周志清 吳躍民 王舉 劉穎 閆澤紅 黃傳平

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

?

圓形太陽翼發(fā)展現(xiàn)狀及趨勢

周志清 吳躍民 王舉 劉穎 閆澤紅 黃傳平

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

圓形太陽翼是在航天器大收納比的新需求下發(fā)展起來的一種新型柔性太陽翼，在國外航天器上已廣泛應(yīng)用。文章論述了圓形太陽翼的發(fā)展現(xiàn)狀，分析了它的組成和工作原理以及由UltraFlex太陽翼到MegaFlex太陽翼的發(fā)展歷程和制約因素，闡述了圓形太陽翼不同于其他類型太陽翼的優(yōu)點(diǎn)，包括結(jié)構(gòu)緊湊、高功率質(zhì)量比、高展開剛度、低轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、地面展開試驗(yàn)簡單、擴(kuò)展性好等；同時(shí)結(jié)合兩種圓形太陽翼的優(yōu)缺點(diǎn)，給出了它們的適用范圍和場合。最后結(jié)合國內(nèi)現(xiàn)有技術(shù)基礎(chǔ)，提出了發(fā)展建議，可為國內(nèi)圓形太陽翼研制提供參考。

航天器；展開機(jī)構(gòu)；圓形太陽翼；柔性基板結(jié)構(gòu)

1 引言

為適應(yīng)航天器功率不斷增加的需求，作為航天器能源的太陽翼在過去的50多年里經(jīng)歷了重大的變化和革新，其發(fā)展歷程也經(jīng)歷了體裝式、帶槳展開式、單/多板展開式(一維展開和二維展開)、柔性矩形模塊展開式[1]。雖然作為當(dāng)前主流產(chǎn)品的多板展開剛性/半剛性太陽翼，經(jīng)過了大量的在軌驗(yàn)證，技術(shù)成熟，但是其收攏包絡(luò)尺寸隨著功率增大近似成正比增長。當(dāng)功率需求大到一定程度時(shí)，其收攏體積過大會(huì)造成尺寸超出運(yùn)載器包絡(luò)要求；同時(shí)，深空探測、載人飛船、天地往返等特殊構(gòu)型的航天器對(duì)收攏包絡(luò)要求也極為苛刻。在這種大收納比(收納比是表征產(chǎn)品被收納的能力，即展開狀態(tài)的面積與收攏狀態(tài)占用面積的比值)的特殊需求下，一種新型展開形式的圓形太陽翼應(yīng)運(yùn)而生。圓形太陽翼最早于20世紀(jì)90年代由美國的AEC-able公司(現(xiàn)為ATK公司)提出，具有結(jié)構(gòu)緊湊、質(zhì)量輕、功率質(zhì)量比高、剛度和擴(kuò)展性好等特點(diǎn)[2]。國內(nèi)在深空探測、載人飛船等領(lǐng)域?qū)Υ笫占{比太陽翼的需求也十分明確，但是尚缺少此方面的研究。

為了促進(jìn)國內(nèi)圓形太陽翼的研究和發(fā)展，本文通過論述圓形太陽翼的發(fā)展現(xiàn)狀，分析其組成、工作原理和特點(diǎn)，指出其發(fā)展趨勢和適用范圍；同時(shí)結(jié)合國內(nèi)現(xiàn)有技術(shù)基礎(chǔ)，提出發(fā)展圓形太陽翼的建議，以為國內(nèi)開展圓形太陽翼相關(guān)研究提供參考。

2 圓形太陽翼的發(fā)展歷程

圓形太陽翼是一種展開后形狀呈近似圓形的太陽翼，太陽電池片粘貼在多塊柔性三角形薄膜上，按照電池片的安裝基體劃分，又屬于柔性太陽翼的一種。圓形太陽翼由固定板、運(yùn)動(dòng)板、太陽毯、壓緊釋放裝置、骨架等組成，太陽毯由柔性三角形薄膜及粘貼在薄膜上面的太陽電池片組成，圖1給出了收攏狀態(tài)和展開狀態(tài)的構(gòu)型。收攏狀態(tài)時(shí)，通過壓緊釋放裝置收攏壓緊在航天器側(cè)壁，太陽毯收攏在運(yùn)動(dòng)板和固定板之間；展開后，太陽翼翼面由多塊三角形太陽電池單元組成，每個(gè)單元之間通過翼梁連接和支撐。

圖1 圓形太陽翼組成Fig.1 Constitution of circular solar array

圓形太陽翼是美國的ATK公司于20世紀(jì)90年代在柔性毯太陽翼基礎(chǔ)上研發(fā)出的產(chǎn)品，從1994年工程樣機(jī)研制開始，歷經(jīng)多次改進(jìn)、優(yōu)化，已經(jīng)用于或確定用于多項(xiàng)NASA任務(wù)。按照展開的復(fù)雜程度，圓形太陽翼可分為UltraFlex、MegaFlex兩種類型。

圖2描述了UltraFlex太陽翼的展開過程，展開方式類似折扇，采用了類似表帶的多鏈傳動(dòng)骨架機(jī)構(gòu)，展開的動(dòng)力源一般為位于圓形中心的渦卷彈簧和圓形末端電機(jī)的聯(lián)合作用。航天器入軌后，壓緊釋放裝置釋放，運(yùn)動(dòng)板在動(dòng)力源的驅(qū)動(dòng)下帶動(dòng)與其相連的一連串太陽毯繞著圓形的中心逐漸展開，直至張緊成一個(gè)平面。

圖2 UltraFlex太陽翼展開過程Fig.2 UltraFlex SA deployment process

圖3描述了MegaFlex太陽翼的展開過程，與圖2所示的UltraFlex太陽翼展開過程相比，MegaFlex太陽翼多了一個(gè)一級(jí)翼板展開的動(dòng)作。該動(dòng)作可以實(shí)現(xiàn)在同樣的收攏包絡(luò)下，展開面積的大幅增加。該動(dòng)作的動(dòng)力源仍為太陽毯展開的電機(jī)，沒有增加驅(qū)動(dòng)電機(jī)的數(shù)量，使得具有同UltraFlex同樣高的展開可靠性。

圖3 MegaFlex太陽翼展開過程Fig.3 MegaFlex SA deployment process

ATK公司于1994年研制出的UltraFlex太陽翼工程樣機(jī)如圖4所示，樣機(jī)由10塊三角形的柔性基板組成，展開直徑約為3.1m[2]。其中1塊基板鋪設(shè)有硅電池片，其余基板安裝模擬電池片。近地軌道在軌運(yùn)行7年后，壽命末期功率質(zhì)量比仍可達(dá)125 W/kg(傳統(tǒng)的剛性基板太陽翼的功率質(zhì)量比大約為35～40 W/kg)。該樣機(jī)成功經(jīng)歷了鑒定級(jí)熱真空試驗(yàn)和振動(dòng)試驗(yàn)[3-4]。

圖4 UltraFlex樣機(jī)Fig.4 UltraFlex prototype

1998年，ATK公司為火星01著陸器(Mars’01 Lander)配套了兩個(gè)直徑為2.1 m的圓形太陽翼(見圖5)，采用硅電池，但由于NASA預(yù)算問題未能飛行驗(yàn)證。同樣尺寸的太陽翼后來在2008年發(fā)射的鳳凰號(hào)火星著陸器(Mars Phoenix Lander)上成功應(yīng)用[5](參見圖6)，太陽翼鋪設(shè)三結(jié)砷化鎵電池片，功率質(zhì)量比達(dá)到103 W/kg(為目前經(jīng)過飛行驗(yàn)證太陽翼中最高的)。由于設(shè)計(jì)的健壯性，太陽翼在地面展開試驗(yàn)中并沒有采用零重力補(bǔ)償措施而是直接進(jìn)行展開試驗(yàn)。

從2004年到2009年，ATK公司與NASA 的格倫研究中心(GRC)、噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室(JPL)、安科光電公司(EPV)聯(lián)合，共同參與NASA新千年計(jì)劃空間技術(shù)8個(gè)項(xiàng)目，開發(fā)并驗(yàn)證了UltraFlex-175太陽翼，它是火星著陸器上UltraFlex太陽翼的改進(jìn)和放大版本，其功率質(zhì)量比可達(dá)到175～220 W/kg，具有非常緊湊的功率收攏體積比(>33 kW/m3)，功率可以擴(kuò)展至7 kW[6]。該項(xiàng)目研制了一個(gè)直徑5.5 m的全尺寸樣機(jī)，其上鋪有不銹鋼帶模擬電池片(見圖7)[2，7]。通過有限元模型分析，得到UltraFlex-175的前三階展開模態(tài)(見圖8)[8],一階模態(tài)高達(dá)1.14 Hz。

圖5 火星01著陸器Fig.5 Mars’01 lander

圖7 直徑為5.5 m的UltraFlex-175Fig.7 5.5m UltraFlex-175

圖8 UltraFlex-175的前三階展開模態(tài)Fig.8 Three first deployment modes of UltraFlex-175

從2008年開始，ATK公司開始給NASA研發(fā)的“獵戶座”多用途飛船配套圓形太陽翼，如圖9所示，每個(gè)服務(wù)艙裝有2個(gè)UltraFlex太陽翼，太陽翼直徑增加到了6 m，電池片采用三結(jié)砷化鎵電池，其功率質(zhì)量比小于100 W/kg。2011年開始，又為“天鵝座”飛船配套了10個(gè)直徑為3 m的Ultraflex太陽翼，其安裝狀態(tài)如圖10所示，圖11給出了地面展開試驗(yàn)現(xiàn)場的照片。

圖9 “獵戶座”多用途飛船F(xiàn)ig.9 Crew Exploration Vehicle-Orion

圖10 “天鵝座”飛船F(xiàn)ig.10 Cygnus spacecraft

隨著NASA未來電推進(jìn)航天器對(duì)于能源的需求越來越大(5～30 kW)，現(xiàn)有的UltraFlex太陽翼受運(yùn)載火箭整流罩尺寸的限制，如圖13所示，半徑不可能很大(半徑直接制約了最大功率)，已經(jīng)不能滿足需求。ATK公司在UltraFlex太陽翼技術(shù)的基礎(chǔ)上，研發(fā)出展開面積更大、功率質(zhì)量比更大、收攏效率更高的MegaFlex太陽翼[9]，它增加了折疊板展開的動(dòng)作，在相同的收攏長度L下，大幅提升了展開半徑，展開面積約是UltraFlex太陽翼的2倍。折疊板展開動(dòng)作的增加同時(shí)也額外增加了設(shè)計(jì)的難度和地面展開試驗(yàn)的難度。ATK公司目前已經(jīng)完成樣機(jī)的研制[10]，見圖12所示，太陽翼展開后的直徑擴(kuò)大至9 m，功率可達(dá)30 kW，功率收攏體積比達(dá)到60 kW/m3，功率質(zhì)量比可達(dá)到130～200 W/kg，其各項(xiàng)性能指標(biāo)均優(yōu)于UltraFlex太陽翼(圖13)。

圖11 “天鵝座”飛船太陽翼Fig.11 SA for Cygnus

圖12 MegaFlex太陽翼樣機(jī)Fig.12 MegaFlex SA prototype

注：RU為UltraFlex太陽翼展開半徑；RM為MegaFlex太陽翼展開半徑。圖13 MegaFlex太陽翼與UltraFlex太陽翼對(duì)比Fig.13 Comparison of UltraFlex SA and MegaFlex SA

3 圓形太陽翼的特點(diǎn)分析

如表1所示，從1994年UltraFlex太陽翼樣機(jī)

研發(fā)開始到2011年MegaFlex太陽翼樣機(jī)研發(fā)，歷時(shí)15年不斷發(fā)展，已經(jīng)涵蓋直徑為2.1～9 m的范圍。航天器對(duì)于展開直徑尺寸需求的不斷增加是UltraFlex太陽翼發(fā)展到MegaFlex太陽翼的推動(dòng)因素。但是當(dāng)前主流產(chǎn)品仍為UltraFlex太陽翼，已經(jīng)在火星01著陸器、鳳凰號(hào)著陸器等多個(gè)航天器上應(yīng)用，且隨鳳凰號(hào)著陸器于2008年完成首次飛行試驗(yàn)，技術(shù)基礎(chǔ)較成熟，后續(xù)“獵戶座”多用途飛船和“天鵝座”飛船對(duì)UltraFlex太陽翼的需求量都比較大。UltraFlex太陽翼目前在研產(chǎn)品最大直徑為6 m，功率質(zhì)量比高達(dá)175 W/kg。MegaFlex太陽翼較UltraFlex太陽翼相比，功率質(zhì)量比等性能指標(biāo)更優(yōu)，但是MegaFlex太陽翼更復(fù)雜，技術(shù)更新，地面試驗(yàn)難度也較大，目前尚未有產(chǎn)品完成飛行試驗(yàn)。

表1 圓形太陽翼應(yīng)用情況匯總

圓形太陽翼由于具有結(jié)構(gòu)緊湊、收納比大等特點(diǎn)，廣泛應(yīng)用在深空探測、載人飛船、貨運(yùn)飛船等領(lǐng)域且后續(xù)需求很大。其具有的優(yōu)點(diǎn)，主要體現(xiàn)在以下幾方面：

(1)結(jié)構(gòu)緊湊：圓形太陽翼的展開機(jī)構(gòu)采用了類似表帶機(jī)構(gòu)的多鏈傳動(dòng)機(jī)構(gòu)，不需要采用方形太陽翼常規(guī)采用的盤壓桿、鉸接桿等展開機(jī)構(gòu)，因此結(jié)構(gòu)緊湊，收攏狀態(tài)占用空間較小。如圖14所示，其展開后對(duì)其他設(shè)備影響小，不易對(duì)航天器的相機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的羽流發(fā)生遮擋和干涉，更利于航天器系統(tǒng)布局。

(2)高功率質(zhì)量比：圖15列出了了圓形太陽翼功率、功率質(zhì)量比隨直徑變化的曲線，可知當(dāng)直徑達(dá)到30 m時(shí)，輸出功率可達(dá)350 kW，功率質(zhì)量比達(dá)到170 W/kg[9]，遠(yuǎn)高于“國際空間站”柔性太陽翼的功率質(zhì)量比30 W/kg(功率為32.8 kW，質(zhì)量為1088 kg[11])。

圖14 太陽翼遮擋情況Fig.14 Sloar array shadowed condition

(3)高展開剛度：多鏈的肋條支撐結(jié)構(gòu)和展開后柔性太陽毯繃緊的預(yù)應(yīng)力，使其具有很高的展開剛度，經(jīng)計(jì)算，當(dāng)其直徑在30 m時(shí)，展開狀態(tài)一階頻率仍可大于0.1 Hz[9]。

(4)低轉(zhuǎn)動(dòng)慣量：如圖16所示，在相同的面積下，類似于“國際空間站”的柔性太陽翼質(zhì)心距航天器本體的距離要遠(yuǎn)大于圓形太陽翼距航天器本體的距離，因此，圓形太陽翼相比于其它柔性太陽翼的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量低。如果方形太陽翼寬度與圓形太陽翼翼板長度相同時(shí)，方形太陽翼的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量是圓形太陽翼轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的4.7倍[9]。因此，其在航天器上布局能更緊靠航天器本體，繞縱軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量較小。

圖15 圓形太陽翼尺寸與性能圖Fig.15 Circular solar array performance vs size

圖16 低轉(zhuǎn)動(dòng)慣量Fig.16 Low moment of inertia

(5)地面展開試驗(yàn)簡單：其結(jié)構(gòu)形式和近乎圓形的展開運(yùn)動(dòng)軌跡，使得其地面展開試驗(yàn)設(shè)備較簡單，如圖17所采用的結(jié)構(gòu)形式即可實(shí)現(xiàn)地面圓形展開過程的重力補(bǔ)償，地面展開試驗(yàn)技術(shù)難度遠(yuǎn)小于常規(guī)太陽翼使用的二維懸掛式零重力展開技術(shù)。展開直徑小于2 m的產(chǎn)品可不采用零重力補(bǔ)償方法直接展開。

(6)擴(kuò)展性好：在包絡(luò)構(gòu)型不變的情況下，通過改變直徑即可實(shí)現(xiàn)布面面積的擴(kuò)充，機(jī)構(gòu)部分質(zhì)量增加極小。

圖17 圓形太陽翼圓形展開地面設(shè)備Fig.17 Deployment equipment for circular solar array ground

4 對(duì)我國發(fā)展圓形太陽翼的幾點(diǎn)建議

圓形太陽翼結(jié)構(gòu)緊湊、收納比大、功率質(zhì)量比高的特點(diǎn)，充分證明其技術(shù)的先進(jìn)性和應(yīng)用前景的廣闊性，擴(kuò)展性強(qiáng)的特點(diǎn)也充分滿足了未來航天器能力進(jìn)一步提升的需求。在圓形太陽翼領(lǐng)域，國外已完成鳳凰號(hào)著陸器等多個(gè)航天器飛行驗(yàn)證，而國內(nèi)目前針對(duì)此方面的研究尚處于起步階段。目前包括重復(fù)使用航天器、深空探測器、在軌機(jī)動(dòng)航天器在內(nèi)的多個(gè)航天器對(duì)此已經(jīng)有明確的需求，亟需開展圓形太陽翼的研究工作，結(jié)合國內(nèi)現(xiàn)有技術(shù)基礎(chǔ)，現(xiàn)對(duì)我國發(fā)展圓形太陽翼提出以下幾點(diǎn)建議：

(1)目前在研的深空探測、重復(fù)使用等航天器對(duì)包絡(luò)要求較高，還有些航天器外部有效載荷布局較多，建議優(yōu)先選用圓形太陽翼，充分利用其大收納比的特點(diǎn)，解決剛性、半剛性太陽翼包絡(luò)過大的問題，滿足航天器超大功率、小收攏包絡(luò)的需求，同時(shí)可帶來質(zhì)量輕、剛度高的益處。對(duì)于在軌機(jī)動(dòng)性要求較高的航天器也可以考慮選用圓形太陽翼，以充分利用圓形太陽翼高展開剛度的特點(diǎn)。

(2)MegaFlex太陽翼和UltraFlex太陽翼各有特色，MegaFlex太陽翼在收納比和功率質(zhì)量比等性能指標(biāo)方面較UltraFlex具有更明顯的優(yōu)勢，但是MegaFlex太陽翼系統(tǒng)復(fù)雜程度高，設(shè)計(jì)難度和地面試驗(yàn)驗(yàn)證難度也較大。對(duì)于直徑小于6 m的太陽翼，建議選擇UltraFlex太陽翼；當(dāng)展開直徑超過6 m時(shí)，則優(yōu)先選擇更大收納比的MegaFlex太陽翼，當(dāng)收攏長度超過運(yùn)載器整流罩包絡(luò)情況下，則只能選擇MegaFlex太陽翼。

(3)建議圓形太陽翼的研究本著由易到難的原則，優(yōu)先開展UltraFlex太陽翼的研制，待時(shí)機(jī)成熟開展更為復(fù)雜的MegaFlex太陽翼的研制，最終形成一套完整的圓形太陽翼產(chǎn)品體系，為相關(guān)領(lǐng)域航天器的發(fā)展打下堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

(4)圓形太陽翼的展開機(jī)構(gòu)不同于常規(guī)剛性、半剛性太陽翼采用的“扭簧鉸鏈+聯(lián)動(dòng)繩”機(jī)構(gòu)，也不同于直線展開柔性太陽翼采用的盤壓桿、鉸接桿等展開機(jī)構(gòu)，而是一種新穎的多鏈傳動(dòng)骨架機(jī)構(gòu)。國內(nèi)發(fā)展圓形太陽翼，應(yīng)將其作為關(guān)鍵技術(shù)開展攻關(guān)，研究大收納比的多鏈傳動(dòng)骨架機(jī)構(gòu)技術(shù)和彈簧、電機(jī)聯(lián)合作用的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)技術(shù)，建議重點(diǎn)關(guān)注圓形太陽翼展開過程的動(dòng)力學(xué)特性和展開機(jī)構(gòu)低溫下的特性。對(duì)于MegaFlex太陽翼來說，技術(shù)難點(diǎn)為在不增加動(dòng)力源的前提下，如何通過一臺(tái)電機(jī)實(shí)現(xiàn)一級(jí)翼板和太陽毯的兩次展開動(dòng)作，且互不影響。

(5)圓形太陽翼在地面展開試驗(yàn)技術(shù)方面難度較小，產(chǎn)品的健壯性較好，對(duì)于展開直徑小于2 m的產(chǎn)品建議不采用零重力補(bǔ)償方法而直接展開。

(6)樣機(jī)研制過程中，不應(yīng)局限于國外圓形太陽翼在軌一次展開功能的實(shí)現(xiàn)，建議包絡(luò)國內(nèi)航天器對(duì)太陽翼的最大功能需求，比如重復(fù)展收、重復(fù)鎖緊的特殊需求。應(yīng)在充分借鑒國外圓形太陽翼技術(shù)的基礎(chǔ)上，結(jié)合國內(nèi)技術(shù)現(xiàn)狀，提前開展可實(shí)現(xiàn)圓形太陽翼重復(fù)展收功能的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)樣機(jī)的研制。

(7)充分利用國內(nèi)航天搭載項(xiàng)目、技術(shù)試驗(yàn)驗(yàn)證衛(wèi)星的時(shí)機(jī)，完成小尺寸圓形太陽翼(如展開直徑2 m)的搭載飛行，開展對(duì)大收納比多鏈傳動(dòng)骨架機(jī)構(gòu)、在軌重復(fù)展收等展收機(jī)構(gòu)技術(shù)的在軌試驗(yàn)驗(yàn)證，以為正式在軌應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。

References)

[1]劉志全，楊淑利，濮海玲.空間太陽電池陣的發(fā)展現(xiàn)狀及趨勢[J].航天器工程,2012,21(6)：113-114

Liu Zhiquan,Yang Shuli,Pu Hailing.Development and trend of space solar array technology[J].Spacecraft Engineering,2012,21(6)：113-114 (in Chinese)

[2]Dwayne L Eacret,Steve White.ST8 validation experiment:Ultraflex-175 solar array technology advance:deployment kinematics and deployed dynamics ground testing and model validation,AIAA 2010-1497[R].Washington D.C.:AIAA,2010

[3]Stephen F.White.UltraFlex sloar arrays[EB/OL].[2015-04-07].http://www.orbitalatk.com/space-systems/space-compents/solar_arraya/docs/FS007_15_OA_3862%20UltraFelx.pdf

[4]P Alan Jones,Stephen F White,T Jeffery Harvey.A high specific power solar array for low to mid-power spacecraft,NASA CR-94N11399[R].Washington D.C.:NASA,1993

[5]Leslie K Tamppari,Peter H Smith.The Phoenix Mars Mission,NASA CR-20100018417[R].Washington D.C.：NASA,2008

[6]Brian Spence,Steve White,Alan Jones,et al.UltraFlex-175 solar array technology maturation achievement for NASA’s New Millennium Program Space Technology 8,1-4244-0016-3[R].New York:IEEE,2006

[7]Brian Spence,Steve White.Next generation UltraFlex solar array for NASA’s New Millenium Program SpaceTechnology 8,0-7803-8870-4/05[R].New York:IEEE,2005

[8]Thomas A Trautt,Steve F White.ST8 UltraFlex-175 solar array- deployed dynamics analytical modeling and comparison to validation criteria,AIAA 2010-1498[R].Washington D.C.:AIAA,2010

[9]David M Murphy.MegaFlex — the scaling potential of UltraFlex technology,AIAA 2012-1581[R].Washington D.C.:AIAA,2012

[10]Kim K de Groh,Bruce A Banks,Joyce A Dever,et al.NASA Glenn Research Center’s materials international space station experiments(MISSE 1-7),NASA/TM-2008-215482[R].Washington D.C.：NASA,2008

[11]Daniel Schmidt.International Space Station blanket restraint system:successful mechanism qualification and process development through analysis and simple characterization tests[C]// Proceedings of the 32nd Aerospace Mechanisms Symposium.Washington D.C.：NASA Kennedy Space Center,1998:339-353

(編輯：張小琳)

Development and Trend of Circular Solar Array

ZHOU Zhiqing WU Yuemin WANG Ju LIU Ying YAN Zehong HUANG Chuanping

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China)

In order to achieve higher deployment rate,a new kind of flexible solar arrays have been developed,named circular solar arrays.It has been widely applied in overseas spacecraft.This paper describes the development of circular solar array and analyses the construct and operation principle of circular solar arrays.It describes the development process and restrict factor from the UltraFlex solar array to MegaFlex solar array.Six capabilities of the circular solar array are poin-ted out :compact stowed volume,high power per weight,high deployable stiffness,low moment of inertia,ease of validation on ground and good expansibility.It also presents the application range according to the varrious capabilities.In the end,the paper gives specific advice to inland resear-chers on development of the circular solar array.The results can be a reference for the future research.

spacecraft；deployment mechanism；circular solar array；flexible substrate structure

2015-03-31；

2015-11-24

國家高技術(shù)研究發(fā)展計(jì)劃(863計(jì)劃)(2012AA7061702)

周志清，男，工程師，研究方向?yàn)楹教炱鳈C(jī)構(gòu)產(chǎn)品設(shè)計(jì)。Email：zhouzhiqing2002@163.com。

V414.2

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2015.06.017