卫星太阳电池阵动力学研究综述

田 林 郭丽华 吴 怡 陆文浩 李逸凡 翁子豪

（苏州科技大学 机械工程学院，苏州 215009）

卫星太阳电池阵属于卫星的电源系统，负责为整星的工作提供能源，在发射阶段处于折叠收拢状态。当航天器入轨后通过爆炸螺栓释放压紧机构，通过铰链副扭簧的预紧力矩驱动太阳阵展开，达到预定角度后，链接副锁定机构将发生接触碰撞进而产生速度突变，使得铰链副承受一定的冲击载荷，对太阳翼、展开驱动机构以及航天器的相关设备产生一定的冲击，这些冲击引起的载荷和应力将会影响上述部件的强度[1]。通过对太阳电池阵从收拢状态到展开锁定状态这一过程的分析，得到太阳电池阵的展开时间，以确定其是否满足卫星总体的设计要求；得到太阳电池阵展开锁定时刻的冲击载荷，以确定其是否超出允许值，是否会造成展开驱动机构的损坏；得到卫星本体在太阳电池阵展开过程中的姿态变化，从而对卫星进行轨控。在地面实验工况仿真分析的基础上，对在轨工况下的太阳电池阵展开过程进行仿真分析，为卫星的结构设计提供依据，具有十分重要的实际意义。

本文从太阳电池阵的展开过程、锁定时刻的碰撞分析和卫星姿态控制三方面进行文献综述。

1 太阳电池阵的展开过程分析

通过对卫星太阳电池阵展开过程进行了动力学仿真分析，可以得到太阳电池阵的展开时间、太阳电池阵展开锁定过程对驱动机构连接界面的冲击载荷以及太阳电池阵展开过程中卫星本体X1方向、Y1方向、Z1方向的姿态角变化、姿态角速度变化。对卫星太阳电池阵展开过程分析，首先需要建立星体、帆板、展开机构以及锁紧机构的模型，如果采用刚体模型，分析会失真，而柔性体模型又会增加计算量，所以大部分文章中采用了刚柔耦合的模型。ADAMS中运动副和约束的设定应保证太阳电池阵有确定的运动。对于绳索联动装置（CCL）建模，ADAMS中提供了两种方法，即关联副法和力矩法。

孟明明利用ADAMS软件，采用刚柔耦合模型，进行了地面试验工况和在轨工况下太阳电池阵的展开过程分析，分别得到了两种工况下的展开时间、展开速度和加速度[2]。对比地面实验结果，验证了模型的正确性。金光研究了卫星帆板展开对整星姿态的影响，优化了展开策略[3]。对单块帆板的展开进行了理论建模，得到了转动角度和时间关系的解析解；结合某卫星工程实际对单块帆板进行了ADAMS动力学仿真，建立了更接近实际的ADAMS模型和参数设置。修正过的ADAMS模型可应用于整星帆板展开动力学分析，得到不同展开策略对卫星姿态影响的大小，为展开模式的选择、姿态精确控制提供参考依据。

太阳电池阵铰链间不可避免地存在着间隙和摩擦，由于太空环境恶劣和温差变化剧烈，铰链摩擦有时会对太阳翼展开造成重要影响。但现有的研究对包含有铰链副摩擦影响的太阳阵展开的刚柔耦合动力学的研究尚很不充分。段柳成采用单项递推组集方法对考虑柔性效应和铰链摩擦的太阳阵展开动力学问题进行了详细研究，并给出了具体的理论建模过程[4]。

2 太阳电池阵锁定时刻的碰撞分析

太阳电池阵在展开到位后的锁定过程中，由于锁定时间较短，角速度变化较大，会对铰链产生较大的冲击力和冲击力矩，影响太阳电池阵的可靠性和寿命，还会对卫星的位置和姿态产生影响。目前处理碰撞和接触过程的理论模型有三种：经典碰撞模型、点模型和碰撞问题的完全解法。文章中大多利用ADAMS仿真实现电池阵的碰撞分析。

花道兰利用ADAMS中的接触碰撞函数IMPACT，计算得到锁定杆与铰链的冲击力、根部展开机构的冲击力矩，并在此基础上，对太阳阵根部铰链和连接架，天线阵的展开锁定机构进行强度校核[5]。孟明明根据赫兹接触理论计算了碰撞的刚度系数，得到根部锁定机构的刚度系数和板间锁定机构的刚度系数，并利用ADAMS仿真得到了锁定时刻的冲击载荷[2]。游斌弟利用Largrange和Newton方法推导太阳阵系统递推动力学模型，采用非线性弹簧阻尼及摩擦的接触碰撞约束力，构建太阳阵展开过程的广义动力学模型[1]。通过太阳阵展开过程的接触碰撞数值仿真，研究铰链副接触碰撞对卫星太阳阵多体系统的影响，结果较好地预测了太阳阵展开历程及卫星姿态的动态行为。

ADAMS仿真通过力函数的方式来代替碰撞力，力函数的大小与碰撞物体相互渗入的距离成正比的关系，并且ADAMS的仿真过程是通过对时间的积分来进行的，在很小的时间步长内，两个高速运动的物体就会相互渗入对方不小的距离，这样就会使力函数显的较大。因为软件是基于多体系统动力学理论，所以瞬间碰撞仿真并不是它的优势。此方面的研究还需继续开展。

3 卫星姿态控制

卫星在轨工作时处于失重状态，太阳电池阵的展开过程及锁定时刻，都会对卫星的姿态产生较大的影响，为了实现卫星的高精度定位，有必要对卫星本题姿态控制进行研究。目前，国内外卫星姿控系统最常见的有自旋稳定、重力梯度稳定和三轴稳定等。其中三轴稳定是精度较高的控制方法，适用于在各种轨道上运行的、具有各种指向要求的、载人的或不载人的航天器，也用于航天器返回、交会与对接、变轨等过程。

吕灵灵分析了卫星姿态控制系统的主要组成结构以及所遇到的常见问题，总结了近几年来围绕卫星姿态控制理论中提出的多种实现姿态稳定或控制的方法，并对这些方法的有效性进行了分析，对卫星姿态控制的发展趋势和前景进行了探讨[6]。段柳成提出了模糊自适应PD控制方法，并通过仿真验证了此方法能够有效地对航天器本体的姿态变化进行主动控制，其效果优于常规的PD控制方法[4]。程磊研究了采用反作用飞轮作为执行机构、带有柔性附件和刚性转动部件的整星零动量三轴稳定卫星的姿态解耦控制问题[7]。导出了卫星的多体系统动力学方程，并给出了部分线性化的形式。

4 展望

太阳电池阵展开动力学往往还涉及到铰间隙、摩擦、碰撞、热应力及变形等强非线性问题，综合考虑这些非光滑特性问题，建立精确的多体系统动力学模型，以及数值求解策略，将是今后值得深入探讨的重要命题。太阳阵的展开动力学与控制问题涉及到多体系统动力学、有限元理论、控制理论等多个学科领域，该问题的良好解决与应用需要依赖于多学科理论及交叉学科的综合发展，且具有非常重要而宽泛的工程应用价值。