空間天線展開機構運動學分析

秦麗華，劉成國，邵春收，段雅麗，穆立民

空間天線展開機構運動學分析

秦麗華，劉成國，邵春收，段雅麗，穆立民

（北京航天長征飛行器研究所，北京，100076）

根據利用母艙自旋實現天線展開機構的具體結構，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構的運動學模型。開展二桿、四桿狀態下的試驗驗證，計算結果與試驗結果符合較好。試驗結果驗證了模型的合理性，為利用母艙自旋實現天線展開的機構設計提供了理論研究方法。

航天器；展開機構；運動學分析

0 引 言

由于微小型航天器的外形受其運載平臺空間的限制，其本體設計中部分附件采用可伸展機構。展開機構有電動展開機構、彈簧展開機構以及記憶合金展開機構等，有些天線也采用充氣結構[1～5]。同時，在展開機構展開到位鎖定時，由于此時已有較大的展開速度，儲存在展開機構上的勢能將釋放出來，必然會產生較大的沖擊載荷作用在展開機構上，展開附件整體會產生劇烈振動，從而對航天器本體產生沖擊和振動擾動[6]。本文介紹一種利用航天器自旋轉動完成天線展開及鎖緊的機構，并進行運動學分析及試驗驗證。展開過程中的同步；鎖緊機構用于天線展開后對天線桿組件的鎖緊并使天線桿保持在固定位置上。

圖1 天線展開機構

圖2 鎖緊機構

利用自旋轉動完成天線展開的機構和鎖緊機構組成分別如圖1和圖2所示。

自旋艙體是航天器的主結構；天線桿組件中裝有天線及電纜，天線桿支撐著天線；天線桿支座是對天線桿的支撐及連接，并允許天線桿組件轉動；同步機構是帶有兩個同步桿的滑筒，通過滑筒保證多個天線桿組件在

1 機構組成及工作原理

2 運動學分析

2.1 簡化假定

利用自旋轉動完成天線展開的機構運動過程包括艙體的轉動、天線桿組件的轉動及滑動、天線桿組件的鎖緊等過程。天線展開機構簡化模型如圖3所示，針對該過程進行如下假設[7]：

a）自旋艙體為一圓柱體并具有固定不變的質量特性；

b）兩天線桿對稱固定在艙體兩側，質量集中在質心上，天線可以繞支座自由轉動；

c）滑筒在艙體上可在固定區間滑動。

圖3 天線展開機構簡化模型

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為天線桿組件質量；Ω為艙體自旋角速度。

2.3 天線桿轉動分析

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

式中am為滑動筒質量；K為扭簧剛度；?為扭簧預置轉動角；μ為摩擦系數；k為壓簧剛度；lΔ為壓簧壓縮量。

綜上所述，天線桿轉動角加速度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，作用在天線桿上的哥氏力Q、旋轉力矩[9]M0、旋轉角加速度E、自旋角速度Ω和旋轉角度Φ分別為

式中 I為艙體及天線展開機構組合轉動慣量，表示為

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

2.5 滑動筒運動分析

天線桿組件在轉動過程中，伴隨著滑動筒的移動，滑動筒的移動距離L和移動速度V分別為

2.6 鎖緊機構鎖緊分析

天線桿組件在鎖緊過程中，為了減少對航天器的沖擊及對航天器飛行姿態的影響，應使鎖緊瞬間的動能最小，因此有：

3 運動學仿真分析

利用FORTRON語言編制了計算程序，選取如表1所示的參數（兩天線桿）進行了仿真計算。

表1 二桿天線仿真參數

天線桿轉角α、天線桿繞支座轉動力矩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 二桿天線計算和試驗結果

表3 四桿天線計算和試驗結果

圖8 ?-t曲線

圖9 ν-t曲線

4 試驗驗證

為了進一步研究利用自旋轉動完成天線展開的機構工作性能并驗證仿真結果的合理性，在真空條件下進行了二桿天線、四桿天線試驗驗證，二桿天線試件的質量特性參數同理論計算取值。

表2、表3分別給出了天線展開機構的計算和試驗結果。對比可知，理論計算與試驗結果符合較好，說明所建立的理論模型合理、可行。航天器工作時處于失重狀態，地面試驗中處于有重力加速度狀態。因而地面試驗得知的運動參數不完全與飛行中的相符，為獲得飛行中的有關運動參數，只得借助理論計算方法，并從理論計算中，除去重力影響即可以得到飛行中的有關運動參數，利用這些參數作為空間天線展開機構設計的依據。為了天線能夠順利展開并到位鎖緊，其關鍵參數為天線展開到位時的角速度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。根據飛行狀態算出地面試驗狀態的起始轉速，結果對比如表4所示。

表4 二桿天線展開運動理論值與試驗值比較

由表4可知，地面試驗條件下如需模擬飛行試驗狀態，艙體起始轉速要增加0.7 rad/s。

5 結 論

通過對天線展開機構運動學的分析，認為影響展開特性的主要因素有：

a）在起始轉速相同的條件下，航天器轉速理論計算值比地面試驗值偏小，是因為理論計算將天線桿組件近似為質點進行考慮的。

b）在天線轉速相同的條件下，二桿天線展開機構航天器在真實失重環境下的起始轉速比理論計算小，是由于滑動筒引起的阻尼計算偏差帶來的。

總之，天線展開機構計算結果基本上反映了展開機構的實際工作過程，可以滿足工程設計的需求，在此基礎上仿真得出的運動學數據為進一步優化提供了科學數據。

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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，高級工程師，主要研究方向為空間飛行器結構及機構設計