分体组合式双自由度对日定向系统构型及布局设计

谢朋儒，顾绍景，马季军，陈 铮，葛茂艳

（1.上海空间电源研究所，上海 200245；2.上海宇航系统工程研究所，上海 201109）

0 引言

空间站是我国首个在轨组建的多舱段大型飞行器［1］，每个舱段均配置2 个功率通道，电源系统采用直流100 V 光伏-蓄电池系统［2］，其中梦天实验舱单功率通道负载额定功率需求为6.75 kW，每个太阳电池翼对应1 条功率供电通道，每个太阳电池翼输出功率达18 kW。空间站为单舱发射、在轨组装运行，且在轨组合构型多、构型复杂，不同构型下具备不同的飞行姿态。电源系统的供电能力要能适应单舱构型、组建基本构型、来往飞行器对接构型、扩展构型等所有状态，也要适应惯性系、三轴对地、轨道系等飞行姿态。在各构型及飞行姿态下，实验舱太阳电池翼的太阳入射角［3］各不相同，且存在遮挡问题［4］，造成太阳电池翼发电能力［5-6］不同。因此，在保证太阳电池翼工作于较优的对日定向方式下［7-10］，使太阳入射角达到最优状态，保证电源系统供电输出功率稳定性。本文根据空间站构型及飞行姿态，对双自由度对日定向系统构型展开研究［11-14］，提出一种分体组合式双自由度对日定向系统构型，以满足太阳电池翼在空间站多种构型及飞行姿态下的发电能力。同时，基于该构型，对双自由度对日定向系统中的各产品进行布局，以满足对日定向系统的电传输及对日定向功能。

1 国内外研究现状

调研国内外空间站［15］及我国大型飞行器，包括国外的俄罗斯礼炮号（钻石号）空间站和国际空间站［16-17］，国内的天宫空间实验室、神舟飞船、货运飞船等［18-21］，通过分析比对，各飞行器对电能的需求各不相同，采用的对日定向方式也不相同。

俄罗斯钻石号空间站用28 V 低压供电体制，功率需求3～4 kW，太阳电池翼峰值发电能力为11.3 kW。太阳翼采用两轴离散型对日定向方式。国际空间站采用120 V 和28 V 供电体制，其中美国舱段采用120 V 高压母线体制，俄罗斯舱段采用28 V 母线体制，不同舱段并网时转换为120 V。每个太阳电池翼对应1 条功率供电通道，额定输出功率为10.45 kW，每个太阳电池翼最大输出功率31.00 kW。美国舱段太阳电池翼采用2 个互相正交的旋转轴实现双自由度对日定向，使太阳电池翼发电能力最大化。

国内的天宫空间实验室、神舟飞船和货运飞船太阳电池翼均采用单自由度连续对日定向方式，其中天宫空间实验室采用100 V 母线体制，功率需求为3.5 kW，太阳电池翼峰值发电能力为8.0 kW。神舟飞船采用28 V 母线体制，功率需求为1.8 kW，太阳电池翼峰值发电能力为3.0 kW。货运飞船采用100 V 母线体制，功率需求为2.7 kW，太阳电池翼峰值发电能力为6.0 kW。

对比国内外空间站等大型飞行器的电源系统对日定向的设计情况，国外采用双自由度对日定向技术的低轨大型飞行器仅有美国国际空间站。在我国空间站建造前，国内大型飞行器未采用双自由度对日定向技术。

2 对日定向系统方案

2.1 总体设计方案

2.1.1 组成与功能

梦天实验舱双自由度对日定向系统采用分体组合式对日定向构型方案，通过2 个轴向正交的单自由度对日定向子系统共同实现太阳电池翼双自由度对日定向。该系统由A轴对日定向子系统、B轴对日定向子系统、桁架结构、桁架电缆、分流调节器等设备组成。

A轴对日定向子系统包括对日定向装置、舱外驱动控制器、舱内驱动控制器、舱外控温仪，实现组合体构型下的单自由度对日定向，同时对日定向装置在舱外桁架与舱内之间传输2 个实验舱功率通道与1 个扩展通道的功率及信号。

B轴对日定向子系统包括2 台驱动机构和2 台综合驱动控制器，其中1 台驱动机构与1 台综合驱动控制器为同一个功率通道产品，负责该通道的太阳电池翼单自由度对日定向，同时驱动机构传输太阳电池翼的功率及信号。

对日定向装置安装在舱体尾端，桁架结构［22-23］安装在对日定向装置转动端法兰上，2 台驱动机构安装在桁架结构上，太阳翼安装在驱动机构转动法兰上。通过桁架结构，使对日定向装置与2 台驱动机构正交刚性连接。当对日定向装置转动时，可带动桁架结构及安装在上面的B轴对日定向子系统和太阳电池翼转动，实现实验舱2 个太阳翼的双自由度对日定向，如图1（a）所示。扩展太阳翼安装在桁架结构尾端，对日定向装置转动时，带动桁架结构及扩展太阳翼一起转动，实现扩展太阳翼单自由度对日定向。舱内驱动控制器安装在资源舱内，其余的舱外驱动控制器、综合驱动控制器、舱外控温仪、分流调节器、桁架电缆等设备均安装在桁架结构上，组成桁架组件，如图1（b）所示。

图1 分体组合式双自由度对日定向构型Fig.1 Split combined double-degree-of-freedom solar-oriented configuration

2.1.2 工作模式

1）单舱飞行。

梦天实验舱单舱飞行时，具备惯性系飞行和三轴对地飞行2 种飞行姿态，A轴对日定向子系统均不对日定向，对日定向装置处于锁定状态，如图2 所示。惯性系飞行姿态下，B轴对日定向子系统间歇转动补偿太阳高度角变化；三轴对地飞行姿态下，B轴对日定向子系统实现轨道周期内的0°～360°连续转动。

图2 单舱飞行单自由度对日定向Fig.2 Single-degree-of-freedom solar orientation of single-cabin flight

2）“T”字组合体飞行。

梦天实验舱在轨与核心舱对接转位后，组成空间站“T”字组合体三舱构型。该构型具备三轴对地和轨道系飞行2 种飞行姿态，在2 种飞行姿态下，A轴对日定向子系统实现轨道周期内的0°～360°连续转动，B轴对日定向子系统间歇转动补偿太阳高度角变化，如图3（a）所示。

图3 组合体飞行双自由度对日定向Fig.3 Single-degree-of-freedom solar orientation of the combined body flight

扩展功率通道在轨构建后，扩展太阳翼从核心舱转移安装到实验舱桁架结构尾端，扩展太阳翼的电池片面朝向桁架结构III 象限。实验舱双自由度对日定向系统进行对日定向工作时，对日定向装置带动桁架结构及扩展太阳翼一起转动，实现扩展太阳翼在轨道周期内的单自由度0°～360°连续转动，如图3（b）所示。

2.2 A 轴对日定向方案

A轴对日定向子系统包括对日定向装置、舱外驱动控制器、舱内驱动控制器和舱外控温仪。

对日定向装置在发射段采用包带锁紧释放机构实现输出端锁定和承载，入轨后由爆炸螺栓实现包带的解锁，输出端采用切换锁定机构锁定。对日定向装置单舱飞行阶段不转动，形成三舱组合体后，由驱动控制器驱动对日定向装置工作［24］，其中由驱动锁定机构与回转支撑机构实现驱动功能，实现太阳翼的对日定向。电传输组件中的滚环实现舱内和舱外的大功率传输，滑环［25］实现信号传输。热控防护组件实现热控防护与散热［26］，并由舱外控温仪对内环转动端局部加热控温，外环固定端的加热控温由热控分系统负责。

为了满足空间站在轨寿命15 年的需求，对日定向装置采用主、备模式的双滚动支撑组件（Trundle Bearing Assy，TBA）面对面串联布置的构型方案，并在主、备模式下分别配置切换锁定机构，分别实现主、备模式下回转支撑机构的锁定或解锁，为保证系统在全任务周期内的任务可靠性，主、备模式分别配置2 套切换锁定机构，互为备份。系统发生1 次故障后，不依赖宇航员出舱操作，采用切换锁定机构实现主、备模式自主切换。

对日定向装置需长期对日定向转动，为保证系统可靠性并确保主模式的长期可靠运行，在主模式下配置2 套驱动锁定机构进行冷备份，备模式下配置1 套驱动锁定机构。

舱内驱动控制器设置主备机进行冷备份，控制对日定向装置主模式下的2 套驱动锁定机构与切换锁定机构。舱外驱动控制器设置主备机进行冷备份，控制对日定向装置备模式下的1 套驱动锁定机构及2 套切换锁定机构，如图4 所示。

图4 主备工作模式机械传动原理Fig.4 Principle of mechanical transmission in the primary and backup working modes

对日定向装置主备模式工作原理如下。

2.2.1 主模式工作原理

当空间站形成三舱组合体后，对日定向装置在主模式下运行，各单机及部组件运行状态如下。

1）主模式下切换锁定机构处于解锁状态，使导轨能够在主模式8 套滚动支撑组件（Trundle Bearing Assy，TBA）的支撑下转动。备模式下切换锁定机构处于锁定状态，使导轨与备模式8 套TBA 不发生相对转动。

2）由舱内驱动控制器主机驱动主份模式下对应的驱动锁定机构a，处于工作状态的驱动锁定机构a 的离合器处于结合状态，其输出端小齿轮驱动末端大齿轮转动；而另外1 台不工作的驱动锁定机构b 的离合器处于断开状态，其输出端小齿轮处于从动状态。

3）当运行的驱动锁定机构a出现故障后，将驱动锁定机构a 的离合器断开，使其处于从动状态；舱内驱动控制器切换到备机工作，控制驱动锁定机构b，离合器处于结合状态，其输出端小齿轮驱动末端大齿轮转动。

4）主模式下，整个导轨与备模式下的8 套TBA和桁架一起转动。

2.2.2 备模式工作原理

当主模式出现如下情形时，需要启动备模式进行工作。

1）主模式下的2 套传动链均故障且无法恢复时，须启用备模式。

2）主模式下传动链发生故障，但空间站系统当前时期不允许机构停转，须保证发电功率时，启用备模式；在空间站系统允许降负载运行阶段，机构停转，由宇航员出舱维修主模式故障部位。

启用备模式工作时，主模式下的切换锁定机构锁定，备模式下的切换锁定机构进行解锁。此时，主模式下8 套TBA 与导轨不发生相对转动，备模式下8 套TBA 与导轨能够相对转动，因此在备模式驱动锁定机构的驱动下，备模式下的8 套TBA、驱动锁定机构、舱外驱动控制器与桁架一起进行转动。

2.3 B 轴对日定向方案

B轴对日定向子系统包括驱动机构II、驱动机构IV、综合驱动控制器a 和综合驱动控制器b。

驱动机构II 固定端安装在桁架结构II 象限，其转动端安装太阳电池翼a，由综合驱动控制器a 进行驱动控制，同时采集驱动机构II 及太阳电池翼a 的测量信号。驱动机构IV 固定端安装在桁架结构IV象限，其转动端安装太阳电池翼b，由综合驱动控制器b 进行驱动控制，同时采集驱动机构IV 及太阳电池翼b 的测量信号。

驱动机构采用滑环传输太阳翼的发电功率及测量信号，由于发电功率路数及信号数量多，为减小驱动机构轴向长度，采用双层柱式滑环进行电传输。在外层布置发热量大的发电功率环，在内层布置发热小的信号环。

综合驱动控制a、b 均对驱动机构II 和驱动机构IV 进行控温，实现2 个功率通道之间的交叉控温，避免单通道断电维修时，发生温度失控。

单台驱动机构只有1 个传动链，通过综合驱动控制器驱动步进电机，经谐波减速器减速及力矩放大后，输出到转动端法兰，带动太阳翼转动。驱动机构II 与驱动机构IV 对称安装在桁架结构两侧，跟踪太阳时，2 台驱动机构相对舱体的转向相同，因此，从驱动机构输出端法兰向桁架看，当驱动机构II顺时针旋转时，驱动机构IV 为逆时针旋转。综合驱动控制a 与综合驱动控制b 的设计状态一致，为了实现驱动机构II 与驱动机构IV 相反方向的转动，采用识别高低电平的方式，通过桁架电缆中增加短接线，使综合驱动控制器能够识别驱动机构II 或驱动机构IV。

2.4 桁架组件布局设计

桁架组件包括桁架结构、驱动机构II、驱动机构IV、舱外驱动控制器、综合驱动控制器a、综合驱动控制器b、舱外控温仪、分流调节器a、分流调节器b、桁架电缆、扩展设备、维修接口等，其中桁架结构为其他设备提供安装平台。根据双自由度对日定向系统的功能需求，以及各产品的特点，桁架结构的构型设计结合了产品安装布局要求，设置桁架大柱段与小柱段。桁架大柱段靠近舱体，为功率产品安装平台。桁架小柱段远离舱体，为控制器和扩展功率通道产品安装平台。大桁架段2.2 m2区域安装4 台功率产品，热耗总计730 W，通过布局设计，有效的解决了大功率产品散热的需求。小桁架段1.5 m2区域安装7 台产品，通过分区布局设计，实现高密度布局条件下的航天员可视可达。

产品布局设计时，在桁架4 个象限、底端及顶端的基础上，将桁架结构划分为9 类功能区域，如图5所示。功能区域具体为：驱动机构安装区、对日定向装置安装区、机构散热区、大功率设备安装散热区、控制设备安装区、传输电缆安装区、航天员操作区、在轨扩展设备安装区和扩展电缆预留区。

图5 桁架结构的功能区域Fig.5 Functional domains of the truss structure

桁架结构底端设置4 个脚撑，作为与对日定向装置的安装法兰。驱动机构安装在桁架大柱段II、IV 象限，其旋转轴线与对日定向装置旋转轴线相互垂直，实现双自由度对日定向。机构散热区设置在桁架大柱段II、IV 象限，对驱动机构的散热面及其安装法兰一体化设计，利于热量传递，对日定向装置的2 个独立的散热面与驱动机构散热面相邻。桁架小柱段II、IV 象限布局机构的驱动控制设备和控温设备。

桁架I 象限为背日状态，作为大功率设备的安装散热区，将分流器安装在桁架I 象限大柱段。桁架III 象限未安装单机产品，且空间大，因此作为航天员的主要操作区域，须安装航天员脚限位器接口。桁架内部空间作为电缆网的主要布局位置，除与单机设备连接的电缆段外，其他均在桁架内部走线。

扩展太阳电池翼安装在桁架顶端，因此扩展控制器的安装位置设置在桁架顶端靠近I 象限，利于扩展产品散热。扩展功率通道的电气连接需要在轨实现，因此桁架小柱段I 象限作为扩展电缆预留区。

双自由度对日定向系统有3 个功率通道的产品，同一功率通道的产品之间通过电缆网进行电气连接。在布局设计时，为了使驱动机构固定端的功率电缆及信号电缆走线路径最优，基于将同一功率通道的产品布局在桁架同一象限的原则，将驱动机构与同一通道的其他控制设备交叉布局，以适应电缆走线路径及安装操作空间。

对日定向装置、桁架Ⅰ象限的大功率设备、Ⅱ象限与Ⅳ象限的控制设备，以及扩展设备均需要航天员在轨执行拆卸、安装、更换、维护等维修操作。航天员在轨维修时，各设备具有维修接口且周围具有可操作空间，以满足维修性［27-28］、工效学等要求［29-30］。桁架上各单机布局时，充分分析各产品的可视路径、可达空间，通过同种设备错位布局、同种设备维修接口差异化布置、操作空间共享、维修路径规划等设计，使各设备的维修空间满足航天员的可视可达需求。

3 设计验证

3.1 布局验证

双自由度对日定向系统在整舱上进行安装，各单机均按照设计的位置安装到位，电缆网和各设备均正常连接，且固定在桁架上，表明布局方案设计合理，如图6 所示。双自由度对日定向系统在整舱上进行维修空间验证，使用电连接器维修工具，对每个需在轨插拔的连接器进行操作验证。结果表明，维修工具与各产品均无干涉，且能够满足操作空间要求，如图7 所示。

图6 产品布局安装Fig.6 Product layout and installation

图7 拆装连接器验证Fig.7 Verification of connector disassembly and assembly

3.2 在轨飞行验证

2022 年10 月31 日，梦天实验舱发射入轨，入轨后为单舱飞行阶段，驱动机构驱动太阳翼对日定向。梦天实验舱与天和核心舱对接后，对日定向装置包带解锁。组成“T”字组合体构型后，对日定向装置主份模式的2 套切换锁定机构解锁，根据控制指令开始对日定向转动。至此，梦天实验舱太阳电池翼实现双自由度对日定向。

在空间站多舱段构型、多飞行姿态条件下，分体组合式双自由度向对日定向系统的对日定向跟踪精度优于0.1°，实现了太阳电池翼平稳发电。在太阳高度角±66°的轨道条件下，按照太阳电池翼对日定向策略，能够保证太阳电池翼入射角在0°～14°，使得太阳电池翼发电量处于较为稳定的最大输出状态。相对于单自由度对日定向系统，太阳电池翼平均发电量提高15%，极值发电量提高140%（太阳高度角66°时），同时能够保证功率通道供电输出功率稳定度大幅提升，在不同舱段构型、飞行姿态下，功率通道输出功率波动幅度由60%减小到7%。目前，梦天实验舱已在轨运行7 个月，经历了单舱运行、“T”字组合体运行、与来往飞行器对接运行，不同构型下具有不同的飞行姿态。在各种飞行工况下，双自由度对日定向系统均正常工作，为电源系统在轨稳定可靠的为梦天实验舱提供电能提供有力保障。

4 结束语

本文基于空间站构型及组件过程，研究了一种分体组合式双自由度对日定向系统构型，实现实验舱太阳电池翼双自由度对日定向。在轨飞行结果表明，该对日定向系统构型能够适应空间站各种构型及飞行姿态，具有对日定向精度高、对日定向转动范围广、适应在轨维修的特点，保证了梦天实验舱长期在轨获得充足、稳定的供电。该对日定向系统构型为国内首次研制并在轨应用，为后续复杂舱体构型、复杂飞行姿态的飞行器，实现太阳电池翼对日定向提供了技术支撑。