濮海玲 劉志全 王晛

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

1 引言

太陽翼展開沖擊載荷影響的嚴重性越來越受到關(guān)注，越來越多的阻尼器在太陽翼上得到了應用。黏滯阻尼器（簡稱阻尼器）是一種以高黏度阻尼液體為工質(zhì)的穩(wěn)定耗能裝置。相對于其它類型的阻尼器，該阻尼器具有動力性能穩(wěn)定、耗能能力強、對振動沖擊敏感、構(gòu)造簡單和可靠性高等優(yōu)點，因而被廣泛用于吸收太陽翼展開末了時刻的剩余能量，從而降低展開鎖定沖擊載荷。

阻尼器的關(guān)鍵性能參數(shù)為阻尼率。若阻尼率過小，則導致太陽翼展開速度過快、鎖定沖擊載荷過大。當沖擊載荷超過許用值時，勢必造成太陽翼驅(qū)動裝置（Solar Array Drive Assembly，SADA）或其它對沖擊敏感的結(jié)構(gòu)受損。所以，必須采取措施保證阻尼器可靠，并定量評估阻尼器的可靠性。隨著越來越多的技術(shù)狀態(tài)相同的阻尼器地面試驗數(shù)據(jù)的積累，定量評估阻尼器可靠性已成為可能。

本文基于阻尼器的可靠性特征量，提出阻尼器可靠性評估方法，可為有效利用阻尼器地面測試數(shù)據(jù)評估阻尼器的可靠性提供依據(jù)。

2 阻尼器的結(jié)構(gòu)、工作原理及可靠性特征量

阻尼器的結(jié)構(gòu)組成及工作原理如圖1所示。阻尼器包括葉輪、殼體、動密封部件、溫度補償腔、黏性阻尼液體等。

葉輪將阻尼器內(nèi)腔分為A 和B兩個容腔，兩腔內(nèi)均裝滿黏性阻尼液體，在葉輪與殼體內(nèi)壁間留有縫隙。當葉輪以一定角速度ω旋轉(zhuǎn)時，容腔B 體積增大形成部分真空，促使黏性阻尼液體通過縫隙由高壓腔A 向低壓腔B 流動；容腔A 的體積減小，受壓的黏性阻尼液體通過縫隙流向B 腔。高黏度阻尼液體通過縫隙產(chǎn)生阻尼力，此阻尼力對于葉輪產(chǎn)生阻尼力矩［1］。

圖1 阻尼器的結(jié)構(gòu)組成及工作原理Fig．1 Structure and principle of a rotary viscous damper

圖2所示為阻尼器在太陽翼根部鉸鏈上安裝的應用示例。阻尼器與根部鉸鏈的轉(zhuǎn)動軸同軸安裝。

圖2 阻尼器在太陽翼上的安裝Fig．2 Solar wing with rotary viscous damper

當太陽翼展開時，根部鉸鏈的轉(zhuǎn)動軸帶動阻尼器的葉輪旋轉(zhuǎn)，阻尼器產(chǎn)生的阻尼力矩又通過轉(zhuǎn)動軸施加到根部鉸鏈上，限制根部鉸鏈的轉(zhuǎn)動角速度，各鉸鏈間的聯(lián)動裝置按照傳動比關(guān)系，將阻尼力矩逐級傳遞到所有鉸鏈上，抑制了太陽翼整個展開過程中的運動速度，從而減小了鎖定沖擊［2］。

本文提及的狹縫式黏滯阻尼器的阻尼特性，主要取決于阻尼率c，它定義為阻尼力矩與葉輪角速度之比，其與阻尼器結(jié)構(gòu)尺寸以及黏性液體物理特性之間的關(guān)系［3］為

式中：M為阻尼力矩；ω為葉輪的角速度；μ為液體動力黏度；D0為殼體內(nèi)徑；h為縫隙徑向高度。

由式（1）可知，阻尼率c正比于液體動力黏度和殼體內(nèi)徑的六次方，反比于縫隙徑向高度的三次方。即黏性阻尼液體的動力黏度越大，阻尼率越高；縫隙徑向高度越大，阻尼率越低。其次，由于液體動力黏度與溫度有很大關(guān)系，隨著溫度降低液體動力黏度變小，阻尼率變大。

因此，阻尼器的可靠性R可以用“在規(guī)定溫度和驅(qū)動力矩下，阻尼器的阻尼率c保持在一定區(qū)間范圍內(nèi)的概率”來表征，即R＝P（cL≤c≤cU），其中，cU為阻尼率上限，cL為阻尼率下限。所以，阻尼器的可靠性特征量［4］確定為阻尼器的阻尼率c。

3 阻尼器的可靠性評估方法

3．1 測試數(shù)據(jù)的采集

在阻尼器的研制過程中，為了驗證阻尼器在經(jīng)歷了力學鑒定（驗收）試驗和熱真空鑒定（驗收）試驗后，阻尼特性是否能夠穩(wěn)定在設計要求范圍內(nèi)，體現(xiàn)試驗環(huán)境對阻尼器性能的影響，分別在阻尼器裝配完成后、力學試驗后、熱真空試驗后，各進行兩次（即順時針旋轉(zhuǎn)1 次、逆時針旋轉(zhuǎn)1 次）阻尼率性能測試，因此，每個阻尼器都獲得6個順時針旋轉(zhuǎn)和6個逆時針旋轉(zhuǎn)的測試結(jié)果，共12個數(shù)據(jù)。從產(chǎn)品經(jīng)過不同試驗環(huán)境后會發(fā)生微小的狀態(tài)變化這一觀點看，這12個數(shù)據(jù)具有獨立性。測試結(jié)果包括阻尼力矩和角速度隨展開時間的變化曲線，典型測試結(jié)果如圖3所示。截取阻尼力矩和角速度為常值部分的曲線，按照公式（1）分析每一次測試的阻尼率。測試數(shù)據(jù)的合格判據(jù)為：在規(guī)定溫度和驅(qū)動力矩下，阻尼率滿足cL≤c≤cU。

對于m個設計狀態(tài)相同的阻尼器來說，會得到12m個c的實測值，這12m個數(shù)據(jù)即可作為阻尼器可靠性評估的基本數(shù)據(jù)。

圖3 典型阻尼器的測試曲線Fig．3 Measuring curve of typical rotary viscous damper

3．2 可靠性評估方法

對于12m個阻尼率數(shù)據(jù)cj（j＝1，2，…12m），可按照文獻［5-6］所述方法對數(shù)據(jù)進行正態(tài)性檢驗，同時可計算出阻尼率的均值c和標準差Sc。

在阻尼器的阻尼率cj不拒絕正態(tài)分布假設的前提下，可對阻尼器進行如下的可靠性評估。由于阻尼率受雙側(cè)限制，即cL≤c≤cU，則根據(jù)之前求得的c和Sc，可通過如下公式分別求得阻尼率的雙側(cè)容許限系數(shù)K1，K2：

根據(jù)阻尼器測試樣本數(shù)量n＝12m，K1，K2和置信度γ，查標準GB4086．1 和QJ1384［7-8］可獲得下限超差概率p1、上限超差概率p2，進而求得可靠性R＝1-（p1＋p2）。

4 應用示例

某太陽翼系列累積應用了10套技術(shù)狀態(tài)完全相同的阻尼器，即m＝10。在研制過程中，對所有阻尼器在25 ℃和25N·m 驅(qū)動力矩下進行了阻尼率測試。獲得了120個阻尼率數(shù)據(jù)，如表1所示。按照文獻［6］所述方法對這些數(shù)據(jù)進行正態(tài)性檢驗，結(jié)果表明該組數(shù)據(jù)不拒絕正態(tài)性假設。

表1 某太陽翼系列10套阻尼器的阻尼率測試數(shù)據(jù)Table 1 Damping rate measurement data of 10rotary viscous dampers for a solar wing series N·m·s／rad

由式（2）、式（3）可求得，c＝61．822 2N·m·s／rad，Sc＝1．947 0N·m·s／rad。

該系列太陽翼要求cL＝55N·m·s／rad，cU＝69N·m·s／rad，由式（4）和式（5）可求得極限取值K1＝3．504 0，K2＝3．686 6。置信度γ由航天器系統(tǒng)統(tǒng)一給定，此處γ＝0．7，通過查標準GB4086．1和QJ1384［7-8］可得到下限超差概率p1＝0．000 49，上限超差概率p2＝0．000 33。

所以，在溫度為25 ℃，驅(qū)動力矩為25N·m 的情況下，阻尼器阻尼率滿足55≤c≤69（單位：N·m·s／rad）的可靠性按γ＝0．7進行評估，可得R＝1-（p1＋p2）＝0．999 18。

如上所述，黏性阻尼液體的黏度與溫度有很大關(guān)系，不同溫度下阻尼器的可靠度是不同的。這里取25 ℃下的測試數(shù)據(jù)是考慮了阻尼器在軌工作時的實際溫度為20 ℃～25 ℃，25 ℃下黏性阻尼液體的黏度更小，阻尼性能更差，即測試條件覆蓋了任務剖面中的最嚴酷的情況。

5 結(jié)束語

本文提出了利用阻尼器的阻尼率測試數(shù)據(jù)定量評估阻尼器可靠性的方法，可以解決阻尼器可靠性評估的問題。航天器其它展開機構(gòu)若采用黏滯型阻尼器，其可靠性評估也可借鑒本文的方法進行。

（References）

［1］徐青華，劉立平．航天器展開機構(gòu)阻尼器技術(shù)概述［J］．航天器環(huán)境工程，2007，24（4）：239-243

Xu Qinghua，Liu Liping．Techniques of dampers for spacecraft deployment mechanism［J］．Spacecraft Environment Engineering，2007，24（4）：239-243（in Chinese）

［2］王晛，陳天智，柴洪友．太陽翼地面展開鎖定的動力學仿真分析［J］．航天器工程，2011，20（3）：86-92

Wang Xian，Chen Tianzhi，Chai Hongyou．Dynamics simulation analysis of solar array ground deployment and locking［J］．Spacecraft Engineering，2011，20（3）：86-92（in Chinese）

［3］Koller F，Nitschko T，Labruyere G．Viscous rotary damper［C］／／Proceedings of the 5th European Space Mechanisms and Tribology Symposium．Paris：ESA，1993

［4］劉志全．航天器機械可靠性特征量裕度的概率設計方法［J］．中國空間科學技術(shù)，2007，27（4）：34-43

Liu Zhiquan．Probability design method of margins of safty for reliability characteristic parameters of space mechanical products［J］．Chinese Space Science and Technology，2007，27（4）：34-43（in Chinese）

［5］劉志全．航天器機構(gòu)的可靠性試驗方法［J］．中國空間科學技術(shù)，2007，27（3）：39-45

Liu Zhiquan．Reliability test methods of spacecraft mechanisms［J］．Chinese Space Science and Technology，2007，27（3）：39-45（in Chinese）

［6］國家標準化管理委員會．GB 4882-2001 中華人民共和國國家標準：數(shù)據(jù)的統(tǒng)計處理和解釋 正態(tài)性檢驗［S］．北京：國家標準化管理委員會，2001

Standardization Administration of the People’s Republic of China．GB 4882-2001National Standard Agency：Statistical interpretation of data—normality tests［S］．Beijing：Standardization Administration of the People’s Republic of China，2001（in Chinese）

［7］國家標準化管理委員會．GB 4086．1-1983中華人民共和國國家標準：統(tǒng)計分布數(shù)值表 正態(tài)分布［S］．北京：國家標準化管理委員會，1983

Standardization Administration of the People’s Republic of China．GB 4086．1-1983 National Standard Agency：Statistical distribution numerical tabular—normal distribution［S］．Beijing：Standardization Administration of the People’s Republic of China，1983（in Chinese）

［8］中華人民共和國航天工業(yè)部．QJ 1384-88正態(tài)分布雙側(cè)容許限系數(shù)表［S］．北京：中華人民共和國航天工業(yè)部，1988

China Space Industry Ministry．QJ1384-88Normal distribution bilateral limit coefficient chart［S］．Beijing：China Space Industry Ministry，1988（in Chinese）