分體組合式雙自由度對日定向系統構型及布局設計

謝朋儒，顧紹景，馬季軍，陳 錚，葛茂艷

（1.上?？臻g電源研究所，上海 200245；2.上海宇航系統工程研究所，上海 201109）

0 引言

空間站是我國首個在軌組建的多艙段大型飛行器［1］，每個艙段均配置2 個功率通道，電源系統采用直流100 V 光伏-蓄電池系統［2］，其中夢天實驗艙單功率通道負載額定功率需求為6.75 kW，每個太陽電池翼對應1 條功率供電通道，每個太陽電池翼輸出功率達18 kW。空間站為單艙發射、在軌組裝運行，且在軌組合構型多、構型復雜，不同構型下具備不同的飛行姿態。電源系統的供電能力要能適應單艙構型、組建基本構型、來往飛行器對接構型、擴展構型等所有狀態，也要適應慣性系、三軸對地、軌道系等飛行姿態。在各構型及飛行姿態下，實驗艙太陽電池翼的太陽入射角［3］各不相同，且存在遮擋問題［4］，造成太陽電池翼發電能力［5-6］不同。因此，在保證太陽電池翼工作于較優的對日定向方式下［7-10］，使太陽入射角達到最優狀態，保證電源系統供電輸出功率穩定性。本文根據空間站構型及飛行姿態，對雙自由度對日定向系統構型展開研究［11-14］，提出一種分體組合式雙自由度對日定向系統構型，以滿足太陽電池翼在空間站多種構型及飛行姿態下的發電能力。同時，基于該構型，對雙自由度對日定向系統中的各產品進行布局，以滿足對日定向系統的電傳輸及對日定向功能。

1 國內外研究現狀

調研國內外空間站［15］及我國大型飛行器，包括國外的俄羅斯禮炮號（鉆石號）空間站和國際空間站［16-17］，國內的天宮空間實驗室、神舟飛船、貨運飛船等［18-21］，通過分析比對，各飛行器對電能的需求各不相同，采用的對日定向方式也不相同。

俄羅斯鉆石號空間站用28 V 低壓供電體制，功率需求3～4 kW，太陽電池翼峰值發電能力為11.3 kW。太陽翼采用兩軸離散型對日定向方式。國際空間站采用120 V 和28 V 供電體制，其中美國艙段采用120 V 高壓母線體制，俄羅斯艙段采用28 V 母線體制，不同艙段并網時轉換為120 V。每個太陽電池翼對應1 條功率供電通道，額定輸出功率為10.45 kW，每個太陽電池翼最大輸出功率31.00 kW。美國艙段太陽電池翼采用2 個互相正交的旋轉軸實現雙自由度對日定向，使太陽電池翼發電能力最大化。

國內的天宮空間實驗室、神舟飛船和貨運飛船太陽電池翼均采用單自由度連續對日定向方式，其中天宮空間實驗室采用100 V 母線體制，功率需求為3.5 kW，太陽電池翼峰值發電能力為8.0 kW。神舟飛船采用28 V 母線體制，功率需求為1.8 kW，太陽電池翼峰值發電能力為3.0 kW。貨運飛船采用100 V 母線體制，功率需求為2.7 kW，太陽電池翼峰值發電能力為6.0 kW。

對比國內外空間站等大型飛行器的電源系統對日定向的設計情況，國外采用雙自由度對日定向技術的低軌大型飛行器僅有美國國際空間站。在我國空間站建造前，國內大型飛行器未采用雙自由度對日定向技術。

2 對日定向系統方案

2.1 總體設計方案

2.1.1 組成與功能

夢天實驗艙雙自由度對日定向系統采用分體組合式對日定向構型方案，通過2 個軸向正交的單自由度對日定向子系統共同實現太陽電池翼雙自由度對日定向。該系統由A軸對日定向子系統、B軸對日定向子系統、桁架結構、桁架電纜、分流調節器等設備組成。

A軸對日定向子系統包括對日定向裝置、艙外驅動控制器、艙內驅動控制器、艙外控溫儀，實現組合體構型下的單自由度對日定向，同時對日定向裝置在艙外桁架與艙內之間傳輸2 個實驗艙功率通道與1 個擴展通道的功率及信號。

B軸對日定向子系統包括2 臺驅動機構和2 臺綜合驅動控制器，其中1 臺驅動機構與1 臺綜合驅動控制器為同一個功率通道產品，負責該通道的太陽電池翼單自由度對日定向，同時驅動機構傳輸太陽電池翼的功率及信號。

對日定向裝置安裝在艙體尾端，桁架結構［22-23］安裝在對日定向裝置轉動端法蘭上，2 臺驅動機構安裝在桁架結構上，太陽翼安裝在驅動機構轉動法蘭上。通過桁架結構，使對日定向裝置與2 臺驅動機構正交剛性連接。當對日定向裝置轉動時，可帶動桁架結構及安裝在上面的B軸對日定向子系統和太陽電池翼轉動，實現實驗艙2 個太陽翼的雙自由度對日定向，如圖1（a）所示。擴展太陽翼安裝在桁架結構尾端，對日定向裝置轉動時，帶動桁架結構及擴展太陽翼一起轉動，實現擴展太陽翼單自由度對日定向。艙內驅動控制器安裝在資源艙內，其余的艙外驅動控制器、綜合驅動控制器、艙外控溫儀、分流調節器、桁架電纜等設備均安裝在桁架結構上，組成桁架組件，如圖1（b）所示。

圖1 分體組合式雙自由度對日定向構型Fig.1 Split combined double-degree-of-freedom solar-oriented configuration

2.1.2 工作模式

1）單艙飛行。

夢天實驗艙單艙飛行時，具備慣性系飛行和三軸對地飛行2 種飛行姿態，A軸對日定向子系統均不對日定向，對日定向裝置處于鎖定狀態，如圖2 所示。慣性系飛行姿態下，B軸對日定向子系統間歇轉動補償太陽高度角變化；三軸對地飛行姿態下，B軸對日定向子系統實現軌道周期內的0°～360°連續轉動。

圖2 單艙飛行單自由度對日定向Fig.2 Single-degree-of-freedom solar orientation of single-cabin flight

2）“T”字組合體飛行。

夢天實驗艙在軌與核心艙對接轉位后，組成空間站“T”字組合體三艙構型。該構型具備三軸對地和軌道系飛行2 種飛行姿態，在2 種飛行姿態下，A軸對日定向子系統實現軌道周期內的0°～360°連續轉動，B軸對日定向子系統間歇轉動補償太陽高度角變化，如圖3（a）所示。

圖3 組合體飛行雙自由度對日定向Fig.3 Single-degree-of-freedom solar orientation of the combined body flight

擴展功率通道在軌構建后，擴展太陽翼從核心艙轉移安裝到實驗艙桁架結構尾端，擴展太陽翼的電池片面朝向桁架結構III 象限。實驗艙雙自由度對日定向系統進行對日定向工作時，對日定向裝置帶動桁架結構及擴展太陽翼一起轉動，實現擴展太陽翼在軌道周期內的單自由度0°～360°連續轉動，如圖3（b）所示。

2.2 A 軸對日定向方案

A軸對日定向子系統包括對日定向裝置、艙外驅動控制器、艙內驅動控制器和艙外控溫儀。

對日定向裝置在發射段采用包帶鎖緊釋放機構實現輸出端鎖定和承載，入軌后由爆炸螺栓實現包帶的解鎖，輸出端采用切換鎖定機構鎖定。對日定向裝置單艙飛行階段不轉動，形成三艙組合體后，由驅動控制器驅動對日定向裝置工作［24］，其中由驅動鎖定機構與回轉支撐機構實現驅動功能，實現太陽翼的對日定向。電傳輸組件中的滾環實現艙內和艙外的大功率傳輸，滑環［25］實現信號傳輸。熱控防護組件實現熱控防護與散熱［26］，并由艙外控溫儀對內環轉動端局部加熱控溫，外環固定端的加熱控溫由熱控分系統負責。

為了滿足空間站在軌壽命15 年的需求，對日定向裝置采用主、備模式的雙滾動支撐組件（Trundle Bearing Assy，TBA）面對面串聯布置的構型方案，并在主、備模式下分別配置切換鎖定機構，分別實現主、備模式下回轉支撐機構的鎖定或解鎖，為保證系統在全任務周期內的任務可靠性，主、備模式分別配置2 套切換鎖定機構，互為備份。系統發生1 次故障后，不依賴宇航員出艙操作，采用切換鎖定機構實現主、備模式自主切換。

對日定向裝置需長期對日定向轉動，為保證系統可靠性并確保主模式的長期可靠運行，在主模式下配置2 套驅動鎖定機構進行冷備份，備模式下配置1 套驅動鎖定機構。

艙內驅動控制器設置主備機進行冷備份，控制對日定向裝置主模式下的2 套驅動鎖定機構與切換鎖定機構。艙外驅動控制器設置主備機進行冷備份，控制對日定向裝置備模式下的1 套驅動鎖定機構及2 套切換鎖定機構，如圖4 所示。

圖4 主備工作模式機械傳動原理Fig.4 Principle of mechanical transmission in the primary and backup working modes

對日定向裝置主備模式工作原理如下。

2.2.1 主模式工作原理

當空間站形成三艙組合體后，對日定向裝置在主模式下運行，各單機及部組件運行狀態如下。

1）主模式下切換鎖定機構處于解鎖狀態，使導軌能夠在主模式8 套滾動支撐組件（Trundle Bearing Assy，TBA）的支撐下轉動。備模式下切換鎖定機構處于鎖定狀態，使導軌與備模式8 套TBA 不發生相對轉動。

2）由艙內驅動控制器主機驅動主份模式下對應的驅動鎖定機構a，處于工作狀態的驅動鎖定機構a 的離合器處于結合狀態，其輸出端小齒輪驅動末端大齒輪轉動；而另外1 臺不工作的驅動鎖定機構b 的離合器處于斷開狀態，其輸出端小齒輪處于從動狀態。

3）當運行的驅動鎖定機構a出現故障后，將驅動鎖定機構a 的離合器斷開，使其處于從動狀態；艙內驅動控制器切換到備機工作，控制驅動鎖定機構b，離合器處于結合狀態，其輸出端小齒輪驅動末端大齒輪轉動。

4）主模式下，整個導軌與備模式下的8 套TBA和桁架一起轉動。

2.2.2 備模式工作原理

當主模式出現如下情形時，需要啟動備模式進行工作。

1）主模式下的2 套傳動鏈均故障且無法恢復時，須啟用備模式。

2）主模式下傳動鏈發生故障，但空間站系統當前時期不允許機構停轉，須保證發電功率時，啟用備模式；在空間站系統允許降負載運行階段，機構停轉，由宇航員出艙維修主模式故障部位。

啟用備模式工作時，主模式下的切換鎖定機構鎖定，備模式下的切換鎖定機構進行解鎖。此時，主模式下8 套TBA 與導軌不發生相對轉動，備模式下8 套TBA 與導軌能夠相對轉動，因此在備模式驅動鎖定機構的驅動下，備模式下的8 套TBA、驅動鎖定機構、艙外驅動控制器與桁架一起進行轉動。

2.3 B 軸對日定向方案

B軸對日定向子系統包括驅動機構II、驅動機構IV、綜合驅動控制器a 和綜合驅動控制器b。

驅動機構II 固定端安裝在桁架結構II 象限，其轉動端安裝太陽電池翼a，由綜合驅動控制器a 進行驅動控制，同時采集驅動機構II 及太陽電池翼a 的測量信號。驅動機構IV 固定端安裝在桁架結構IV象限，其轉動端安裝太陽電池翼b，由綜合驅動控制器b 進行驅動控制，同時采集驅動機構IV 及太陽電池翼b 的測量信號。

驅動機構采用滑環傳輸太陽翼的發電功率及測量信號，由于發電功率路數及信號數量多，為減小驅動機構軸向長度，采用雙層柱式滑環進行電傳輸。在外層布置發熱量大的發電功率環，在內層布置發熱小的信號環。

綜合驅動控制a、b 均對驅動機構II 和驅動機構IV 進行控溫，實現2 個功率通道之間的交叉控溫，避免單通道斷電維修時，發生溫度失控。

單臺驅動機構只有1 個傳動鏈，通過綜合驅動控制器驅動步進電機，經諧波減速器減速及力矩放大后，輸出到轉動端法蘭，帶動太陽翼轉動。驅動機構II 與驅動機構IV 對稱安裝在桁架結構兩側，跟蹤太陽時，2 臺驅動機構相對艙體的轉向相同，因此，從驅動機構輸出端法蘭向桁架看，當驅動機構II順時針旋轉時，驅動機構IV 為逆時針旋轉。綜合驅動控制a 與綜合驅動控制b 的設計狀態一致，為了實現驅動機構II 與驅動機構IV 相反方向的轉動，采用識別高低電平的方式，通過桁架電纜中增加短接線，使綜合驅動控制器能夠識別驅動機構II 或驅動機構IV。

2.4 桁架組件布局設計

桁架組件包括桁架結構、驅動機構II、驅動機構IV、艙外驅動控制器、綜合驅動控制器a、綜合驅動控制器b、艙外控溫儀、分流調節器a、分流調節器b、桁架電纜、擴展設備、維修接口等，其中桁架結構為其他設備提供安裝平臺。根據雙自由度對日定向系統的功能需求，以及各產品的特點，桁架結構的構型設計結合了產品安裝布局要求，設置桁架大柱段與小柱段。桁架大柱段靠近艙體，為功率產品安裝平臺。桁架小柱段遠離艙體，為控制器和擴展功率通道產品安裝平臺。大桁架段2.2 m2區域安裝4 臺功率產品，熱耗總計730 W，通過布局設計，有效的解決了大功率產品散熱的需求。小桁架段1.5 m2區域安裝7 臺產品，通過分區布局設計，實現高密度布局條件下的航天員可視可達。

產品布局設計時，在桁架4 個象限、底端及頂端的基礎上，將桁架結構劃分為9 類功能區域，如圖5所示。功能區域具體為：驅動機構安裝區、對日定向裝置安裝區、機構散熱區、大功率設備安裝散熱區、控制設備安裝區、傳輸電纜安裝區、航天員操作區、在軌擴展設備安裝區和擴展電纜預留區。

圖5 桁架結構的功能區域Fig.5 Functional domains of the truss structure

桁架結構底端設置4 個腳撐，作為與對日定向裝置的安裝法蘭。驅動機構安裝在桁架大柱段II、IV 象限，其旋轉軸線與對日定向裝置旋轉軸線相互垂直，實現雙自由度對日定向。機構散熱區設置在桁架大柱段II、IV 象限，對驅動機構的散熱面及其安裝法蘭一體化設計，利于熱量傳遞，對日定向裝置的2 個獨立的散熱面與驅動機構散熱面相鄰。桁架小柱段II、IV 象限布局機構的驅動控制設備和控溫設備。

桁架I 象限為背日狀態，作為大功率設備的安裝散熱區，將分流器安裝在桁架I 象限大柱段。桁架III 象限未安裝單機產品，且空間大，因此作為航天員的主要操作區域，須安裝航天員腳限位器接口。桁架內部空間作為電纜網的主要布局位置，除與單機設備連接的電纜段外，其他均在桁架內部走線。

擴展太陽電池翼安裝在桁架頂端，因此擴展控制器的安裝位置設置在桁架頂端靠近I 象限，利于擴展產品散熱。擴展功率通道的電氣連接需要在軌實現，因此桁架小柱段I 象限作為擴展電纜預留區。

雙自由度對日定向系統有3 個功率通道的產品，同一功率通道的產品之間通過電纜網進行電氣連接。在布局設計時，為了使驅動機構固定端的功率電纜及信號電纜走線路徑最優，基于將同一功率通道的產品布局在桁架同一象限的原則，將驅動機構與同一通道的其他控制設備交叉布局，以適應電纜走線路徑及安裝操作空間。

對日定向裝置、桁架Ⅰ象限的大功率設備、Ⅱ象限與Ⅳ象限的控制設備，以及擴展設備均需要航天員在軌執行拆卸、安裝、更換、維護等維修操作。航天員在軌維修時，各設備具有維修接口且周圍具有可操作空間，以滿足維修性［27-28］、工效學等要求［29-30］。桁架上各單機布局時，充分分析各產品的可視路徑、可達空間，通過同種設備錯位布局、同種設備維修接口差異化布置、操作空間共享、維修路徑規劃等設計，使各設備的維修空間滿足航天員的可視可達需求。

3 設計驗證

3.1 布局驗證

雙自由度對日定向系統在整艙上進行安裝，各單機均按照設計的位置安裝到位，電纜網和各設備均正常連接，且固定在桁架上，表明布局方案設計合理，如圖6 所示。雙自由度對日定向系統在整艙上進行維修空間驗證，使用電連接器維修工具，對每個需在軌插拔的連接器進行操作驗證。結果表明，維修工具與各產品均無干涉，且能夠滿足操作空間要求，如圖7 所示。

圖6 產品布局安裝Fig.6 Product layout and installation

圖7 拆裝連接器驗證Fig.7 Verification of connector disassembly and assembly

3.2 在軌飛行驗證

2022 年10 月31 日，夢天實驗艙發射入軌，入軌后為單艙飛行階段，驅動機構驅動太陽翼對日定向。夢天實驗艙與天和核心艙對接后，對日定向裝置包帶解鎖。組成“T”字組合體構型后，對日定向裝置主份模式的2 套切換鎖定機構解鎖，根據控制指令開始對日定向轉動。至此，夢天實驗艙太陽電池翼實現雙自由度對日定向。

在空間站多艙段構型、多飛行姿態條件下，分體組合式雙自由度向對日定向系統的對日定向跟蹤精度優于0.1°，實現了太陽電池翼平穩發電。在太陽高度角±66°的軌道條件下，按照太陽電池翼對日定向策略，能夠保證太陽電池翼入射角在0°～14°，使得太陽電池翼發電量處于較為穩定的最大輸出狀態。相對于單自由度對日定向系統，太陽電池翼平均發電量提高15%，極值發電量提高140%（太陽高度角66°時），同時能夠保證功率通道供電輸出功率穩定度大幅提升，在不同艙段構型、飛行姿態下，功率通道輸出功率波動幅度由60%減小到7%。目前，夢天實驗艙已在軌運行7 個月，經歷了單艙運行、“T”字組合體運行、與來往飛行器對接運行，不同構型下具有不同的飛行姿態。在各種飛行工況下，雙自由度對日定向系統均正常工作，為電源系統在軌穩定可靠的為夢天實驗艙提供電能提供有力保障。

4 結束語

本文基于空間站構型及組件過程，研究了一種分體組合式雙自由度對日定向系統構型，實現實驗艙太陽電池翼雙自由度對日定向。在軌飛行結果表明，該對日定向系統構型能夠適應空間站各種構型及飛行姿態，具有對日定向精度高、對日定向轉動范圍廣、適應在軌維修的特點，保證了夢天實驗艙長期在軌獲得充足、穩定的供電。該對日定向系統構型為國內首次研制并在軌應用，為后續復雜艙體構型、復雜飛行姿態的飛行器，實現太陽電池翼對日定向提供了技術支撐。