濮海玲 王晛 楊巧龍

（北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）

1 引言

目前，航天器上廣泛應(yīng)用的展開式太陽翼由連接架和數(shù)塊太陽電池板鉸接而成。發(fā)射時，它們依靠壓緊機構(gòu)收攏于航天器本體上，發(fā)射上天后，壓緊機構(gòu)釋放，鉸鏈內(nèi)預(yù)緊的展開彈簧驅(qū)動太陽翼展開，聯(lián)動裝置使各部分展開基本同步，展開到位后由鉸鏈的鎖定機構(gòu)將太陽翼鎖定為規(guī)定剛度的平面。當(dāng)太陽翼展開到位時，鉸鏈上的鎖定機構(gòu)工作，使太陽翼的運動突然停止，從而使與之直接相連的部件——太陽電池陣驅(qū)動機構(gòu)（Solar Array Drive Assembly，SADA）受到一定的沖擊，引起的載荷（主要是彎矩）是太陽翼和SADA 設(shè)計的重要指標(biāo)［1］。

為保證在軌展開鎖定的可靠性，太陽翼設(shè)計規(guī)范要求從收攏到完全展開的整個行程內(nèi)，在最惡劣環(huán)境下的靜力矩裕度必須大于1；但這意味著太陽翼展開到位時有較多剩余能量，其中，部分轉(zhuǎn)化為沖擊載荷，當(dāng)沖擊載荷超過SADA 的許用值時就會造成損傷。因此，為了保護SADA，須要降低力矩裕度。這兩方面的要求構(gòu)成矛盾。當(dāng)太陽翼面積大、板數(shù)多時，尤為突出。另外，在地面展開試驗時，太陽翼面積越大、越重，空氣阻力、展開試驗設(shè)備的摩擦阻力也就越大。當(dāng)展開試驗設(shè)備的改進受限時，為了保證展開試驗的可靠性，需要更大的驅(qū)動力矩，從而使得太陽翼在軌展開鎖定時的沖擊載荷更大。

在太陽翼上安裝黏滯型阻尼器是解決這一矛盾的有效方法，它可以在太陽翼展開過程中耗散系統(tǒng)的機械能量，降低展開速度，從而在不影響展開可靠性的情況下，降低沖擊載荷。

由于空氣阻力、展開試驗設(shè)備的摩擦阻力等因素影響，難以在地面試驗中完全模擬太陽翼的在軌展開鎖定過程，所以一般通過仿真分析來預(yù)估鎖定產(chǎn)生的沖擊載荷。本文利用ADAMS 和Nastran／Patran軟件，聯(lián)合建立了太陽翼在軌展開及地面展開的兩種仿真模型，對比分析了無阻尼器以及不同阻尼系數(shù)的阻尼器對太陽翼展開動力學(xué)性能的影響。

2 典型太陽翼組成

典型太陽翼的組成如圖1所示，由連接架、3塊太陽電池板和相應(yīng)的展開鉸鏈等組成，黏滯型阻尼器串聯(lián)安裝在根部鉸鏈上。它是利用黏性液體阻尼材料的黏滯耗能作用，將太陽翼展開到位時的剩余動能耗散掉，以達到減緩沖擊的目的。這類阻尼器在國外托佩克斯-海神衛(wèi)星（TOPEX／Poseidon）等航天器的太陽翼上得到應(yīng)用［2-3］。

黏滯型阻尼器作為一種耗能裝置，不改變太陽翼的剛度，屬于速度相關(guān)型阻尼器，阻尼力矩T 與連接架的轉(zhuǎn)動角速度v 之間正相關(guān)，即阻尼力矩T＝cvm，其中c為阻尼系數(shù)，m 為介于0.3～1.0的常數(shù)。黏滯型阻尼器的動力性能穩(wěn)定且耗能能力強，只要有微小的振動就可以耗能，相對于其它類型的阻尼器，具有構(gòu)造簡單、可靠性高等優(yōu)點［4］。

圖1 太陽翼組成與阻尼器安裝位置示意圖Fig.1 Solar wing configuration and viscous damper assembly position

太陽翼安裝黏滯型阻尼器后，在展開初始階段，由于速度為零，而阻尼器的啟動力矩很小，所以對靜力矩裕度影響極小。隨著太陽翼展開過程的展開速度增加，阻尼器產(chǎn)生較大的阻尼力矩，吸收了大量的能量，限制展開速度的進一步增加，進而降低了鎖定沖擊；因此，黏滯型阻尼器可以使太陽翼展開靜力矩裕度基本不變化，有效降低鎖定沖擊力矩。

3 阻尼系數(shù)對在軌展開的影響分析

以某衛(wèi)星太陽翼為例，現(xiàn)分析黏滯型阻尼器的阻尼系數(shù)對太陽翼在軌展開的影響。假設(shè)阻尼力矩與連接架展開角速度近似成正比（m＝1），比較無阻尼器（可視阻尼系數(shù)為0）及阻尼系數(shù)為60N·m·s／rad和337N·m·s／rad三種情況下的展開情況。

首先，利用Nastran／Patran軟件計算各太陽板基頻，并將所有正交化的非零Craig-Bampton模態(tài)導(dǎo)入ADAMS軟件。其次，利用力矩函數(shù)模擬鉸鏈摩擦阻力、電纜阻力、繩索聯(lián)動裝置影響等，得到太陽翼在軌展開模型［5-7］。

仿真得到在軌展開時，無阻尼器及阻尼系數(shù)分別為60N·m·s／rad和337N·m·s／rad的太陽翼動力學(xué)結(jié)果。其中連接架角速度-時間曲線如圖2所示，展開鎖定過程的鉸鏈角度-時間曲線如圖3～圖5（角度以展開鎖定位置為零點），太陽翼根部載荷時間歷程如圖6、7所示。

由圖2可知，無阻尼器時太陽翼連接架展開末速 度 為47 （°）／s，增 加 阻 尼 器 使 阻 尼 系 數(shù) 為60N·m·s／rad后，連接架展開末速度降為35（°）／s，隨著阻尼系數(shù)增加為337N·m·s／rad后，連接架展開末速度進一步降到8（°）／s。

圖3 無阻尼器在軌展開角度-時間曲線Fig.3 Curve of deploy angle-time without damper in orbit

圖4 阻尼系數(shù)為60N·m·s／rad的在軌展開角度-時間曲線Fig.4 Curve of deploy angle-time with damping rate 60N·m·s／rad in orbit

圖5 阻尼系數(shù)為337N·m·s／rad的在軌展開角度-時間曲線Fig.5 Curve of deploy angle-time with damping rate 337N·m·s／rad in orbit

圖6 在軌展開根部鉸鏈力矩時間歷程Fig.6 Curve of yoke hinge impact torque time in orbit

圖7 在軌展開根部鉸鏈剪力時間歷程Fig.7 Curve of yoke hinge impact shear force time in orbit

對比圖3～5，無阻尼器時太陽翼展開時間為16.7s，各鉸鏈鎖定同步性較好，各鉸鏈鎖定時間差約為0.2s。增加阻尼系數(shù)為60N·m·s／rad的阻尼器后，展開時間增加到17.7s，各鉸鏈基本保持同步鎖定，但鎖定先后順序變化，根部鉸鏈最后鎖定，各鉸鏈鎖定時間差約為0.4s。當(dāng)阻尼系數(shù)增加為337N·m·s／rad后，展開時間增加至21.4s，鎖定同步性較差，雖然最后各鉸鏈依然能鎖定，但各鉸鏈鎖定時間差異達到14.4s。

如圖6、7所示，當(dāng)無阻尼器、阻尼器阻尼系數(shù)為60N·m·s／rad及阻尼系數(shù)為337 N·m·s／rad時，太陽翼根部鉸鏈沖擊力矩最大值分別為236N·m，184N·m，62N·m，剪力最大值分別為260N，126N，10N，太陽翼展開鎖定沖擊力與力矩均隨著阻尼器阻尼系數(shù)增加而明顯下降。

可見，隨著阻尼系數(shù)的增加，太陽翼在軌展開最大速度降低，太陽翼展開所需時間增大，展開鎖定沖擊載荷降低，同時，各鉸鏈展開鎖定同步性變差；但由于太陽翼在軌展開有足夠靜力矩裕度的保證，太陽翼最終能夠順利鎖定。

4 阻尼系數(shù)對地面試驗展開的影響分析

在在軌展開模型上添加展開試驗設(shè)備的吊掛裝置，施加外力模擬空氣阻力和吊掛裝置的摩擦阻力，增加重力環(huán)境等，計入吊掛裝置的質(zhì)量，但不考慮吊掛裝置的變形，得到太陽翼地面試驗展開模型［7-8］。

仿真得到地面試驗展開時，無阻尼器及阻尼器取兩種阻尼系數(shù)情況下的太陽翼動力學(xué)結(jié)果如下。其中連接架角速度-時間曲線如圖8，展開鎖定過程的鉸鏈角度-時間曲線如圖9～11（角度以展開鎖定位置為零點）。太陽翼根部載荷時間歷程如圖12、13所示。

圖8 地面試驗連接架角速度-時間曲線Fig.8 Curve of yoke deploy angular velocity-time on ground

由圖8可知，無阻尼器時地面試驗展開末速度為29（°）／s，阻尼系數(shù)為60N·m·s／rad時展開末速度為19 （°）／s，阻 尼 系 數(shù) 增 加 為337 N·m·s／rad后展開末速度進一步降到3（°）／s。

圖9 無阻尼器地面試驗角度-時間曲線Fig.9 Curve of deploy angle-time without damper on ground

對比圖9～11，無阻尼器時太陽翼展開時間為30.7s，各鉸鏈鎖定同步性較好，各鉸鏈鎖定時間差異約為0.2s。增加阻尼系數(shù)為60N·m·s／rad的阻尼器后，展開時間增加到33.2s，各鉸鏈鎖定同步性較差，鎖定先后順序發(fā)生變化，根部鉸鏈最后鎖定，各鉸鏈鎖定時間差為6.6s。當(dāng)阻尼系數(shù)增加為337N·m·s／rad后，展開時間增加至47.7s，根部鉸鏈已無法完全鎖定，鉸鏈終了平衡位置距鎖定位置1.7°。

圖10 阻尼系數(shù)為60N·m·s／rad的地面試驗角度-時間曲線Fig.10 Curve of deploy angle-time with damping rate 60N·m·s／rad on ground

圖11 阻尼系數(shù)為337N·m·s／rad的地面試驗角度-時間曲線Fig.11 Curve of deploy angle-time with damping rate 337N·m·s／rad on ground

圖12 地面試驗根部鉸鏈矩載荷時間歷程Fig.12 Curve of yoke hinge impact torque time on ground

圖13 地面試驗根部鉸鏈剪力載荷時間歷程Fig.13 Curve of yoke hinge impact shear force time on ground

由圖12、13可知，無阻尼器時太陽翼地面展開根部鉸鏈鎖定沖擊力矩最大值為189N·m，剪力值最大值為150N。當(dāng)阻尼器阻尼系數(shù)為60N·m·s／rad時，最大沖擊力矩和最大沖擊剪力分別為28N·m，62N。當(dāng)阻尼器阻尼系數(shù)增加到337N·m·s／rad時，根部鉸鏈已不能達到鎖定位置，將停止在展開力矩與所受阻力矩（主要由吊掛裝置的摩擦阻力引起）的平衡位置。

5 地面與在軌展開仿真結(jié)果對比

本文計算結(jié)果見表1。

表1 阻尼系數(shù)對展開性能的影響分析結(jié)果Table 1 Analysis result of damping rate vs.deploy performance

由仿真分析結(jié)果可知，隨著阻尼器的阻尼系數(shù)增加，太陽翼在軌展開鎖定時間延長，鎖定同步性變差，但是依靠根部鉸鏈的驅(qū)動力矩能夠最終正常鎖定。

在地面展開試驗時，由于存在空氣阻力和展開試驗設(shè)備吊掛裝置摩擦力的影響，使得太陽翼地面展開速度降低，展開同步性變差，完全鎖定的耗時增加。相比于無阻尼器展開，有阻尼器且阻尼系數(shù)較小時，太陽翼鎖定時間明顯增長，但尚能完全鎖定；當(dāng)阻尼系數(shù)較大時，太陽翼展開速度急劇降低，展開同步性很差，最終太陽翼在未完全鎖定的狀態(tài)達到力矩平衡，根部鉸鏈未能鎖定，在地面展開試驗時，表現(xiàn)為展開試驗故障。此時，須改進太陽翼的地面展開試驗方法，以降低或部分抵消地面展開試驗設(shè)備的摩擦阻力影響，例如，使用氣浮裝置以減小吊掛裝置的摩擦力，或者部分補償?shù)鯍煅b置的摩擦力。

綜上所述，選擇阻尼器的阻尼系數(shù)時，除了滿足SADA 的許用沖擊載荷指標(biāo)外，還須考慮在軌展開鎖定的可靠性，同時應(yīng)兼顧地面展開試驗的難度，在這兩者之間權(quán)衡，選擇適當(dāng)?shù)淖枘嵯禂?shù)值。

6 結(jié)束語

太陽翼加裝黏滯型阻尼器后，能夠減小其展開終了時的角速度，從而顯著降低在軌展開鎖定時對SADA 的沖擊載荷，有效地解決了太陽翼在軌展開可靠所需的較大展開力矩與為保護SADA 須要減小鎖定沖擊載荷之間存在的矛盾。當(dāng)太陽翼增加了黏滯型阻尼器后，隨著阻尼系數(shù)增加，太陽翼在軌展開速度逐步降低，展開鎖定沖擊載荷降低，同時展開同步性變差。由于有靜力矩裕度的保證，依據(jù)鉸鏈勢能鎖定的原則，太陽翼在軌能夠順利鎖定。但當(dāng)阻尼系數(shù)太大時，可能會導(dǎo)致地面展開試驗時太陽翼鎖定不到位、對中度差的現(xiàn)象。此時，須改進太陽翼的地面展開試驗方法和展開試驗設(shè)備，以降低或部分抵消地面因素的影響，或者從地面可試驗性的角度出發(fā)，折衷選擇適當(dāng)阻尼系數(shù)的黏滯型阻尼器，既能滿足在軌沖擊載荷的要求，又能保證地面展開的可靠性。本文的研究成果，可以為航天器太陽翼合理選用黏滯型阻尼器提供借鑒。

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