衛星太陽電池陣動力學研究綜述

田 林 郭麗華 吳 怡 陸文浩 李逸凡 翁子豪

（蘇州科技大學 機械工程學院，蘇州 215009）

衛星太陽電池陣屬于衛星的電源系統，負責為整星的工作提供能源，在發射階段處于折疊收攏狀態。當航天器入軌后通過爆炸螺栓釋放壓緊機構，通過鉸鏈副扭簧的預緊力矩驅動太陽陣展開，達到預定角度后，鏈接副鎖定機構將發生接觸碰撞進而產生速度突變，使得鉸鏈副承受一定的沖擊載荷，對太陽翼、展開驅動機構以及航天器的相關設備產生一定的沖擊，這些沖擊引起的載荷和應力將會影響上述部件的強度[1]。通過對太陽電池陣從收攏狀態到展開鎖定狀態這一過程的分析，得到太陽電池陣的展開時間，以確定其是否滿足衛星總體的設計要求；得到太陽電池陣展開鎖定時刻的沖擊載荷，以確定其是否超出允許值，是否會造成展開驅動機構的損壞；得到衛星本體在太陽電池陣展開過程中的姿態變化，從而對衛星進行軌控。在地面實驗工況仿真分析的基礎上，對在軌工況下的太陽電池陣展開過程進行仿真分析，為衛星的結構設計提供依據，具有十分重要的實際意義。

本文從太陽電池陣的展開過程、鎖定時刻的碰撞分析和衛星姿態控制三方面進行文獻綜述。

1 太陽電池陣的展開過程分析

通過對衛星太陽電池陣展開過程進行了動力學仿真分析，可以得到太陽電池陣的展開時間、太陽電池陣展開鎖定過程對驅動機構連接界面的沖擊載荷以及太陽電池陣展開過程中衛星本體X1方向、Y1方向、Z1方向的姿態角變化、姿態角速度變化。對衛星太陽電池陣展開過程分析，首先需要建立星體、帆板、展開機構以及鎖緊機構的模型，如果采用剛體模型，分析會失真，而柔性體模型又會增加計算量，所以大部分文章中采用了剛柔耦合的模型。ADAMS中運動副和約束的設定應保證太陽電池陣有確定的運動。對于繩索聯動裝置（CCL）建模，ADAMS中提供了兩種方法，即關聯副法和力矩法。

孟明明利用ADAMS軟件，采用剛柔耦合模型，進行了地面試驗工況和在軌工況下太陽電池陣的展開過程分析，分別得到了兩種工況下的展開時間、展開速度和加速度[2]。對比地面實驗結果，驗證了模型的正確性。金光研究了衛星帆板展開對整星姿態的影響，優化了展開策略[3]。對單塊帆板的展開進行了理論建模，得到了轉動角度和時間關系的解析解；結合某衛星工程實際對單塊帆板進行了ADAMS動力學仿真，建立了更接近實際的ADAMS模型和參數設置。修正過的ADAMS模型可應用于整星帆板展開動力學分析，得到不同展開策略對衛星姿態影響的大小，為展開模式的選擇、姿態精確控制提供參考依據。

太陽電池陣鉸鏈間不可避免地存在著間隙和摩擦，由于太空環境惡劣和溫差變化劇烈，鉸鏈摩擦有時會對太陽翼展開造成重要影響。但現有的研究對包含有鉸鏈副摩擦影響的太陽陣展開的剛柔耦合動力學的研究尚很不充分。段柳成采用單項遞推組集方法對考慮柔性效應和鉸鏈摩擦的太陽陣展開動力學問題進行了詳細研究，并給出了具體的理論建模過程[4]。

2 太陽電池陣鎖定時刻的碰撞分析

太陽電池陣在展開到位后的鎖定過程中，由于鎖定時間較短，角速度變化較大，會對鉸鏈產生較大的沖擊力和沖擊力矩，影響太陽電池陣的可靠性和壽命，還會對衛星的位置和姿態產生影響。目前處理碰撞和接觸過程的理論模型有三種：經典碰撞模型、點模型和碰撞問題的完全解法。文章中大多利用ADAMS仿真實現電池陣的碰撞分析。

花道蘭利用ADAMS中的接觸碰撞函數IMPACT，計算得到鎖定桿與鉸鏈的沖擊力、根部展開機構的沖擊力矩，并在此基礎上，對太陽陣根部鉸鏈和連接架，天線陣的展開鎖定機構進行強度校核[5]。孟明明根據赫茲接觸理論計算了碰撞的剛度系數，得到根部鎖定機構的剛度系數和板間鎖定機構的剛度系數，并利用ADAMS仿真得到了鎖定時刻的沖擊載荷[2]。游斌弟利用Largrange和Newton方法推導太陽陣系統遞推動力學模型，采用非線性彈簧阻尼及摩擦的接觸碰撞約束力，構建太陽陣展開過程的廣義動力學模型[1]。通過太陽陣展開過程的接觸碰撞數值仿真，研究鉸鏈副接觸碰撞對衛星太陽陣多體系統的影響，結果較好地預測了太陽陣展開歷程及衛星姿態的動態行為。

ADAMS仿真通過力函數的方式來代替碰撞力，力函數的大小與碰撞物體相互滲入的距離成正比的關系，并且ADAMS的仿真過程是通過對時間的積分來進行的，在很小的時間步長內，兩個高速運動的物體就會相互滲入對方不小的距離，這樣就會使力函數顯的較大。因為軟件是基于多體系統動力學理論，所以瞬間碰撞仿真并不是它的優勢。此方面的研究還需繼續開展。

3 衛星姿態控制

衛星在軌工作時處于失重狀態，太陽電池陣的展開過程及鎖定時刻，都會對衛星的姿態產生較大的影響，為了實現衛星的高精度定位，有必要對衛星本題姿態控制進行研究。目前，國內外衛星姿控系統最常見的有自旋穩定、重力梯度穩定和三軸穩定等。其中三軸穩定是精度較高的控制方法，適用于在各種軌道上運行的、具有各種指向要求的、載人的或不載人的航天器，也用于航天器返回、交會與對接、變軌等過程。

呂靈靈分析了衛星姿態控制系統的主要組成結構以及所遇到的常見問題，總結了近幾年來圍繞衛星姿態控制理論中提出的多種實現姿態穩定或控制的方法，并對這些方法的有效性進行了分析，對衛星姿態控制的發展趨勢和前景進行了探討[6]。段柳成提出了模糊自適應PD控制方法，并通過仿真驗證了此方法能夠有效地對航天器本體的姿態變化進行主動控制，其效果優于常規的PD控制方法[4]。程磊研究了采用反作用飛輪作為執行機構、帶有柔性附件和剛性轉動部件的整星零動量三軸穩定衛星的姿態解耦控制問題[7]。導出了衛星的多體系統動力學方程，并給出了部分線性化的形式。

4 展望

太陽電池陣展開動力學往往還涉及到鉸間隙、摩擦、碰撞、熱應力及變形等強非線性問題，綜合考慮這些非光滑特性問題，建立精確的多體系統動力學模型，以及數值求解策略，將是今后值得深入探討的重要命題。太陽陣的展開動力學與控制問題涉及到多體系統動力學、有限元理論、控制理論等多個學科領域，該問題的良好解決與應用需要依賴于多學科理論及交叉學科的綜合發展，且具有非常重要而寬泛的工程應用價值。