夾角θ及接觸線的方程：

(1)

(2)

接觸點(xq，yq)既滿足在接觸線上，又需滿足在頂桿球頭所形成的截面圓上，且過截面圓圓心和接觸點形成的連線應(yīng)垂直于接觸線，可以得到式(3)～式(5)，其中(x1，y1)和鉸鏈展開角γ的關(guān)系見式(6)和式(7)，將式(1)、式(3)、式(4)、式(6)和式(7)，帶入式(5)中，即可得到α3、(x0，y0)、R與γ的對應(yīng)關(guān)系。

(3)

(xq+x1)2+(yq+y1)2=R2

(4)

(5)

(6)

(7)

為保證撥叉組件推出，應(yīng)有撥叉頂桿的驅(qū)動力始終大于阻力，得到

(8)

其中，

(9)

式中：Mq為鉸鏈提供的總驅(qū)動力矩；Mz為鉸鏈線上產(chǎn)生的總阻力矩；Mn為扭簧的扭矩；

(x1，y1)為撥叉頂桿截面圓圓心轉(zhuǎn)動過程位置坐標(biāo)。

聯(lián)動可脫開裝置設(shè)計流程如圖5所示，首先假定撥叉展角α3、頂桿截面圓圓心(x0，y0)及半徑R，根據(jù)式(1)～(7)可以得到鉸鏈展開角γ，如果展開角滿足γ=γ0，則上述參數(shù)確定，否則調(diào)整α3或(x0，y0)直至滿足要求。后根據(jù)確定的幾何參數(shù)，計算所需的扭簧力矩Mn，并最終確定所要選用的扭簧，設(shè)計結(jié)束。

圖5 聯(lián)動可脫開裝置設(shè)計流程圖

2 太陽翼聯(lián)動可脫開裝置的驗證

本節(jié)以圖1中鴻雁星座首發(fā)星太陽翼為例，給出了太陽翼的展開動力學(xué)分析和地面展開試驗情況，以驗證聯(lián)動可脫開裝置的功能、性能。

2.1 仿真分析驗證

2.1.1 計算模型

首先使用Nastran軟件計算連接桿和各太陽電池板前20階固定界面的正則振動模態(tài)(界面所有自由度固定，內(nèi)部自由度自由時的正則振動模態(tài))和所有24階對于界面坐標(biāo)的約束模態(tài)(界面上某一個自由度產(chǎn)生單位位移，其他界面自由度固定，內(nèi)部自由度自由時的結(jié)構(gòu)靜態(tài)位移)，再加上6個剛體模態(tài)，然后通過變換得到正交化的Craig-Bampton模態(tài)。下表列出了變換后的部分模態(tài)頻率，其中前6階為剛體運動，故從第7階開始。

將所有非零模態(tài)導(dǎo)入ADAMS軟件[9]，將考慮繩索柔度的聯(lián)動裝置簡化為相應(yīng)的變化力矩，各鉸鏈自動判斷展開的程度并鎖定，對由連接桿和基板組成的系統(tǒng)進(jìn)行剛?cè)峄旌系膭恿W(xué)計算，實現(xiàn)對太陽翼的展開及鎖定過程進(jìn)行連續(xù)的分析，計算模型如圖6所示。

圖6 太陽翼展開動力學(xué)過程

2.1.2 計算結(jié)果

利用建立的動力學(xué)分析模型進(jìn)行了計算，得到常溫工況太陽翼連接桿角速度—時間曲線如圖7，連接桿最大角速度為1.6 (°)/s。展開鎖定過程的鉸鏈角度—時間曲線如圖8，展開時時間為180 s。太陽翼展開鎖定過程中太陽翼對太陽翼驅(qū)動機構(gòu)(SADA)產(chǎn)生的最大力矩載荷時間歷程如圖9，最大力矩載荷為8.7 Nm，最大剪力為13.5 N。

圖7 連接桿角速度-時間曲線

圖8 各鉸鏈角度-時間曲線(以展開鎖定位置為角度零點)

圖9 展開鎖定過程太陽翼對SADA作用力矩時間歷程

利用建立的動力學(xué)分析模型進(jìn)行了計算，得到低溫工況太陽翼連接桿角速度—時間曲線如圖10，連接桿最大角速度為1.5 (°)/s。展開鎖定過程的鉸鏈角度-時間曲線見圖11，展開時時間為180 s。太陽翼展開鎖定過程中太陽翼對SADA產(chǎn)生的最大力矩載荷時間歷程見圖12，最大力矩載荷為7.2 Nm，最大剪力為12.8 N。

圖10 連接桿角速度-時間曲線

圖11 各鉸鏈角度-時間曲線(以展開鎖定位置為零點)

圖12 展開鎖定過程太陽翼對SADA作用力矩時間歷程

分析結(jié)果表明，太陽翼各鉸鏈線上鉸鏈均能鎖定，展開鎖定對SADA的沖擊力矩在常溫和低溫工況分別為8.7 Nm和7.2 Nm，沖擊剪力分別為13.5 N和12.8 N，而與該太陽翼面積接近，采用常規(guī)鉸鏈驅(qū)動展開且無阻尼器太陽翼對SADA沖擊力矩約為130 Nm，沖擊剪力約為350 N。

2.2 地面試驗和飛行試驗驗證

按照上述設(shè)計方法和分析驗證后的正樣產(chǎn)品，應(yīng)用于鴻雁星座首發(fā)星太陽翼，并開展了如下地面試驗和飛行試驗校驗。

1)地面展開試驗

為驗證聯(lián)動可脫開裝置的脫開功能，對太陽翼開展了地面展開試驗，在連接桿和3塊電池板上均設(shè)置零重力展開吊掛裝置。為驗證太陽翼單機噪聲及正弦試驗前后聯(lián)動可脫開裝置功能正常，因此進(jìn)行了模擬墻上手動展開和模擬墻上單機力學(xué)后電爆展開試驗；為驗證太陽翼裝星后隨整星力學(xué)試驗前后聯(lián)動可脫開裝置功能正常，因此進(jìn)行了星上手動展開和星上整星力學(xué)后電爆展開試驗。墻上手動和墻上電爆展開試驗后均進(jìn)行了±70°擺動試驗驗證，擺動角度滿足設(shè)計要求；星上手動和星上電爆展開后，因已有了墻上擺動試驗基礎(chǔ)，故僅在驗證了聯(lián)動可脫開裝置的脫開功能后，定性的進(jìn)行了±5°的小角度擺動試驗，擺動角度滿足設(shè)計要求。每次展開試驗后，均對各個鉸鏈線上鉸鏈的鎖緊深度δ進(jìn)行了測量，以保證每次太陽翼展開鉸鏈均順利鎖定，詳細(xì)的展開試驗數(shù)據(jù)如表1所示，鎖緊深度滿足設(shè)計要求。

表1 展開試驗數(shù)據(jù)

2)噪聲及正弦振動試驗

為模擬發(fā)射環(huán)境，太陽翼單機狀態(tài)進(jìn)行了噪聲和正弦振動試驗，后又隨整星進(jìn)行了噪聲和正弦振動試驗，試驗后均未見撥叉與聯(lián)動輪脫出，表1給出了單機及整星振動試驗前后的太陽翼展開試驗結(jié)果，也證明了聯(lián)動可脫開裝置功能正常。

3)飛行試驗校驗

2021年，本文所設(shè)計的聯(lián)動可脫開裝置在鴻雁星座首發(fā)星[10]上經(jīng)受了發(fā)射載荷和空間高低溫環(huán)境的考核，共2發(fā)星，4個太陽翼，8套聯(lián)動可脫開裝置，均在軌順利脫開，太陽翼擺動功能正常，在光照季(軌道β角=70°)S軸擺動角度為70°時，可調(diào)節(jié)太陽光與太陽翼法線夾角至0°～40°之間。

3 結(jié)論

針對大傾角軌道航天器的雙軸驅(qū)動剛性太陽翼，為滿足其在軌擺動需求，本文提出了一種太陽翼聯(lián)動可脫開裝置的設(shè)計方法，并進(jìn)行了展開動力學(xué)分析和試驗驗證，得到結(jié)論如下：

(1)通過采用此聯(lián)動可脫開裝置，實現(xiàn)了大傾角軌道雙軸驅(qū)動剛性太陽翼的在軌聯(lián)動及擺動功能；

(2)經(jīng)展開仿真分析驗證，采用此聯(lián)動可脫開裝置后，太陽翼在標(biāo)稱及低溫工況下鉸鏈均能鎖定，且太陽翼對SADA的沖擊力矩在常溫和低溫工況分別為8.7 Nm和7.2 Nm，沖擊剪力分別為13.5 N和12.8 N，遠(yuǎn)小于采用常規(guī)鉸鏈的無阻尼器近似面積太陽翼；

(3)太陽翼在地面依次進(jìn)行了手動展開和電爆展開，以及擺動試驗，聯(lián)動可脫開裝置均順利脫出，各鉸鏈線上鉸鏈鎖緊深度一致性良好，擺動試驗正常；

(4)該聯(lián)動可脫開裝置已隨鴻雁星座首發(fā)星經(jīng)受了發(fā)射載荷，太陽翼在軌展開過程中聯(lián)動功能正常，聯(lián)動順利脫開，鉸鏈均鎖定，太陽翼擺動功能正常，在光照季(軌道角β=70°)S軸擺動角度為70°時，可調(diào)節(jié)太陽光與太陽翼法線夾角為0°～40°之間。