卫星太阳电池阵平展试验的冲击测试与冲击抑制

黄杰，侯鹏，李志慧，尤超蓝



卫星太阳电池阵平展试验的冲击测试与冲击抑制

黄杰1，侯鹏2，李志慧2，尤超蓝1

（1. 上海卫星工程研究所，上海 201109； 2. 上海卫星装备研究所，上海 200240）

为准确测试卫星太阳电池阵平展试验过程中的冲击影响，降低冲击带来的负面影响，文章对试验过程进行仿真分析，设计了冲击测试方案以及冲击抑制机构，并以某型号太阳电池阵为例进行试验验证。结果表明：测试方案可对平展试验中产品所受冲击情况进行有效评估；使用冲击抑制机构后铰链处的冲击得到了有效抑制。

卫星；太阳电池阵；水平展开；冲击测试；冲击抑制

0 引言

太阳电池阵为在轨卫星提供必需的电能，是卫星能量输入的最根本来源[1]，其在轨性能优劣直接决定卫星任务成败。为充分验证太阳电池阵展开时间、冲击量级以及收拢和展开状态下的模态等性能，需要模拟在轨使用环境进行地面展开试验[2]。常规太阳电池阵地面展开试验一般采用竖直悬吊或气浮展开方式，以消除重力的影响。近年来，随着光学遥感卫星的不断发展，光学载荷质量越来越大，如果仍采用传统竖直展开方式进行太阳电池阵展开试验则需要将卫星横向翻转，势必使光学系统受到应力影响。而光学系统的应力变形一旦无法恢复，将造成相机系统的永久损伤，对型号任务产生严重影响。故有进行太阳电池阵水平展开试验的需求。

太阳电池阵水平展开试验过程中，电池阵根部和板间铰链所承受的冲击力是否满足产品指标要求，是试验的重要考量因素。为此，本课题组对太阳电池阵水平展开过程进行了数值仿真，设计了太阳电池阵水平展开试验过程中各关节处的冲击测试方案及冲击抑制机构，并在卫星初样阶段进行验证，在正样阶段进行实施[3-4]。

1 试验模型及测试方案设计

太阳电池阵水平展开试验模型如图1所示。

图1 太阳电池阵水平展开试验模型

太阳电池阵由3块基板和1个连接架铰接组成。其中，为连接架，、、分别为内板、中板、外板。在连接架、内板、中板、外板的重心位置设置悬挂点，通过单点悬挂系统可抵消系统重力。假设连接架与基板均为刚体，在运动过程中忽略其自身弹性变形，只考虑大范围运动。为了方便分析，设连接架长度为0=20，质心偏心距为0；各基板长度均为=2，且质心即基板几何中心。Sensor-1～3为各关节处的冲击测点，冲击传感器采用KISTLER公司的8790M04型振动传感器（分辨率为40mV/），数据采集器为LMS公司的SCADASⅢ动态数据采集器（数据采样频率102.4kHz），满足测量需求。

按照太阳电池阵水平展开试验模型，得出平展系统运动学、动力学方程式[5-6]如下：

式(1)、(2)中，下标为构件序号，=0, 1, 2, 3时分别代表连接架、内板、中板、外板。

太阳电池阵通过在铰链处安装扭簧来驱动基板展开运动。每个铰链上都安装有扭簧，根部铰链处的扭簧提供的动力矩要大于板间铰链的扭簧动力矩。

式中：pre为扭簧预扭转角度；为扭簧的刚度系数；Δ为铰链运动过程中转过的角度。根据实际测量太阳电池阵压紧释放前和展开锁定后的力矩值，可以得出扭簧的预扭矩pre和刚度系数。

2 冲击响应仿真

对太阳电池阵基板边缘、、点在水平展开过程中的冲击响应进行仿真，结果如图2～图4所示。

由图2可知：展开过程中点的运动比较平滑，锁定时点的方向运动位移为1.4m，速度近似为0，加速度为-0.3m/s2；方向的速度为1.1m/s，加速度为0.23m/s2。

由图3可知：锁定时点的方向运动位移为1.8m，速度近似为0，加速度为-0.3m/s2；方向的速度为1.4m/s，加速度为0.3m/s2。

图3 展开过程B点位移、速度和加速度仿真结果

由图4可知：展开过程中点的运动比较平滑，锁定时点的方向运动位移为3.1m，速度近似为0，加速度为-0.3m/s2；方向的速度为0.4m/s，加速度为0.08m/s2。

图4 展开过程C点位移、速度和加速度仿真结果

3 冲击抑制机构设计

根据展开试验运动学、动力学仿真分析结果，设计（单点）平衡重悬挂系统，如图5所示。该装置主要由导轨、3个定滑轮、1个动滑轮、恒力弹簧、快速刹车机构和配重等组成。

图5 单点平衡重悬挂系统原理图

为了减少太阳电池阵锁定后配重对太阳电池阵的冲击影响，在定滑轮3处安装单点快速刹车机构。太阳电池阵锁定的瞬间，传感器检测到锁定信号，快速刹车机构即对吊绳实施刹车；当配重停止运动后，刹车机构放开吊绳。具体机构形式如图6所示。

图6 单点快速刹车机构

4 试验验证及结果分析

选用某星初样鉴定件太阳电池阵进行水平展开试验验证。该产品由1个连接架、3块基板、压紧释放机构、展开锁定机构和CCL组件等组成。太阳电池阵收拢状态单翼叠高为234mm，板间距为16mm，连接架与内板间的距离为15.5mm，连接架与BAPTA法兰面中心的间距为52.5mm，每块基板的设计尺寸为1500mm×1350mm。太阳电池阵单翼展开状态的展长为5007.2mm，其板间距为56mm，连接架与BAPTA法兰面之间的间距为104.2mm。试验现场如图7所示。

图7 某卫星太阳电池阵平展试验现场

为了更好地评价展开过程的冲击情况，需进一步测试太阳电池阵铰链处的冲击。分别在根部铰链处、内板与中板铰链处、中板与外板铰链处安装加速度传感器（即传感器1～3），以测量其展开锁定时的冲击响应。图8和图9分别为无刹车机构和有刹车机构2种工况下的加速度传感器测量结果。

图8 加速度测量数据（无刹车机构）

图9 加速度测量数据（有刹车机构）

按无刹车机构、有刹车机构2种工况，每种工况重复展开试验4次，提取各测点3个方向的最大值进行对比，如表1所示。试验结果表明：板间铰链处的冲击响应相对较大，根部铰链处的冲击响应相对较小，但均远小于设计要求值（20）；刹车机构一定程度上提供了缓冲作用，从图8、图9的对比可以看出：冲击响应衰减至峰值20%以下，所需要的时间在无刹车机构条件下分别为1.22 s（方向）和0.61s（方向），有刹车机构条件下分别为8.24 s（方向）和4.12s（方向），分别延长了7.02 s和3.51s，缓和了系统能量消散过程，避免了太阳电池阵遭受冲击破坏和影响。

表1 某型号太阳电池阵水平展开试验冲击测试结果

5 结束语

本文设计了太阳电池阵平展试验过程中的冲击测试方案以及冲击抑制机构，在某型号初样鉴定太阳电池阵展开试验中进行了应用验证。结果表明，平展试验方案中，产品所受冲击情况得到有效评估，使用冲击抑制机构后铰链处的冲击得到有效抑制，引入刹车机构后，和方向冲击响应衰减至峰值20%以下所需的时间分别延长了7.02和3.51s。

需要说明的是：

1）本文仅对关键点处的冲击情况进行了仿真与测试，为评价太阳电池阵整板所受冲击情况，需要深入研究太阳电池阵冲击的传递关系，通过关键点响应推算整板响应情况，全面预测电池阵在轨展开的冲击状态。

2）本测量方法属接触测量，传感器、采集线缆等附加重量的影响不可完全忽略。后续有必要进一步研究非接触测量技术，降低测量装置的系统误差。

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（编辑：张艳艳）

Measurement and suppression of impact in horizontal deployment test for satellite solar array

HUANG Jie1, HOU Peng2, LI Zhihui2, YOU Chaolan1

(1.Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 201109, China; 2.Shanghai Institute of Satellite Equipment, Shanghai 200240, China)

In order to accurately determine the impact of the satellite solar array in its horizontal development test process, and reduce the negative effects of the impact during the test, a mathematical model is established for simulating the test process. The impact test scheme and the impact inhibition mechanism are designed. As an example, a model test is carried out for a certain satellite’s solar array to verify the impact effect during the development process. The results show that the impact suppression mechanism works well with an effective suppression of the acceleration at the hinges.

satellite; solar array; horizontal deployment; impact test; impact suppression

V416.5; TH112

A

1673-1379(2018)02-0118-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2018.02.003

黄杰（1982—），男，高级工程师，主要从事卫星精度测量、可靠性保证、项目管理等专业研究。E-mail: huangmen_2207@qq.com。

2017-11-15；

2018-03-19

军委专项基金项目（编号：17-163-18-XX-001-054-01）