任守志 劉穎 王舉 黃傳平 劉少鋒 馬靜雅 周志清

（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

立方體衛(wèi)星太陽(yáng)翼技術(shù)綜述

任守志 劉穎 王舉 黃傳平 劉少鋒 馬靜雅 周志清

（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

調(diào)研了國(guó)外不同類型立方體衛(wèi)星（CubeSat）的太陽(yáng)翼技術(shù)，并從展開(kāi)維度及展開(kāi)次數(shù)的角度進(jìn)行了分類，然后對(duì)CubeSat太陽(yáng)翼的太陽(yáng)電池板、壓緊釋放機(jī)構(gòu)及展開(kāi)機(jī)構(gòu)等典型部件進(jìn)行詳細(xì)介紹，對(duì)不同類型的部件技術(shù)進(jìn)行了對(duì)比，通過(guò)對(duì)比，給出了CubeSat太陽(yáng)翼在研制體系建設(shè)、部件技術(shù)、搭載驗(yàn)證等方面的發(fā)展建議，可為后續(xù)研究提供參考。

立方體衛(wèi)星；展開(kāi)式；太陽(yáng)翼

1 引言

立方體衛(wèi)星（CubeSat）根據(jù)尺寸分類屬于皮衛(wèi)星（pico-satellites），其概念最早于1999年由美國(guó)加州理工學(xué)院和斯坦福大學(xué)提出。這種衛(wèi)星體積小、質(zhì)量輕、成本低、研發(fā)時(shí)間短，截至目前已有超過(guò)150顆CubeSat成功發(fā)射。經(jīng)過(guò)近些年的發(fā)展，衛(wèi)星外形尺寸已經(jīng)標(biāo)準(zhǔn)化，根據(jù)其尺寸不同，可以分為1U，2U，3U等（其中1U即10 cm×10 cm×10 cm，2U即10 cm×10 cm×20 cm，3U即10 cm×10 cm× 30 cm）。這種衛(wèi)星通常由來(lái)自大學(xué)的學(xué)生研制，但由于其制造成本低，具有快速響應(yīng)的特點(diǎn)，一次可發(fā)射幾個(gè)甚至幾十個(gè)，目前已逐漸受到專業(yè)航天研究人員的重視［1-5］。

早期CubeSat由于其尺寸限制，無(wú)法使用目前廣泛應(yīng)用于大衛(wèi)星上的太陽(yáng)翼（即展開(kāi)式太陽(yáng)電池陣），因此最初大部分CubeSat采用體裝式太陽(yáng)電池陣，其功率僅5～10 W，隨著有效載荷的增加，其功率需求也不斷增加，達(dá)到幾十瓦，體裝式電池陣已無(wú)法滿足其要求，要求CubeSat在有限的包絡(luò)體積內(nèi)實(shí)現(xiàn)更大的展開(kāi)面積，因此出現(xiàn)了類似大衛(wèi)星上應(yīng)用的太陽(yáng)翼。但是由于尺寸限制，其太陽(yáng)翼技術(shù)不同于大衛(wèi)星上的太陽(yáng)翼。本文調(diào)研了國(guó)外典型CubeSat太陽(yáng)翼，對(duì)其進(jìn)行了分類，并對(duì)太陽(yáng)電池板、壓緊釋放機(jī)構(gòu)及展開(kāi)機(jī)構(gòu)等典型部件技術(shù)進(jìn)行了歸納和總結(jié)。

2 國(guó)外典型CubeSat太陽(yáng)翼介紹

2.1 CubeSat太陽(yáng)翼分類及特點(diǎn)

1）分類

類似傳統(tǒng)大衛(wèi)星所用太陽(yáng)翼，CubeSat太陽(yáng)翼按展開(kāi)方式也可分為一維一次展開(kāi)式和多維多次展開(kāi)式。按組成可分為單板式和多板式。

2）特點(diǎn)

傳統(tǒng)剛性太陽(yáng)翼組成部件中太陽(yáng)電池板、展開(kāi)鎖定機(jī)構(gòu)及壓緊釋放機(jī)構(gòu)等尺寸較大，且壓緊釋放裝置釋放時(shí)會(huì)產(chǎn)生較大的沖擊，因此傳統(tǒng)太陽(yáng)翼相關(guān)技術(shù)無(wú)法直接用在對(duì)包絡(luò)和沖擊要求較高的CubeSat太陽(yáng)翼上。

根據(jù)CubeSat設(shè)計(jì)規(guī)范［6］，太陽(yáng)翼收攏狀態(tài)厚度要小于6.5 mm，因此太陽(yáng)電池板、展開(kāi)機(jī)構(gòu)、壓緊釋放機(jī)構(gòu)必須進(jìn)行小型化設(shè)計(jì)，但由于機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)限制以及CubeSat的特點(diǎn)，又不能簡(jiǎn)單地對(duì)傳統(tǒng)剛性太陽(yáng)翼按比例縮小設(shè)計(jì)，必須在低包絡(luò)尺寸、低質(zhì)量、較大展開(kāi)面積的情況下進(jìn)行全新的設(shè)計(jì)。

為減小質(zhì)量以及收攏狀態(tài)下的包絡(luò)尺寸，CubeSat太陽(yáng)電池板的基板材料采用碳纖維復(fù)合材料層壓板或?qū)ｉT能夠適應(yīng)空間環(huán)境的印刷電路板（PCB），而不再采用傳統(tǒng)剛性太陽(yáng)翼基板采用的蜂窩夾層板。

CubeSat太陽(yáng)翼一般無(wú)對(duì)日定向功能，因此為了盡可能增大光照面積，太陽(yáng)電池板兩側(cè)一般均粘貼電池片。

由于有剛度的要求，傳統(tǒng)太陽(yáng)翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)一般具有鎖定設(shè)計(jì)。但受到尺寸限制，CubeSat太陽(yáng)翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)一般無(wú)鎖定設(shè)計(jì)，太陽(yáng)翼展開(kāi)后僅靠鉸鏈中的扭簧預(yù)緊力壓緊在展開(kāi)位置上，并不鎖定。

傳統(tǒng)剛性太陽(yáng)翼所用的壓緊釋放機(jī)構(gòu)一般采用火工裝置，尺寸大、質(zhì)量大，沖擊大，不適用于Cube-Sat太陽(yáng)翼，因此CubeSat太陽(yáng)翼一般采用沖擊很低的熔線式壓緊釋放機(jī)構(gòu)。

下文對(duì)國(guó)外典型CubeSat太陽(yáng)翼進(jìn)行介紹。

2.2 一維一次展開(kāi)式太陽(yáng)電池陣

與大型衛(wèi)星太陽(yáng)翼發(fā)展歷程類似，首先出現(xiàn)的是一維一次展開(kāi)太陽(yáng)電池陣，即這種太陽(yáng)翼一般只有一塊太陽(yáng)電池板。

1）CAPE-2衛(wèi)星太陽(yáng)翼

Cajun先進(jìn)皮衛(wèi)星試驗(yàn)（Cajun Advanced Picosatellite Experiment，CAPE-2）衛(wèi)星是第一個(gè)使用太陽(yáng)翼的1U皮衛(wèi)星，為盡可能多獲得太陽(yáng)能，除了在衛(wèi)星本體的每個(gè)面上粘貼太陽(yáng)電池片外，它還采用了4個(gè)太陽(yáng)翼，見(jiàn)圖1（a）［7］，每個(gè)太陽(yáng)翼正反兩面分別粘貼了2塊電池片。每個(gè)太陽(yáng)翼由一個(gè)根部鉸鏈、一塊太陽(yáng)電池板及采用熔線式的壓緊釋放機(jī)構(gòu)組成，太陽(yáng)翼鉸鏈上設(shè)計(jì)有周向限位塊，見(jiàn)圖1（b）［7］，太陽(yáng)翼展開(kāi)135°后被根鉸上的扭簧壓緊在限位塊位置上，無(wú)法繼續(xù)展開(kāi)，太陽(yáng)翼在星體上收攏和展開(kāi)狀態(tài)如圖2所示。

圖1 CAPE-2太陽(yáng)翼Fig.1 Solar wing of CAPE-2

圖2 太陽(yáng)翼在星體上收攏和展開(kāi)狀態(tài)Fig.2 Stowed and deployed configuration of solar wing on satellite

2）Delfi-C3太陽(yáng)翼

德?tīng)栰?C3（Delfi-C3）衛(wèi)星是荷蘭德?tīng)栰炒髮W(xué)的學(xué)生研制的3U規(guī)格的CubeSat，于2008年4月發(fā)射［8］。其衛(wèi)星結(jié)構(gòu)采用了Pumpkin公司研制的衛(wèi)星平臺(tái)［9］；使用了單板展開(kāi)式太陽(yáng)電池陣，部分太陽(yáng)電池還使用了Dutch Space公司的薄膜太陽(yáng)電池片，太陽(yáng)翼在星體上狀態(tài)如圖3所示，薄膜太陽(yáng)電池構(gòu)造如圖4所示［10］。

圖3 Delfi-C3衛(wèi)星及4個(gè)太陽(yáng)翼Fig.3 Delfi-C3 satellite and its 4 solar wings

圖4 Delfi-C3衛(wèi)星薄膜太陽(yáng)電池構(gòu)造Fig.4 Constitution of film solar cell on Delfi-C3 satellite

單個(gè)Delfi-C3太陽(yáng)翼由兩部分組成，下半部分粘貼了三結(jié)砷化鎵電池片，上半部分粘貼了薄膜太陽(yáng)電池，其中薄膜電池是首次在軌應(yīng)用，采用了厚度僅為25μm的鈦?zhàn)鳛榛?，這種薄膜電池具有很高的功率質(zhì)量比及很小的包絡(luò)尺寸。

太陽(yáng)翼依靠與衛(wèi)星本體相連的根部鉸鏈展開(kāi)，每個(gè)太陽(yáng)翼展開(kāi)35°后被限制在指定位置上。

3）商用現(xiàn)貨產(chǎn)品

目前國(guó)外部分公司已經(jīng)提供針對(duì)CubeSat系列的商用現(xiàn)貨太陽(yáng)翼，如CLYDE SPACE公司研制的針對(duì)1U～3U規(guī)格CubeSat使用的太陽(yáng)翼，如圖5所示，可根據(jù)功率需求采用單面或雙面粘貼電池片的太陽(yáng)電池板［11］。

另外Pumpkin公司針對(duì)CubeSat可提供微小成像航天器（MISC）平臺(tái)的一維展開(kāi)式太陽(yáng)翼，典型應(yīng)用為Qbx-1，構(gòu)型如圖6所示［2］。這種太陽(yáng)翼基板采用1.6 mm厚的PCB，收攏狀態(tài)下沿厚度方向的包絡(luò)尺寸小于6.5 mm。

圖5 CLYDE SPACE公司研制的一維展開(kāi)太陽(yáng)翼Fig.5 One-dimensional solar wing of CLYDE SPACE

圖6 立方體試驗(yàn)-1衛(wèi)星（采用MISC平臺(tái)太陽(yáng)翼）Fig.6 Qbx-1 satellite（using MISC platform solar wing）

2.3 多維多次展開(kāi)太陽(yáng)翼

1）自動(dòng)展開(kāi)式太陽(yáng)電池陣系統(tǒng)（ADSPA）太陽(yáng)翼

為滿足NASA和美國(guó)國(guó)防部（DOD）CubeSat項(xiàng)目對(duì)功率的更高需求，美國(guó)空間信息實(shí)驗(yàn)室（Space Information Laboratories，SIL）研制了自動(dòng)展開(kāi)式太陽(yáng)電池陣系統(tǒng)，這種太陽(yáng)翼適用于3U規(guī)格CubeSat，其在壽命初期的峰值功率可達(dá)50 W，其基板材料選用PCB，正反兩面均粘貼了效率達(dá)28.3%的三結(jié)砷化鎵電池片。圖7是幾種不同構(gòu)型的ADSPA太陽(yáng)翼［12］。

在發(fā)射狀態(tài)，太陽(yáng)翼由熔線式壓緊釋放機(jī)構(gòu)壓緊，入軌后壓緊釋放機(jī)構(gòu)中的電阻絲加熱熔斷預(yù)緊繩索，從而解除其約束，之后太陽(yáng)電池板在展開(kāi)機(jī)構(gòu)中扭簧的驅(qū)動(dòng)下展開(kāi)到位。其中鉸鏈上采用了有機(jī)硅控制其展開(kāi)速度，并在展開(kāi)終了位置設(shè)有限位塊。鉸鏈結(jié)構(gòu)如圖8所示。［12］

圖7 幾種不同二維太陽(yáng)翼構(gòu)型Fig.7 Different two-dimensional solar wing configurations

圖8 太陽(yáng)翼所用的鉸鏈Fig.8 Hinges used on the solar wing

2）PowerCube Sun Mill太陽(yáng)翼

采用多維展開(kāi)方式且適用于CubeSat的太陽(yáng)翼，還有Tethers Unlimited公司研制的PowerCube Sun-Mill太陽(yáng)翼［13］。單個(gè)太陽(yáng)翼由3塊電池板組成，收攏狀態(tài)下3塊電池板疊合在一起，展開(kāi)后并排在一起，圖9顯示了4個(gè)太陽(yáng)翼在星體上展開(kāi)后的狀態(tài)［13］。這種太陽(yáng)翼峰值功率達(dá)80 W，平均功率達(dá)49 W。

圖9 PowerCube Sun Mill太陽(yáng)翼Fig.9 PowerCube Sun Mill solar wing

3）HaWK太陽(yáng)翼

美國(guó)MMA公司也研制了可適用于CubeSat的多次展開(kāi)式太陽(yáng)翼，稱為HaWK太陽(yáng)翼，如圖10所示［14］。它展開(kāi)構(gòu)型為3塊板并聯(lián)構(gòu)型，中心的太陽(yáng)電池板與驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)相連，可對(duì)日定向，其峰值功率可達(dá)36 W，收攏狀態(tài)厚度小于6.5 mm。

圖10 MMA公司的HaWK太陽(yáng)翼Fig.10 HaWK solar wing of MMA company

HaWK太陽(yáng)翼壓緊釋放裝置解除對(duì)太陽(yáng)翼的約束后，疊在一起的3塊板在中心板鉸鏈的驅(qū)動(dòng)下展開(kāi)，當(dāng)中心板展開(kāi)90°后，兩側(cè)板再展開(kāi)，過(guò)程如圖11所示［14］。其中為減小質(zhì)量，太陽(yáng)翼基板結(jié)構(gòu)采用了框架式結(jié)構(gòu)，如圖12所示。

圖12 基板結(jié)構(gòu)Fig.12 Structure of substrate

3 CubeSat太陽(yáng)翼部件技術(shù)

CubeSat太陽(yáng)翼尺寸、類型、展開(kāi)方式多種多樣，但其太陽(yáng)電池板、展開(kāi)機(jī)構(gòu)、壓緊釋放機(jī)構(gòu)等組成部件技術(shù)相對(duì)統(tǒng)一，因此有必要對(duì)其部件技術(shù)進(jìn)行歸納、整理。

3.1 太陽(yáng)電池板

由于受到尺寸限制，CubeSat太陽(yáng)電池板一般采用厚度較薄的PCB或者碳纖維復(fù)合材料板。采用PCB的好處是成本較低，可簡(jiǎn)化電路設(shè)計(jì)，電池片可以直接連接在電池板上，而不須粘貼絕緣膜，可簡(jiǎn)化電池片之間的連接設(shè)計(jì)；另外，PCB密度較低，可以節(jié)省質(zhì)量。其缺點(diǎn)是存在真空放氣，易受紫外、原子氧、高能粒子輻射的影響。

目前，大部分CubeSat太陽(yáng)翼基板都采用PCB作為基板結(jié)構(gòu)，典型的PCB結(jié)構(gòu)如圖13所示。［15-16］

圖13 采用PCB作為基板的太陽(yáng)電池板Fig.13 Solar cell panel using PCB as substrate

除了采用PCB作為基板外，部分CubeSat太陽(yáng)翼的基板結(jié)構(gòu)采用了碳纖維復(fù)合材料板或碳纖維復(fù)合材料框架，其優(yōu)點(diǎn)是剛度較高，但價(jià)格也高，使用時(shí)需要在其表面粘貼絕緣膜，如MMA公司的HaWK太陽(yáng)翼基板（見(jiàn)圖12）［14］。

3.2 壓緊釋放裝置

傳統(tǒng)的火工壓緊釋放裝置尺寸大、質(zhì)量大、解鎖時(shí)產(chǎn)生較高的沖擊，均不適用于CubeSat太陽(yáng)翼，因此CubeSat太陽(yáng)翼所用壓緊釋放裝置具有尺寸小、質(zhì)量輕、解鎖沖擊小的特點(diǎn)。下文介紹幾種用于CubeSat太陽(yáng)翼的壓緊釋放裝置。

1）熔線式壓緊釋放裝置［17］

美國(guó)海軍研究實(shí)驗(yàn)室開(kāi)發(fā)了一種適用于Cube-Sat太陽(yáng)翼的熔線式壓緊釋放裝置，這種裝置中的電阻絲采用鎳鉻合金（NiChrome），壓緊繩索采用高耐磨性、低蠕變特性的Vectran纖維編織而成。

整套壓緊釋放裝置構(gòu)型布局如圖14所示［17］。產(chǎn)品尺寸為32 mm×16.5 mm×11.5 mm，壓緊釋放裝置中電阻絲與兩個(gè)導(dǎo)桿連接，導(dǎo)桿與固定架通過(guò)兩個(gè)受壓縮的彈簧預(yù)緊，并提供一定的行程。電阻中的電流控制在1.6±0.05 A，較小的公差范圍有兩個(gè)目的:一是能夠可靠熔斷繩索；二是防止電阻絲過(guò)熱，導(dǎo)致電阻絲損壞而無(wú)法重復(fù)利用。這種壓緊釋放裝置能夠在2.4～7.2 s內(nèi)熔斷繩索，且已經(jīng)在繩索電推進(jìn)立方體衛(wèi)星試驗(yàn)項(xiàng)目（Tether Electrodynamic Propulsion CubeSat Experiment，TEPCE）上完成在軌驗(yàn)證，電阻絲的電阻為0.4～0.9Ω，工作時(shí)電阻絲加熱后發(fā)紅，熔斷繩索，如圖15所示［17］。

文獻(xiàn)［21］采用了原理相同、構(gòu)造形式不同的壓緊釋放裝置，如圖16所示［18］。壓緊繩索采用了大力馬（Dyneema）線，Dyneema線的熔化溫度相比Vectran纖維低，這種裝置已經(jīng)應(yīng)用在了日本東京工業(yè)大學(xué)立方體工程試驗(yàn)衛(wèi)星-1（CUTE-1）的天線上。

圖14 熔線式壓緊釋放裝置Fig.14 Burn wire hold-down and release device

圖15 加熱電阻絲Fig.15 Heated wire

圖16 熔線式壓緊釋放裝置原理圖Fig.16 Principle of burn wire hold-down and release device

2）利用不同熱膨脹系數(shù)原理的壓緊釋放裝置［19］

美國(guó)約翰霍普金斯大學(xué)研制了一種用于Cube-Sat的可重復(fù)使用壓緊釋放裝置，其原理是在壓緊釋放裝置中使用兩種不同溫度系數(shù)的材料，其中溫度系數(shù)大的零件中設(shè)計(jì)有孔，而溫度系數(shù)低的零件設(shè)計(jì)成銷的形式。當(dāng)零件受熱時(shí)，把銷插入，當(dāng)溫度降低時(shí)孔尺寸減小，與銷接觸，并產(chǎn)生溫度應(yīng)力，從而限制了銷子在孔內(nèi)的運(yùn)動(dòng)。

這種壓緊釋放裝置組成及原理如圖17所示［19］，收攏前，與星體相連的限位塊被加熱，導(dǎo)致與錐塊相配合的孔尺寸增大，這樣錐塊可順利進(jìn)入限位塊的孔內(nèi)，當(dāng)限位塊溫度下降后，配合孔的尺寸減小，從而與錐塊之間形成過(guò)盈配合，在兩者之間摩擦力的作用下，錐塊無(wú)法從限位塊中脫出，當(dāng)需要釋放時(shí)，重新對(duì)限位塊進(jìn)行加熱，配合孔尺寸變大，被約束的錐塊被彈簧頂出。

這種壓緊釋放裝置中孔和銷子的間隙是關(guān)鍵設(shè)計(jì)要素。壓緊釋放裝置的外圈采用鋁合金，而內(nèi)圈采用鈦合金，兩者之間裝配前的間隙為3.81μm。在收攏狀態(tài)，壓緊釋放裝置提供的壓緊力全部來(lái)自錐塊與限位塊之間的摩擦力。由于工作過(guò)程中依靠溫度變化來(lái)控制錐和孔之間的壓緊力，因此這種壓緊釋放裝置幾乎沒(méi)有解鎖沖擊，但由于使用摩擦力作為壓緊力，因此存在無(wú)法解鎖和提前釋放的風(fēng)險(xiǎn)。

圖17 壓緊釋放機(jī)構(gòu)組成圖Fig.17 Constitution of the hold-down and release device

3）采用電機(jī)驅(qū)動(dòng)的壓緊釋放裝置

文獻(xiàn)［18］提出了一種適用于CubeSat太陽(yáng)翼的電機(jī)驅(qū)動(dòng)壓緊釋放裝置，太陽(yáng)翼在收攏狀態(tài)通過(guò)限位裝置實(shí)現(xiàn)壓緊。日本東京工業(yè)大學(xué)研制的CUTE-1太陽(yáng)翼采用了這種壓緊釋放裝置，其釋放順序如圖18所示［20］。

圖18 CUTE-1太陽(yáng)翼釋放順序Fig.18 Release sequence of solar wing of CUTE-1 mission

太陽(yáng)翼收攏時(shí)，與太陽(yáng)電池板連接的活塞被壓緊釋放裝置上的滑軌限制，當(dāng)在電機(jī)的驅(qū)動(dòng)下，滑軌轉(zhuǎn)過(guò)一定的角度后，活塞脫離與滑軌的接觸后，太陽(yáng)電池板在驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的作用下展開(kāi)。但這種壓緊釋放裝置使用了電機(jī)及行星齒輪，因此占用的體積較大。壓緊釋放裝置在星體上安裝位置如圖19所示，太陽(yáng)翼釋放及其展開(kāi)過(guò)程如圖20所示。

圖19 電機(jī)驅(qū)動(dòng)壓緊釋放機(jī)構(gòu)在星體上安裝狀態(tài)Fig.19 Motor-driven release mechanism on the Cubesat

4）小結(jié)

根據(jù)上述介紹，各種壓緊釋放裝置的特點(diǎn)可歸納見(jiàn)表1，具體設(shè)計(jì)時(shí)可根據(jù)使用特點(diǎn)選用。

圖20 太陽(yáng)翼展開(kāi)過(guò)程Fig.20 Deployment sequence of the solar wing

表1 各種壓緊釋放裝置比較Table 1 Comparison of different hold-down and release devices

3.3 展開(kāi)機(jī)構(gòu)

由于尺寸限制，CubeSat太陽(yáng)翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)一般不采用大衛(wèi)星太陽(yáng)翼展開(kāi)鎖定機(jī)構(gòu)中的鎖定設(shè)計(jì)，僅依靠鉸鏈中的扭簧把太陽(yáng)翼限制在展開(kāi)位置上。目前CubeSat太陽(yáng)翼大部分采用鉸鏈?zhǔn)秸归_(kāi)機(jī)構(gòu)，少部分采用其他形式的展開(kāi)機(jī)構(gòu)。

1）鉸鏈?zhǔn)秸归_(kāi)機(jī)構(gòu)

由于受到CubeSat尺寸限制，鉸鏈?zhǔn)秸归_(kāi)機(jī)構(gòu)尺寸也較小。這種鉸鏈組成簡(jiǎn)單，一般由公鉸、母鉸、扭簧和銷軸組成，與1歐元硬幣尺寸對(duì)比如圖21所示。為簡(jiǎn)化設(shè)計(jì)，一般采用限位塊設(shè)計(jì)，太陽(yáng)翼展開(kāi)到位后通過(guò)彈簧壓緊在限位塊上，根據(jù)太陽(yáng)翼展開(kāi)角度的不同，可把限位塊設(shè)計(jì)在不同位置，鉸鏈展開(kāi)過(guò)程及限位塊工作原理如圖22所示。

2）帶簧式展開(kāi)機(jī)構(gòu)

由于帶簧厚度較薄，收攏后尺寸較小，比較適合用于CubeSat太陽(yáng)翼的展開(kāi)機(jī)構(gòu)。如慕尼黑理工大學(xué)研制的慕尼黑軌道驗(yàn)證試驗(yàn)（MOVE）CubeSat的太陽(yáng)翼使用了4根交叉的帶簧作為展開(kāi)機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)動(dòng)力，如圖23所示。［20］

圖21 鉸鏈組成示意圖Fig.21 Constitution of the hinge

帶簧鉸鏈的特點(diǎn)是可恢復(fù)應(yīng)變量大、形狀保持能力好、具有較高阻尼。還具有低成本、無(wú)摩擦、無(wú)需潤(rùn)滑、質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、工作可靠、展開(kāi)后剛度大且無(wú)間隙等優(yōu)點(diǎn)。

3）剪刀式展開(kāi)機(jī)構(gòu)

文獻(xiàn)［21］提出了一種可適用于3U規(guī)格的CubeSat，它采用剪刀式展開(kāi)機(jī)構(gòu)的太陽(yáng)翼，可提供的平均功率達(dá)23 W。太陽(yáng)翼在星體上收攏和展開(kāi)狀態(tài)如圖24所示。

圖22 鉸鏈展開(kāi)過(guò)程及限位位置Fig.22 Deployment sequence of the hinge and the stopping position

圖23 MOVE衛(wèi)星的太陽(yáng)翼Fig.23 Solar wing of MOVE

圖24 采用剪刀式展開(kāi)機(jī)構(gòu)的太陽(yáng)翼在星體上收攏和展開(kāi)狀態(tài)Fig.24 Stowed and deployed configuration of a solar wing using scissor deployment mechanism on a 3U CubeSat

太陽(yáng)翼由太陽(yáng)電池板、剪刀式展開(kāi)機(jī)構(gòu)、阻尼器、壓緊釋放裝置、鉸鏈及鎖定裝置、壓板等組成，如圖25所示。

圖25 太陽(yáng)翼各組成部分Fig.25 Constitution of the solar wing

每個(gè)鉸鏈線均可以展開(kāi)并鎖定，其原理是在公鉸上設(shè)計(jì)有兩個(gè)齒形突起。鎖定前，公鉸上的齒在母鉸鏈上滑動(dòng)，當(dāng)?shù)竭_(dá)鎖定位置后，齒形突起落入母鉸上的兩個(gè)槽內(nèi)，從而完成鎖定，如圖26所示。

剪刀式展開(kāi)機(jī)構(gòu)與太陽(yáng)電池板側(cè)邊相連，它把太陽(yáng)翼展開(kāi)運(yùn)動(dòng)由多自由度簡(jiǎn)化為單自由度，這樣可以控制太陽(yáng)翼各電池板展開(kāi)過(guò)程中的方位，防止各板無(wú)序展開(kāi)。另外，太陽(yáng)翼根部鉸鏈上設(shè)計(jì)有旋轉(zhuǎn)阻尼器（見(jiàn)圖25），用于控制太陽(yáng)翼展開(kāi)速度。

圖26 鉸鏈展開(kāi)鎖定過(guò)程Fig.26 Deployment and locking process of the hinge

由于剪刀式展開(kāi)機(jī)構(gòu)需要一定的厚度，因此這種機(jī)構(gòu)收攏狀態(tài)需要較大的體積，另外，這種機(jī)構(gòu)活動(dòng)部件較多，組成復(fù)雜，可靠性相對(duì)較低。

剪刀式展開(kāi)機(jī)構(gòu)可以把多板展開(kāi)過(guò)程簡(jiǎn)化為單個(gè)自由度，因此若采用電機(jī)作為其驅(qū)動(dòng)動(dòng)力，展開(kāi)機(jī)構(gòu)可以設(shè)計(jì)為可展收太陽(yáng)翼。

4）電機(jī)驅(qū)動(dòng)展開(kāi)機(jī)構(gòu)

文獻(xiàn)［20］提出了一種采用超小型無(wú)刷直流步進(jìn)電機(jī)和鉸鏈配合使用的展開(kāi)機(jī)構(gòu)，如圖27和圖28所示。電機(jī)配合行星齒輪，指向精度達(dá)0.6°，但是由于電機(jī)需要占用一定的體積，因此在星體上安裝時(shí)，電機(jī)需要部分沉入星體中。

由于采用電機(jī)，太陽(yáng)翼可以根據(jù)需要展開(kāi)到指定的角度，且可重復(fù)展開(kāi)和收攏。

圖27 電機(jī)在鉸鏈安裝位置Fig.27 Motor on the hinge of the solar wing

圖28 電機(jī)安裝在太陽(yáng)翼上Fig.28 Motor on the solar wing

5）小結(jié)

根據(jù)上述介紹，CubeSat太陽(yáng)翼各類展開(kāi)機(jī)構(gòu)的特點(diǎn)可歸納見(jiàn)表2。

表2 不同展開(kāi)機(jī)構(gòu)比較Table 2 Comparison of different deployment mechanism

4 啟示與建議

CubeSat系列微小衛(wèi)星逐漸成為國(guó)內(nèi)外研究熱點(diǎn)，且隨著有效載荷技術(shù)的發(fā)展，對(duì)功率的需求也越來(lái)越大，國(guó)外已針對(duì)這種需求研制了多種太陽(yáng)翼，且已完成飛行驗(yàn)證，而國(guó)內(nèi)目前針對(duì)CubeSat系列微小衛(wèi)星的研究尚處于起步階段，對(duì)太陽(yáng)翼的研究尚屬空白。針對(duì)國(guó)內(nèi)在微小衛(wèi)星太陽(yáng)翼技術(shù)上落后于國(guó)外的現(xiàn)實(shí)，建議國(guó)內(nèi)加強(qiáng)微小衛(wèi)星太陽(yáng)翼技術(shù)的研究，可從以下幾個(gè)方面實(shí)施:

（1）原有面向大、中型衛(wèi)星研制的技術(shù)體系、產(chǎn)品體系，已無(wú)法滿足微小衛(wèi)星研制成本低、周期短及響應(yīng)快速的要求，亟須建立適應(yīng)微小衛(wèi)星太陽(yáng)翼產(chǎn)品的研制模式，加強(qiáng)微小衛(wèi)星太陽(yáng)翼在標(biāo)準(zhǔn)化、模塊化、組合化方面的設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)“較快、較好、較省”的研制目標(biāo)。

（2）針對(duì)國(guó)內(nèi)面向微小衛(wèi)星輕量化、小型化產(chǎn)品和技術(shù)積累較少的問(wèn)題，迫切需要梳理不同量級(jí)微小衛(wèi)星對(duì)太陽(yáng)翼的需求，借鑒國(guó)外微小衛(wèi)星太陽(yáng)翼技術(shù)，結(jié)合國(guó)內(nèi)技術(shù)現(xiàn)狀，研制適用于不同量級(jí)微小衛(wèi)星太陽(yáng)翼的太陽(yáng)電池板、展開(kāi)機(jī)構(gòu)，特別是熔線式超輕型壓緊釋放裝置等通用部件產(chǎn)品。

（3）充分利用國(guó)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)，完成微小衛(wèi)星太陽(yáng)翼及其關(guān)鍵技術(shù)的在軌試驗(yàn)驗(yàn)證，為正式在軌應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。

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（編輯：李多）

Overview of Solar Wing for CubeSat

REN Shouzhi LIU Ying WANG Ju HUANG Chuanping LIU Shaofeng MA Jingya ZHOU Zhiqing
（Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China）

This paper investigates different kinds of solar wing on CubeSats，makes a classification of them in the view of dimension and times of deployment.It presents a detailed introduction of their typical components—solar panel，hold-down and release mechanism and deployment mechanism.The paper also compares different types of the components and gives specific advice to concerned researchers on development system，parts design and flight test of the CubeSat solar wings.The results can be as a reference for the future research.

CubeSat；deployable；solar wing

V443

A DOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2015.02.018

2014-12-18；

2015-03-06

任守志，男，工程師，從事航天器機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析研究工作。Email：renshouzhi@163.com。