空間站實(shí)驗(yàn)艙柔性電池翼約束釋放機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

蔣秋香，唐 珺，余豪華，陳 怡，焦 揚(yáng)，咸奎成，2，張 雷，2，王治易，2

（1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109；2.上海市空間飛行器機(jī)構(gòu)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 201109）

0 引言

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，對大功率能源的需求日益迫切，柔性太陽電池翼具有大展收比、大功率質(zhì)量比等優(yōu)點(diǎn)，使其成為空間能源的首選之一。柔性太陽電池翼不同于傳統(tǒng)剛性或半剛性太陽電池陣的收攏狀態(tài)，柔性電池陣收攏時電池板面對面相互接觸，要求壓緊狀態(tài)受力均勻性好，傳統(tǒng)的點(diǎn)壓緊方式已無法滿足壓緊需求，需開展新型壓緊防護(hù)技術(shù)研究以抵抗發(fā)射段產(chǎn)生的過載。目前，國外研究和應(yīng)用較多的是掛鉤式壓緊和套索式壓緊等整體壓緊方式。日本SFU 和美國的SAFE、PEP、ISS 采用掛鉤壓緊方式［1-4］，美國的AM-1 采用套繩壓緊方式［3］。但上述方案普遍均存在長期壓緊性能不穩(wěn)定、抗擾動能力差且無法分次解鎖等問題，機(jī)構(gòu)裝調(diào)復(fù)雜，工程實(shí)施困難。

針對空間站實(shí)驗(yàn)艙柔性太陽電翼陣需要壓緊保護(hù)及解鎖釋放的任務(wù)特點(diǎn)，調(diào)研并對比了國內(nèi)外研究現(xiàn)狀，本文提出一種大力矩、高剛度、可逆向制動的約束釋放技術(shù)，并開展了相關(guān)技術(shù)的設(shè)計(jì)與驗(yàn)證工作。經(jīng)過地面各項(xiàng)鑒定級環(huán)境試驗(yàn)和功能性能測試及空間站8 套產(chǎn)品在軌飛行應(yīng)用，驗(yàn)證了柔性太陽電池翼約束釋放機(jī)構(gòu)技術(shù)的合理性與可行性。

1 任務(wù)需求分析

空間站實(shí)驗(yàn)艙柔性太陽電池翼結(jié)構(gòu)輕巧，單板厚度不足1 mm，收攏體積僅為傳統(tǒng)太陽翼的20%，收攏時電池板面對面相互接觸的狀態(tài)對壓緊技術(shù)提出了較高要求，壓緊力不夠或壓緊力不均衡，均易造成太陽電池片破碎。此外，實(shí)驗(yàn)艙用大型柔性太陽電池翼，單翼展開總長約27 m，展開面積約為138 m2，具有展開長度長、基頻低的特點(diǎn)，為避免對接過程中產(chǎn)生自激振蕩干擾對接，柔性太陽翼在軌需分次展開。空間站太陽電池陣約束釋放機(jī)構(gòu)，配合收藏箱及緩沖泡沫將收攏后的柔性陣收藏箱壓緊鎖定，使柔性陣在發(fā)射段保持一定基頻以適應(yīng)過載和其他環(huán)境要求；入軌后接受釋放指令，將柔性陣收藏箱解鎖釋放。約束釋放機(jī)構(gòu)的失效將導(dǎo)致太陽電池陣無法打開，進(jìn)而導(dǎo)致電源系統(tǒng)失效。

基于上述任務(wù)需求，研制一種新型的柔性太陽電池翼約束釋放裝置，該約束釋放裝置應(yīng)具備以下特點(diǎn)。

1）用于壓緊并保護(hù)柔性電池陣，使太陽電池翼收攏狀態(tài)基頻能夠滿足技術(shù)要求。

2）具備解鎖功能。

3）壓緊和解鎖過程具備自鎖能力，避免外部干擾對壓緊和解鎖性能的影響。

4）能夠承受發(fā)射主動段載荷及收藏箱壓緊時的約束反力，滿足強(qiáng)度要求。

5）為保證展開可靠性，展開驅(qū)動采用冗余設(shè)計(jì)，力矩裕度不小于2。

根據(jù)功能需求，分解出該約束釋放裝置的主要性能指標(biāo)如下。

1）具有足夠的運(yùn)動范圍滿足壓緊行程、不小于12 mm 的要求。

2）具備提供壓緊力不小于12 500±2 500 Pa 的能力。

3）解鎖時間不大于160 s。

針對以上功能和性能需求，提出一種大力矩、高剛度、可逆向制動和解鎖的高可靠柔性太陽電池翼約束釋放技術(shù)。

2 系統(tǒng)組成及工作原理

2.1 系統(tǒng)組成

空間站柔性太陽電池陣約束釋放機(jī)構(gòu)采用并聯(lián)式構(gòu)型和模塊組合形式，主要由可逆向制動驅(qū)動傳動組件、可調(diào)節(jié)雙邊四連桿組件、自限位鉸鏈鎖環(huán)組件、傳動桿、限位塊、解鎖到位檢測裝置等組成，如圖1 所示。除自限位鉸鏈鎖環(huán)組件安裝在太陽陣收藏箱上箱體上，其他零部件均安裝在太陽陣收藏箱下箱體上，兩者協(xié)同作業(yè)，共同實(shí)現(xiàn)產(chǎn)品功能。

圖1 太陽電池陣約束釋放機(jī)構(gòu)Fig.1 Schematic diagram of the restraint release mechanism for the flexible solar cell array

2.2 工作原理

空間站實(shí)驗(yàn)艙柔性翼約束釋放機(jī)構(gòu)通過雙邊四連桿機(jī)構(gòu)運(yùn)動產(chǎn)生壓緊位移，收藏箱和緩沖泡沫將壓緊位移轉(zhuǎn)換為壓緊力施加在收攏柔性陣上。

驅(qū)動傳動組件的輸出力矩經(jīng)傳動桿到達(dá)雙邊四連桿機(jī)構(gòu)，再經(jīng)運(yùn)動傳遞，實(shí)現(xiàn)鎖鉤與鉸鏈鎖環(huán)的扣合拉緊和外翻釋放動作，即完成對太陽陣收藏箱的壓緊和釋放，其中收攏壓緊和解鎖釋放是互逆過程。約束釋放機(jī)構(gòu)收攏壓緊與解鎖釋放運(yùn)動關(guān)系如圖2 所示。

3 約束釋放機(jī)構(gòu)詳細(xì)設(shè)計(jì)與分析

3.1 雙邊四連桿機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析

3.1.1 四連桿機(jī)構(gòu)參數(shù)設(shè)計(jì)

雙邊四連桿組件是約束釋放機(jī)構(gòu)運(yùn)動傳遞和力傳遞的重要執(zhí)行機(jī)構(gòu)，其原理如圖3 所示。雙邊四連桿的尺寸設(shè)計(jì)直接影響約束釋放機(jī)構(gòu)其力學(xué)和運(yùn)動學(xué)特性。根據(jù)柔性太陽電池陣收藏箱安裝空間和壓緊點(diǎn)要求，初步確定雙邊四連桿機(jī)構(gòu)機(jī)架的長度L4==255.00 mm，主動桿長度L1==35.00 mm，從動桿長度L3==50.00 mm，通過圖解法求得二力桿長度L2==215.05 mm。根據(jù)安裝空間初步確定單邊從動桿由壓緊到釋放的全部工作角度范圍，并據(jù)此求得主動桿運(yùn)動角度范圍，再依據(jù)主動桿的運(yùn)動范圍，進(jìn)一步求出另一側(cè)從動桿由壓緊到釋放的全部工作角度范圍，進(jìn)而獲得壓緊行程Δh為14.23 mm，滿足需求。

圖3 雙邊四連桿組件原理Fig.3 Schematic diagram of the working principle of the bilateral four-bar mechanism

3.1.2 四連桿機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

基于上述設(shè)計(jì)結(jié)果并結(jié)合結(jié)構(gòu)特性化設(shè)計(jì)，借助PRO 三維建模設(shè)計(jì)出約束釋放機(jī)構(gòu)用雙邊四連桿組件。該機(jī)構(gòu)主要由鎖鉤座、鎖鉤、主動桿、主動桿底座、二力桿、軸系等組成，如圖4 所示。

圖4 雙邊四連桿組件結(jié)構(gòu)Fig.4 Structure of the bilateral four-bar mechanism

本文設(shè)計(jì)的雙邊四連桿組件不僅在構(gòu)型、運(yùn)動特性、受力等方面最優(yōu)化處理，而且通過壓緊時的死點(diǎn)位置設(shè)計(jì)可有效保證壓緊的可靠性，同時90°鎖緊位置的設(shè)計(jì)可有效保證傳動效率。另外，二力桿的可調(diào)節(jié)設(shè)計(jì)，既滿足不同面積的壓緊需求，又大大提升了產(chǎn)品裝調(diào)的工藝性。

3.1.3 四連桿機(jī)構(gòu)力矩傳遞分析

不同于傳統(tǒng)空間可展機(jī)構(gòu)的負(fù)載情況，柔性太陽電池陣約束釋放機(jī)構(gòu)的最大負(fù)載源自每個壓緊點(diǎn)的壓緊力，結(jié)合3.1.1 章節(jié)四連桿參數(shù)設(shè)計(jì)結(jié)果，建立雙邊四連桿機(jī)構(gòu)的簡化模型，分析負(fù)載力矩傳遞情況，進(jìn)而推算出約束釋放機(jī)構(gòu)的驅(qū)動力矩。四連桿機(jī)構(gòu)的幾何關(guān)系如圖5 所示。

圖5 單套連桿機(jī)構(gòu)幾何關(guān)系Fig.5 Geometric diagram of the unilateral four-bar mechanism

根據(jù)力矩平衡推導(dǎo)出單點(diǎn)壓緊力對主動桿的負(fù)載力矩之間的關(guān)系表達(dá)式如下：

式中：M主1為主動桿轉(zhuǎn)矩，Nm；F為單點(diǎn)壓緊力，N；s為壓緊力施加方向與箱體壓緊點(diǎn)之間的距離（近似為定值），mm；L1為主動桿長度，mm；L2為二力桿長度，mm；L3為從動桿長度，mm；L1L2為主動桿與二力桿之間夾角，mm；L2L3為二力桿與從動桿之間夾角，（°）。

根據(jù)四連桿機(jī)構(gòu)原理和式（1），負(fù)載力矩是桿間夾角和壓緊力的函數(shù)，獲得約束釋放機(jī)構(gòu)四連桿組件從完全壓緊到完全釋放負(fù)載力矩與轉(zhuǎn)角關(guān)系，如圖6 所示。

圖6 四桿機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)矩傳遞的理論分析結(jié)果Fig.6 Theoretical analysis results of the torque transfer of the four-bar mechanism

根據(jù)上文分析，單套雙邊四連桿驅(qū)動力矩的最大值及其對應(yīng)位置見表1。

表1 雙邊四連桿的驅(qū)動力矩Tab.1 Driving torques of the bilateral four-bar mechanism

根據(jù)約束釋放機(jī)構(gòu)的并聯(lián)式壓緊設(shè)計(jì)構(gòu)型，空間站實(shí)驗(yàn)艙柔性翼約束釋放機(jī)構(gòu)三套雙邊四連桿機(jī)構(gòu)其壓緊釋放力矩為：130.02 N·m。同時考慮到轉(zhuǎn)動摩擦力矩的影響，單個旋轉(zhuǎn)關(guān)節(jié)的摩擦力矩μ取0.2 N·m，實(shí)驗(yàn)艙柔性翼約束釋放機(jī)構(gòu)工作時的負(fù)載力矩不小于136.82 N·m，并根據(jù)力矩裕度不小于2 的技術(shù)要求，則約束釋放機(jī)構(gòu)驅(qū)動力矩應(yīng)滿足下列關(guān)系：

式中：Mout為輸出力矩，N·m；M負(fù)載為負(fù)載力矩，N·m。

由式（2）獲得空間站實(shí)驗(yàn)艙柔性翼約束釋放機(jī)構(gòu)的驅(qū)動力矩Mout應(yīng)不小于410.46 N·m。因此，需要一款大力矩的驅(qū)動傳動組件，以滿足使用需求。

3.2 驅(qū)動傳動組件設(shè)計(jì)

空間站實(shí)驗(yàn)艙柔性翼約束釋放機(jī)構(gòu)用驅(qū)動傳動組件主要由電機(jī)、逆向制動機(jī)構(gòu)、多級減速器等組成，結(jié)構(gòu)形式如圖7 所示。本文設(shè)計(jì)的驅(qū)動傳動組件滿足大力矩高剛度高可靠的使用需求，一體化設(shè)計(jì)的思路增強(qiáng)了機(jī)構(gòu)的抗力學(xué)性能性能，使得該部件獨(dú)立成套、結(jié)構(gòu)小巧緊湊，可獨(dú)立完成部件級的各項(xiàng)功能和性能測試，便于后續(xù)的推廣及應(yīng)用。

圖7 大力矩高剛度驅(qū)動傳動組件Fig.7 Driving mechanism with large torque and high stiffness

3.2.1 多級減速器設(shè)計(jì)

為滿足大力矩和結(jié)構(gòu)小巧緊湊的使用需求，約束釋放機(jī)構(gòu)用減速器采用多級行星減速器+諧波減速器聯(lián)合使用的方案。該方案中的行星減速器采用NGW 型行星，該型行星減速器具有結(jié)構(gòu)簡單易于多級串聯(lián)使用等特點(diǎn)，符合約束釋放機(jī)構(gòu)減速器的設(shè)計(jì)需求。同時為了提高機(jī)構(gòu)的傳動精度和承載能力，本文采用可實(shí)現(xiàn)無側(cè)隙傳動的高承載新型減速器XBS-100 系列諧波減速器，其嚙合齒數(shù)可達(dá)30 以上，承載能力強(qiáng)且運(yùn)轉(zhuǎn)平穩(wěn)噪聲低。根據(jù)設(shè)計(jì)得到空間站柔性翼約束釋放機(jī)構(gòu)用多級減速器減速比為9 000，輸出能力465 N·m。

3.2.2 自鎖功能設(shè)計(jì)

展開約束釋放機(jī)構(gòu)前，需保證可靠壓緊，同時壓緊力保持穩(wěn)定，本文提出的壓緊技術(shù)采用壓緊連桿“死點(diǎn)”位置來保證。但柔性翼約束釋放機(jī)構(gòu)在發(fā)射階段、對接階段及在軌運(yùn)行階段，難免受到一定程度的擾動和沖擊，為減小并消除擾動和沖擊對約束釋放機(jī)構(gòu)壓緊狀態(tài)造成影響，在約束釋放機(jī)構(gòu)的傳動鏈上增設(shè)逆向制動機(jī)構(gòu)，防止外部擾動造成壓緊鎖鉤的運(yùn)動，保證任務(wù)圓滿完成。

本文所采用的逆向制動機(jī)構(gòu)是一種能保證正向傳動流暢、逆向自鎖的棘輪棘爪式機(jī)構(gòu)，其不僅具有制動能力強(qiáng)、質(zhì)量輕和結(jié)構(gòu)緊湊的優(yōu)點(diǎn)，同時相比傳統(tǒng)電磁制動器，其具有較高的環(huán)境適應(yīng)性和高可靠性，且不占用滑環(huán)資源，對控制策略的優(yōu)化具有重要作用。

4 仿真及試驗(yàn)驗(yàn)證

4.1 運(yùn)動學(xué)-動力學(xué)仿真分析及驗(yàn)證

該機(jī)構(gòu)類產(chǎn)品的設(shè)計(jì)重點(diǎn)是關(guān)注運(yùn)動學(xué)-動力學(xué)的實(shí)現(xiàn)，開展相應(yīng)仿真分析。采用Adams 軟件建立柔性太陽電池陣約束釋放機(jī)構(gòu)在軌解鎖釋放過程的動力學(xué)仿真模型，仿真模型初始狀態(tài)如圖8所示。

圖8 約束釋放機(jī)構(gòu)運(yùn)動學(xué)-動力學(xué)仿真模型Fig.8 Kinematics and dynamic simulation model of the restraint release mechanism

圖8 中Jiont_S01_LG03～Jiont_S06_LG03 分別表示鎖鉤1～鎖鉤6，Zhou 01～Zhou 01 分別表示主動桿1～主動桿3；SXB_ZZ01～SXB_ZZ09 表示6 個約束點(diǎn)的位置；Beam1～Beam3 表示傳動桿。

太陽電池陣壓緊狀態(tài)時，由于存在緩沖泡沫，上下箱體之間產(chǎn)生一個關(guān)于位移的線彈性接觸力，其剛度為緩沖泡沫剛度（緩沖泡沫彈性模量為65 000 Pa，單塊厚度為20 mm，共2 塊，壓緊面積為1.16 m2）。當(dāng)約束釋放機(jī)構(gòu)解鎖時，電機(jī)反轉(zhuǎn)，鎖鉤與鎖環(huán)在線彈性力和接觸力的作用下逐漸分開，主動桿轉(zhuǎn)到釋放位置時，上、下箱體之間壓緊力完全釋放，同時箱體之間出現(xiàn)相對位移，最終太陽電池陣完全解鎖。本仿真不考慮2 倍裕度，按照實(shí)際工作載荷開展，據(jù)仿真結(jié)果，約束釋放機(jī)構(gòu)各鎖鉤的受力情況以及力矩變化情況如圖9 和圖10 所示。

圖10 約束釋放機(jī)構(gòu)鎖鉤驅(qū)動力矩曲線Fig.10 Driving torque characteristic curve of the lock hook for the restraint release mechanism

仿真結(jié)果與3.1.3 章節(jié)的受力情況分析相比，顯示2 種結(jié)果較為一致性。此外利用Adams 仿真軟件對解鎖角度和時間進(jìn)行了仿真，結(jié)果見表2。

表2 約束釋放機(jī)構(gòu)展收角度及時間Tab.2 Simulation results of the restraint release mechanism

由表2 分析可知，通過運(yùn)動學(xué)-動力學(xué)仿真，約束釋放機(jī)構(gòu)6 對鎖鉤中，鎖鉤S03 完全解鎖需要的時間最長，為92.9 s，此時對應(yīng)主動桿轉(zhuǎn)動角度為55.68°，從動桿轉(zhuǎn)角為20.68°。在約束釋放機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)中，為保證完全解鎖，結(jié)合作圖法理論計(jì)算，設(shè)定主動桿轉(zhuǎn)動角度為60°時，處于完全解鎖狀態(tài)，此時對應(yīng)的解鎖時間約為100 s，與仿真結(jié)果較為吻合，表明約束釋放機(jī)構(gòu)解鎖設(shè)計(jì)滿足要求。

4.2 地面測試及在軌飛行驗(yàn)證

為充分驗(yàn)證約束釋放技術(shù)設(shè)計(jì)的合理性和可行性，在地面測試階段，開展常溫常壓下解鎖及收攏性能測試、驗(yàn)收級和鑒定級力學(xué)試驗(yàn)、熱學(xué)試驗(yàn)，總計(jì)完成上百次壓緊及解鎖試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)結(jié)果證明，約束釋放機(jī)構(gòu)各項(xiàng)功能性能指標(biāo)均滿足要求。

空間站實(shí)驗(yàn)艙于2022 年發(fā)射成功，用于實(shí)驗(yàn)艙Ⅰ和實(shí)驗(yàn)艙Ⅱ上的8 套約束釋放機(jī)構(gòu)完成既定功能，約束釋放技術(shù)在軌成功應(yīng)用，如圖11 所示。

圖11 實(shí)驗(yàn)艙柔性太陽翼在軌展開Fig.11 In-orbit deployment of the flexible solar cell wings for the Mengtian lab module

5 結(jié)束語

空間站柔性太陽翼在軌工作正常，通過地面及在軌飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了約束釋放機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)、關(guān)鍵技術(shù)的正確性和合理性。該技術(shù)設(shè)計(jì)具有很大的工程應(yīng)用潛力，為航天器多點(diǎn)大面積可重復(fù)壓緊及解鎖方面提供了一種新穎且可靠的解決方案。對后續(xù)空間站長期在軌運(yùn)營等復(fù)雜任務(wù)進(jìn)行了良好的技術(shù)驗(yàn)證，奠定了堅(jiān)實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)。同時，該技術(shù)可廣泛應(yīng)用于我國大功率航天器平臺太陽翼展收控制等。