摘要
针对特定小卫星对太阳翼高展开刚度的需求，设计了一种带单根辅助支撑臂的太阳翼。支撑臂中部采用带簧铰链实现弯折收拢，两端采用球关节铰链分别与太阳电池板、星体侧壁相连接。在太阳电池板与卫星侧壁连接处，采用自适应锁定式铰链，实现了带辅助支撑式太阳翼根部铰链的可靠锁定功能。开展了太阳翼基板承载能力分析、模态分析和展开动力学分析等。结果表明：太阳翼结构强度裕度满足使用要求，展开状态基频高达8 Hz以上，展开过程顺畅。模拟卫星发射过程及空间使用环境开展了太阳翼力学试验、展开试验、光照试验等，验证了太阳翼与飞行任务的匹配性。在轨飞行验证表明，该带辅助支撑式太阳翼功能、性能良好，满足高展开刚度的特殊任务需求。
太阳翼展开状态刚度对卫星在轨工作期间姿态控制精度以及运行稳定性有较大影
美国洛克希德·马丁空间系统公司于1999年成功发射的Ikonos⁃2卫星就采用了3套带辅助支撑式太阳翼。该卫星配备的单个太阳翼由1块太阳电池板、1组与星体侧壁连接的根部铰链、1套辅助支撑臂以及数套压紧释放装置组
欧洲Astrium公司于2011年和2013年先后发射的Pleiades⁃1A卫星、Pleiades⁃1B卫星也采用了与Ikonos⁃2卫星太阳翼类似的技术方
韩国航空宇宙研究院（KARI）分别于2012年和2015年发射的KOMPSAT⁃3和KOMPSAT⁃3A卫星太阳翼也采用了类似Ikonos⁃2卫星太阳翼的设计方案，支撑臂同样选择了与之类似的“直线型”构型方案。该太阳翼采用预压缩螺旋弹簧作为连接电池板与卫星侧壁结构之间的根部铰链，采用带簧铰链作为支撑臂中部的弯折关节，在根部铰链无锁定功能的情况下，将整个太阳翼展开状态基频提升至7.5 H
支撑臂的引入改变了太阳电池板工作时的边界条件，使太阳翼展开状态的刚度得到有效提升，为卫星在轨飞行期间姿态控制及状态变化后快速稳定奠定了良好的基础。但是，国外3家科研机构采用的无锁定功能根部铰链设计方案引入了支撑臂断裂失效后太阳电池板工作状态难以继续保持的风险。
本文从国内某小卫星太阳翼研制需求出发，针对国外带辅助支撑式太阳翼存在的问题，提出了一种新型的根部铰链可锁定的带辅助支撑式高刚度太阳翼设计方案，并对该太阳翼的地面验证试验情况、在轨飞行验证情况进行了分析。
某小卫星从总体构型的角度提出了太阳翼在星上的布局要求，从在轨功率平衡的角度提出了单套太阳翼寿命末期的输出功率需求，从卫星平台稳定性的角度提出了太阳翼在轨工作期间的刚度指标，主要包括：
(1)卫星需配备3套可展开式太阳翼，分别绕卫星Z轴呈120°间隔布置。
(2)卫星单套太阳翼寿命末期输出功率不小于500 W（29.5 V母线，90 ℃）。
(3)太阳翼在轨工作状态的基频≥5 Hz。
太阳翼布片面积计算公式为
| （1） |
式中：为太阳翼寿命末期输出功率；为空间太阳常数，取135.3 mW/c
取，，按照运行轨道环境及寿命要求选取其它参数，由式（1）计算出满足寿命末期输出功率需求的太阳翼最小布片面积为2.36
总体方案确定后，采用常规的刚性太阳电池板设计参数，利用MSC/Patran软件建立了太阳翼的简化分析模型，对整翼展开状态的基频进行预估。结果表明，即使将电池板的一个侧边固支，整个太阳翼展开状态的基频也不超过2 Hz，因此，必须采取适当的刚度增强措施。
考虑到辅助支撑对单板展开式太阳翼刚度提升效果显著，选择了与Ikonos⁃2卫星太阳翼类似的“直线型”单臂支撑设计方案，如
图1 太阳翼构型方案
Fig.1 Solar wing system configuration
在收拢状态下，3套压紧释放装置（1#、2#、3#）将太阳翼固定在卫星侧壁结构上。其中，1#压紧释放装置兼顾了太阳电池板与支撑臂的压紧，2#与3#压紧释放装置仅对太阳电池板实施压紧。卫星入轨后，压紧释放装置按指令要求解锁，太阳翼即可在根部铰链等机构驱动下展开。
基板是太阳翼的主要承载结构，是太阳电池片、电缆等功能部件的安装载体，在卫星发射及在轨运行期间均需保持足够的刚度与强度，为太阳电池片及相关电路提供良好的载荷环境。
基板采用复合材料夹层结构设计方
图2 基板结构
Fig.2 Substrate structure
太阳翼展开机构主要包括根部铰链与支撑臂铰链。与常规太阳翼不同，支撑臂的存在将会对根部铰链的锁定产生影响，如果两者之间匹配性不好，可能会出现根部铰链已锁定但支撑臂尚未展开到位或者与之相反的异常情况。为此，设计了一种可自动调整锁定状态的根部铰链（简称自适应锁定式铰链），用于实现与支撑臂之间的自动匹配，产品照片见
图3 自适应锁定式铰链
Fig.3 Self⁃adaptive locking hinge
为避免在中部引入集中质量降低支撑臂展开状态的刚度，支撑臂弯折功能采用超轻型带簧铰
太阳电池板采用高效三结砷化镓太阳电池作为发电单元，单体电池在25 ℃，135.3 mW/ c
| 参数 | 数值 |
|---|---|
|
规格尺寸/ m | 30.6×40.3 |
|
短路电流/(mA·c | 17.0 |
| 开路电压/ V | 2.69 |
|
最佳工作点电流/(mA·c | 16.1 |
| 最佳工作点电压/ V | 2.37 |
| 填充因子 | 0.83 |
依据太阳翼应用环境、寿命要求、母线电压、输出功率、剩磁、分流方式等需求开展了电池电路的串并联设计。整翼设计为4个子阵，共采用19串91并电路，如
图4 电池电路布局示意图
Fig.4 Solar array circuit layout
基板蒙皮为多层网格状结构，在进行有限元分析时，如采用真实设计状态建模，将会出现单元数量多、计算规模过大的问题。为此，采用了等效刚度建模方法。利用已知的网格尺寸参数、纤维线密度、纤维体密度以及纤维体积含量等，将基板蒙皮等效为具有一定厚度的铺层顺序为[0/90]的两层单向复合材料，从而实现简化计算。基板蒙皮等效厚度的计算公式为
| （2） |
式中：为纤维束线密度；为纤维束间距；为纤维体密度；为纤维体积含量。
利用MSC/Patran软件建立了基板的有限元模型，在垂直于基板板面方向施加均布载荷，利用MSC/Nastran计算基板内的等效弯矩，结果如
图5 基板在特定载荷下的受力情况
Fig.5 Analysis results of substrate under a specific load
对基板在太阳翼全寿命周期内的抗力学需求进行了分析，结果表明，安全裕度均在0.5以上，满足设计规范要求。
模态分析主要用于获取太阳翼收拢与展开状态下前几阶固有频率以及振动形态。
在MSC/Patran软件中分别建立了太阳翼收拢与展开状态下的有限元模型，利用MSC/Nastran解算器进行分析，所得收拢与展开状态下前2阶振型分别如图
图6 太阳翼收拢状态前2阶振型
Fig.6 First two mode shapes of stowed solar wing
图7 太阳翼展开状态前2阶振型
Fig.7 First two mode shapes of deployed solar wing
从分析结果看，收拢状态太阳翼在100 Hz以内共有7个模态有效质量百分数超过1%的固有频率，且各频点均能有效避开运载器、卫星结构的主振频率，可避免在卫星发射过程中出现共振破坏现象；太阳翼展开状态下第1阶固有频率达到8 Hz以上，满足展开状态基频≥5 Hz的要求。
太阳翼的展开过程是根部铰链、带簧铰链自身储存的弹性势能逐步转化为电池板、支撑臂等部件动能的过程。
为研究太阳翼展开特性，首先利用MSC/Patran软件建立了太阳电池板、支撑臂（从带簧铰链处分为2段）的有限元模型，并代入实测质量特性参数；其次，利用MSC/Nastran软件解算出太阳电池板和支撑臂前几阶正则模态、相对于特定坐标的约束模态以及刚体模态，进而将变换得到的正交化Craig⁃ Bampton模态信息导入MSC/Adams软件；然后，在MSC/Adams软件中添加根部铰链、带簧铰链等机构组件，代入相对应的实测驱动力矩及阻力矩参数；最后，进行太阳翼展开全过程仿真分析。结果表明，太阳翼展开过程平稳有序，总的展开时长约为6 s。
在展开末了时刻，根部铰链、带簧铰链突然锁定，由于惯性作用，卫星侧壁结构将会受到支撑臂传来的太阳翼锁定冲击载荷。为研究该载荷的大小，在MSC/Adams软件中设置太阳翼展开到位信号传感器，并根据这一信号自动调整根部铰链与带簧铰链在锁定前后的刚度参数，再次进行太阳翼展开及锁定全过程的仿真分析，结果表明，支撑臂对卫星侧壁结构的冲击力最大不超过750 N，各相关结构均具有较大的强度裕度。
最恶劣条件下的展开力矩裕度是太阳翼展开可靠性评价的重要指
展开力矩裕度可用式（3）进行计算
| （3） |
式中：表示太阳翼在某展开位置的总驱动力矩，表示对应位置的总阻力矩。对于常见的扭簧铰链驱动展开式太阳翼来说，随着展开角度的增大而逐渐减小，则在整个展开过程中相对稳定，因此，的最小值出现在太阳翼展开末了时刻。而本文所述带辅助支撑式太阳翼则不存在上述单调递减的变化规律，为此，对太阳翼整个展开过程的力矩裕度情况进行了测算，得到的最小取值为1.3，满足不小于1.0的标准要求。
太阳翼地面验证试验可分为组件级试验与整翼级试验两大类。
组件级试验包括电池板定量光照试验、机构组件在不同温度环境下的力矩特性测试、结构组件的力学性能测试以及空间环境耐受能力验证等。
其中，电池板定量光照测试是太阳翼供电能力考核的重要试验，也是太阳翼寿命末期输出功率大小预测的主要依据。在太阳电池板完成生产后，采用太阳模拟器分别对各个分阵进行了AM0、25 ℃条件下的光照试验，获得了最佳工作点电压、电流和功率数据等。某分阵电流与电压实测关系曲线如
图8 某分阵I⁃V测试曲线
Fig.8 Current⁃voltage curve of a solar cell circuit
其余针对展开机构组件、结构组件等开展的验证试验表明，各组件功能、性能满足要求，具备在空间环境下长期可靠工作的能力。
整翼级试验包括模拟零重力展开试验、收拢状态振动与噪声试验、展开状态基频测试等。
其中，模拟零重力展开试验是验证太阳翼展开机构功能、考核整翼展开性能的重要手段。采用悬吊装置对太阳电池板、支撑臂等部件实施了重力补偿，在卫星侧壁模拟工装上实施了多次太阳翼展开验证（
图9 太阳翼展开试验
Fig.9 Deployment test of the solar wing
整翼在收拢状态下进行的正弦与随机振动试验、噪声试验在文献[
所设计太阳翼随某小卫星成功发射入轨，验证了太阳翼耐受卫星发射段环境载荷的能力。在卫星到达预定轨道后，太阳翼3套压紧释放装置按指令要求顺次解锁，随即在地面接收到了展开锁定到位的指示信号，验证了太阳翼在空间环境下的展开与锁定功能。同时，从太阳翼遥测发电电流波动曲线上也能看到在整翼展开前后发电电流的阶跃式提升过程，如
图10 太阳翼展开前后遥测电流变化情况
Fig.10 Changes of the solar wing’s telemetry current before and after deployment
迄今为止，该太阳翼已完成多年的飞行考核，各项功能、性能正常，输出功率变化与预期结果一致，设计与生产质量得到了全面考核。
本文设计的太阳翼采用单块太阳电池板方案，利用可展开式辅助支撑臂与自适应锁定铰链相结合的方法，将整翼展开状态基频由常规的不足1 Hz提升至8.3 Hz；采用平均转换效率为28%的三结砷化镓电池作为光电转换元件，在2.4
分析验证、地面试验验证以及在轨长期飞行验证表明，太阳翼结构有足够的强度裕度，可满足全寿命周期内的抗力学要求；整翼在收拢状态下的固有频率分布与卫星结构对应特征相匹配，避免了卫星发射过程中出现耦合共振进而诱发失效的问题；整翼在展开状态下的基频达到了高刚度的设计目标；太阳翼机构配置合理，展开过程顺畅无死点，展开全过程力矩裕度始终大于1.0；太阳翼在轨展开锁定及长期供电功能正常,性能稳定。
参 考 文 献
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