分步式展開太陽翼地面零重力試驗技術的研究

陳艷平 程 澤 李海月 臧梓軼 胡亞航 王國星 邵一夫 邢廣強

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分步式展開太陽翼地面零重力試驗技術的研究

陳艷平 程 澤 李海月 臧梓軼 胡亞航 王國星 邵一夫 邢廣強

（北京衛星制造廠有限公司，北京 100094）

結合分步式展開太陽翼的展開軌跡及產品特點，研究了分步式展開太陽翼地面零重力試驗技術，設計了零重力展開試驗技術的總體方案。結合外板運動軌跡長的特點，設計了一套具有防卡死功能的L型橫導軌，解決了太陽翼展開過程中橫導軌扭竄及卡死的問題。針對外板橫導軌摩擦力大的問題，研究了一套滑輪組件，有效地減小了太陽翼展開過程中的摩擦力。研究了分步展開式太陽翼的裝配技術以及太陽翼地面展開試驗技術。結果表明：采用此種工藝方法，可以有效地驗證分布式展開太陽翼在地面的展開、鎖定及其他試驗參數。

分步式展開太陽翼；摩擦力；橫導軌防卡死裝置；太陽翼裝配

1 引言

地球軌道衛星所受到的重力與離心力基本上相互抵消，因此地球軌道衛星處于零重力環境[1]。空間展開機構在地面和在外太空展開的區別在于地面展開有重力，而在外太空的環境下展開其處于零重力的環境，針對零重力環境設計的太陽翼及其他空間機構，無法克服自身重力，在地面展開試驗，為了試驗驗證太陽翼及其他空間展開機構的地面展開，需要重新設計重力卸載裝置以模擬其在零重力狀態下的展開試驗狀態[2]。

目前，空間展開機構常見的零重力展開試驗方法主要是力平衡法，如氣浮式展開、氣球吊掛式展開、導軌滑車吊掛式展開[3，4]。氣浮式展開主要適用于展開軌跡復雜，展開空間較大的機構，其優點是重力卸載效果好，不引入摩擦力，缺點是占用空間大，管路布局復雜，在展開時需要注意氣路勾掛。氣球吊掛式展開適用于展開機構較小，運動軌跡較短，卸載重力不大的情況，優點是使用方便，缺點是氣球穩定性較差，由于受空氣阻力的影響，氣球運動較機構滯后，機構鎖定后氣球仍在晃動。導軌滑車吊掛式展開是目前應用最廣泛的零重力展開方式，適用范圍較廣，即可用于小型展開機構也可用于中大型展開機構，其優點是占用空間相對較小，操作簡便，技術成熟，缺點是引入導軌滑車的摩擦力。導軌滑車吊掛式展開的主要原理是利用吊掛裝置對重力進行卸載，太陽翼在鉸鏈驅動力的作用下，沿著橫導軌及縱導軌逐步展開。

本文主要研究了基于導軌滑車吊掛式的太陽翼地面零重力展開試驗技術以及太陽翼裝配技術。

2 地面零重力展開試驗工裝

太陽翼由連接架、太陽電池板、根部鉸鏈、板間鉸鏈、壓緊釋放機構、聯動機構及直屬件等零部件組成[5]，如圖1所示。太陽翼位于星體外側，通過根部鉸鏈固定在星體側壁或SADA上。衛星發射時，太陽電池板及連接架收攏壓緊在衛星側壁上，太陽翼本身結構承受衛星升空的沖擊；衛星到達指定軌道時，通過地面控制命令對火工切割器通電，使得太陽翼解鎖，處于展開工作狀態。太陽翼是衛星的重要組成機構，為衛星提供能源，其裝配質量直接影響到衛星的在軌可靠性、壽命和功能，直接關系到衛星在軌運行的成敗[6～8]。

圖1 太陽翼示意圖

近年來，隨著大型航天器的發展以及衛星變軌姿態的控制要求增高，傳統的一次展開太陽翼已經無法滿足需求，多維多次展開太陽翼廣泛應用在國內外航天器產品的研制項目中[9]。本文主要研究了外板先展開，內板中板依次展開的分步式展開太陽翼地面零重力裝配及試驗技術。

2.1 零重力展開試驗架

圖2 展開架總體結構

展開架總體結構包括展開架本體、縱向導軌組件、橫向導軌組件、搖臂架組件等，總體結構見圖2。展開架主體采用標準桁架桿搭建而成。通過使用吊掛裝置，將太陽翼電池板和連接架分別與展開架橫導軌和搖臂架導軌相連，太陽翼展開時，在鉸鏈的驅動力作用下，橫導軌沿著縱向導軌滑動使太陽翼展開。

2.2 外板橫向導軌組件

由于太陽翼采用分步式展開，外板展開軌跡較長，因此外板橫導軌組件須特定設計。外板橫導軌組件由橫導軌、導軌架、滑車組件及微調組件組成，如圖3所示。為了增加橫向導軌的剛度，設計了結構為工字梁的鋁合金導軌架。

圖3 外板橫向導軌組件

由于橫導軌較長，為了防止橫向導軌在運動中發生卡死，在橫導軌上增加了一個用于導向的裝置。該導向裝置由工字梁和滑車組成，通過螺釘與橫導軌架固定在一起。導軌架和導向梁呈“L”形結構，太陽翼展開試驗過程中，橫導軌將沿著縱導軌筆直運動，避免卡死現象。

內板和中板橫導軌展開軌跡較短，無須增加導向裝置，只需使用滑車將橫導軌固定在展開架縱導軌上，即可完成內板和中板的展開運動。

2.3 外板橫導軌摩擦力減小方案

圖4 滑輪組件

由于外板橫導軌較重，為了抵消外板橫導軌運動過程中較大的摩擦力，設計了一套滑輪組件，如圖4所示。動滑輪具有改變力的大小和運動距離的作用，通過3段鋼絲繩牽引，可將外板運動的距離降低1/3，即配重只需運動5.4m的距離即可滿足“展開狀態可釋放繩長≥16m”的要求。將鋼絲繩固定在外板橫導軌上，通過增加和減少配種塊的重量，使得外板剛剛滑動時，此時配重的力與外板橫導軌的摩擦力相互抵消。

通過滑輪安裝支架將滑輪組件固定在展開架的末端，繩子的一端固定在外板橫導軌上，如圖5所示。

圖5 滑輪固定支架

在太陽翼部裝過程中，將滑輪繩索固定在外板橫導軌上，通過增加或者減少配重塊的重量，使得太陽翼在展開架上剛剛移動即可，此項技術解決了外板橫導軌摩擦力大的難題，確保了分步式展開太陽翼在地面順利展開。

2.4 橫導軌防卡死裝置設計

為了防止橫向導軌在運動中發生卡死，在滑車座上設計了直線軸承，并留出了一定的錯動間隙（單邊1.5mm），以供橫導軌運動中發生偏移。為了防止橫導軌運動過程中滑車座發生扭轉，在橫導軌一端的滑車組件上，設計了一個限位螺桿，以限制滑車座的扭轉，如圖6所示。

圖6 防卡死裝置

展開架各橫導軌收攏后如圖7所示。由圖中可見，展開架各導軌滑車不會發生干涉現象。

圖7 太陽翼收攏狀態吊掛滑車示意圖

3 太陽翼裝配技術

3.1 連接架、電池板的吊掛和調整

電池板吊掛后，依次與模擬墻對接，調整吊掛位置，直至電池板的所有壓緊襯套完全對準模擬墻上相應的壓緊座孔。此外還需調整每塊電池板的質心位置，使電池板與水平面垂直。在調整質心時，利用電池板側面最上方的螺孔吊掛鉛錘，觀察吊線與電池板側面最下方的螺孔中心的位置關系。調整完畢后將電池板再次與模擬墻對接，并檢查壓緊襯套與壓緊座孔的對準狀態，此過程反復進行，直至滿足要求。

3.2 翼面的調整

大部件連接完畢調整翼面時，按照以下方法：

a. 調整順序先調整外板和中板共面，然后再調整外板、中板和內板共面，以避免反復；

b. 調整翼面需反復調節偏心螺釘，同時觀察鉸鏈開鎖、入槽是否順暢。

3.3 閉索環聯動繩的安裝

閉索環聯動繩是保證太陽翼展開同步的關鍵因素之一。聯動繩安裝操作按照以下方法：

a. 當鋼絲繩穿過夾緊套繃緊時，“按摩”帶輪附近的鋼絲繩，以使鋼絲繩與帶輪的緊密貼合；

b. 鋼絲繩加載時，需逐級加載。每次加載后均按摩帶輪附近的鋼絲繩，并穩定一段時間。

采取以上措施，鋼絲繩張力在后續展開試驗中不易產生變化。鋼絲繩加載完畢，須復查太陽翼翼面和對中度，確保太陽翼狀態未發生變化。

3.4 阻尼器的安裝

太陽翼在空間展開到位后，由于此時已經有較大的展開速度，必然會產生較大的沖擊載荷，不僅會對太陽翼本身結構產生影響，而且也會對太陽翼驅動機構產生較大的損害。為了減緩沖擊載荷的影響，現在多采用的方法是在根部增加粘性阻尼器。粘性阻尼器的工作原理是當流體通過節流孔時會產生節流阻力，在太陽翼上安裝阻尼器，能夠將太陽翼鎖定過程中的剩余動能耗散，從而達到減緩沖擊根部鉸鏈及SADA的目的[10]。

粘性阻尼器需在太陽翼展開狀態下安裝，在安裝阻尼器時首先要區分0°和90°的位置，以防止阻尼器裝反影響太陽翼展開。

4 太陽翼地面展開試驗技術

4.1 太陽翼收攏技術

對于分步式展開太陽翼，太陽翼收攏操作比較特殊。在所有鉸鏈開鎖后，為保證產品安全，尤其是聯動裝置閉索環鋼絲繩張力不發生變化，收攏操作需分部位進行，在所有鉸鏈開鎖后，由2個人負責收攏。其中1人負責外板的收攏，維持外板的位置，另一人負責前3塊電池板的收攏。收攏操作的要點如下：

a. 外板開鎖采用在撥叉內塞塊，使鎖定柱與撥叉脫離。開鎖后，外板先略微收攏，使鎖定柱不致鎖定，然后跟隨前三塊電池板一同收攏；

b. 收攏至滑塊靠近撥叉圓弧面時，操作者移動至二次展開鉸鏈位置，挑起滑塊，收攏外板使滑塊落于圓弧面上，維持外板與外中板角度繼續收攏前三塊電池板至模擬墻上。

通過這些方法，收攏時無需考慮外板與外中板的角度關系。否則維持外板與外中板的角度關系非常困難，目視難以保持同步，一旦角度不對就會造成閉索環鋼絲繩張力不正常。

4.2 太陽翼展開技術

太陽翼展開時，需用手按住外板壓緊點，待展開指令發送，釋放外板，外板展開，一次展開鉸鏈鎖定后檢查太陽翼指標正常后，再將內中板的壓緊裝置拆除，進行二次展開，直至所有鉸鏈鎖定。

5 結束語

綜上所述，分步式展開太陽翼展開軌跡長，外板橫導軌長且為L型，摩擦力大，為克服外板橫導軌的摩擦力，設計了一套滑輪組件用于克服外板的摩擦力，滑輪的繩索一端吊掛配重，一端固定在外板橫導軌上。此外，在吊掛滑車上設計了防卡死裝置，通過此種方式，減小了地面的摩擦力，實現了分步展開式太陽翼在展開架上的順利展開。該技術可推廣到其他太陽翼及機構類產品的零重力展開試驗上面。

1 從強. 空間機構地面重力補償設備跟蹤研究[J]. 航天器環境工程，2012，29(1)：92～99

2 楊巧龍，閆澤紅，任守志，等. 套筒驅動的大型可展收柔性太陽翼地面展開重力卸載研究[J]. 載人航天，2017，23(4)：536～540

3 丁敏. 大跨度伸縮式零重力模擬試驗裝置設計與分析[D]. 哈爾濱：哈爾濱工業大學出版社，2015

4 路波. 零重力環境模擬氣動懸掛系統的關鍵技術研究[D]. 浙江：浙江大學出版社，2009

5 劉志全，吳越民，蒲海玲，等. 航天器太陽翼展開可靠性的評估方法[J]. 中國空間科學與技術，2016，6(3)：52～56

6 陳烈民．航天器結構與機構[M]．北京：中國科學技術出版社，2005

7 朱興高，卿壽松，陳鳳熹，等.隨機振動環境下太陽翼驅動機構強度安全性設計分析研究[J].航天制造技術，2017，6(3)：1～4

8 章令暉，夏英偉，韓宇，等.復合材料太陽翼壓緊框架工藝研究[J]. 航天制造技術，2017，8(4)：9～12

9 任守志，商紅軍，濮海玲. 一種二維展開太陽翼的展開動力學仿真分析[J].航天器工程，2012，21(4)：32～36

10 肖應廷，廖瑛. 粘性阻尼器對減小展開式太陽翼鎖定沖擊力矩的影響[J]. 系統仿真技術及其應用，2008(10)：644～647

Research on Zero Gravity Test Technology for Solar Array with Step-by-step Expansion

Chen Yanping Cheng Ze Li Haiyue Zang Ziyi Hu Yahang Wang Guoxing Shao Yifu Xing Guangqiang

(Beijing Spacecrafts, Beijing 100094)

Combined with the development trajectory and product characteristics of the step-by-step deployment solar wing, the ground zero gravity test technology of the step-by-step deployment solar wing is studied, and the overall scheme of the zero gravity deployment test technology is designed. Considering the long trajectory of the outer plate, a set of L-shaped transverse guides with anti-jamming function is designed, which solves the problems of twisting and jamming of the transverse guides during the deployment of the solar wing. Aiming at the problem of large frictional force of outer transverse guide, a set of pulley assembly is studied to effectively reduce the frictional force during the deployment of solar wing. In this paper, the assembly technology of step-by-step deployable solar wing and the ground deployment test technology of solar wing are studied. The results show that the deployment, locking and other test parameters of distributed deployed solar wings on the ground can be validated effectively by this method.

solar array with step-by-step expansion；friction reduction scheme；the anti-jamming device for the cross rail；the assembly of the solar array

陳艷平（1986），工程師，航天器制造專業；研究方向：空間展開機構制造技術。

2019-01-14