一種空間有源太陽翼鉸鏈機構設計與研究

鄧小群，李天齊，王 伽，陳金鳳，馬巧紅，劉 念，吳光旭，劉 文

(中國航天科工集團貴州航天控制技術有限公司，貴陽 550009)

0 引言

隨著航天技術的發展，微納衛星已成為國內外研究的熱點之一[1-5],同時因其質量小、成本低、一次可多星發射，在空間應用逐步廣泛[6-7]。

太陽翼是微納衛星動力和能源的主要提供裝置[8]，其能否正常展開是航天器能否正常運行的關鍵[9-11]。太陽翼鉸鏈機構有一次性和可重復性展開兩種，一次性鉸鏈機構結構簡單、操作方便，在國內外大部分航天器中應用廣泛，然而存在展開沖擊大、易卡死、不可重復展收等缺點，限制了其在空間領域的進一步發展和應用[12]；可重復展開鉸鏈機構具有定位精度高、可靠性高和負載大等優點，逐步成為國內外研究熱點[13]。由于受航天器運載機構空間布局的限制，輕質、小體積設計是其主流方向；同時針對空間環境開展環境適應性等問題，即適應低溫環境并可靠展開[14]、高溫環境下傳動機構變形大而無法精確傳動及加載的問題進行研究[15]。

本文針對一種空間微納衛星太陽翼鉸鏈機構可重復展收和鎖定、空間環境適應性等問題進行研究，分別從結構整體設計方案、高精度位置控制、低噪聲驅動控制、空間環境適應性設計、模態特性仿真分析和試驗幾個方面進行研究，并完成了工程產品試驗驗證。

1 整體設計方案

太陽翼鉸鏈機構為太陽翼基板提供安裝和承載接口，需要在指令角度保持鎖定狀態和根據不同指令角度實現位置姿態切換、實時檢測角位置信息并向衛星主控系統反饋，實現系統閉環控制。結合微納衛星太陽翼空間應用背景與工作環境，對重復折展可鎖定太陽翼鉸鏈機構進行了功能分析。鉸鏈機構采用模塊化設計，由1臺控制器、2臺功能組成完全一樣的展開執行機構組成?？刂破髋c衛星綜合電子系統之間采用雙冗余CAN總線通信，分為主通信和備用通信2個通道。綜合電子系統向控制器發送數據采集、角度展收等主控命令，控制器根據要求返回狀態和展開角度等信息。

展開執行機構三維結構示意圖如圖1所示，其主要由底座、步進電機、位置傳感器、傳動機構(蝸輪蝸桿副和齒輪)、微動開關、溫度傳感器、帶支耳的輸出軸和蓋板等部分組成。底座是展開執行機構的基體，采用空殼框架結構，各零、部組件均安裝在底座內部，同時，底座設置安裝法蘭，用螺釘將展開執行機構固定在衛星艙體上。

圖1 展開執行機構三維結構示意圖Fig.1 3-D structure diagram of deployment executing mechanism

電機采用微小型兩相宇航步進電機,運行頻率為500Hz,力矩為0.1N·m；傳動機構采用兩級減速，第一級采用齒輪傳動,第二級采用蝸輪蝸桿傳動,總減速比為90;位置傳感器為1對極的無刷旋變;微動開關用于檢測零位和最大角度兩端極限位置。傳動機構示意圖如圖2所示。

圖2 傳動機構示意圖Fig.2 Diagram of transmission mechanism

步進電機具有體積小、質量小、功耗低、力矩大、有自鎖能力、可靠性高等優點，能將電脈沖信號轉變為角位移，在非超載情況下電機的轉速和停止的位置取決于脈沖信號的頻率和脈沖個數，而不受負載變化的影響。當步進電機接收到一個脈沖信號時，就按設定的方向轉動一個固定的步距角度，通過控制脈沖個數即可控制角位移量。

在減速機構的輸出軸安裝無刷旋變作為位置傳感器，測量輸出軸精確位置作為控制系統反饋，經閉環控制后實現展開執行機構的精確位置控制。同時，在輸出軸上安裝限位裝置，分別在初始和旋轉到最大位置時觸動微動開關給出位置信號，從而實現限位保護。利用蝸輪蝸桿傳動副的自鎖特性，可以可靠鎖定展開執行機構輸出軸，從而固定太陽翼基板的展開角度，達到衛星長期在軌工作并可靠鎖定的目的。

經試驗驗證，該設計方案優點如下：

1)可保證傳動結構能自鎖，且鎖定可靠；

2)傳動比較大，因此可以減少傳動鏈的級數，簡化結構，提高可靠性；

3)同樣傳動比時，蝸輪蝸桿的質量小于其他類型減速機構，有利于輕質設計；

4)蝸輪蝸桿的剛度大于齒輪傳動，因此可提高系統的總剛度，從而提高模態的扭轉基頻；

5)在相同的空間體積下，更有利于實現雙軸驅動；

6)選擇旋轉變壓器作為位置傳感器，具有能精確實時測量輸出軸角位置、適應惡劣環境的優點，而且結構簡單。

2 高精度位置控制

采用閉環位置控制可以使太陽翼的展開更為平穩精準，但是在閉環控制過程中需要實時檢測太陽翼展開的角度來進行系統閉環。因展開執行機構安裝在衛星艙外，位置檢測部件的選用需滿足衛星輕質小型化、適應空間惡劣環境等要求。

常用于展開執行機構位置檢測的傳感器主要有光電編碼器、電位計、磁敏傳感器等幾種。光電編碼器體積空間較大，同時光電編碼器、電位計、磁敏傳感器涉及的核心工作部件不能適應空間惡劣環境。旋轉變壓器具有結構簡單、可靠性高、抗干擾性強、檢測精度較高的特點，可以滿足星上部件對高可靠性、惡劣環境適應性等要求。設計采用1對極的無刷旋轉變壓器作為角度位置傳感器，其電氣角誤差不大于15′、質量為30g,安裝在減速機構的輸出軸上，實時測量輸出軸位置角度信息;同時控制器設計了一種雙通道位置檢測電路，位置檢測精度可達0.01°,可滿足高精度、可重復展開太陽翼展開機構閉環控制系統需求。

位置檢測電路原理框圖見圖3，主要由解碼電路、激勵放大電路、輸入調理電路組成，其中解碼電路核心芯片為FXS1210B、激勵放大電路核心芯片為FX0041、輸入調理電路的核心芯片為7F4277A。

圖3 位置檢測電路原理框圖Fig.3 Schematic diagram of position detection circuit

3 低噪音穩定驅動控制

兩相感應永磁步進電機通常采用雙四拍制通電方式，當A、B繞組通以恒定電流時，電磁轉矩Tem按余弦規律變化，電機每走一步電磁轉矩均是由零跳變到最大，再變到零。當A、B繞組電流相序經過一個周期的變化，電機運行4步，電磁轉矩就經歷了4次由零跳變到最大再變到零的變化過程，電流及轉角特性如圖4所示。在這種變化規律的電磁轉矩作用下，電機運行具有很大的波動性和噪音，對其平穩和精確控制非常不利。

圖4 通恒定電流時的電流及矩角特性Fig.4 Current and torque angle characteristics at constant current

為改善電機的平穩運行特性，提高控制精度，設計采用細分驅動控制，即將整步進驅動的步矩角各相電流以階梯狀m步細分逐漸增加，使轉子運行效果光滑和穩定，達到改善步進電機運轉時的平穩度和降低噪音的目的。

為實現繞組電流恒幅均勻細分控制，通過調節PWM波占空比控制，電機繞組的正余弦電流根據細分數量轉化為PWM中斷定時改變DSP比較寄存器中的值，并采用查表法輸出。未采用細分驅動控制的相電流及PWM波形見圖5(紅色曲線為PWM波，黃色曲線為A相繞組電流)；細分控制后的相電流及PWM波形見圖6(紅色和藍色曲線為PWM波形，黃色曲線為A相繞組電流)。由圖5和圖6比較可知，采用細分驅動控制后的步進電機相電流平滑且接近正弦波，電機運行過程平穩且無噪音。

圖5 未細分控制前的PWM 波形及A相繞組電流Fig.5 PWM waveform and phase-A winding current before subdivision control

圖6 細分控制后的PWM 波形及A相繞組電流Fig.6 PWM waveform and phase-A winding current after subdivision control

4 模態特性分析

為避免太陽翼基板展開過程產生的固有頻率引起機械諧振，須對太陽翼鉸鏈機構的模態參數進行分析并合理控制。根據衛星控制系統要求，太陽翼基板的質量為1kg，展開執行機構安裝后，為滿足太陽翼基板一階彎曲頻率要求,鉸鏈機構一階基頻不小于5Hz。

采用ANSYS workbench13.0對鉸鏈機構進行模態計算分析，模態越低則剛度越低，因此將太陽翼基板的一階彎曲模態定為5Hz作為總體剛度計算的基礎。太陽翼基板材料參數反演過程中采用固定邊界條件，固定位置為鉸鏈的夾持點。為提高彎曲計算精度，將太陽翼基板的厚度方向設為小尺寸單元。同時為減小計算規模，將太陽翼基板的工作面設為大尺寸單元，太陽翼基板固定于展開執行機構的2個支撐架上，形成懸臂結構，扭轉基頻計算結果如圖7所示。從圖7中可知，第一階模態振形8.25Hz，滿足控制系統要求。

圖7 一階扭轉模態計算結果Fig.7 First-order torsion calculation result

5 空間環境適應性設計

空間環境的適應能力主要受4個方面的影響，一是關鍵傳動部件和軸承潤滑，二是材料選用，三是防卡死，四是熱設計。

在軸承和關鍵傳動部件潤滑方面，產品選用固體潤滑軸承，關鍵傳動部件和電機軸承通過濺射二硫化鉬固體潤滑膜達到潤滑及防止冷焊的作用。

材料選用方面，真空環境中使用的材料應滿足質損低、耐輻照、耐高低溫、膨脹系數小等要求。真空環境通常對金屬材料影響不大，對電機和減速機構來說主要考慮非金屬材料的影響。產品所用非金屬材料主要應用于絕緣體系，包括槽絕緣、浸漬漆等絕緣材料。電機的槽絕緣采用聚酰亞胺薄膜，漆包線采用聚酰亞胺漆包線，浸漬漆采用有機硅浸漬漆，上述材料均屬聚酰亞胺類高分子材料。這種高分子材料的高真空性、耐熱性、耐輻照性、耐化學穩定性、耐老化性能均為同類產品中最高。

防卡死方面除軸承和關鍵傳動部件潤滑外，依據摩擦副使用材料的線膨脹系數，機構設計預置徑向配合間隙，防止衛星在軌運行時，由于溫度變化引起零件尺寸變化，導致機構運動部件卡死情況發生。同時為降低溫度變化對傳動軸軸向約束結構的影響，傳動軸軸向都采用單端雙向約束設計方式。

熱設計方面，在真空環境中幾乎沒有氣體的對流，展開機構只能依靠傳導散熱和輻射散熱，散熱條件比較惡劣。采取了以下措施：

1)優化設計方案，減小電機繞組電阻及提高驅動器效率，減少電機及功率元件的發熱量；

2)合理進行絕緣結構的設計，提高電機絕緣耐熱等級，電機的絕緣耐熱等級為H級，可在180℃高溫下長期工作；

3)提高展開機構與系統之間接口的安裝面光潔度，以減小熱阻；

4)通過合理的結構設計，增加輻射散熱面積，展開機構的外表面采取氧化鋁處理(發黑)，大大提升了輻射散熱的能力；

5)采用熱防護措施，使用多層隔熱組件從外部進行包覆，兩端不進行包覆；

6)采取低溫加熱措施，根據溫度傳感器測量溫度，低于一定溫度設定值的低溫環境下整星對展開執行機構進行加熱。

6 試驗驗證情況

將鉸鏈機構固定在加載臺上，將加載搖臂放入展開執行機構的支耳中，負載恒定扭矩為1.2N·m的砝碼，對鉸鏈機構進行性能測試。在鉸鏈機構展開至100°及120°時鎖定，并將負載砝碼增加至2N·m，鉸鏈機構應能保持鎖定，以此驗證鉸鏈鎖定靜載力矩。根據試驗過程、測試數據及測試報表，可檢查鉸鏈機構的展開時間、角度控制誤差、靜態扭矩、展開鎖定狀態下加速度過載。

鉸鏈機構1.2 N·m負載狀態下展開和收攏角度隨時間變化的曲線如圖8和圖9所示。

(a)0°→100°展開曲線

(b)100°→120°展開曲線圖8 展開試驗曲線Fig.8 Deployment test curve

100°→0°收攏曲線圖9 收攏試驗曲線Fig.9 Folding test curve

將鉸鏈機構固定在模態試驗工裝上，將基板安裝到鉸鏈機構支耳上，鉸鏈機構上電根據控制指令工作，驅動基板展開到90°并鎖定，斷電。在基板上均勻地粘貼上共15個模態測試傳感器，啟動模態測試設備，采用錘擊法對激勵點進行敲打，試驗過程中輸出不同的電壓值,并由模態測試軟件分析給出試驗結果。

鉸鏈機構全溫范圍內測試主要技術指標達到情況如表1所示。

7 結論

本文針對某微納衛星太陽翼鉸鏈機構的任務需求，提出了一種空間有源微鈉衛星太陽翼鉸鏈機構工程設計方案，并完成了相關試驗驗證，分析與實驗結果表明：

表1 主要技術指標達到情況Tab.1 Main technical specifications statistics

1)本文所涉及的鉸鏈機構達到了可重復折展鎖定、高精度位置控制、低噪聲穩定控制和輕質小型的目的，為后續微納衛星太陽翼鉸鏈機構工程研究提供了新的思路。

2)軸承和關鍵傳動部件固體潤滑和整機傳動環節間隙控制對機構環境適應性和負載能力具有重要影響，同時,間隙控制對模態參數的影響具有重要意義。