商紅軍 任守志 盛聰 鄭樹杰

(1 北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094)(2 北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100094)

自從第一顆遙感衛(wèi)星誕生以來，隨著遙感衛(wèi)星技術(shù)的不斷發(fā)展及對地觀測任務(wù)需求的不斷提升，衛(wèi)星遙感圖像的空間分辨率和衛(wèi)星的姿態(tài)機動能力不斷提高。遙感衛(wèi)星的在軌剛度和轉(zhuǎn)動慣量，越來越成為影響遙感圖像空間分辨率和衛(wèi)星姿態(tài)機動能力的重要因素，尤其是高分辨率、高敏捷的遙感衛(wèi)星更需要具有高剛度和低慣量的特點[1-3]。而太陽翼作為衛(wèi)星在軌飛行時外形尺寸最大、剛度最低的可展開部件，對遙感衛(wèi)星在軌剛度和轉(zhuǎn)動慣量的影響非常大。以往遙感衛(wèi)星的太陽翼，均為多塊基板串聯(lián)一維展開的剛性太陽翼，其展開狀態(tài)的整體外形為窄長的矩形，導致太陽翼的質(zhì)心距離衛(wèi)星較遠、轉(zhuǎn)動慣量很大，而展開狀態(tài)的剛度卻很低[4]，無法滿足高分辨率、高敏捷遙感衛(wèi)星的要求。因此，只有低慣量、高剛度太陽翼才能滿足高分辨率高敏捷遙感衛(wèi)星的任務(wù)要求[5-9]。

高分多模衛(wèi)星是中國空間技術(shù)研究院研制的一顆高分辨率、高敏捷光學遙感衛(wèi)星。針對高分多模衛(wèi)星對低慣量、高剛度太陽翼的需求，在傳統(tǒng)多板串聯(lián)一維展開剛性太陽翼技術(shù)的基礎(chǔ)上，開發(fā)了一種三塊基板并聯(lián)二維兩步展開的低慣量、高剛度剛性太陽翼機構(gòu)方案，設(shè)計并研制了兩套低慣量、高剛度二維展開剛性太陽翼。

本文總結(jié)了高分多模量衛(wèi)星三板并聯(lián)高剛度太陽翼機構(gòu)的設(shè)計及驗證情況，著重介紹了太陽翼構(gòu)型及展開過程設(shè)計、高剛度基板及高剛度鉸鏈設(shè)計，在此基礎(chǔ)上，開展了太陽翼展開狀態(tài)基頻和展開過程動力學仿真分析驗證，介紹了高剛度鉸鏈、太陽翼展開狀態(tài)剛度和太陽翼展開性能的地面試驗驗證情況，最后介紹了高分多模衛(wèi)星太陽翼在軌飛行驗證情況，可為我國高剛度太陽翼機構(gòu)設(shè)計及研制提供參考。

1 機構(gòu)設(shè)計

高分多模衛(wèi)星是一顆典型的高分辨率、高敏捷遙感衛(wèi)星，其太陽翼機構(gòu)設(shè)計的關(guān)鍵要求包括：①低慣量設(shè)計，即展開狀態(tài)質(zhì)心靠近衛(wèi)星，轉(zhuǎn)動慣量小，利于衛(wèi)星快速姿態(tài)機動；②高剛度設(shè)計，即展開狀態(tài)剛度高，保證衛(wèi)星姿態(tài)或軌道機動等引起的太陽翼顫振能夠快速衰減，利于衛(wèi)星實現(xiàn)姿態(tài)的快速穩(wěn)定和高精度觀測成像；③高可靠展開，保證太陽翼能夠正常發(fā)電，確保衛(wèi)星供電安全。為滿足上述要求，主要開展了三板并聯(lián)構(gòu)型方案設(shè)計、與并聯(lián)構(gòu)型相適應的二維兩步展開方案設(shè)計及高剛度部件設(shè)計。

1.1 構(gòu)型設(shè)計

構(gòu)型是影響太陽翼展開狀態(tài)剛度和轉(zhuǎn)動慣量的重要因素。根據(jù)結(jié)構(gòu)動力學理論，展開狀態(tài)外形又短又寬的太陽翼，展開狀態(tài)轉(zhuǎn)動慣量更小、基頻更高。因此，針對傳統(tǒng)串聯(lián)太陽翼慣量大、剛度低與高分多模衛(wèi)星對低慣量、高剛度太陽翼需求的矛盾，提出了展開狀態(tài)外形又短又寬的三板并聯(lián)構(gòu)型作為高分多模衛(wèi)星的太陽翼構(gòu)型方案。在該構(gòu)型方案中，太陽翼機構(gòu)由3塊可鋪貼太陽能電池的基板、1個根部鉸鏈、4個側(cè)板鉸鏈、4套壓緊裝置和1套側(cè)板釋放裝置組成。其中，3塊基板分別為中心板、上側(cè)板和下側(cè)板，外形尺寸相同，長度均為2200 mm，寬度均為1200 mm，中心板通過根部鉸鏈與星上太陽電池陣驅(qū)動裝置(SADA)相連，上側(cè)板和下側(cè)板分別通過兩個側(cè)板鉸鏈與中心板的長邊相連，形成了上側(cè)板、中心板和下側(cè)板三板并聯(lián)的展開狀態(tài)構(gòu)型，如圖1所示。太陽翼展開狀態(tài)本體長度為2200 mm，寬度為3800 mm，總面積為7.92 m2。三板并聯(lián)構(gòu)型實際上是一種樹狀結(jié)構(gòu)，中心板為主干，兩塊側(cè)板為支干，這是一種天然的結(jié)構(gòu)剛度很高的構(gòu)型方案。

在收攏狀態(tài)，太陽翼的上側(cè)板和下側(cè)板分別收攏在中心板的正面和背面，并通過壓緊裝置壓緊在衛(wèi)星側(cè)壁結(jié)構(gòu)上，如圖2所示。高分多模衛(wèi)星在軌飛行狀態(tài)如圖3所示。

圖2 太陽翼收攏狀態(tài)Fig.2 Stowed solar array

圖3 衛(wèi)星在軌飛行狀態(tài)Fig.3 Satellite on-orbit configuration

相比傳統(tǒng)3塊基板串聯(lián)的太陽翼(見圖4，基板尺寸和結(jié)構(gòu)設(shè)計完全相同)，3塊基板并聯(lián)太陽翼的長度縮短2倍，寬度增大2倍，展開狀態(tài)的構(gòu)型由窄長變?yōu)槎虒挘@就導致太陽翼的質(zhì)心與衛(wèi)星的距離減少2倍，轉(zhuǎn)動慣量顯著減小，面外彎曲剛度則顯著增大[9]。根據(jù)計算可知，太陽翼結(jié)構(gòu)的面外彎曲剛度增大2倍，面外彎曲方向的轉(zhuǎn)動慣量減小至傳統(tǒng)串聯(lián)構(gòu)型太陽翼的約1/8。

圖4 太陽翼展開狀態(tài)示意圖Fig.4 Solar array deployment configuration

1.2 展開方案設(shè)計

傳統(tǒng)串聯(lián)太陽翼展開方式為一維展開，而高分多模太陽翼為三板并聯(lián)構(gòu)型，無法采用一維展開方式。針對這種構(gòu)型的特殊性，設(shè)計了與之相適應的二維兩步展開方案(見圖5)：第一步，所有壓緊裝置解鎖后，3塊太陽電池板在根部鉸鏈的作用下展開，直至根部鉸鏈展開到位并鎖定，此過程中2塊側(cè)板收攏在中心板上，見圖5(a)～(c)；第二步，在根部鉸鏈即將展開到位前，通過側(cè)板釋放裝置釋放2塊側(cè)板，2塊側(cè)板在側(cè)板鉸鏈的驅(qū)動下，分別向中心板的兩側(cè)展開，直至展開到位并鎖定，見圖5(d)～(f)。采用兩步展開的方式并且在根部鉸鏈展開到位前才釋放側(cè)板，可以避免壓緊在星體與中心板之間的側(cè)板與衛(wèi)星發(fā)生干涉。這種二維兩步展開方案，可以較好地滿足三板并聯(lián)構(gòu)型太陽翼的展開需求。

圖5 太陽翼展開過程示意圖Fig.5 Solar array deployment sequences

1.3 部件設(shè)計

太陽翼展開狀態(tài)的剛度，除了與構(gòu)型密切相關(guān)外，也與太陽翼的主要部件即基板和鉸鏈的剛度密切相關(guān)，提高基板和鉸鏈的剛度，就可以提高太陽翼的展開狀態(tài)剛度。

1.3.1 高剛度基板

為了保證高分多模衛(wèi)星太陽翼獲得高剛度，基板結(jié)構(gòu)選用高剛度、輕量化的碳纖維面板/鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)。為了進一步提高基板的剛度，主要采取了兩種設(shè)計措施：一是通過增大鋁蜂窩芯的高度，來增大三塊基板的厚度，這會大大增加基板的彎曲剛度；二是選擇高模量碳纖維作為基板的面板材料，并優(yōu)化鋪層設(shè)計，可以進一步提高基板的彎曲剛度。根據(jù)蜂窩夾層結(jié)構(gòu)彎曲剛度的計算公式可知，這兩種提高基板剛度的設(shè)計措施中，增大蜂窩芯高度比選用高模量碳纖維材料的效果更明顯。

1.3.2 高剛度鉸鏈

鉸鏈作為太陽翼與衛(wèi)星以及太陽翼基板之間的連接部件，在基板剛度顯著提高之后，就成為影響太陽翼展開狀態(tài)剛度的關(guān)鍵因素，低剛度的鉸鏈會使得基板剛度的提高變得幾乎沒有意義。

根部鉸鏈用于高分多模衛(wèi)星太陽翼與衛(wèi)星之間連接，其剛度對太陽翼的剛度影響非常大。在設(shè)計上，通過增大外形尺寸、引入四桿鎖緊機構(gòu)和采用高模量材料等設(shè)計措施，在保證可靠的展開鎖定性能并維持質(zhì)量基本不變的情況下，獲得了遠超傳統(tǒng)銷槽式鉸鏈的高鎖定剛度。根部鉸鏈示意如圖6所示。

圖6 根部鉸鏈示意圖Fig.6 Root hinge

側(cè)板鉸鏈用于中心板與兩塊板側(cè)板的連接，也采用與根部鉸鏈相同的四桿鎖緊機構(gòu)和高剛度設(shè)計措施，同樣實現(xiàn)了高剛度設(shè)計。側(cè)板鉸鏈收攏狀態(tài)和展開狀態(tài)示意如圖7所示。

圖7 側(cè)板鉸鏈示意圖Fig.7 Panel hinge

2 仿真分析與驗證

到目前為止，太陽翼依舊是大多數(shù)航天器唯一的能源提供裝置，因此一旦出現(xiàn)在軌展開故障，就會造成航天器失效，損失巨大。因此，需要對太陽翼展開機構(gòu)的設(shè)計進行充分的仿真分析驗證，對太陽翼實際產(chǎn)品的功能和性能進行地面試驗驗證和在軌飛行驗證。在高分多模衛(wèi)星太陽翼機構(gòu)設(shè)計的3個主要關(guān)切中，低慣量特性通過簡單幾何計算即可獲得驗證，而高剛度和可靠展開的實現(xiàn)難度較大且準確性要求高，因此需要通過仿真分析、地面試驗及在軌飛行等方式進行綜合驗證。

2.1 仿真分析

仿真分析是驗證太陽翼展開方案設(shè)計正確性及獲取太陽翼結(jié)構(gòu)動力學特性和展開過程動力學特性的主要手段。本文重點針對高分多模衛(wèi)星太陽翼高剛度及二維兩步展開特性進行仿真分析，主要內(nèi)容包括展開狀態(tài)模態(tài)分析及展開過程動力學仿真分析。

2.1.1 展開狀態(tài)模態(tài)分析

太陽翼展開狀態(tài)剛性通常以展開狀態(tài)固有頻率來表征。通過太陽翼展開狀態(tài)模態(tài)分析，可以獲得太陽翼展開狀態(tài)模態(tài)振形及對應的固有頻率，從而驗證太陽翼展開狀態(tài)剛度是否滿足設(shè)計要求。根據(jù)高分多模衛(wèi)星太陽翼結(jié)構(gòu)設(shè)計，建立了太陽翼展開狀態(tài)的有限元模型，完成了展開狀態(tài)模態(tài)分析，獲得了太陽翼展開狀態(tài)的主要模態(tài)振型和對應的固有頻率，結(jié)果表明：高分多模衛(wèi)星太陽翼展開狀態(tài)一階面外彎曲頻率(f1)為2.45 Hz，一階扭轉(zhuǎn)頻率(f2)為2.68 Hz，一階面內(nèi)彎曲頻率(f3)為2.79 Hz，模態(tài)振型如圖8所示。

相同面積的傳統(tǒng)三板串聯(lián)剛性太陽翼的面外彎曲基頻通常在0.2 Hz～0.4 Hz之間，因此高分多模衛(wèi)星太陽翼的面外彎曲基頻高達傳統(tǒng)三板串聯(lián)太陽翼的6～12倍。

2.1.2 展開過程動力學仿真分析

通過展開過程動力學仿真分析，可以驗證太陽翼機構(gòu)展開方案設(shè)計的合理性，并獲取太陽翼在軌展開動力學特性(包括展開時間、各部件運動規(guī)律及力學特性等)[10]。根據(jù)高分多模衛(wèi)星太陽翼結(jié)構(gòu)及機構(gòu)設(shè)計，建立了太陽翼展開過程動力學仿真分析模型，模型中的中心板和兩塊側(cè)板均為柔性結(jié)構(gòu)，以保證仿真結(jié)果更符合實際情況。針對低溫工況，開展了太陽翼展開過程動力學仿真分析，得到太陽翼展開過程如圖9所示，與1.2節(jié)圖5所設(shè)計的展開方案基本一致。

圖9 太陽翼展開過程動力學仿真結(jié)果Fig.9 Deployment dynamics simulation of solar array

由于慣性作用，兩塊側(cè)板的展開速度并不一致，其中收攏狀態(tài)處于中心板外側(cè)的下側(cè)板的展開速度要快于上側(cè)板。中心板、下側(cè)板和上側(cè)板展開到位后，均會直接或間接對與根部鉸鏈固連的SADA產(chǎn)生鎖定沖擊載荷，其中中心板最先展開到位，然后是下側(cè)板，最后是上側(cè)板，對應圖10中曲線的3個較高的波峰。從壓緊裝置解鎖釋放至上側(cè)板鎖定為太陽翼展開時間(18 s)，對應圖10中曲線中第3個較高的波峰。

圖10 低溫工況下太陽翼根部鉸鏈鎖定沖擊載荷Fig.10 Shock load on root hinge at the end of deployment at the minimum temperature

在兩塊側(cè)板展開時，中心板會受到兩側(cè)板的反向驅(qū)動。由于通過根部鉸鏈與中心板固連的SADA的保持力矩較小，SADA會相對兩塊側(cè)板反向旋轉(zhuǎn)，在兩塊側(cè)板鎖定后會出現(xiàn)來回振蕩現(xiàn)象，直至轉(zhuǎn)動能量在耗散完畢，SADA才會停止轉(zhuǎn)動。展開過程中SADA轉(zhuǎn)動角度曲線，如圖11所示，SADA轉(zhuǎn)動角速度曲線，如圖12所示。

圖11 低溫工況下太陽翼展開過程中SADA轉(zhuǎn)動角度曲線Fig.11 SADA rotation angle during solar array deployment at the minimum temperature

圖12 低溫工況下太陽翼展開過程中SADA轉(zhuǎn)動角速度曲線Fig.12 SADA angular velocity during solar array deployment at lowest temperature

2.2 地面試驗驗證

通過地面展開試驗，可以在航天器最終飛行試驗前充分驗證太陽翼的展開功能和性能，暴露潛在的剛度不足、力矩裕度不足、干涉等問題，并為采用相應的解鎖措施提供參考。本文針對高分多模衛(wèi)星太陽翼高剛度及二維兩步展開特性，重點介紹太陽翼展開狀態(tài)固有頻率測試情況及地面展開試驗驗證情況。

2.2.1 太陽翼展開狀態(tài)固有頻率測試

在吊掛展開狀態(tài)下，對高分多模衛(wèi)星太陽翼飛行產(chǎn)品，進行了展開狀態(tài)面外彎曲固有頻率測試，測得太陽翼展開狀態(tài)面外彎曲一階固有頻率為2.09 Hz，該測試值中包含了吊掛裝置、空氣等附加質(zhì)量的影響，非常保守。通過仿真分析，消除吊掛裝置質(zhì)量的影響后，得到該太陽翼展開狀態(tài)面外彎曲一階固有頻率為2.35 Hz，與仿真分析結(jié)果一致，證明高分多模衛(wèi)星太陽翼實現(xiàn)了高剛度設(shè)計。太陽翼展開狀態(tài)面外彎曲一階固有頻率測試曲線，如圖13所示。

圖13 太陽翼展開狀態(tài)固有頻率測試曲線Fig.13 Solar array fundamental frequency measurements in deployed configuration

2.2.2 地面展開試驗

1)地面展開試驗設(shè)計

由圖5可知，高分多模衛(wèi)星太陽翼的展開過程為二維運動，因此需要設(shè)計并研制與三板并聯(lián)兩維展開特性相適應的二維吊掛式零重力展開試驗裝置，以在地面對太陽翼展開功能和性能進行充分的試驗驗證。

由2.1.2節(jié)太陽翼展開過程動力學仿真分析結(jié)果表明：在太空中展開時，高分多模衛(wèi)星太陽翼的上側(cè)板和下側(cè)板并非同步展開。在實際的工程研制過程中，為了簡化太陽翼地面展開試驗方案，在展開試驗裝置設(shè)計時，太陽翼的上側(cè)板和下側(cè)板按同步展開處理。太陽翼二維吊掛式展開試驗裝置原理如圖14所示。

圖14 太陽翼吊掛展開試驗裝置工作原理Fig.14 Schematic diagram of solar array zero-G deployment rig

在圖14中，翻轉(zhuǎn)梁為左右對稱結(jié)構(gòu)，兩根吊繩的吊點關(guān)于翻轉(zhuǎn)梁轉(zhuǎn)軸左右對稱，上側(cè)板和下側(cè)板的外側(cè)邊通過吊繩與翻轉(zhuǎn)梁兩端連接，翻轉(zhuǎn)梁與兩塊側(cè)板和吊繩分別組成了2個平行四邊形。通過配平的方法，使上側(cè)板和下側(cè)板質(zhì)量相同且質(zhì)心到鉸鏈轉(zhuǎn)軸的距離相同，這樣兩根吊繩的吊掛力通過翻轉(zhuǎn)梁的傳遞就能夠保持相同。兩塊側(cè)板的零重力吊掛實際上是一種力矩平衡的方式，即吊掛力與側(cè)板重力關(guān)于側(cè)板鉸鏈轉(zhuǎn)軸保持力矩平衡。兩塊側(cè)板的質(zhì)量，一部分由吊繩卸載，一部分通過側(cè)板鉸鏈傳遞至中心板卸載，這樣的處理可以使展開試驗裝置的設(shè)計得到簡化。

2)地面模擬墻上展開試驗

高分多模衛(wèi)星太陽翼裝配完成后，根據(jù)研制流程安排，在二維吊掛式零重力展開試驗裝置上，進行了多次地面展開試驗，以檢驗其展開功能和性能。在歷次展開試驗中，太陽翼展開運動均平穩(wěn)順暢，兩塊側(cè)板均在預設(shè)的轉(zhuǎn)動角度準確釋放，所有鉸鏈均鎖定良好，驗證了高分多模衛(wèi)星太陽翼的展開功能和性能，也驗證了二維吊掛式展開試驗裝置設(shè)計的正確性及工作性能。高分多模衛(wèi)星-Y太陽翼在模擬墻上的展開過程如圖15所示。

圖15 -Y太陽翼展開過程照片F(xiàn)ig.15 -Y solar array deployment sequences

2.3 在軌飛行驗證

2020年7月3日11點9分，高分多模衛(wèi)星在太原衛(wèi)星發(fā)射中心由長征四號運載火箭發(fā)射升空，衛(wèi)星與火箭分離后，太陽翼按星上程控指令順利解鎖，并成功展開。根據(jù)星上遙測數(shù)據(jù)可知，-Y太陽翼展開時間為19 s，+Y太陽翼展開時間為18 s，與仿真分析結(jié)果一致性較好。星上監(jiān)視相機記錄下了-Y太陽翼展開過程如圖16所示。經(jīng)分析，太陽翼展開過程中包括兩塊側(cè)板展開速度差異和SADA的轉(zhuǎn)動情況在內(nèi)的展開運動特性與2.1.2節(jié)圖9中展開過程動力學仿真分析結(jié)果一致性較好。進一步驗證了高分多模衛(wèi)星三板并聯(lián)二維兩步展開高剛度太陽翼機構(gòu)設(shè)計、展開動力學仿真分析及地面展開試驗方法的合理性和正確性。

圖16 星上監(jiān)視相機實拍-Y太陽翼在軌展開過程視頻截圖Fig.16 -Y solar array on-orbit deployment sequences acquired by on-board monitoring camera

3 結(jié)論

本文介紹了高分多模衛(wèi)星高剛度太陽翼機構(gòu)設(shè)計及驗證情況，得到如下結(jié)論。

(1)通過采用三塊基板并聯(lián)構(gòu)型、高剛度基板設(shè)計以及高剛度鉸鏈等措施，使高分多模衛(wèi)星太陽翼展開狀態(tài)的轉(zhuǎn)動慣量降低至傳統(tǒng)串聯(lián)太陽翼的約1/8，而其面外彎曲基頻的仿真分析值達到2.45 Hz，比相同面積串聯(lián)太陽翼的剛度提高6～12倍，該結(jié)果也與太陽翼基頻地面實測結(jié)果一致，實現(xiàn)了太陽翼低慣量和高剛度設(shè)計。

(2)在歷次地面展開試驗中，高分多模衛(wèi)星太陽翼均正常平穩(wěn)展開并可靠鎖定，太陽翼機構(gòu)設(shè)計正確性及機構(gòu)性能得到充分的地面試驗驗證，也驗證了二維吊掛式展開試驗裝置設(shè)計正確性及工作性能。

(3)高分多模衛(wèi)星太陽翼隨衛(wèi)星成功發(fā)射入軌，經(jīng)受了發(fā)射段惡劣的力學環(huán)境條件考驗，在軌成功展開并鎖定，在軌展開時間、兩塊側(cè)板展開速度差異和SADA轉(zhuǎn)動情況與仿真分析結(jié)果一致，驗證了高分多模衛(wèi)星高剛度太陽翼機構(gòu)設(shè)計、展開動力學仿真分析及地面展開試驗方法的合理性和正確性。

綜上，高分多模衛(wèi)星高剛度太陽翼機構(gòu)的相關(guān)設(shè)計及驗證結(jié)果，可為我國后續(xù)高剛度太陽翼機構(gòu)設(shè)計及研制提供參考。