敏捷卫星高刚度太阳翼的设计与验证

刘志全，吴跃民，马静雅

(中国空间技术研究院总体部，北京 100094)

0 引 言

随着航天技术的发展，敏捷卫星已成为世界许多宇航公司研发的热点之一[1-4]。传统卫星太阳翼在轨展开刚度较低[5-6]，展开状态的基频通常不超过1 Hz，难以满足敏捷卫星快速姿态机动、快速稳定的任务需求。因此，研发适用于敏捷卫星的高刚度太阳翼具有重要意义。

1999年，美国洛克希德·马丁空间系统公司成功发射了Ikonos-2卫星，该卫星的结构采用六棱柱构型，3套太阳翼间隔120°分别与六棱柱结构的3个柱面以运动副相连接。单翼仅用1块电池板，1根可展开的支撑臂被用于对展开状态的太阳翼进行刚度强化[7]。该公司2016年发射的WorldView- 4(即原GeoEye-2)卫星配有5套太阳翼，每翼1块电池板，尺寸为1170 mm×2010 mm。与Ikonos-2卫星相类似，该卫星也采用了单臂支撑的太阳翼。支撑臂使太阳翼的展开刚度大幅提升，为卫星在轨飞行期间的快速姿态机动奠定了基础。

2011年和2013年，欧洲Astrium公司先后发射了Pleiades-1A和Pleiades-1B卫星。这两颗卫星也采用了类似Ikonos-2卫星的六棱柱式结构和3套太阳翼间隔120°的构型设计。单个太阳翼仅含1块1000 mm×2302 mm的电池板。由3段钛合金管组成的“Y”形辅助支撑结构，其两端通过球关节分别与卫星侧壁结构和太阳电池板相连。整翼重量12.8 kg，展开基频设计指标为10 Hz[8-9]。为满足发射时太阳翼的折叠收拢需求，辅助支撑中部采用了Carpentier铰链[10]。该太阳翼根部铰链采用了展开后不锁定的设计。利用根部铰链内部驱动弹簧在展开到位后的剩余驱动力矩克服飞行过程中的动态载荷来保证辅助支撑在整个飞行过程中始终处于张紧状态。2012年至2017年，Astrium公司先后又发射了SPOT- 6、SPOT-7和Sentinel-5P等卫星，这些卫星的太阳翼均采用了与Pleiades-1A和Pleiades-1B卫星太阳翼相类似的设计。“Y”形辅助支撑所达到的效果与单臂支撑效果相类似，但技术复杂度及重量都明显增加。同时，无锁定功能的根部铰链也引入了太阳翼支撑臂断裂后太阳翼工作状态难以继续维持的故障危险源。

韩国航空宇宙研究院(KARI)分别于2012年和2015年发射了KOMPSAT-3和KOMPSAT-3A卫星，其太阳翼也采用了类似Ikonos-2的辅助支撑设计，并引入带簧铰链[11]作为辅助支撑折叠关节，太阳翼展开基频可达7.5 Hz[12]。但该太阳翼与星体连接的根部铰链采用了预压缩螺旋弹簧设计，无到位锁定功能，同样存在与Astrium公司太阳翼相类似的安全性问题。

无论是美国的洛克希德·马丁空间系统公司、欧洲的Astrium公司还是韩国的航空宇宙研究院(KARI)，其公开发表的文献(文献[7]～文献[11])中均未提及诸如太阳翼压紧等具体设计及验证情况。

郭金生等[13]在2014年前后开展了带辅助支撑式太阳翼的方案设计，对支撑结构关键参数进行了优化，分析了太阳翼展开状态各阶振动模态，并进行了实物验证，但并未涉及机构运动匹配问题和工程应用情况。

基于对国内外敏捷卫星高刚度太阳翼设计现状和存在问题的分析，结合国内某卫星太阳翼研制需求，本文从系统构型设计和布局优化出发，利用2种特殊展开机构，设计一种根部可锁定的高刚度、轻量化太阳翼，并进行地面试验验证和在轨飞行试验验证。

1 太阳翼的构型设计与布局优化

1.1 构型设计

考虑到用铰链连接多块电池板时太阳翼展开状态下的刚度损失较大[14]，本文首先确定了由单块太阳电池板与配套组件组成的太阳翼总体方案。太阳电池板通过根部铰链与卫星侧壁结构直接相连。经初步估算，如果采用传统的碳纤维蒙皮铝蜂窝夹层板作为太阳电池板承载结构，即使将展开后的太阳电池板一端固定在卫星侧壁结构上，太阳翼展开状态的基频也难以达到2 Hz以上。因此，为了满足敏捷卫星在轨快速姿态机动的需求，实现太阳翼的高刚度设计，需采用带辅助支撑的构型设计。

图1给出了单臂支撑和平行双臂支撑两种构型设计。以外径20 mm、壁厚0.8 mm的铝合金空心管模拟支撑臂为算例，对两种方案下太阳翼展开状态模态进行了分析，分析结果表明，两种构型都能满足太阳翼展开基频不小于5 Hz的设计要求。为了提高产品的基本可靠性，采用简化设计的思想，优选图1(a)所示的单臂支撑设计，以降低系统的复杂性、减少不必要的重量代价。

图1 两种辅助支撑Fig.1 Two kinds of auxiliary supports

如图1(a)所示，太阳翼由1块太阳电池板、1组可展开90°的根部铰链、可折叠展开的支撑臂和压紧释放装置(图1中未显示)组成。从展开状态收拢时，太阳翼支撑臂中部的带簧铰链弯折并向根部铰链靠近，根部铰链同时沿顺时针方向折转，最终太阳翼收拢成为如图2所示的收拢状态。在收拢状态下，3套火工压紧释放装置(1号、2号、3号)将太阳翼固定在卫星侧壁结构上。其中，1号压紧释放装置兼顾了太阳电池板与支撑臂的压紧，2号与3号压紧释放装置仅对太阳电池板实施压紧。卫星入轨后，压紧释放装置接到点火指令后解锁，太阳翼在根部铰链等机构驱动下实现展开。

图2 收拢状态下的太阳翼Fig.2 Solar wing stowed configuration

1.2 布局优化

第1.1节虽然选择了如图1(a)所示的构型设计，但支撑臂在太阳电池板上的具体支撑点还需确定，需进行布局优化设计。如果支撑点距离根部铰链转轴太近，则用支撑臂来提高太阳翼刚度的效果将会很差；如果支撑点距离根部铰链转轴太远，则支撑臂总长度势必增加进而引起系统重量的增加，同时也存在使支撑效果变差的可能。为获得刚度高、质量轻的最优效果，以支撑点距太阳电池板根部铰链转轴的距离L1为变量，用MSC/Nastran软件对不同L1取值情况下太阳翼展开状态前2阶振型及固有频率进行分析，分析结果如图3所示。

图3 L1与前2阶固有频率间的关系Fig.3 The relationship between L1 and the first two natural frequencies

由图3可知，L1的取值对太阳翼扭转频率影响不大，但对弯曲频率有明显影响。在L1=0.35 m前后，太阳翼展开状态的弯曲振型与扭转振型阶次互换。在L1=1.4 m处，太阳翼弯曲振型频率(第2阶频率)达到最高。

太阳翼收拢状态下前几阶固有频率既要避开运载器、卫星主结构的主振频率，避免在发射过程中出现共振，又要兼顾太阳电池板在振动环境下的受力状态。为此，以太阳翼收拢状态下基频最大为优化目标，以L1>0.35 m、1号压紧点可有效压紧支撑臂、2号与3号压紧点对称布置为边界条件，采用与文献[15]类似的方法对3个压紧点的具体位置进行了优化。

在太阳翼收拢状态下，折叠后的支撑臂中部由压紧释放装置1号进行压紧。支撑臂靠近根部铰链一侧悬空，另一侧分别通过机构与卫星结构侧壁、太阳电池板相连。为控制收拢状态支撑臂在卫星发射过程中的振幅，降低支撑臂拍打太阳电池板的风险，利用MSC/Nastran软件对L1在[0.35 m, 1.4 m]范围变化时支撑臂的响应情况进行了分析，优选了L1的取值，此处不再赘述。

2 太阳翼展开机构设计及裕度分析

2.1 展开机构设计

图4为太阳翼展开机构运动简图。支撑臂被关节3分为臂杆A和臂杆B两部分。其中，关节1代表根部铰链转动副，关节2表示臂杆A与太阳电池板之间的转动副，关节4表示卫星结构侧壁与臂杆B之间的转动副，关节3表示臂杆A与臂杆B之间的折转关节。各相邻关节间的距离分别记为L1,L2,L3和L4。

图4 太阳翼展开机构运动简图Fig.4 The kinematical diagram of solar wing deployment mechanism

由图4可知，L4,L1,L2+L3及关节1～4形成了一个多连杆闭环机构。在太阳翼收拢状态下，各连杆(太阳电池板、臂杆A、臂杆B、卫星侧壁结构)处于相互平行状态，其长度需满足式(1)的约束。太阳翼完全展开后的几何关系为直角三角形，连杆长度需满足式(2)的约束。

L1-L4=L2-L3

(1)

(2)

由于加工及装配误差的存在，如果该闭环机构所有关节均采用传统的固定转轴式铰链，则整个机构在收拢状态或全展开状态下势必出现杆长不匹配的问题，必然对各关节的展开或锁定产生不利影响。为解决杆长匹配问题，在关节3处，设计了一种仅由接头、带簧、压板等简单零件组成的无固定转轴的大变形铰链(简称带簧铰链[16])，如图5所示。

图5 带簧铰链Fig.5 Tape spring hinge

在没有外部约束时，带簧铰链处于展开状态(自由状态)，与臂杆A和臂杆B成一直线。当人为施加外力使带簧铰链收拢时，内侧带簧首先发生局部变形，之后进行反向弯曲，最终变为“Ω”型，而外侧带簧则进行正向弯折并最终变为“C”型，如图6所示。

带簧铰链在收拢状态下各方向刚度较低，在臂杆A与臂杆B的作用下，可产生平行于接头轴线方向的错动(自适应调整)，这就保证了图4中尺寸L2与L3之间自动匹配功能的实现。

当支撑臂完全展开到位后，支撑臂沿长度方向的拉压刚度可有效转化为关节1的锁定刚度。因此，法国Pleiades-1A/1B卫星、韩国KOMPSAT-3/3A卫星太阳翼均在关节1处不锁定。但从提高太阳翼可靠性和安全性的角度出发，支撑臂完全展开到位后关节1处的锁定将有助于降低支撑臂断裂后整星供电失效的风险。然而，关节1处增加锁定功能后，会使太阳翼在展开末了出现多个关节过约束锁定的难题。为此，开发了一种可根据支撑臂展开状态总长度自动调整锁定状态的根部铰链[17](简称自适应锁定式铰链)，如图7所示。

在关节2、关节4处则采用无锁定功能的常规球关节设计。

2.2 展开静力矩裕度分析

最恶劣工况下展开静力矩裕度η是表征太阳翼展开可靠性的重要指标[18]，通常要求η不小于1.0，也就是太阳翼展开过程中最小驱动力矩始终是最大阻力矩的2倍以上，η的计算公式为

(3)

式中：Ts表示太阳翼展开总驱动力矩，Tr表示总阻力矩。对于图4所示的多连杆闭环机构来说，Ts与Tr的计算需按照展开过程中各关节之间的传动比关系折算到同一个关节转轴上。

以折算到关节1转轴为例，Ts与Tr的计算公式分别为

(4)

(5)

其中，k为关节序号，k=1，2，3，4；ik表示关节k相对于关节1的传动比，i1=1。利用ADAMS软件建立太阳翼展开运动学模型，可得到i2，i3，i4随太阳电池板展开角度θ的变化曲线，如图8所示。其中，θ是电池板所在平面与卫星侧壁平面间的夹角，θ∈[0°, 90°]。

图8 i2～i4随展开角度θ的变化曲线Fig.8 i2～i4 curve with deployment angle θ

结合太阳翼各关节驱动特性测试结果，利用式(3)、式(4)与式(5)即可求出整翼在最恶劣工况(阻力最大工况)下的静力矩裕度。该裕度随太阳电池板展开角度θ的变化曲线如图9所示。从图9可以看出，在太阳翼展开过程中，任意展开角度下的η均不小于1.0。

图9 太阳翼静力矩裕度曲线Fig.9 Solar wing static moment margin curve

3 分析验证

3.1 模态分析

模态分析主要用于获取太阳翼收拢与展开状态下的前几阶固有频率以及振动形态。分别建立太阳翼在两种状态下的有限元模型，使用MSC/Nastran软件进行分析，所得前2阶振型分别如图10和图11所示。

图10 太阳翼收拢状态前2阶振型Fig.10 First two mode shapes of deployed solar wing

图11 太阳翼展开状态前2阶振型Fig.11 First two mode shapes of stowed solar wing

结果表明，太阳翼收拢状态下的固有频率在100 Hz以内共有7个(模态有效质量百分数超过1%的频率)，且各频点均能有效避开运载器、卫星主结构的主振频率；太阳翼展开状态下第1阶固有频率达到8 Hz以上，满足展开状态高刚度的设计要求。

3.2 展开动力学分析

太阳翼的展开过程是展开机构中储存的弹性势能逐步转化为部件动能的过程。在太阳翼展开末了时刻，自适应锁定式铰链突然锁定，太阳电池板及支撑臂的惯性作用将对卫星侧壁结构产生冲击。为研究太阳翼展开与锁定特性，获取展开时长、展开锁定冲击载荷大小等参数，建立了太阳翼及卫星侧壁结构模型，对太阳翼展开与锁定全过程进行了连续分析。

1)根据太阳翼展开机构实测性能参数与结构质量特性，在MSC/Patran中建立有限元模型。2)利用模型计算出支撑臂和太阳电池板前20阶固定界面的正则振动模态、所有相对于装配界面坐标的约束模态以及6个刚体模态。3)通过变换得到正交化的Craig-Bampton模态，并将其导入ADAMS软件。4)在太阳翼每个关节轴线上施加相应的驱动力矩及阻力矩参数，利用传感器自动判断太阳翼展开过程并在末了时刻模拟锁定。

结果表明，太阳翼展开过程顺畅，展开时间约为6 s，展开末了锁定冲击力不超过750 N(见图12)，未超过结构冲击力耐受范围(≥3000 N)。

图12 太阳翼展开末了锁定冲击力的变化曲线Fig.12 Locking impact load curve of the solar wing

4 地面试验验证与飞行试验验证

4.1 地面试验验证

太阳翼地面验证试验包括组件级试验与整翼级试验，主要用于验证太阳翼的功能、性能及空间环境耐受能力。组件级试验包括机构组件在常温以及真空高低温环境下的力矩特性测试、结构组件在常温常压条件下的力学性能测试以及空间环境耐受能力验证等；整翼级试验包括收拢状态振动与噪声试验、展开试验、展开状态基频测试等。太阳翼所有组件功能、性能、环境适应性测试结果均满足设计要求。

整翼收拢状态下的振动与噪声试验表明，太阳翼可耐受卫星发射过程中的力学环境载荷，太阳翼收拢状态模态分析结果正确。太阳翼展开状态下的基频测试结果为8.3 Hz，达到了预期的高刚度设计目标，与分析结果一致，振型也与图11(a)所示振型一致。在地面模拟零重力环境下的展开试验表明，太阳翼展开过程平稳有序，末了时刻的锁定动作与设计预期一致，总展开时长约为9 s，展开后的照片见图13。地面试验验证了太阳翼设计的有效性。

图13 太阳翼地面展开试验现场Fig.13 Ground deployment test of the solar wing

4.2 在轨飞行试验验证

本文所设计的太阳翼于2015年随某卫星成功发射，验证了太阳翼耐受卫星发射段环境载荷的能力。在卫星到达预定轨道后，太阳翼3套压紧释放装置按指令要求顺次解锁，随后，在地面接收到的遥测数据(见图14，从T0开始计时)中看到了太阳翼展开锁定到位指示开关的信号由0变为1，看到了太阳翼发电电流从5 A以下迅速上升到18 A左右的变化信号，验证了太阳翼在空间环境下成功展开锁定、正常发电。

图14 太阳翼展开前后遥测数据变化情况Fig.14 Changes of the solar wing’s telemetry data before and after the deployment

5 结 论

1)本文设计的太阳翼，展开基频达到8.3 Hz，可用于在轨有敏捷机动需求的航天器。

2)该太阳翼采用了无固定转轴的带簧铰链作为支撑臂中部的弯折机构，有效解决了由太阳电池板、卫星侧壁结构以及支撑臂等组成的多连杆闭环机构收拢状态杆长匹配问题。

3)采用的自适应锁定式铰链，有效解决了太阳翼展开末了过约束锁定问题。

4)根部铰链锁定设计从根本上消除了支撑臂断裂后太阳翼工作状态难以继续维持的故障危险源。

5)地面试验验证和在轨飞行试验验证结果表明，该太阳翼实现了高刚度、轻量化设计目标。