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贾文文 杨淑利 任守志 周志清
(北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)
卫星在轨运行过程中，太阳翼联合蓄电池组构成空间电源的主力[1]，太阳翼发电效率与太阳光辐射方向正相关[2]，随着航天技术的发展，许多任务提出采用倾斜轨道对实现某种特定的任务目标具有更多优势[3]，而为使太阳能电池达到尽可能高的利用率，采用双轴驱动机构实现太阳翼对日定向是一种可行的解决方案[4-5]。应用于大倾角轨道(β角的变化可达±90°)航天器的双轴驱动太阳翼，一般由转角轴(R轴)、摆角轴(S轴)、连接杆A、连接杆B、基板构成[6]，其中R轴位于星体和连接杆A之间，实现太阳翼360°连续转动，S轴位于连接杆A和连接杆B之间，实现太阳翼摆动，可实现太阳翼光入射角与太阳翼法线夹角尽可能垂直。
在太阳翼展开过程中，为保证每块电池板能按照预定轨迹运动并同步展开，太阳电池阵上一般都安装有展开控制机构，其中最常见的就是绳索联动机构(CCL)[7-8]。为了实现太阳翼上述摆动需求，太阳翼对应铰链线上联动功能应在太阳翼完成展开后取消，释放该铰链线上的转动自由度。而针对太阳翼摆动需求的联动脱开装置，国内尚无研究，由欧洲Thales Alenia Space公司研制的第二代铱星(Iridium NEXT)星座采用双轴驱动太阳翼，于2017年首批10颗卫星发射成功，但公开文献中仅简要地描述了太阳翼铰链的设计，对于如何实现摆动功能并未介绍。
本文针对大倾角轨道航天器双轴驱动太阳翼无法实现在轨联动脱开的问题，提出了一种联动可脱开装置的设计方法，并结合鸿雁星座首发星太阳翼给出了应用此联动装置后，太阳翼的展开动力学分析、地面试验和飞行试验校验。
1.1 联动可脱开装置的组成及原理
传统联动机构一般由联动轮和联动绳组成，在联动绳索与联动轮的接触部位设置定位块，保证联动轮和联动装置绳索之间无相对滑动。图1为某双轴驱动太阳翼，它由2个连接杆和3块太阳电池板组成，在连接杆A、连接杆B、内板、和中板上设计有联动机构，联动机构的联动轮通过铰链与航天器本体、连接杆或相应的太阳电池板固定连接。S轴设置在A、B连接杆之间的1#铰链线上，用于驱动太阳翼在轨摆动，因此要求太阳翼展开锁定后，该条铰链线上的联动功能应取消，以保证在轨摆动需求。
图1 联动装置在太阳翼中示意图
此联动可脱开装置在太阳翼展开过程中应仍具备通常联动装置的联动作用，当铰链锁定后，应可以脱开，保证太阳翼在轨摆动，其大致构型如图2所示，与常规联动装置不同之处在于，联动轮与铰链不再采用固定连接方式，而是通过拨叉组件限制联动轮在铰链展开过程中与母铰相对转动，公铰上增加拨叉顶杆，用于在轨展开到位后，拨叉的推出。
图2 联动可脱开装置示意图
以图1中太阳翼为例，由于在轨摆动需求，太阳翼在1#铰链线上安装驱动电机，太阳翼在轨展开后，可绕1#铰链线在轨摆动，因此该铰链线上铰链无锁定功能，但相邻的0#和2#铰链线上铰链均具备锁定功能，因此联动脱开装置优选设置在上述两铰链上，两铰链构型如图3所示，当铰链锁定后，拨叉位置将固定不变，无需再额外设置拨叉的位置固定装置。
图3 0#和2#铰链线上联动可脱开装置构型示意图
以板间铰链为例，拨叉组件和拨叉顶杆分别设置在母铰和公铰上，铰链展开过程中，拨叉上的圆柱凸台处于联动轮卡槽中，通过扭簧限制拨叉异位，当铰链展开到预定展角，拨叉顶杆将拨叉推出联动轮卡槽，直至铰链锁定，拨叉顶杆与拨叉位置将固定不变，联动轮与拨叉完全脱开，联动轮可绕铰链轴自由转动，联动功能丧失，根铰脱开过程同上，至此，太阳翼可绕1#铰链线在轨摆动。
1.2 联动可脱开装置的参数设计
为实现太阳翼联动脱开功能，1.1节给出了脱开装置的组成及原理，但针对实际应用，需开展详细的参数设计，在此之前，本文梳理了应具备联动可脱开装置的功能如下：
(1)铰链展开过程中，联动装置应能发挥正常的联动功能，以保证太阳翼各电池板同步展开；
(2)铰链展开至预定展角，该铰链线上的联动功能取消，联动脱开时刻应早于铰链锁定时刻，以保证联动脱开功能，同时联动脱开后，太阳翼各电池板运动无干涉，且铰链能锁定；
(3)太阳翼锁定后，在轨摆动过程中，联动装置应始终处于脱开状态；
(4)铰链收拢发射过程，联动可脱开装置不应发生位置变动，避免影响展开过程的联动功能。
通过分析联动可脱开装置应具备功能，本文获取了设计中应重点关注的设计参数如下：
综合功能(1)和(4)可知，铰链展开过程中，拨叉在扭簧的作用下应始终与联动轮相对位置固定，因此要求扭簧具有一定刚度，能适应在轨展开载荷及发射过程载荷，保证拨叉与联动轮相对位置固定；
但扭簧力矩Mn的选取又要综合考虑铰链所能提供的将拨叉组件推出的驱动力，因此Mn应合理选取。针对功能(2)为满足预定展角需求，应对联动可脱开装置相关几何参数进行详细设计，保证拨叉顶杆在所需的位置将拨叉装置推离联动轮，实现联动脱开，同时拨叉顶杆应具备调节功能，保证铰链装配完成后，精确调节脱出位置铰链展开角，且铰链驱动力矩应合理选取，以保证联动脱开后，铰链锁定。针对功能(3)在1.1节原理设计阶段已经考虑，因此联动脱开装置均设计在具备锁定功能的铰链上，已保证联动装置一旦脱开将始终处于脱开状态。
拨叉顶杆顶推拨叉的过程是一个平面运动，将各部件投影到联动轮锁定槽某一剖面上，以铰链旋转中心为原点，建立坐标系如图4所示，假设拨叉顶杆初始安装位置如图中虚线所示，顶板球头半径为R，球头圆心位置为(x0，y0)，顶杆旋转至一定角度与拨叉接触，在铰链展开到一定角度γ0(一般取180°-φ，其中φ为安全余量，一般为一个小角度)，拨叉即完全从联动轮中脱出，脱出的标志为，联动轮恰好能绕铰链转轴自由转动而完全不与拨叉接触，展开至180°时，拨叉处扭簧力矩达到最大，此过程顶杆的驱动力应始终大于阻力，保证推出。
图4 联动可脱开装置平面示意图
假设拨叉的旋转中心为(xn，yn)，该位置主要由母铰和拨叉构型决定，拨叉结构的展角为α3，拨叉初始位置锁定轴中心到拨叉旋转中心连线与y轴夹角为α1，从初始位置到最终位置转过的角度为α2，拨叉与顶杆接触面的接触点为(xq，yq)，接触面到转轴中心的垂直距离为d，接触面投影得到接触线。
根据拨叉的几何尺寸及转动过程分析可以得到接触线与x轴的夹角θ及接触线的方程：
(1)
(2)
接触点(xq，yq)既满足在接触线上，又需满足在顶杆球头所形成的截面圆上，且过截面圆圆心和接触点形成的连线应垂直于接触线，可以得到式(3)～式(5)，其中(x1，y1)和铰链展开角γ的关系见式(6)和式(7)，将式(1)、式(3)、式(4)、式(6)和式(7)，带入式(5)中，即可得到α3、(x0，y0)、R与γ的对应关系。
(3)
(xq+x1)2+(yq+y1)2=R2
(4)
(5)
(6)
(7)
为保证拨叉组件推出，应有拨叉顶杆的驱动力始终大于阻力，得到
(8)
其中，
(9)
式中：Mq为铰链提供的总驱动力矩；
Mz为铰链线上产生的总阻力矩；
Mn为扭簧的扭矩；
(x1，y1)为拨叉顶杆截面圆圆心转动过程位置坐标。
联动可脱开装置设计流程如图5所示，首先假定拨叉展角α3、顶杆截面圆圆心(x0，y0)及半径R，根据式(1)～(7)可以得到铰链展开角γ，如果展开角满足γ=γ0，则上述参数确定，否则调整α3或(x0，y0)直至满足要求。后根据确定的几何参数，计算所需的扭簧力矩Mn，并最终确定所要选用的扭簧，设计结束。
图5 联动可脱开装置设计流程图
本节以图1中鸿雁星座首发星太阳翼为例，给出了太阳翼的展开动力学分析和地面展开试验情况，以验证联动可脱开装置的功能、性能。
2.1 仿真分析验证
2.1.1 计算模型
首先使用Nastran软件计算连接杆和各太阳电池板前20阶固定界面的正则振动模态(界面所有自由度固定，内部自由度自由时的正则振动模态)和所有24阶对于界面坐标的约束模态(界面上某一个自由度产生单位位移，其他界面自由度固定，内部自由度自由时的结构静态位移)，再加上6个刚体模态，然后通过变换得到正交化的Craig-Bampton模态。下表列出了变换后的部分模态频率，其中前6阶为刚体运动，故从第7阶开始。
将所有非零模态导入ADAMS软件[9]，将考虑绳索柔度的联动装置简化为相应的变化力矩，各铰链自动判断展开的程度并锁定，对由连接杆和基板组成的系统进行刚柔混合的动力学计算，实现对太阳翼的展开及锁定过程进行连续的分析，计算模型如图6所示。
图6 太阳翼展开动力学过程
2.1.2 计算结果
利用建立的动力学分析模型进行了计算，得到常温工况太阳翼连接杆角速度—时间曲线如图7，连接杆最大角速度为1.6 (°)/s。展开锁定过程的铰链角度—时间曲线如图8，展开时时间为180 s。太阳翼展开锁定过程中太阳翼对太阳翼驱动机构(SADA)产生的最大力矩载荷时间历程如图9，最大力矩载荷为8.7 Nm，最大剪力为13.5 N。
图7 连接杆角速度-时间曲线
图8 各铰链角度-时间曲线(以展开锁定位置为角度零点)
图9 展开锁定过程太阳翼对SADA作用力矩时间历程
利用建立的动力学分析模型进行了计算，得到低温工况太阳翼连接杆角速度—时间曲线如图10，连接杆最大角速度为1.5 (°)/s。展开锁定过程的铰链角度-时间曲线见图11，展开时时间为180 s。太阳翼展开锁定过程中太阳翼对SADA产生的最大力矩载荷时间历程见图12，最大力矩载荷为7.2 Nm，最大剪力为12.8 N。
图10 连接杆角速度-时间曲线
图11 各铰链角度-时间曲线(以展开锁定位置为零点)
图12 展开锁定过程太阳翼对SADA作用力矩时间历程
分析结果表明，太阳翼各铰链线上铰链均能锁定，展开锁定对SADA的冲击力矩在常温和低温工况分别为8.7 Nm和7.2 Nm，冲击剪力分别为13.5 N和12.8 N，而与该太阳翼面积接近，采用常规铰链驱动展开且无阻尼器太阳翼对SADA冲击力矩约为130 Nm，冲击剪力约为350 N。
2.2 地面试验和飞行试验验证
按照上述设计方法和分析验证后的正样产品，应用于鸿雁星座首发星太阳翼，并开展了如下地面试验和飞行试验校验。
1)地面展开试验
为验证联动可脱开装置的脱开功能，对太阳翼开展了地面展开试验，在连接杆和3块电池板上均设置零重力展开吊挂装置。为验证太阳翼单机噪声及正弦试验前后联动可脱开装置功能正常，因此进行了模拟墙上手动展开和模拟墙上单机力学后电爆展开试验；
为验证太阳翼装星后随整星力学试验前后联动可脱开装置功能正常，因此进行了星上手动展开和星上整星力学后电爆展开试验。墙上手动和墙上电爆展开试验后均进行了±70°摆动试验验证，摆动角度满足设计要求；
星上手动和星上电爆展开后，因已有了墙上摆动试验基础，故仅在验证了联动可脱开装置的脱开功能后，定性的进行了±5°的小角度摆动试验，摆动角度满足设计要求。每次展开试验后，均对各个铰链线上铰链的锁紧深度δ进行了测量，以保证每次太阳翼展开铰链均顺利锁定，详细的展开试验数据如表1所示，锁紧深度满足设计要求。
表1 展开试验数据
2)噪声及正弦振动试验
为模拟发射环境，太阳翼单机状态进行了噪声和正弦振动试验，后又随整星进行了噪声和正弦振动试验，试验后均未见拨叉与联动轮脱出，表1给出了单机及整星振动试验前后的太阳翼展开试验结果，也证明了联动可脱开装置功能正常。
3)飞行试验校验
2021年，本文所设计的联动可脱开装置在鸿雁星座首发星[10]上经受了发射载荷和空间高低温环境的考核，共2发星，4个太阳翼，8套联动可脱开装置，均在轨顺利脱开，太阳翼摆动功能正常，在光照季(轨道β角=70°)S轴摆动角度为70°时，可调节太阳光与太阳翼法线夹角至0°～40°之间。
针对大倾角轨道航天器的双轴驱动刚性太阳翼，为满足其在轨摆动需求，本文提出了一种太阳翼联动可脱开装置的设计方法，并进行了展开动力学分析和试验验证，得到结论如下：
(1)通过采用此联动可脱开装置，实现了大倾角轨道双轴驱动刚性太阳翼的在轨联动及摆动功能；
(2)经展开仿真分析验证，采用此联动可脱开装置后，太阳翼在标称及低温工况下铰链均能锁定，且太阳翼对SADA的冲击力矩在常温和低温工况分别为8.7 Nm和7.2 Nm，冲击剪力分别为13.5 N和12.8 N，远小于采用常规铰链的无阻尼器近似面积太阳翼；
(3)太阳翼在地面依次进行了手动展开和电爆展开，以及摆动试验，联动可脱开装置均顺利脱出，各铰链线上铰链锁紧深度一致性良好，摆动试验正常；
(4)该联动可脱开装置已随鸿雁星座首发星经受了发射载荷，太阳翼在轨展开过程中联动功能正常，联动顺利脱开，铰链均锁定，太阳翼摆动功能正常，在光照季(轨道角β=70°)S轴摆动角度为70°时，可调节太阳光与太阳翼法线夹角为0°～40°之间。
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