航天器卷筒式伸杆机构的发展与展望

路瑞龙,张从发,韩静涛,黎 彪,刘 勇,于春宇,李占华

(1. 北京科技大学材料科学与工程学院,北京 100083； 2. 中国空间技术研究院总体部,北京 100094；3. 石家庄铁道大学机械工程学院,石家庄 050043)

0 引 言

随着航天器技术进步,空间展开机构的种类与应用也越来越多。空间展开机构是指在发射时将部件收拢成可抗发射载荷的满足发射包络的收拢态,入轨后将部件展开至工作位置的机构。根据航天器部件在展开前后形状变化特点,空间展开机构分为线状展开机构,面状展开机构,体状展开机构。作为一种线状展开机构,卷筒式伸杆机构相比于机械式展开机构具有体积小、重量轻、自驱动以及自刚化等优点,近年来备受各类航天器用户青睐,特别是在“张衡一号”、“嫦娥四号”、“天问一号”等空间探测器上成功应用,卷筒式伸杆机构成为此类展开机构的发展趋势。在小卫星领域,卷筒式伸杆机构契合了小卫星结构构型通用化、小型化、专用化、多功能一体化的多元同步发展态势。因此,研究卷筒式伸杆机构具有重要意义。

为了总结与借鉴卷筒式伸杆机构研究与应用经验,促进卷筒式伸杆机构技术发展,本文对卷筒式伸杆机构的研究进展与应用状况进行了阐述,提出了卷筒式伸杆机构的发展趋势与建议,旨在为航天器卷筒式伸杆机构创新发展提供参考。

1 卷筒式伸杆机构的组成特点、工作原理及分类

卷筒式伸杆机构(如图1所示),通常被称为STACER(Spiral tube and actuator for controlled extension and retraction),不同于传统航天器展开机构,由动力源、传动副和执行部件构成,卷筒式伸杆机构是一体化设计机构,动力源、传动副和执行部件全部通过核心部件卷筒式伸杆实现,是一种典型的基于材料特性的展开机构,动力源由储存于材料内部的弹性能提供,传动副和执行部件亦是由材料构型的变化而实现。卷筒式伸杆机构采用驱动支撑一体化设计,具有轻质、大收纳比、小收拢包络、自驱动、自刚化等特点；还具有一维直线展开、轨迹可控、布局方便,高可靠性等优点；特殊的连续螺旋薄壳构型使其具备良好的热对称性,避免了非封闭伸杆机构的热颤现象。

图1 卷筒式伸杆机构Fig.1 STACER

卷筒式伸杆机构的主要核心部件卷筒式伸杆(又称弹性卷筒,Spiral Tube,有时为了简化也将卷筒式伸杆称为STACER)是由一定宽度的超薄金属带材,以恒定直径()、恒定螺旋角()与螺距()制成的类薄壁管。收拢状态为超薄带卷,展开状态为螺旋缠绕管,后一圈紧抱住前一圈,相邻两圈具有一定的重叠率,在几何约束和层间接触摩擦力的耦合作用下,形成具有一定刚度的类薄壁管,如图2 所示。

图2 展开状态卷筒式伸杆示意图Fig.2 Schematic drawing of a deployed STACER

卷筒式伸杆机构按应用范围分为三类：1)作为电场仪等有效载荷的可伸缩支撑杆,如POLAR、FAST、THEMIS、RBSP、DEMETER探测器等；2)作为探测天线,如STEREO、MAVEN、Solar Orbiter等探测器；3)作为其它展开机构驱动源,如STEREO卫星上的IMPACT套筒机构等。

卷筒式伸杆机构按使用方式分为单次和可重复使用两种形式,如图3和图4所示,可重复使用STACER具有展开辅助装置,如图4(c)所示。

图3 单次使用卷筒式伸杆机构示意图Fig.3 Schematic diagram of a single-use STACER

图4 可重复使用卷筒式伸杆机构及其辅助装置Fig.4 Reusable STACER and its deployment assist device

2 卷筒式伸杆的研究进展

卷筒式伸杆机构作为一种弹簧天线可以追溯到20世纪60年代,由美国Hunter弹簧公司(现属于Ametek公司)研发出来。由于此类天线的独有特性,被广泛用于航天与军事项目。它可以依靠自身驱动力迅速展开至全长,长度可达10 m以上,常用作天线、天线支撑结构、太阳能阵列支撑结构、线性致动器、能量吸收器、远程定位、传感器探头等。

Bale等称,STACER是一种螺旋的、具有固定螺距、固定直径的扁弹簧,可以根据需要选择不同板带宽度、厚度,螺旋直径和螺距,使STACER在不同的应用中发挥最佳性能。大多数STACER产品长度为1～10 m,直径可变范围为4～55 mm,可以提供高于200 N的展开驱动力,典型的制作材料为不锈钢、铍青铜和Elgiloy合金。

NASA和欧空局(ESA)对于卷筒式伸杆机构的研究与应用均较早。然而,由于其应用领域的特殊性,几乎所有的报道与论著都不涉及卷筒式伸杆的成形原理与工艺细节,仅有极少数文献[5]给出了制作卷筒式伸杆时采用的典型材料,较为笼统地介绍了卷筒式伸杆的尺寸规格与主要特性参数；报道中对卷筒式伸杆机构的描述主要侧重于应用型号及其在该型号中发挥的主要功能上。

中国于2012年在“张衡一号”电磁监测试验卫星上开展了卷筒式伸杆机构研制,随后又成功将其应用于“嫦娥四号”月球探测器和“天问一号”火星探测器。以下将从卷筒式伸杆的成形原理探索、成形工艺、仿真优化、设备与产品制造、性能测试等方面展开论述。

2.1 卷筒式伸杆的成形原理探索

2014年,北京科技大学李占华等对卷筒式伸杆机构核心部件卷筒式伸杆(又称弹性卷筒)的成形原理进行了初步探索,采用通用有限元软件ABAQUS对没有螺旋角的扁平螺旋弹簧(卷筒式伸杆初探模型)建立了有限元模型,模拟与冷卷绕过程如图5所示,板带在后张力作用下,通过固定装置,逐渐缠绕于芯轴上。

图5 冷卷绕过程示意图Fig.5 Schematic diagram of cold winding process

该研究在不同参数条件下分析了弹簧回弹后的残余应力变化规律：外层最大,内层最小,且残余应力随着后张力的增加而增大；另外,残余应力随着弹簧成形直径的增加而增大；且残余应力随着弹簧板材厚度的增加而增大,在板材宽度方向由边缘到中心呈先下降再上升的规律,类似于“Ω”状。

基于卷筒式伸杆构型与使用要求,主要采用板料弯曲成形原理。李占华对板料弯曲成形的研究现状以及弯曲回弹的预测与控制进行了细致地研究,在板料弯曲理论方面采用了Hill中性层移动概念,利用了指数强化材料模型与更能反映材料特性的Hill各向异性屈服准则,在反向加载过程中,采用了混合强化模型,对卷筒式伸杆的成形方法进行了理论建模研究,形成了拉压复合连续弯曲(Composi-ting stretch and press bending,CSPB)成形原理：在压弯模具基础上,对带材两侧施加张力,并使带材自一侧拉出,当带材与模具法向呈一定角度喂料时,可实现卷筒式伸杆的成形,成形原理如图6所示。成形模具结构由凸模和凹模构成,板带以一定角度置于两模具之间,此角度与卷筒式伸杆的自然螺旋角直接相关。

图6 CSPB成形原理模型图Fig.6 CSPB forming principle model

2.2 卷筒式伸杆成形数值模拟的研究进展

卷筒式伸杆类似于恒力弹簧,其优异性能依赖于卷层各位置等自然曲率的特性,2016年与2017年,北京科技大学与中国空间技术研究院的研究人员结合有限元显式(Explicit)算法与隐式(Standard)算法的各自优势,利用ABAQUS软件对此构件的成形过程进行了数值模拟,对影响成形过程的关键工艺参数后张力、模具间隙、模具圆角、带材厚度分别进行了数值模拟分析,并通过试验验证了模拟结果的准确性,结果表明,通过带材两侧的张力作用与反向弯曲,有效改善了冷成形卷筒式伸杆制件的残余应力,提高了冷成形制件的稳定性；总结出关键工艺参数对成形过程的影响规律：随成形间隙减小,带材弯曲曲率半径减小,随着变形程度的增加,卷筒式伸杆构件成形直径减小；随着模具圆角减小,成形直径减小；后张力在0～30 N范围内对制件直径影响不大,增大后随之影响加剧；随带材厚度增加,成形直径先减小后增加；通过试验对数值模拟过程进行了验证,试验结果与模拟数据表现出相同的规律,试验结果与模拟数据的最大数值误差小于8%,验证了模拟数据的可靠性,可作为生产实践的依据。

2.3 卷筒式伸杆成形设备与工艺的研究进展

2017年,北京科技大学与中国空间技术研究院的研究人员根据卷筒式伸杆成形数值模拟与样机试验工艺参数分析,设计制造了成形设备,具有开卷、收卷、成形、带材纠偏、后张力给定等功能；成形过程主要驱动力由收卷侧提供,采用伺服电机结合PLC控制,实时监控成形过程；为满足不同制件螺旋角的需求,设备加入螺旋角调整装置,成形设备如图7所示。

图7 卷筒式伸杆成形设备Fig.7 Forming equipment for the spiral tube

利用成形设备,通过上料与引带、成形工艺参数调整、卷筒式伸杆逐渐成形、产品出件等工艺过程进行卷筒式伸杆的制备。卷筒式伸杆实物如图8所示。

图8 卷筒式伸杆实物图Fig.8 Photo of the spiral tube

2.4 卷筒式伸杆性能测试技术的研究进展

2017年北京科技大学与中国空间技术研究院的研究人员对卷筒式伸杆关键服役力学性能进行了测试与研究：1)展开驱动力测试,测试原理如图9所示,在展开起始阶段,展开驱动力为40 N左右,随着展开过程持续,展开驱动力下降,在其衰减至平稳段时,展开驱动力为25 N左右,可实现全过程稳定展开与自支撑。2)弯曲刚度测试,测试时将卷筒式伸杆一端水平固支,卷筒式伸杆作为悬臂受重力作用而自然下垂,通过测量其顶端最大挠度值来计算弯曲刚度。弯曲刚度测试原理如图10所示。经测试与计算,卷筒式伸杆弯曲刚度值可达23.78 kg.m,接近于同类型薄壁管元件弯曲刚度值(26.9 kg.m)。3)指向精度测试,测试原理如图11所示,在简化模型中采用偏离角来衡量指向性的优劣,经测试,偏离角小于0.6°,很好地满足了卷筒式伸杆展开指向精度要求。

图9 展开驱动力测试示意图Fig.9 Measurement of the driving force during deployment

图10 弯曲刚度测试原理Fig.10 Test principle of the bending stiffness

图11 指向精度测试原理Fig.11 Test principle of the pointing precision

以上关键服役力学性能测试还相对有限,不能全面体现卷筒式伸杆机构在轨服役时性能发挥的优劣,也不能体现出其在轨服役时与航天器其他部件的耦合性能关系。因此,我们应该综合分析航天器力学环境,采用先进的理论方法,高精度的有限元模型与修正技术,并且精确地设计出力学环境条件,为卷筒式伸杆机构更加有效地应用打下坚实的基础。

2016年,清华大学吴江对卷筒式伸杆建立了柔性多体动力学模型,对其展开过程进行了仿真,得出卷筒式伸杆的两种展开模式：金属带各圈由内而外逐次展开和各圈几乎同步展开。通过仿真、试验与理论分析,揭示了卷筒式伸杆准静态展开时两种展开模式下展开推力的变化规律,但最新结果表示仅能对700 mm长卷筒式伸杆进行仿真分析。卷筒式伸杆的仿真分析需要从薄壳的物理、几何、平衡方程出发,利用有限元方法进行数值求解,主要困难在于问题的强非线性,并且还是一个动态问题,每增加一个伸展步长,都要求解一个“静态”非线性问题；同时,受钢带厚度(0.1～0.15 mm)制约,钢带网格单元不能过疏,这又进一步加剧了数值仿真的难度。为满足大尺寸卷筒式伸杆的分析验证,需要进一步开展仿真研究。另外,此研究对特定成形方式制件得到了较为吻合的结果,其他方式成形制件的仿真与试验结果有待进一步探究。

2016年,中国空间技术研究院于春宇等针对卷筒式伸杆应用变分方法的思想,以研究钢带变形的几何特性为基础,构造出钢带构型恰当的可能函数空间,并利用形状函数随伸展长度的变化规律求出钢带的主应变以及变形能,再利用势能极小原理,确定出钢带真实构型以及相应的变形能,最终利用变形能和虚功原理得出伸展力。此方法既简化了计算又得到了钢带形状函数、展开力的近似解形式,为展开力影响因素的定量分析提供了条件。

2019年,北京航空航天大学吴健等对卷筒式伸杆机构展开过程仿真实现方法进行了研究,建立了展开过程原理样机与计算模型,在运动状态分析结果基础上建立了机构展开过程的参数化动力学仿真模型,并实现了仿真结果可视化。然而,此研究是基于材料力学理论进行的研究,应从更多方面考虑物理、几何与边界条件等问题,不宜对模型进行过度简化,以免影响仿真结果的可靠性。

2020年,中国空间技术研究院与北京科技大学的研究人员针对卷筒式伸杆机构在发射过程中弹性卷筒部件与执行器的应力状态与稳定性,应用显示动力学方法建立了有限元模型,研究了卷筒式伸杆顶端直径对卷筒式伸杆机构展开和收拢过程的影响,以及卷筒式伸杆机构收拢与展开过程中带材表面摩擦系数与加速度对展开稳定性的影响,机械测试结果与仿真结果的受力趋势相近,为卷筒式伸杆机构的设计与发射参数改进提供了理论借鉴。

2020年,中国空间技术研究院黎彪等针对卷筒式伸杆机构的展开刚度问题,分析了卷筒式伸杆机构的工作原理,基于等效连续体模型推导了卷筒式伸杆的构形参数与刚度的关系式,分析了卷筒式伸杆末端螺旋角、末端半径、带厚、带宽对展开刚度的影响。分析得出：末端半径的增大能同时提高卷筒式伸杆的一阶频率和比刚度,而带宽的增大将导致卷筒式伸杆的一阶频率和比刚度均降低；卷筒式伸杆的一阶频率随带厚的增加近似线性增大,但比刚度随带厚的增大而近似按双曲线规律下降,卷筒式伸杆末端螺旋角在62°～75°时,卷筒式伸杆的比刚度可获得最优值。卷筒式伸杆的刚度测试结果与理论分析结果基本一致,校验了理论分析方法的有效性。该研究成果对卷筒式伸杆展开刚度的影响因素做了较为准确的研究,为卷筒式伸杆的应用提供了很好的借鉴。

2021年,欣诺冷弯型钢产业研究院(曹妃甸)有限公司与北京空间飞行器总体设计部的研究人员针对卷筒式伸杆机构进行了相关发明：1)一种轻小型线性展开机构并给出了其使用方法,该机构采用支撑一体化设计,展开长度0.5～2 m,收拢体积小于∅0.04 m×0.1 m,质量小于200 g,具有超小体积收纳,超轻质量,且展开状态具有较好刚度的优点,为深空科学探测提供了一种收纳体积小,重量轻的线性展开机构；2)一种无扭转预紧力加载装置及方法,适用于卷筒式伸杆压紧,操作简便,能够对预紧力进行实时显示,而且被压紧装置不承受扭转载荷,保证了被压紧装置内多个部件的相对位置关系；3)一种测试弹性卷筒热变形的系统和方法,该方法不影响待测弹性卷筒的展开与展开精度,具有测量精度高的优点,且搭建简单、实施快捷高效、成本低廉的优势。

3 卷筒式伸杆机构的应用状况

近年来,从探测火箭传感器到末端有大质量载荷的重力梯度伸杆,已经有超过700多套卷筒式伸杆机构被应用于各类航天器。在大部分应用中,STACER被用作支撑杆,将载荷直接安装于顶端。

1996年～2020年,美国国家航空航天局(NASA)和欧空局(ESA)将卷筒式伸杆机构应用于多个探测器,1996年2月24日NASA发射了POLAR系列卫星,该系列卫星上的等离子体波仪(Plasma wave instrument,PWI)与电场仪(Electric fields instrument,EFI)被同时布置在端到端距离为14 m的刚性STACER末端,伸杆轴线与航天器自旋轴同轴,卷筒式伸杆在航天器发射前处于收拢状态,航天器进入预定轨道后逐渐展开,将有效载荷伸展至远离星体的位置以便进行无干扰探测。

1996年8月21日NASA发射了FAST系列卫星,该系列卫星载荷中磁场和电场探测载荷的轴向伸杆由卷筒式伸杆、导向和支撑辊、展开辅助装置、带电场偏置元件的球形传感器和碳纤维外壳构成。卷筒式伸杆元件采用0.12 mm(厚)×126 mm(宽)的Elgiloy合金冷成形制成,具有恒定的自由螺旋直径和螺旋角。对于单根STACER,轴对称的圆周热流使其具有热对称性的优势,另外,它不需要电机驱动,而且线缆可以很容易地从STACER中心穿过。2000年7月和8月NASA和ESA发射了CLU-STER系列(4颗)卫星,该系列卫星均采用了5 m长的卷筒式伸杆机构来支撑磁强计进行科学探测；2004年6月底法国国家空间研究中心(CNES)发射了DEMETER系列卫星,该系列卫星的四个电场测量仪分别使用了四个球形电极和嵌入式前置放大器装载于卷筒式伸杆机构顶端,在距离星体4 m的位置进行电场探测。2006年NASA发射了STEREO系列航天器,该航天器上粒子与日冕物质抛射原位测量仪(IMPACT)和日地关联波探测天线(S/WAVES)也采用了STACER,在IMPACT中,Elgiloy材质的STACER被固定在IMPACT伸杆顶端,作为超高温电子探测仪(STE-D)和太阳风电子分析仪(SWEA)载荷的刚性支撑；而S/WAVES则选用铍青铜STACER,直接作为天线使用。

2007年至今NASA发射了5颗THEMIS系列卫星,在该系列卫星的科学载荷中,轴向电场测量机构采用可展开刚性伸杆支撑鞭状传感器以完成对Z轴电场的测量,每个轴向刚性伸杆机构由卷筒式伸杆、滚轮支撑作为展开辅助装置、前置放大器、鞭状传感器、线缆和线轴组成,如图12所示。

图12 THEMIS在轨伸杆展开构型图Fig.12 Configuration of THEMIS with the booms deployed on-orbit

2012年NASA发射了RBSP系列(2颗)卫星,这两颗卫星分别安装了两根6 m长的轴向伸杆(STACER)将电场仪伸至远离星体的位置进行电场探测；2013年NASA发射了MAVEN火星探测器,其上装载的朗缪尔探针与波探测仪(LPW)使用了两根伸杆和两个传感器,两根伸杆均为铍青铜材质卷筒式伸杆,长约7.1 m,可以提供大约10 N的轴向展开力,在其顶端安装有前置放大器和传感器,以便进行有效的科学探测。

2020年NASA发射了Solar Orbiter探测器,在此探测器的科学仪器中,最重要的是射频等离子体波仪(Radio and plasma waves,RPW),三个RPW电天线均包含一个1 m长的刚性伸展臂和一根6.5 m长的STACER,STACER正是电传感器本身,如图13中射频等离子体波仪三根天线所示,由Co基无磁高弹性Elgiloy合金制成,为航天器载荷探测任务提供了可靠保障。

图13 太阳轨道器有效载荷构型图Fig.13 Payload accommodation onboard the Solar Orbiter

另外,卷筒式伸杆机构因其具有轻质、小收拢包络尺寸、自驱动展开(减少对卫星平台能源、电控系统的需求)等特点,越来越多地被应用到微小卫星上,如NASA研制的TERSat卫星和CENEMA立方星(如图14所示),均采用卷筒式伸杆机构作为主载荷的伸展机构。

图14 CINEMA立方星示意图Fig.14 Schematic of CubeSat CINEMA

在中国,卷筒式伸杆机构已应用于多个航天器,典型应用描述如下。

2018年2月2日中国发射的“张衡一号”电磁监测试验卫星上装载了四套电场探测仪(如图15所示),电场探测仪的探头支撑杆采用了卷筒式伸杆机构组件,为高精度探测电场提供了可靠保障。

图15 卫星载荷与伸杆布局图Fig.15 Satellite layout design of payload and booms

2018年12月8日中国发射了“嫦娥四号”月球探测器,“嫦娥四号”工程首次实现了人类探测器在月球背面软着陆与巡视探测,并首次实现通过地月L2点中继星将探测数据传回地球,为实现探测器对太阳爆发产生的低频电场和着陆区上空的月球电离层探测,“嫦娥四号”着陆器上新增了低频射电频谱仪,低频射电频谱仪采用三分量(矢量)接收天线来接收太阳和空间电磁信号。图16给出了“嫦娥四号”月球探测器低频射电频谱仪三分量接收天线(天线A、B、C)模型图,三分量接收天线均采用5 m长卷筒式伸杆机构,通过在月球背面进行低频射电天文观测,精确测量来自太阳、行星和其他宇宙天体电波信号,对研究天体演化具有重要科学意义。

图16 低频射电频谱仪三分量接收天线Fig.16 Tri-pole antenna of the very low frequency radio spectrometer

在深空探测领域,中国首次自主火星探测任务“天问一号”探测器于2020年7月23日发射成功。“天问一号”环绕器上的四根偶极子天线,即为卷筒式伸杆机构,它们解决了有效载荷及特殊功能构件需求与运载条件限制之间的矛盾,使有效载荷可以有效发挥探测功能。

在“天问一号”探测器上,卷筒式伸杆机构(偶极子天线)被用作火星轨道器次表层探测雷达(Mars orbiter subsurface investigation radar MOSIR)轴与轴天线,与其他天线共同进行火星表面材料成分、次表层结构和电离层的总电子含量研究,同时它们也可以在火星转移轨道进行被动观测,之后将有效载荷探测的科学数据向地面回传。

4 卷筒式伸杆机构的发展趋势及建议

纵观卷筒式伸杆机构发展历程,从大型航天器到微小卫星,从有效载荷支撑杆到天线或驱动单元,卷筒式伸杆机构逐渐向着小型化、轻量化、大收纳比和高精度的方向发展。

1)微小卫星的发展促进了卷筒式伸杆机构向小型化方向发展；

2)受航天器发射质量制约,轻量化是卷筒式伸杆机构发展的一个重要方向；

3)作为航天器展开机构,通过改进结构构型增大收纳比,是在轻量化基础上保证卷筒式伸杆机构有效应用的一个重要发展方向；

4)在卷筒式伸杆机构的研究与应用中,要确保“压得紧、解得开、展得开、控得住、保得住”原则,要在卷筒式伸杆与展开辅助机构之间精准匹配,须逐渐提高产品与辅助机构的精度要求,因此,高精度要求要贯穿在卷筒式伸杆机构研究与应用始终。

为了使卷筒式伸杆机构在航天探测领域高精度应用,还需攻克以下几方面关键技术：

1)在卷筒式伸杆机构采用的结构材料方面,目前已有不锈钢、铍青铜和Elgiloy合金。需改进现有材料的成形性能,保证材料对不同成形工艺的适用性,另外需开发新型轻质结构材料,促进轻量化的同时提高伸杆展开精度。

2)开发新成形工艺,进一步提高卷筒式伸杆各卷层的抱紧程度,提高展开状态弯曲刚度,有效控制较长伸杆构型锥度大小,以满足更高精度要求。

3)增加卷筒式伸杆机构性能测试指标,力求更加全面地对卷筒式伸杆机构的应用过程进行掌控,须对航天器力学环境进行更加细致地分析,采用先进的理论,建立高精度有限元模型与修正技术,设计出精确的服役力学环境条件,反馈指导卷筒式伸杆机构的研究与应用过程。

5 结束语

基于卷筒式伸杆机构的研究与应用进展分析,指出了卷筒式伸杆机构小型化、轻量化、大收纳比和高精度的发展趋势,提出了为实现卷筒式伸杆机构高精度应用还需进一步攻克的关键技术,可为卷筒式伸杆机构的创新发展提供参考。