空間站實驗艙柔性電池翼約束釋放機構設計與驗證

蔣秋香，唐 珺，余豪華，陳 怡，焦 揚，咸奎成，2，張 雷，2，王治易，2

（1.上海宇航系統工程研究所，上海 201109；2.上海市空間飛行器機構重點實驗室，上海 201109）

0 引言

隨著航天技術的發展，對大功率能源的需求日益迫切，柔性太陽電池翼具有大展收比、大功率質量比等優點，使其成為空間能源的首選之一。柔性太陽電池翼不同于傳統剛性或半剛性太陽電池陣的收攏狀態，柔性電池陣收攏時電池板面對面相互接觸，要求壓緊狀態受力均勻性好，傳統的點壓緊方式已無法滿足壓緊需求，需開展新型壓緊防護技術研究以抵抗發射段產生的過載。目前，國外研究和應用較多的是掛鉤式壓緊和套索式壓緊等整體壓緊方式。日本SFU 和美國的SAFE、PEP、ISS 采用掛鉤壓緊方式［1-4］，美國的AM-1 采用套繩壓緊方式［3］。但上述方案普遍均存在長期壓緊性能不穩定、抗擾動能力差且無法分次解鎖等問題，機構裝調復雜，工程實施困難。

針對空間站實驗艙柔性太陽電翼陣需要壓緊保護及解鎖釋放的任務特點，調研并對比了國內外研究現狀，本文提出一種大力矩、高剛度、可逆向制動的約束釋放技術，并開展了相關技術的設計與驗證工作。經過地面各項鑒定級環境試驗和功能性能測試及空間站8 套產品在軌飛行應用，驗證了柔性太陽電池翼約束釋放機構技術的合理性與可行性。

1 任務需求分析

空間站實驗艙柔性太陽電池翼結構輕巧，單板厚度不足1 mm，收攏體積僅為傳統太陽翼的20%，收攏時電池板面對面相互接觸的狀態對壓緊技術提出了較高要求，壓緊力不夠或壓緊力不均衡，均易造成太陽電池片破碎。此外，實驗艙用大型柔性太陽電池翼，單翼展開總長約27 m，展開面積約為138 m2，具有展開長度長、基頻低的特點，為避免對接過程中產生自激振蕩干擾對接，柔性太陽翼在軌需分次展開?？臻g站太陽電池陣約束釋放機構，配合收藏箱及緩沖泡沫將收攏后的柔性陣收藏箱壓緊鎖定，使柔性陣在發射段保持一定基頻以適應過載和其他環境要求；入軌后接受釋放指令，將柔性陣收藏箱解鎖釋放。約束釋放機構的失效將導致太陽電池陣無法打開，進而導致電源系統失效。

基于上述任務需求，研制一種新型的柔性太陽電池翼約束釋放裝置，該約束釋放裝置應具備以下特點。

1）用于壓緊并保護柔性電池陣，使太陽電池翼收攏狀態基頻能夠滿足技術要求。

2）具備解鎖功能。

3）壓緊和解鎖過程具備自鎖能力，避免外部干擾對壓緊和解鎖性能的影響。

4）能夠承受發射主動段載荷及收藏箱壓緊時的約束反力，滿足強度要求。

5）為保證展開可靠性，展開驅動采用冗余設計，力矩裕度不小于2。

根據功能需求，分解出該約束釋放裝置的主要性能指標如下。

1）具有足夠的運動范圍滿足壓緊行程、不小于12 mm 的要求。

2）具備提供壓緊力不小于12 500±2 500 Pa 的能力。

3）解鎖時間不大于160 s。

針對以上功能和性能需求，提出一種大力矩、高剛度、可逆向制動和解鎖的高可靠柔性太陽電池翼約束釋放技術。

2 系統組成及工作原理

2.1 系統組成

空間站柔性太陽電池陣約束釋放機構采用并聯式構型和模塊組合形式，主要由可逆向制動驅動傳動組件、可調節雙邊四連桿組件、自限位鉸鏈鎖環組件、傳動桿、限位塊、解鎖到位檢測裝置等組成，如圖1 所示。除自限位鉸鏈鎖環組件安裝在太陽陣收藏箱上箱體上，其他零部件均安裝在太陽陣收藏箱下箱體上，兩者協同作業，共同實現產品功能。

圖1 太陽電池陣約束釋放機構Fig.1 Schematic diagram of the restraint release mechanism for the flexible solar cell array

2.2 工作原理

空間站實驗艙柔性翼約束釋放機構通過雙邊四連桿機構運動產生壓緊位移，收藏箱和緩沖泡沫將壓緊位移轉換為壓緊力施加在收攏柔性陣上。

驅動傳動組件的輸出力矩經傳動桿到達雙邊四連桿機構，再經運動傳遞，實現鎖鉤與鉸鏈鎖環的扣合拉緊和外翻釋放動作，即完成對太陽陣收藏箱的壓緊和釋放，其中收攏壓緊和解鎖釋放是互逆過程。約束釋放機構收攏壓緊與解鎖釋放運動關系如圖2 所示。

3 約束釋放機構詳細設計與分析

3.1 雙邊四連桿機構設計與分析

3.1.1 四連桿機構參數設計

雙邊四連桿組件是約束釋放機構運動傳遞和力傳遞的重要執行機構，其原理如圖3 所示。雙邊四連桿的尺寸設計直接影響約束釋放機構其力學和運動學特性。根據柔性太陽電池陣收藏箱安裝空間和壓緊點要求，初步確定雙邊四連桿機構機架的長度L4==255.00 mm，主動桿長度L1==35.00 mm，從動桿長度L3==50.00 mm，通過圖解法求得二力桿長度L2==215.05 mm。根據安裝空間初步確定單邊從動桿由壓緊到釋放的全部工作角度范圍，并據此求得主動桿運動角度范圍，再依據主動桿的運動范圍，進一步求出另一側從動桿由壓緊到釋放的全部工作角度范圍，進而獲得壓緊行程Δh為14.23 mm，滿足需求。

圖3 雙邊四連桿組件原理Fig.3 Schematic diagram of the working principle of the bilateral four-bar mechanism

3.1.2 四連桿機構結構設計

基于上述設計結果并結合結構特性化設計，借助PRO 三維建模設計出約束釋放機構用雙邊四連桿組件。該機構主要由鎖鉤座、鎖鉤、主動桿、主動桿底座、二力桿、軸系等組成，如圖4 所示。

圖4 雙邊四連桿組件結構Fig.4 Structure of the bilateral four-bar mechanism

本文設計的雙邊四連桿組件不僅在構型、運動特性、受力等方面最優化處理，而且通過壓緊時的死點位置設計可有效保證壓緊的可靠性，同時90°鎖緊位置的設計可有效保證傳動效率。另外，二力桿的可調節設計，既滿足不同面積的壓緊需求，又大大提升了產品裝調的工藝性。

3.1.3 四連桿機構力矩傳遞分析

不同于傳統空間可展機構的負載情況，柔性太陽電池陣約束釋放機構的最大負載源自每個壓緊點的壓緊力，結合3.1.1 章節四連桿參數設計結果，建立雙邊四連桿機構的簡化模型，分析負載力矩傳遞情況，進而推算出約束釋放機構的驅動力矩。四連桿機構的幾何關系如圖5 所示。

圖5 單套連桿機構幾何關系Fig.5 Geometric diagram of the unilateral four-bar mechanism

根據力矩平衡推導出單點壓緊力對主動桿的負載力矩之間的關系表達式如下：

式中：M主1為主動桿轉矩，Nm；F為單點壓緊力，N；s為壓緊力施加方向與箱體壓緊點之間的距離（近似為定值），mm；L1為主動桿長度，mm；L2為二力桿長度，mm；L3為從動桿長度，mm；L1L2為主動桿與二力桿之間夾角，mm；L2L3為二力桿與從動桿之間夾角，（°）。

根據四連桿機構原理和式（1），負載力矩是桿間夾角和壓緊力的函數，獲得約束釋放機構四連桿組件從完全壓緊到完全釋放負載力矩與轉角關系，如圖6 所示。

圖6 四桿機構轉矩傳遞的理論分析結果Fig.6 Theoretical analysis results of the torque transfer of the four-bar mechanism

根據上文分析，單套雙邊四連桿驅動力矩的最大值及其對應位置見表1。

表1 雙邊四連桿的驅動力矩Tab.1 Driving torques of the bilateral four-bar mechanism

根據約束釋放機構的并聯式壓緊設計構型，空間站實驗艙柔性翼約束釋放機構三套雙邊四連桿機構其壓緊釋放力矩為：130.02 N·m。同時考慮到轉動摩擦力矩的影響，單個旋轉關節的摩擦力矩μ取0.2 N·m，實驗艙柔性翼約束釋放機構工作時的負載力矩不小于136.82 N·m，并根據力矩裕度不小于2 的技術要求，則約束釋放機構驅動力矩應滿足下列關系：

式中：Mout為輸出力矩，N·m；M負載為負載力矩，N·m。

由式（2）獲得空間站實驗艙柔性翼約束釋放機構的驅動力矩Mout應不小于410.46 N·m。因此，需要一款大力矩的驅動傳動組件，以滿足使用需求。

3.2 驅動傳動組件設計

空間站實驗艙柔性翼約束釋放機構用驅動傳動組件主要由電機、逆向制動機構、多級減速器等組成，結構形式如圖7 所示。本文設計的驅動傳動組件滿足大力矩高剛度高可靠的使用需求，一體化設計的思路增強了機構的抗力學性能性能，使得該部件獨立成套、結構小巧緊湊，可獨立完成部件級的各項功能和性能測試，便于后續的推廣及應用。

圖7 大力矩高剛度驅動傳動組件Fig.7 Driving mechanism with large torque and high stiffness

3.2.1 多級減速器設計

為滿足大力矩和結構小巧緊湊的使用需求，約束釋放機構用減速器采用多級行星減速器+諧波減速器聯合使用的方案。該方案中的行星減速器采用NGW 型行星，該型行星減速器具有結構簡單易于多級串聯使用等特點，符合約束釋放機構減速器的設計需求。同時為了提高機構的傳動精度和承載能力，本文采用可實現無側隙傳動的高承載新型減速器XBS-100 系列諧波減速器，其嚙合齒數可達30 以上，承載能力強且運轉平穩噪聲低。根據設計得到空間站柔性翼約束釋放機構用多級減速器減速比為9 000，輸出能力465 N·m。

3.2.2 自鎖功能設計

展開約束釋放機構前，需保證可靠壓緊，同時壓緊力保持穩定，本文提出的壓緊技術采用壓緊連桿“死點”位置來保證。但柔性翼約束釋放機構在發射階段、對接階段及在軌運行階段，難免受到一定程度的擾動和沖擊，為減小并消除擾動和沖擊對約束釋放機構壓緊狀態造成影響，在約束釋放機構的傳動鏈上增設逆向制動機構，防止外部擾動造成壓緊鎖鉤的運動，保證任務圓滿完成。

本文所采用的逆向制動機構是一種能保證正向傳動流暢、逆向自鎖的棘輪棘爪式機構，其不僅具有制動能力強、質量輕和結構緊湊的優點，同時相比傳統電磁制動器，其具有較高的環境適應性和高可靠性，且不占用滑環資源，對控制策略的優化具有重要作用。

4 仿真及試驗驗證

4.1 運動學-動力學仿真分析及驗證

該機構類產品的設計重點是關注運動學-動力學的實現，開展相應仿真分析。采用Adams 軟件建立柔性太陽電池陣約束釋放機構在軌解鎖釋放過程的動力學仿真模型，仿真模型初始狀態如圖8所示。

圖8 約束釋放機構運動學-動力學仿真模型Fig.8 Kinematics and dynamic simulation model of the restraint release mechanism

圖8 中Jiont_S01_LG03～Jiont_S06_LG03 分別表示鎖鉤1～鎖鉤6，Zhou 01～Zhou 01 分別表示主動桿1～主動桿3；SXB_ZZ01～SXB_ZZ09 表示6 個約束點的位置；Beam1～Beam3 表示傳動桿。

太陽電池陣壓緊狀態時，由于存在緩沖泡沫，上下箱體之間產生一個關于位移的線彈性接觸力，其剛度為緩沖泡沫剛度（緩沖泡沫彈性模量為65 000 Pa，單塊厚度為20 mm，共2 塊，壓緊面積為1.16 m2）。當約束釋放機構解鎖時，電機反轉，鎖鉤與鎖環在線彈性力和接觸力的作用下逐漸分開，主動桿轉到釋放位置時，上、下箱體之間壓緊力完全釋放，同時箱體之間出現相對位移，最終太陽電池陣完全解鎖。本仿真不考慮2 倍裕度，按照實際工作載荷開展，據仿真結果，約束釋放機構各鎖鉤的受力情況以及力矩變化情況如圖9 和圖10 所示。

圖10 約束釋放機構鎖鉤驅動力矩曲線Fig.10 Driving torque characteristic curve of the lock hook for the restraint release mechanism

仿真結果與3.1.3 章節的受力情況分析相比，顯示2 種結果較為一致性。此外利用Adams 仿真軟件對解鎖角度和時間進行了仿真，結果見表2。

表2 約束釋放機構展收角度及時間Tab.2 Simulation results of the restraint release mechanism

由表2 分析可知，通過運動學-動力學仿真，約束釋放機構6 對鎖鉤中，鎖鉤S03 完全解鎖需要的時間最長，為92.9 s，此時對應主動桿轉動角度為55.68°，從動桿轉角為20.68°。在約束釋放機構設計中，為保證完全解鎖，結合作圖法理論計算，設定主動桿轉動角度為60°時，處于完全解鎖狀態，此時對應的解鎖時間約為100 s，與仿真結果較為吻合，表明約束釋放機構解鎖設計滿足要求。

4.2 地面測試及在軌飛行驗證

為充分驗證約束釋放技術設計的合理性和可行性，在地面測試階段，開展常溫常壓下解鎖及收攏性能測試、驗收級和鑒定級力學試驗、熱學試驗，總計完成上百次壓緊及解鎖試驗驗證，試驗結果證明，約束釋放機構各項功能性能指標均滿足要求。

空間站實驗艙于2022 年發射成功，用于實驗艙Ⅰ和實驗艙Ⅱ上的8 套約束釋放機構完成既定功能，約束釋放技術在軌成功應用，如圖11 所示。

圖11 實驗艙柔性太陽翼在軌展開Fig.11 In-orbit deployment of the flexible solar cell wings for the Mengtian lab module

5 結束語

空間站柔性太陽翼在軌工作正常，通過地面及在軌飛行試驗驗證了約束釋放機構設計、關鍵技術的正確性和合理性。該技術設計具有很大的工程應用潛力，為航天器多點大面積可重復壓緊及解鎖方面提供了一種新穎且可靠的解決方案。對后續空間站長期在軌運營等復雜任務進行了良好的技術驗證，奠定了堅實的技術基礎。同時，該技術可廣泛應用于我國大功率航天器平臺太陽翼展收控制等。