謝朋儒，顧紹景，馬季軍，陳 錚，葛茂艷

（1.上海空間電源研究所，上海 200245；2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109）

0 引言

空間站是我國首個在軌組建的多艙段大型飛行器［1］，每個艙段均配置2 個功率通道，電源系統(tǒng)采用直流100 V 光伏-蓄電池系統(tǒng)［2］，其中夢天實驗艙單功率通道負(fù)載額定功率需求為6.75 kW，每個太陽電池翼對應(yīng)1 條功率供電通道，每個太陽電池翼輸出功率達(dá)18 kW?？臻g站為單艙發(fā)射、在軌組裝運行，且在軌組合構(gòu)型多、構(gòu)型復(fù)雜，不同構(gòu)型下具備不同的飛行姿態(tài)。電源系統(tǒng)的供電能力要能適應(yīng)單艙構(gòu)型、組建基本構(gòu)型、來往飛行器對接構(gòu)型、擴展構(gòu)型等所有狀態(tài)，也要適應(yīng)慣性系、三軸對地、軌道系等飛行姿態(tài)。在各構(gòu)型及飛行姿態(tài)下，實驗艙太陽電池翼的太陽入射角［3］各不相同，且存在遮擋問題［4］，造成太陽電池翼發(fā)電能力［5-6］不同。因此，在保證太陽電池翼工作于較優(yōu)的對日定向方式下［7-10］，使太陽入射角達(dá)到最優(yōu)狀態(tài)，保證電源系統(tǒng)供電輸出功率穩(wěn)定性。本文根據(jù)空間站構(gòu)型及飛行姿態(tài)，對雙自由度對日定向系統(tǒng)構(gòu)型展開研究［11-14］，提出一種分體組合式雙自由度對日定向系統(tǒng)構(gòu)型，以滿足太陽電池翼在空間站多種構(gòu)型及飛行姿態(tài)下的發(fā)電能力。同時，基于該構(gòu)型，對雙自由度對日定向系統(tǒng)中的各產(chǎn)品進(jìn)行布局，以滿足對日定向系統(tǒng)的電傳輸及對日定向功能。

1 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀

調(diào)研國內(nèi)外空間站［15］及我國大型飛行器，包括國外的俄羅斯禮炮號（鉆石號）空間站和國際空間站［16-17］，國內(nèi)的天宮空間實驗室、神舟飛船、貨運飛船等［18-21］，通過分析比對，各飛行器對電能的需求各不相同，采用的對日定向方式也不相同。

俄羅斯鉆石號空間站用28 V 低壓供電體制，功率需求3～4 kW，太陽電池翼峰值發(fā)電能力為11.3 kW。太陽翼采用兩軸離散型對日定向方式。國際空間站采用120 V 和28 V 供電體制，其中美國艙段采用120 V 高壓母線體制，俄羅斯艙段采用28 V 母線體制，不同艙段并網(wǎng)時轉(zhuǎn)換為120 V。每個太陽電池翼對應(yīng)1 條功率供電通道，額定輸出功率為10.45 kW，每個太陽電池翼最大輸出功率31.00 kW。美國艙段太陽電池翼采用2 個互相正交的旋轉(zhuǎn)軸實現(xiàn)雙自由度對日定向，使太陽電池翼發(fā)電能力最大化。

國內(nèi)的天宮空間實驗室、神舟飛船和貨運飛船太陽電池翼均采用單自由度連續(xù)對日定向方式，其中天宮空間實驗室采用100 V 母線體制，功率需求為3.5 kW，太陽電池翼峰值發(fā)電能力為8.0 kW。神舟飛船采用28 V 母線體制，功率需求為1.8 kW，太陽電池翼峰值發(fā)電能力為3.0 kW。貨運飛船采用100 V 母線體制，功率需求為2.7 kW，太陽電池翼峰值發(fā)電能力為6.0 kW。

對比國內(nèi)外空間站等大型飛行器的電源系統(tǒng)對日定向的設(shè)計情況，國外采用雙自由度對日定向技術(shù)的低軌大型飛行器僅有美國國際空間站。在我國空間站建造前，國內(nèi)大型飛行器未采用雙自由度對日定向技術(shù)。

2 對日定向系統(tǒng)方案

2.1 總體設(shè)計方案

2.1.1 組成與功能

夢天實驗艙雙自由度對日定向系統(tǒng)采用分體組合式對日定向構(gòu)型方案，通過2 個軸向正交的單自由度對日定向子系統(tǒng)共同實現(xiàn)太陽電池翼雙自由度對日定向。該系統(tǒng)由A軸對日定向子系統(tǒng)、B軸對日定向子系統(tǒng)、桁架結(jié)構(gòu)、桁架電纜、分流調(diào)節(jié)器等設(shè)備組成。

A軸對日定向子系統(tǒng)包括對日定向裝置、艙外驅(qū)動控制器、艙內(nèi)驅(qū)動控制器、艙外控溫儀，實現(xiàn)組合體構(gòu)型下的單自由度對日定向，同時對日定向裝置在艙外桁架與艙內(nèi)之間傳輸2 個實驗艙功率通道與1 個擴展通道的功率及信號。

B軸對日定向子系統(tǒng)包括2 臺驅(qū)動機構(gòu)和2 臺綜合驅(qū)動控制器，其中1 臺驅(qū)動機構(gòu)與1 臺綜合驅(qū)動控制器為同一個功率通道產(chǎn)品，負(fù)責(zé)該通道的太陽電池翼單自由度對日定向，同時驅(qū)動機構(gòu)傳輸太陽電池翼的功率及信號。

對日定向裝置安裝在艙體尾端，桁架結(jié)構(gòu)［22-23］安裝在對日定向裝置轉(zhuǎn)動端法蘭上，2 臺驅(qū)動機構(gòu)安裝在桁架結(jié)構(gòu)上，太陽翼安裝在驅(qū)動機構(gòu)轉(zhuǎn)動法蘭上。通過桁架結(jié)構(gòu)，使對日定向裝置與2 臺驅(qū)動機構(gòu)正交剛性連接。當(dāng)對日定向裝置轉(zhuǎn)動時，可帶動桁架結(jié)構(gòu)及安裝在上面的B軸對日定向子系統(tǒng)和太陽電池翼轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)實驗艙2 個太陽翼的雙自由度對日定向，如圖1（a）所示。擴展太陽翼安裝在桁架結(jié)構(gòu)尾端，對日定向裝置轉(zhuǎn)動時，帶動桁架結(jié)構(gòu)及擴展太陽翼一起轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)擴展太陽翼單自由度對日定向。艙內(nèi)驅(qū)動控制器安裝在資源艙內(nèi)，其余的艙外驅(qū)動控制器、綜合驅(qū)動控制器、艙外控溫儀、分流調(diào)節(jié)器、桁架電纜等設(shè)備均安裝在桁架結(jié)構(gòu)上，組成桁架組件，如圖1（b）所示。

圖1 分體組合式雙自由度對日定向構(gòu)型Fig.1 Split combined double-degree-of-freedom solar-oriented configuration

2.1.2 工作模式

1）單艙飛行。

夢天實驗艙單艙飛行時，具備慣性系飛行和三軸對地飛行2 種飛行姿態(tài)，A軸對日定向子系統(tǒng)均不對日定向，對日定向裝置處于鎖定狀態(tài)，如圖2 所示。慣性系飛行姿態(tài)下，B軸對日定向子系統(tǒng)間歇轉(zhuǎn)動補償太陽高度角變化；三軸對地飛行姿態(tài)下，B軸對日定向子系統(tǒng)實現(xiàn)軌道周期內(nèi)的0°～360°連續(xù)轉(zhuǎn)動。

圖2 單艙飛行單自由度對日定向Fig.2 Single-degree-of-freedom solar orientation of single-cabin flight

2）“T”字組合體飛行。

夢天實驗艙在軌與核心艙對接轉(zhuǎn)位后，組成空間站“T”字組合體三艙構(gòu)型。該構(gòu)型具備三軸對地和軌道系飛行2 種飛行姿態(tài)，在2 種飛行姿態(tài)下，A軸對日定向子系統(tǒng)實現(xiàn)軌道周期內(nèi)的0°～360°連續(xù)轉(zhuǎn)動，B軸對日定向子系統(tǒng)間歇轉(zhuǎn)動補償太陽高度角變化，如圖3（a）所示。

圖3 組合體飛行雙自由度對日定向Fig.3 Single-degree-of-freedom solar orientation of the combined body flight

擴展功率通道在軌構(gòu)建后，擴展太陽翼從核心艙轉(zhuǎn)移安裝到實驗艙桁架結(jié)構(gòu)尾端，擴展太陽翼的電池片面朝向桁架結(jié)構(gòu)III 象限。實驗艙雙自由度對日定向系統(tǒng)進(jìn)行對日定向工作時，對日定向裝置帶動桁架結(jié)構(gòu)及擴展太陽翼一起轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)擴展太陽翼在軌道周期內(nèi)的單自由度0°～360°連續(xù)轉(zhuǎn)動，如圖3（b）所示。

2.2 A 軸對日定向方案

A軸對日定向子系統(tǒng)包括對日定向裝置、艙外驅(qū)動控制器、艙內(nèi)驅(qū)動控制器和艙外控溫儀。

對日定向裝置在發(fā)射段采用包帶鎖緊釋放機構(gòu)實現(xiàn)輸出端鎖定和承載，入軌后由爆炸螺栓實現(xiàn)包帶的解鎖，輸出端采用切換鎖定機構(gòu)鎖定。對日定向裝置單艙飛行階段不轉(zhuǎn)動，形成三艙組合體后，由驅(qū)動控制器驅(qū)動對日定向裝置工作［24］，其中由驅(qū)動鎖定機構(gòu)與回轉(zhuǎn)支撐機構(gòu)實現(xiàn)驅(qū)動功能，實現(xiàn)太陽翼的對日定向。電傳輸組件中的滾環(huán)實現(xiàn)艙內(nèi)和艙外的大功率傳輸，滑環(huán)［25］實現(xiàn)信號傳輸。熱控防護(hù)組件實現(xiàn)熱控防護(hù)與散熱［26］，并由艙外控溫儀對內(nèi)環(huán)轉(zhuǎn)動端局部加熱控溫，外環(huán)固定端的加熱控溫由熱控分系統(tǒng)負(fù)責(zé)。

為了滿足空間站在軌壽命15 年的需求，對日定向裝置采用主、備模式的雙滾動支撐組件（Trundle Bearing Assy，TBA）面對面串聯(lián)布置的構(gòu)型方案，并在主、備模式下分別配置切換鎖定機構(gòu)，分別實現(xiàn)主、備模式下回轉(zhuǎn)支撐機構(gòu)的鎖定或解鎖，為保證系統(tǒng)在全任務(wù)周期內(nèi)的任務(wù)可靠性，主、備模式分別配置2 套切換鎖定機構(gòu)，互為備份。系統(tǒng)發(fā)生1 次故障后，不依賴宇航員出艙操作，采用切換鎖定機構(gòu)實現(xiàn)主、備模式自主切換。

對日定向裝置需長期對日定向轉(zhuǎn)動，為保證系統(tǒng)可靠性并確保主模式的長期可靠運行，在主模式下配置2 套驅(qū)動鎖定機構(gòu)進(jìn)行冷備份，備模式下配置1 套驅(qū)動鎖定機構(gòu)。

艙內(nèi)驅(qū)動控制器設(shè)置主備機進(jìn)行冷備份，控制對日定向裝置主模式下的2 套驅(qū)動鎖定機構(gòu)與切換鎖定機構(gòu)。艙外驅(qū)動控制器設(shè)置主備機進(jìn)行冷備份，控制對日定向裝置備模式下的1 套驅(qū)動鎖定機構(gòu)及2 套切換鎖定機構(gòu)，如圖4 所示。

圖4 主備工作模式機械傳動原理Fig.4 Principle of mechanical transmission in the primary and backup working modes

對日定向裝置主備模式工作原理如下。

2.2.1 主模式工作原理

當(dāng)空間站形成三艙組合體后，對日定向裝置在主模式下運行，各單機及部組件運行狀態(tài)如下。

1）主模式下切換鎖定機構(gòu)處于解鎖狀態(tài)，使導(dǎo)軌能夠在主模式8 套滾動支撐組件（Trundle Bearing Assy，TBA）的支撐下轉(zhuǎn)動。備模式下切換鎖定機構(gòu)處于鎖定狀態(tài)，使導(dǎo)軌與備模式8 套TBA 不發(fā)生相對轉(zhuǎn)動。

2）由艙內(nèi)驅(qū)動控制器主機驅(qū)動主份模式下對應(yīng)的驅(qū)動鎖定機構(gòu)a，處于工作狀態(tài)的驅(qū)動鎖定機構(gòu)a 的離合器處于結(jié)合狀態(tài)，其輸出端小齒輪驅(qū)動末端大齒輪轉(zhuǎn)動；而另外1 臺不工作的驅(qū)動鎖定機構(gòu)b 的離合器處于斷開狀態(tài)，其輸出端小齒輪處于從動狀態(tài)。

3）當(dāng)運行的驅(qū)動鎖定機構(gòu)a出現(xiàn)故障后，將驅(qū)動鎖定機構(gòu)a 的離合器斷開，使其處于從動狀態(tài)；艙內(nèi)驅(qū)動控制器切換到備機工作，控制驅(qū)動鎖定機構(gòu)b，離合器處于結(jié)合狀態(tài)，其輸出端小齒輪驅(qū)動末端大齒輪轉(zhuǎn)動。

4）主模式下，整個導(dǎo)軌與備模式下的8 套TBA和桁架一起轉(zhuǎn)動。

2.2.2 備模式工作原理

當(dāng)主模式出現(xiàn)如下情形時，需要啟動備模式進(jìn)行工作。

1）主模式下的2 套傳動鏈均故障且無法恢復(fù)時，須啟用備模式。

2）主模式下傳動鏈發(fā)生故障，但空間站系統(tǒng)當(dāng)前時期不允許機構(gòu)停轉(zhuǎn)，須保證發(fā)電功率時，啟用備模式；在空間站系統(tǒng)允許降負(fù)載運行階段，機構(gòu)停轉(zhuǎn)，由宇航員出艙維修主模式故障部位。

啟用備模式工作時，主模式下的切換鎖定機構(gòu)鎖定，備模式下的切換鎖定機構(gòu)進(jìn)行解鎖。此時，主模式下8 套TBA 與導(dǎo)軌不發(fā)生相對轉(zhuǎn)動，備模式下8 套TBA 與導(dǎo)軌能夠相對轉(zhuǎn)動，因此在備模式驅(qū)動鎖定機構(gòu)的驅(qū)動下，備模式下的8 套TBA、驅(qū)動鎖定機構(gòu)、艙外驅(qū)動控制器與桁架一起進(jìn)行轉(zhuǎn)動。

2.3 B 軸對日定向方案

B軸對日定向子系統(tǒng)包括驅(qū)動機構(gòu)II、驅(qū)動機構(gòu)IV、綜合驅(qū)動控制器a 和綜合驅(qū)動控制器b。

驅(qū)動機構(gòu)II 固定端安裝在桁架結(jié)構(gòu)II 象限，其轉(zhuǎn)動端安裝太陽電池翼a，由綜合驅(qū)動控制器a 進(jìn)行驅(qū)動控制，同時采集驅(qū)動機構(gòu)II 及太陽電池翼a 的測量信號。驅(qū)動機構(gòu)IV 固定端安裝在桁架結(jié)構(gòu)IV象限，其轉(zhuǎn)動端安裝太陽電池翼b，由綜合驅(qū)動控制器b 進(jìn)行驅(qū)動控制，同時采集驅(qū)動機構(gòu)IV 及太陽電池翼b 的測量信號。

驅(qū)動機構(gòu)采用滑環(huán)傳輸太陽翼的發(fā)電功率及測量信號，由于發(fā)電功率路數(shù)及信號數(shù)量多，為減小驅(qū)動機構(gòu)軸向長度，采用雙層柱式滑環(huán)進(jìn)行電傳輸。在外層布置發(fā)熱量大的發(fā)電功率環(huán)，在內(nèi)層布置發(fā)熱小的信號環(huán)。

綜合驅(qū)動控制a、b 均對驅(qū)動機構(gòu)II 和驅(qū)動機構(gòu)IV 進(jìn)行控溫，實現(xiàn)2 個功率通道之間的交叉控溫，避免單通道斷電維修時，發(fā)生溫度失控。

單臺驅(qū)動機構(gòu)只有1 個傳動鏈，通過綜合驅(qū)動控制器驅(qū)動步進(jìn)電機，經(jīng)諧波減速器減速及力矩放大后，輸出到轉(zhuǎn)動端法蘭，帶動太陽翼轉(zhuǎn)動。驅(qū)動機構(gòu)II 與驅(qū)動機構(gòu)IV 對稱安裝在桁架結(jié)構(gòu)兩側(cè)，跟蹤太陽時，2 臺驅(qū)動機構(gòu)相對艙體的轉(zhuǎn)向相同，因此，從驅(qū)動機構(gòu)輸出端法蘭向桁架看，當(dāng)驅(qū)動機構(gòu)II順時針旋轉(zhuǎn)時，驅(qū)動機構(gòu)IV 為逆時針旋轉(zhuǎn)。綜合驅(qū)動控制a 與綜合驅(qū)動控制b 的設(shè)計狀態(tài)一致，為了實現(xiàn)驅(qū)動機構(gòu)II 與驅(qū)動機構(gòu)IV 相反方向的轉(zhuǎn)動，采用識別高低電平的方式，通過桁架電纜中增加短接線，使綜合驅(qū)動控制器能夠識別驅(qū)動機構(gòu)II 或驅(qū)動機構(gòu)IV。

2.4 桁架組件布局設(shè)計

桁架組件包括桁架結(jié)構(gòu)、驅(qū)動機構(gòu)II、驅(qū)動機構(gòu)IV、艙外驅(qū)動控制器、綜合驅(qū)動控制器a、綜合驅(qū)動控制器b、艙外控溫儀、分流調(diào)節(jié)器a、分流調(diào)節(jié)器b、桁架電纜、擴展設(shè)備、維修接口等，其中桁架結(jié)構(gòu)為其他設(shè)備提供安裝平臺。根據(jù)雙自由度對日定向系統(tǒng)的功能需求，以及各產(chǎn)品的特點，桁架結(jié)構(gòu)的構(gòu)型設(shè)計結(jié)合了產(chǎn)品安裝布局要求，設(shè)置桁架大柱段與小柱段。桁架大柱段靠近艙體，為功率產(chǎn)品安裝平臺。桁架小柱段遠(yuǎn)離艙體，為控制器和擴展功率通道產(chǎn)品安裝平臺。大桁架段2.2 m2區(qū)域安裝4 臺功率產(chǎn)品，熱耗總計730 W，通過布局設(shè)計，有效的解決了大功率產(chǎn)品散熱的需求。小桁架段1.5 m2區(qū)域安裝7 臺產(chǎn)品，通過分區(qū)布局設(shè)計，實現(xiàn)高密度布局條件下的航天員可視可達(dá)。

產(chǎn)品布局設(shè)計時，在桁架4 個象限、底端及頂端的基礎(chǔ)上，將桁架結(jié)構(gòu)劃分為9 類功能區(qū)域，如圖5所示。功能區(qū)域具體為：驅(qū)動機構(gòu)安裝區(qū)、對日定向裝置安裝區(qū)、機構(gòu)散熱區(qū)、大功率設(shè)備安裝散熱區(qū)、控制設(shè)備安裝區(qū)、傳輸電纜安裝區(qū)、航天員操作區(qū)、在軌擴展設(shè)備安裝區(qū)和擴展電纜預(yù)留區(qū)。

圖5 桁架結(jié)構(gòu)的功能區(qū)域Fig.5 Functional domains of the truss structure

桁架結(jié)構(gòu)底端設(shè)置4 個腳撐，作為與對日定向裝置的安裝法蘭。驅(qū)動機構(gòu)安裝在桁架大柱段II、IV 象限，其旋轉(zhuǎn)軸線與對日定向裝置旋轉(zhuǎn)軸線相互垂直，實現(xiàn)雙自由度對日定向。機構(gòu)散熱區(qū)設(shè)置在桁架大柱段II、IV 象限，對驅(qū)動機構(gòu)的散熱面及其安裝法蘭一體化設(shè)計，利于熱量傳遞，對日定向裝置的2 個獨立的散熱面與驅(qū)動機構(gòu)散熱面相鄰。桁架小柱段II、IV 象限布局機構(gòu)的驅(qū)動控制設(shè)備和控溫設(shè)備。

桁架I 象限為背日狀態(tài)，作為大功率設(shè)備的安裝散熱區(qū)，將分流器安裝在桁架I 象限大柱段。桁架III 象限未安裝單機產(chǎn)品，且空間大，因此作為航天員的主要操作區(qū)域，須安裝航天員腳限位器接口。桁架內(nèi)部空間作為電纜網(wǎng)的主要布局位置，除與單機設(shè)備連接的電纜段外，其他均在桁架內(nèi)部走線。

擴展太陽電池翼安裝在桁架頂端，因此擴展控制器的安裝位置設(shè)置在桁架頂端靠近I 象限，利于擴展產(chǎn)品散熱。擴展功率通道的電氣連接需要在軌實現(xiàn)，因此桁架小柱段I 象限作為擴展電纜預(yù)留區(qū)。

雙自由度對日定向系統(tǒng)有3 個功率通道的產(chǎn)品，同一功率通道的產(chǎn)品之間通過電纜網(wǎng)進(jìn)行電氣連接。在布局設(shè)計時，為了使驅(qū)動機構(gòu)固定端的功率電纜及信號電纜走線路徑最優(yōu)，基于將同一功率通道的產(chǎn)品布局在桁架同一象限的原則，將驅(qū)動機構(gòu)與同一通道的其他控制設(shè)備交叉布局，以適應(yīng)電纜走線路徑及安裝操作空間。

對日定向裝置、桁架Ⅰ象限的大功率設(shè)備、Ⅱ象限與Ⅳ象限的控制設(shè)備，以及擴展設(shè)備均需要航天員在軌執(zhí)行拆卸、安裝、更換、維護(hù)等維修操作。航天員在軌維修時，各設(shè)備具有維修接口且周圍具有可操作空間，以滿足維修性［27-28］、工效學(xué)等要求［29-30］。桁架上各單機布局時，充分分析各產(chǎn)品的可視路徑、可達(dá)空間，通過同種設(shè)備錯位布局、同種設(shè)備維修接口差異化布置、操作空間共享、維修路徑規(guī)劃等設(shè)計，使各設(shè)備的維修空間滿足航天員的可視可達(dá)需求。

3 設(shè)計驗證

3.1 布局驗證

雙自由度對日定向系統(tǒng)在整艙上進(jìn)行安裝，各單機均按照設(shè)計的位置安裝到位，電纜網(wǎng)和各設(shè)備均正常連接，且固定在桁架上，表明布局方案設(shè)計合理，如圖6 所示。雙自由度對日定向系統(tǒng)在整艙上進(jìn)行維修空間驗證，使用電連接器維修工具，對每個需在軌插拔的連接器進(jìn)行操作驗證。結(jié)果表明，維修工具與各產(chǎn)品均無干涉，且能夠滿足操作空間要求，如圖7 所示。

圖6 產(chǎn)品布局安裝Fig.6 Product layout and installation

圖7 拆裝連接器驗證Fig.7 Verification of connector disassembly and assembly

3.2 在軌飛行驗證

2022 年10 月31 日，夢天實驗艙發(fā)射入軌，入軌后為單艙飛行階段，驅(qū)動機構(gòu)驅(qū)動太陽翼對日定向。夢天實驗艙與天和核心艙對接后，對日定向裝置包帶解鎖。組成“T”字組合體構(gòu)型后，對日定向裝置主份模式的2 套切換鎖定機構(gòu)解鎖，根據(jù)控制指令開始對日定向轉(zhuǎn)動。至此，夢天實驗艙太陽電池翼實現(xiàn)雙自由度對日定向。

在空間站多艙段構(gòu)型、多飛行姿態(tài)條件下，分體組合式雙自由度向?qū)θ斩ㄏ蛳到y(tǒng)的對日定向跟蹤精度優(yōu)于0.1°，實現(xiàn)了太陽電池翼平穩(wěn)發(fā)電。在太陽高度角±66°的軌道條件下，按照太陽電池翼對日定向策略，能夠保證太陽電池翼入射角在0°～14°，使得太陽電池翼發(fā)電量處于較為穩(wěn)定的最大輸出狀態(tài)。相對于單自由度對日定向系統(tǒng)，太陽電池翼平均發(fā)電量提高15%，極值發(fā)電量提高140%（太陽高度角66°時），同時能夠保證功率通道供電輸出功率穩(wěn)定度大幅提升，在不同艙段構(gòu)型、飛行姿態(tài)下，功率通道輸出功率波動幅度由60%減小到7%。目前，夢天實驗艙已在軌運行7 個月，經(jīng)歷了單艙運行、“T”字組合體運行、與來往飛行器對接運行，不同構(gòu)型下具有不同的飛行姿態(tài)。在各種飛行工況下，雙自由度對日定向系統(tǒng)均正常工作，為電源系統(tǒng)在軌穩(wěn)定可靠的為夢天實驗艙提供電能提供有力保障。

4 結(jié)束語

本文基于空間站構(gòu)型及組件過程，研究了一種分體組合式雙自由度對日定向系統(tǒng)構(gòu)型，實現(xiàn)實驗艙太陽電池翼雙自由度對日定向。在軌飛行結(jié)果表明，該對日定向系統(tǒng)構(gòu)型能夠適應(yīng)空間站各種構(gòu)型及飛行姿態(tài)，具有對日定向精度高、對日定向轉(zhuǎn)動范圍廣、適應(yīng)在軌維修的特點，保證了夢天實驗艙長期在軌獲得充足、穩(wěn)定的供電。該對日定向系統(tǒng)構(gòu)型為國內(nèi)首次研制并在軌應(yīng)用，為后續(xù)復(fù)雜艙體構(gòu)型、復(fù)雜飛行姿態(tài)的飛行器，實現(xiàn)太陽電池翼對日定向提供了技術(shù)支撐。