秦麗華，劉成國(guó)，邵春收，段雅麗，穆立民

空間天線展開機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)分析

秦麗華，劉成國(guó)，邵春收，段雅麗，穆立民

（北京航天長(zhǎng)征飛行器研究所，北京，100076）

根據(jù)利用母艙自旋實(shí)現(xiàn)天線展開機(jī)構(gòu)的具體結(jié)構(gòu)，考慮天線桿離心力、阻尼力矩等因素，建立了微小型航天器天線展開機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型。開展二桿、四桿狀態(tài)下的試驗(yàn)驗(yàn)證，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果符合較好。試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了模型的合理性，為利用母艙自旋實(shí)現(xiàn)天線展開的機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)提供了理論研究方法。

航天器；展開機(jī)構(gòu)；運(yùn)動(dòng)學(xué)分析

0 引 言

由于微小型航天器的外形受其運(yùn)載平臺(tái)空間的限制，其本體設(shè)計(jì)中部分附件采用可伸展機(jī)構(gòu)。展開機(jī)構(gòu)有電動(dòng)展開機(jī)構(gòu)、彈簧展開機(jī)構(gòu)以及記憶合金展開機(jī)構(gòu)等，有些天線也采用充氣結(jié)構(gòu)[1～5]。同時(shí)，在展開機(jī)構(gòu)展開到位鎖定時(shí)，由于此時(shí)已有較大的展開速度，儲(chǔ)存在展開機(jī)構(gòu)上的勢(shì)能將釋放出來(lái)，必然會(huì)產(chǎn)生較大的沖擊載荷作用在展開機(jī)構(gòu)上，展開附件整體會(huì)產(chǎn)生劇烈振動(dòng)，從而對(duì)航天器本體產(chǎn)生沖擊和振動(dòng)擾動(dòng)[6]。本文介紹一種利用航天器自旋轉(zhuǎn)動(dòng)完成天線展開及鎖緊的機(jī)構(gòu)，并進(jìn)行運(yùn)動(dòng)學(xué)分析及試驗(yàn)驗(yàn)證。展開過(guò)程中的同步；鎖緊機(jī)構(gòu)用于天線展開后對(duì)天線桿組件的鎖緊并使天線桿保持在固定位置上。

圖1 天線展開機(jī)構(gòu)

圖2 鎖緊機(jī)構(gòu)

利用自旋轉(zhuǎn)動(dòng)完成天線展開的機(jī)構(gòu)和鎖緊機(jī)構(gòu)組成分別如圖1和圖2所示。

自旋艙體是航天器的主結(jié)構(gòu)；天線桿組件中裝有天線及電纜，天線桿支撐著天線；天線桿支座是對(duì)天線桿的支撐及連接，并允許天線桿組件轉(zhuǎn)動(dòng)；同步機(jī)構(gòu)是帶有兩個(gè)同步桿的滑筒，通過(guò)滑筒保證多個(gè)天線桿組件在

1 機(jī)構(gòu)組成及工作原理

2 運(yùn)動(dòng)學(xué)分析

2.1 簡(jiǎn)化假定

利用自旋轉(zhuǎn)動(dòng)完成天線展開的機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)過(guò)程包括艙體的轉(zhuǎn)動(dòng)、天線桿組件的轉(zhuǎn)動(dòng)及滑動(dòng)、天線桿組件的鎖緊等過(guò)程。天線展開機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)化模型如圖3所示，針對(duì)該過(guò)程進(jìn)行如下假設(shè)[7]：

a）自旋艙體為一圓柱體并具有固定不變的質(zhì)量特性；

b）兩天線桿對(duì)稱固定在艙體兩側(cè)，質(zhì)量集中在質(zhì)心上，天線可以繞支座自由轉(zhuǎn)動(dòng)；

c）滑筒在艙體上可在固定區(qū)間滑動(dòng)。

圖3 天線展開機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)化模型

2.2 天線桿離心力分析

航天器自旋情況下，天線桿上產(chǎn)生的離心力為

式中 Ra為安裝軸到艙體X軸的距離；mb為天線桿組件質(zhì)量；Ω為艙體自旋角速度。

2.3 天線桿轉(zhuǎn)動(dòng)分析

在離心力作用下，天線桿繞支座轉(zhuǎn)動(dòng)力矩M1、由重力產(chǎn)生的阻尼力矩M2、由滑動(dòng)筒產(chǎn)生的阻尼力矩M3、由扭簧產(chǎn)生的轉(zhuǎn)動(dòng)力矩M4、由壓簧產(chǎn)生的阻尼力矩M5分別為[8]

式中am為滑動(dòng)筒質(zhì)量；K為扭簧剛度；?為扭簧預(yù)置轉(zhuǎn)動(dòng)角；μ為摩擦系數(shù)；k為壓簧剛度；lΔ為壓簧壓縮量。

綜上所述，天線桿轉(zhuǎn)動(dòng)角加速度ε、角速度bω和展開角度α分別為

2.4 艙體自旋分析

艙體自旋時(shí)，作用在天線桿上的哥氏力Q、旋轉(zhuǎn)力矩[9]M0、旋轉(zhuǎn)角加速度E、自旋角速度Ω和旋轉(zhuǎn)角度Φ分別為

式中 I為艙體及天線展開機(jī)構(gòu)組合轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，表示為

式中xI為除天線桿外其余裝置對(duì)X軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；xJ為天線桿繞其縱軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量（單支）；yJ為天線桿繞其橫軸的中心轉(zhuǎn)動(dòng)慣量（單支）。

2.5 滑動(dòng)筒運(yùn)動(dòng)分析

天線桿組件在轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中，伴隨著滑動(dòng)筒的移動(dòng)，滑動(dòng)筒的移動(dòng)距離L和移動(dòng)速度V分別為

2.6 鎖緊機(jī)構(gòu)鎖緊分析

天線桿組件在鎖緊過(guò)程中，為了減少對(duì)航天器的沖擊及對(duì)航天器飛行姿態(tài)的影響，應(yīng)使鎖緊瞬間的動(dòng)能最小，因此有：

3 運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真分析

利用FORTRON語(yǔ)言編制了計(jì)算程序，選取如表1所示的參數(shù)（兩天線桿）進(jìn)行了仿真計(jì)算。

表1 二桿天線仿真參數(shù)

天線桿轉(zhuǎn)角α、天線桿繞支座轉(zhuǎn)動(dòng)力矩1M、天線桿上的哥氏力Q、天線桿展開角速度bω、艙體自旋角速度Ω、滑筒的滑速隨時(shí)間的變化分別如圖4至圖9所示。

圖4 α-t曲線

圖5 M1-t曲線

圖6 Q-t曲線

圖7 bω-t曲線

表2 二桿天線計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果

表3 四桿天線計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果

圖8 ?-t曲線

圖9 ν-t曲線

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

為了進(jìn)一步研究利用自旋轉(zhuǎn)動(dòng)完成天線展開的機(jī)構(gòu)工作性能并驗(yàn)證仿真結(jié)果的合理性，在真空條件下進(jìn)行了二桿天線、四桿天線試驗(yàn)驗(yàn)證，二桿天線試件的質(zhì)量特性參數(shù)同理論計(jì)算取值。

表2、表3分別給出了天線展開機(jī)構(gòu)的計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果。對(duì)比可知，理論計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果符合較好，說(shuō)明所建立的理論模型合理、可行。航天器工作時(shí)處于失重狀態(tài)，地面試驗(yàn)中處于有重力加速度狀態(tài)。因而地面試驗(yàn)得知的運(yùn)動(dòng)參數(shù)不完全與飛行中的相符，為獲得飛行中的有關(guān)運(yùn)動(dòng)參數(shù)，只得借助理論計(jì)算方法，并從理論計(jì)算中，除去重力影響即可以得到飛行中的有關(guān)運(yùn)動(dòng)參數(shù)，利用這些參數(shù)作為空間天線展開機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的依據(jù)。為了天線能夠順利展開并到位鎖緊，其關(guān)鍵參數(shù)為天線展開到位時(shí)的角速度bω，在保證天地間bω相等的條件下，借助建立的理論仿真模型，除去重力影響。根據(jù)飛行狀態(tài)算出地面試驗(yàn)狀態(tài)的起始轉(zhuǎn)速，結(jié)果對(duì)比如表4所示。

表4 二桿天線展開運(yùn)動(dòng)理論值與試驗(yàn)值比較

由表4可知，地面試驗(yàn)條件下如需模擬飛行試驗(yàn)狀態(tài)，艙體起始轉(zhuǎn)速要增加0.7 rad/s。

5 結(jié) 論

通過(guò)對(duì)天線展開機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)學(xué)的分析，認(rèn)為影響展開特性的主要因素有：

a）在起始轉(zhuǎn)速相同的條件下，航天器轉(zhuǎn)速理論計(jì)算值比地面試驗(yàn)值偏小，是因?yàn)槔碚撚?jì)算將天線桿組件近似為質(zhì)點(diǎn)進(jìn)行考慮的。

b）在天線轉(zhuǎn)速相同的條件下，二桿天線展開機(jī)構(gòu)航天器在真實(shí)失重環(huán)境下的起始轉(zhuǎn)速比理論計(jì)算小，是由于滑動(dòng)筒引起的阻尼計(jì)算偏差帶來(lái)的。

總之，天線展開機(jī)構(gòu)計(jì)算結(jié)果基本上反映了展開機(jī)構(gòu)的實(shí)際工作過(guò)程，可以滿足工程設(shè)計(jì)的需求，在此基礎(chǔ)上仿真得出的運(yùn)動(dòng)學(xué)數(shù)據(jù)為進(jìn)一步優(yōu)化提供了科學(xué)數(shù)據(jù)。

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Motion Analysis on Structure for Space Deployment Antenna

Qin Li-hua, Liu Cheng-guo, Shao Chun-shou, Duan Ya-li, Mu Li-min
(Beijing Ιnstitute of Space Long March Vehicle, Beijing, 100076)

Centrifugal force and damping are considered based on structure of antenna deployment mechanism uses space’s rotate energy. A motion model of the antenna deployment mechanism of the small spacecraft is deduced and implemented. According to the model, the computer program is developed by FORTRON. The experiments of the different pressure are carried out. Calculation results coincide with the experiment results, the correct of the ejection model is tested by the experiment results. The study offers theoretical methods for constructional design of the antenna deployment mechanism.

Spacecraft; Deployment antenna; Motion analysis

V443+.4

A

1004-7182(2017)04-0026-04 DOΙ：10.7654/j.issn.1004-7182.20170407

2016-09-04；

2017-06-21

秦麗華（1970-），女，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)榭臻g飛行器結(jié)構(gòu)及機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)