賈文文 王玉紅 馬靜雅 馬騰 管帥 王國星

(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)

隨著航天技術(shù)的發(fā)展,敏捷衛(wèi)星已成為世界許多宇航公司研發(fā)的熱點(diǎn)之一[1-4],傳統(tǒng)鉸鏈連接式太陽翼,僅通過鉸鏈連接星體側(cè)壁和太陽電池陣,而更改鉸鏈構(gòu)型或增加基板厚度,很難有效提高太陽翼剛度,難以滿足敏捷衛(wèi)星快速姿態(tài)機(jī)構(gòu)并快速穩(wěn)定的需求。1999年美國成功發(fā)射艾科諾斯-2(Ikonos-2)衛(wèi)星,其采用六棱柱構(gòu)型,配置3個太陽翼,間隔120°安裝,每個太陽翼包括1塊電池板,以及用于支撐電池板的支撐臂,由于引入支撐臂,太陽翼由平板結(jié)構(gòu)變形為空間三角結(jié)構(gòu),大大提高其展開后剛度[5]。2011年和2013年,歐洲Astrium公司先后發(fā)射了昴宿星-1A(Pleiades-1A)和Pleiades-1B衛(wèi)星,同樣采用帶支撐臂式太陽翼設(shè)計方案,通過“Y”形輔助支撐結(jié)構(gòu),其兩端通過球關(guān)節(jié)分別與衛(wèi)星側(cè)壁結(jié)構(gòu)和太陽電池板相連,整翼質(zhì)量12.8kg,展開基頻設(shè)計指標(biāo)為10Hz[6-7]。國內(nèi)某敏捷衛(wèi)星平臺也開展了帶支撐臂類高剛度太陽翼設(shè)計[8-9],至今已有多顆衛(wèi)星完成在軌飛行試驗(yàn)驗(yàn)證,太陽翼展開頻率均達(dá)到6Hz以上。

本文針對北京三號A/B衛(wèi)星平臺太陽翼開展了系列分析是試驗(yàn)驗(yàn)證,為后續(xù)太陽翼設(shè)計、分析及試驗(yàn)驗(yàn)證提供了基礎(chǔ)。

1 太陽翼構(gòu)型及組成

北京三號A/B衛(wèi)星太陽電池陣由3個狀態(tài)完全相同的太陽翼組成,每翼采用一根支撐臂、3個壓緊點(diǎn)的構(gòu)型方案。其太陽翼展開和收攏狀態(tài)的構(gòu)型見圖1,太陽翼由電池板、支撐臂、根部鉸鏈和壓緊釋放裝置組成。

圖1 太陽翼展開和收攏狀態(tài)示意圖

太陽電池板通過2個根部鉸鏈與星體側(cè)壁相連,同時又有1根可展開的支撐臂對展開后的太陽翼提供支撐,以滿足展開狀態(tài)一階頻率的要求。在太陽翼收攏狀態(tài),通過3套壓緊釋放裝置實(shí)現(xiàn)對太陽翼和支撐臂的壓緊。

2 基板準(zhǔn)靜態(tài)分析及試驗(yàn)

太陽翼發(fā)射階段呈收攏壓緊狀態(tài),需承受發(fā)射載荷,對于太陽翼基板開展靜力載荷分析和試驗(yàn),以驗(yàn)證基板強(qiáng)度滿足使用要求,本文首先對基板設(shè)計狀態(tài)進(jìn)行拉偏分析,后進(jìn)行靜力試驗(yàn)驗(yàn)證分析結(jié)果。

2.1 基板準(zhǔn)靜態(tài)分析

在太陽翼垂直板面方向施加鑒定級載荷作為準(zhǔn)靜態(tài)分析條件。根據(jù)碳纖維隨爐件彎曲應(yīng)變測試,沿纖維較密方向承載能力111N,對應(yīng)單位長度破壞彎矩My=181Nm/m,根據(jù)等效厚度經(jīng)驗(yàn)公式折算纖維較疏方向?qū)?yīng)單位長度破壞彎矩Mx=130Nm/m。

太陽翼單層板所受彎矩如圖2及圖3。

圖2 垂直面板方向準(zhǔn)靜態(tài)加載太陽翼繞X軸彎矩圖

圖3 垂直面板方向準(zhǔn)靜態(tài)加載太陽翼繞Y軸彎矩圖

繞X軸最大單位長度彎矩Mxmax=120Nm/m,繞Y軸最大單位長度彎矩Mymax=118Nm/m。從實(shí)際計算結(jié)果來看太陽翼面板其實(shí)是承受聯(lián)合彎矩的作用,讀取最大繞X軸向彎矩對應(yīng)位置處承受的繞Y軸彎矩約為My1=60Nm/m,最大繞Y軸向彎矩對應(yīng)位置處承受的繞X軸彎矩約為Mx1=50Nm/m,根據(jù)式(1)得到X向安全系數(shù)nx為3.21,采用形同算法可以得到Y(jié)向安全系數(shù)ny為3.02,均大于1,可見在靜力載荷作用下,太陽翼基板材料是安全的。

(1)

2.2 基板靜力試驗(yàn)

2.2.1 試件狀態(tài)

參加試驗(yàn)的試件為太陽翼基板,此時基板表面尚未粘貼太陽電池片,基板尺寸為1390mm×2000mm,試驗(yàn)中以電池板質(zhì)量作為基準(zhǔn)載荷設(shè)為1G,進(jìn)行試驗(yàn)時,試件固定在太陽翼振動模擬墻上,基板通過根部鉸鏈與模擬墻連接,3套壓緊釋放裝置均處于壓緊狀態(tài)。

選用打印紙為加載物,平鋪在太陽電池板上,根據(jù)電池板的質(zhì)量,按比例逐層累加,以模擬垂直于板面方向的準(zhǔn)靜態(tài)載荷。在基板背面靠近根部鉸鏈和壓緊釋放裝置的X向(平行于基板長邊方向)和Y向(平行于基板短邊方向)等纖維上粘貼應(yīng)變片,并保證應(yīng)變片粘貼于單束纖維上。

2.2.2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

圖4和圖5分別給出了測點(diǎn)S1～S22的X和Y向的載荷-應(yīng)變曲線,從曲線可以看出雖然有些測點(diǎn)有小范圍波動,但應(yīng)變隨載荷變化而呈現(xiàn)出線性變化趨勢。卸載后,各測點(diǎn)的應(yīng)變也能較好復(fù)位,說明鑒定級載荷以內(nèi),基板仍處于線性范圍內(nèi)?；迳衔恢脤ΨQ分布測點(diǎn)的響應(yīng)并不相同,而且有的出現(xiàn)了較大差異,其原因主要有:

圖4 X向應(yīng)變變化曲線

圖5 Y向應(yīng)變變化曲線

(1)復(fù)合材料纖維鋪層的工藝過程會使產(chǎn)品本身特性出現(xiàn)較大的離散性;

(2)應(yīng)變片粘貼時,無法保證完全沿纖維束方向,也無法保證粘貼位置的完全對稱,粘貼質(zhì)量的一致性難以保證。

2.3 小結(jié)

根據(jù)2.2節(jié)基板靜力試驗(yàn)分析結(jié)果可知,基板在準(zhǔn)靜態(tài)靜力載荷作用下,基板各處應(yīng)變均處于彈性階段,與2.1節(jié)準(zhǔn)靜態(tài)分析結(jié)果一致。

3 模態(tài)分析及試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 收攏狀態(tài)計算結(jié)果

對太陽翼的收攏狀態(tài)進(jìn)行模態(tài)計算,見表1。

表1 太陽翼收攏狀態(tài)模態(tài)計算結(jié)果

表1中給出了收攏狀態(tài)的前10階頻率,對應(yīng)的前4階振型見圖6,表中Ux、Uy、Uz、Rx、Ry和Rz,U表示平等,R表示轉(zhuǎn)動,下標(biāo)x,y和z分別表示坐標(biāo)系的三個方向。

圖6 太陽翼收攏狀態(tài)前四階振型圖

3.2 展開狀態(tài)計算結(jié)果

對太陽翼的展開狀態(tài)進(jìn)行模態(tài)計算,結(jié)果見表2。表中給出了展開狀態(tài)的前10階基頻,對應(yīng)的前4階振型見圖7。

表2 太陽翼展開狀態(tài)模態(tài)計算結(jié)果

圖7 太陽翼展開狀態(tài)前四階振型圖

3.3 收攏狀態(tài)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)

3.3.1 試件狀態(tài)

收攏壓緊狀態(tài)太陽翼開展力學(xué)環(huán)境試驗(yàn),以驗(yàn)證其設(shè)計強(qiáng)度滿足發(fā)射需求,同時獲取其收攏狀態(tài)基頻。為獲取較大太陽翼響應(yīng),測點(diǎn)均粘貼在太陽翼角點(diǎn)及邊線位置,同時在壓緊座位置布置相應(yīng)的控制點(diǎn)[10]。

3.3.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

根據(jù)特征級前后曲線對比判讀,太陽翼一階頻率為37.74Hz,為扭轉(zhuǎn)陣型。在X、Y、Z向正弦、隨機(jī)振動試驗(yàn)中,試驗(yàn)前后各加速度測點(diǎn)的特征級曲線(見圖8)重合良好,證明正弦和隨機(jī)振動試驗(yàn)前后太陽翼的狀態(tài)未發(fā)生變化,太陽翼能夠承受驗(yàn)收級的振動試驗(yàn)載荷,目視檢查未發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)受損或其它異?，F(xiàn)象,試驗(yàn)中未發(fā)現(xiàn)有工藝制造缺陷。

圖8 太陽翼正弦、隨機(jī)振動試驗(yàn)前后特征級曲線對比圖

3.4 展開狀態(tài)基頻測試

在完成電爆展開試驗(yàn)后,對太陽翼展開狀態(tài)下的基頻進(jìn)行了測試。采用太陽翼通用測試方案,對太陽翼各進(jìn)行了5次測試,展開基頻均為6.75Hz。

3.5 小結(jié)

通過基頻分析獲取太陽翼收攏和展開狀態(tài)基頻分別為38.04Hz和6.80Hz,試驗(yàn)測得太陽翼收攏和展開狀態(tài)基頻分別為37.74Hz和6.75Hz,可見分析和試驗(yàn)結(jié)果一致性較好。

4 展開動力學(xué)分析及地面展開試驗(yàn)驗(yàn)證

4.1 展開動力學(xué)分析

將支撐臂和基板所有非零模態(tài)導(dǎo)入ADAMS建模軟件,每個鉸鏈線上施加相應(yīng)的驅(qū)動力矩,彈簧鉸鏈自動判斷展開的程度并鎖定,對由支撐臂和基板組成的系統(tǒng)進(jìn)行剛?cè)峄旌系膭恿W(xué)計算,實(shí)現(xiàn)對太陽翼的展開及鎖定過程進(jìn)行連續(xù)的分析,計算模型如圖9所示,經(jīng)分析得到支撐臂鎖定時刻為5.09s。

圖9 太陽翼展開鎖定動力學(xué)計算模型

4.2 太陽翼水平展開試驗(yàn)

為模擬太陽翼展開過程,采用地面零重力卸載裝置,在地面實(shí)現(xiàn)太陽翼展開試驗(yàn)驗(yàn)證,在太陽翼單機(jī)研制階段,其采用了零重力吊掛展開的方式,在基板長邊上預(yù)設(shè)兩個吊掛點(diǎn),利用一根剛度較大的短梁與這兩個點(diǎn)相連接,在短梁上方設(shè)置位置可調(diào)的吊繩安裝點(diǎn),通過調(diào)整吊繩安裝點(diǎn)的位置,可以實(shí)現(xiàn)吊繩軸線穿過太陽板重心的要求。

4.3 太陽翼豎直展開試驗(yàn)

由于敏捷小衛(wèi)星大型相機(jī)的存在,如太陽翼采用水平展開方式,則星體需要躺倒,此時相機(jī)及遮光罩處于懸臂狀態(tài),對其受力極其不利,因此提出一種豎直展開方式,為盡可能降低地面設(shè)備對太陽翼展開過程的影響,需確保根鉸轉(zhuǎn)動軸線處于水平面內(nèi)。但由于此種氣球吊掛方式為力矩平衡,電池板僅部分卸載,因此僅作為定性展開試驗(yàn)方法。

4.4 小結(jié)

太陽翼在兩種展開方式下展開性能均滿足設(shè)計要求,水平展開時間約8s左右,豎直展開時間在10～15s范圍內(nèi),由于地面展開存在各種影響因素,因此展開時間僅作為參照,水平展開過程由于空氣阻力、吊掛等影響,因此展開時間大于動力學(xué)分析值。

5 結(jié)論

針對北京三號A/B衛(wèi)星平臺高剛度太陽翼開展了分析及試驗(yàn)驗(yàn)證,包括基板準(zhǔn)靜態(tài)分析和靜力試驗(yàn)驗(yàn)證,太陽翼收攏狀態(tài)和展開狀態(tài)模態(tài)分析及收攏狀態(tài)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)及展開基頻測試,以及太陽翼動力學(xué)分析及地面展開試驗(yàn)。經(jīng)準(zhǔn)靜態(tài)分析和靜力試驗(yàn)證明該平臺太陽翼可滿足靜態(tài)載荷作用;經(jīng)展開和收攏模態(tài)分析以及相應(yīng)的力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)和展開基頻測試,獲取太陽翼收攏基頻約38Hz,展開基頻約6.8Hz,模態(tài)分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果一致性良好,且力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)前后太陽翼特征級曲線吻合良好,表明太陽翼可承受單機(jī)環(huán)境試驗(yàn);開展了動力學(xué)分析,并在部裝階段和星上分別開展了水平展開和豎直展開試驗(yàn),多次展開數(shù)據(jù)一致性良好。

分析驗(yàn)證和地面試驗(yàn)驗(yàn)證表明,太陽翼結(jié)構(gòu)有足夠的強(qiáng)度裕度,可滿足全壽命周期內(nèi)抗力要求;整翼在收攏狀態(tài)下的固有頻率分布與衛(wèi)星結(jié)構(gòu)對應(yīng)特征匹配,避免了衛(wèi)星發(fā)射過程中出現(xiàn)耦合共振進(jìn)而誘發(fā)失效的問題;整翼在展開狀態(tài)下的基頻達(dá)到了高剛度的設(shè)計目標(biāo);多種展開方式下,太陽翼機(jī)構(gòu)配置合理,展開過程順暢無死點(diǎn),為后續(xù)類似平臺太陽翼設(shè)計、分析及試驗(yàn)提供了基礎(chǔ)。