蒋秋香，唐 珺，余豪华，陈 怡，焦 扬，咸奎成，2，张 雷，2，王治易，2

（1.上海宇航系统工程研究所，上海 201109；2.上海市空间飞行器机构重点实验室，上海 201109）

0 引言

随着航天技术的发展，对大功率能源的需求日益迫切，柔性太阳电池翼具有大展收比、大功率质量比等优点，使其成为空间能源的首选之一。柔性太阳电池翼不同于传统刚性或半刚性太阳电池阵的收拢状态，柔性电池阵收拢时电池板面对面相互接触，要求压紧状态受力均匀性好，传统的点压紧方式已无法满足压紧需求，需开展新型压紧防护技术研究以抵抗发射段产生的过载。目前，国外研究和应用较多的是挂钩式压紧和套索式压紧等整体压紧方式。日本SFU 和美国的SAFE、PEP、ISS 采用挂钩压紧方式［1-4］，美国的AM-1 采用套绳压紧方式［3］。但上述方案普遍均存在长期压紧性能不稳定、抗扰动能力差且无法分次解锁等问题，机构装调复杂，工程实施困难。

针对空间站实验舱柔性太阳电翼阵需要压紧保护及解锁释放的任务特点，调研并对比了国内外研究现状，本文提出一种大力矩、高刚度、可逆向制动的约束释放技术，并开展了相关技术的设计与验证工作。经过地面各项鉴定级环境试验和功能性能测试及空间站8 套产品在轨飞行应用，验证了柔性太阳电池翼约束释放机构技术的合理性与可行性。

1 任务需求分析

空间站实验舱柔性太阳电池翼结构轻巧，单板厚度不足1 mm，收拢体积仅为传统太阳翼的20%，收拢时电池板面对面相互接触的状态对压紧技术提出了较高要求，压紧力不够或压紧力不均衡，均易造成太阳电池片破碎。此外，实验舱用大型柔性太阳电池翼，单翼展开总长约27 m，展开面积约为138 m2，具有展开长度长、基频低的特点，为避免对接过程中产生自激振荡干扰对接，柔性太阳翼在轨需分次展开。空间站太阳电池阵约束释放机构，配合收藏箱及缓冲泡沫将收拢后的柔性阵收藏箱压紧锁定，使柔性阵在发射段保持一定基频以适应过载和其他环境要求；入轨后接受释放指令，将柔性阵收藏箱解锁释放。约束释放机构的失效将导致太阳电池阵无法打开，进而导致电源系统失效。

基于上述任务需求，研制一种新型的柔性太阳电池翼约束释放装置，该约束释放装置应具备以下特点。

1）用于压紧并保护柔性电池阵，使太阳电池翼收拢状态基频能够满足技术要求。

2）具备解锁功能。

3）压紧和解锁过程具备自锁能力，避免外部干扰对压紧和解锁性能的影响。

4）能够承受发射主动段载荷及收藏箱压紧时的约束反力，满足强度要求。

5）为保证展开可靠性，展开驱动采用冗余设计，力矩裕度不小于2。

根据功能需求，分解出该约束释放装置的主要性能指标如下。

1）具有足够的运动范围满足压紧行程、不小于12 mm 的要求。

2）具备提供压紧力不小于12 500±2 500 Pa 的能力。

3）解锁时间不大于160 s。

针对以上功能和性能需求，提出一种大力矩、高刚度、可逆向制动和解锁的高可靠柔性太阳电池翼约束释放技术。

2 系统组成及工作原理

2.1 系统组成

空间站柔性太阳电池阵约束释放机构采用并联式构型和模块组合形式，主要由可逆向制动驱动传动组件、可调节双边四连杆组件、自限位铰链锁环组件、传动杆、限位块、解锁到位检测装置等组成，如图1 所示。除自限位铰链锁环组件安装在太阳阵收藏箱上箱体上，其他零部件均安装在太阳阵收藏箱下箱体上，两者协同作业，共同实现产品功能。

图1 太阳电池阵约束释放机构Fig.1 Schematic diagram of the restraint release mechanism for the flexible solar cell array

2.2 工作原理

空间站实验舱柔性翼约束释放机构通过双边四连杆机构运动产生压紧位移，收藏箱和缓冲泡沫将压紧位移转换为压紧力施加在收拢柔性阵上。

驱动传动组件的输出力矩经传动杆到达双边四连杆机构，再经运动传递，实现锁钩与铰链锁环的扣合拉紧和外翻释放动作，即完成对太阳阵收藏箱的压紧和释放，其中收拢压紧和解锁释放是互逆过程。约束释放机构收拢压紧与解锁释放运动关系如图2 所示。

3 约束释放机构详细设计与分析

3.1 双边四连杆机构设计与分析

3.1.1 四连杆机构参数设计

双边四连杆组件是约束释放机构运动传递和力传递的重要执行机构，其原理如图3 所示。双边四连杆的尺寸设计直接影响约束释放机构其力学和运动学特性。根据柔性太阳电池阵收藏箱安装空间和压紧点要求，初步确定双边四连杆机构机架的长度L4==255.00 mm，主动杆长度L1==35.00 mm，从动杆长度L3==50.00 mm，通过图解法求得二力杆长度L2==215.05 mm。根据安装空间初步确定单边从动杆由压紧到释放的全部工作角度范围，并据此求得主动杆运动角度范围，再依据主动杆的运动范围，进一步求出另一侧从动杆由压紧到释放的全部工作角度范围，进而获得压紧行程Δh为14.23 mm，满足需求。

图3 双边四连杆组件原理Fig.3 Schematic diagram of the working principle of the bilateral four-bar mechanism

3.1.2 四连杆机构结构设计

基于上述设计结果并结合结构特性化设计，借助PRO 三维建模设计出约束释放机构用双边四连杆组件。该机构主要由锁钩座、锁钩、主动杆、主动杆底座、二力杆、轴系等组成，如图4 所示。

图4 双边四连杆组件结构Fig.4 Structure of the bilateral four-bar mechanism

本文设计的双边四连杆组件不仅在构型、运动特性、受力等方面最优化处理，而且通过压紧时的死点位置设计可有效保证压紧的可靠性，同时90°锁紧位置的设计可有效保证传动效率。另外，二力杆的可调节设计，既满足不同面积的压紧需求，又大大提升了产品装调的工艺性。

3.1.3 四连杆机构力矩传递分析

不同于传统空间可展机构的负载情况，柔性太阳电池阵约束释放机构的最大负载源自每个压紧点的压紧力，结合3.1.1 章节四连杆参数设计结果，建立双边四连杆机构的简化模型，分析负载力矩传递情况，进而推算出约束释放机构的驱动力矩。四连杆机构的几何关系如图5 所示。

图5 单套连杆机构几何关系Fig.5 Geometric diagram of the unilateral four-bar mechanism

根据力矩平衡推导出单点压紧力对主动杆的负载力矩之间的关系表达式如下：

式中：M主1为主动杆转矩，Nm；F为单点压紧力，N；s为压紧力施加方向与箱体压紧点之间的距离（近似为定值），mm；L1为主动杆长度，mm；L2为二力杆长度，mm；L3为从动杆长度，mm；L1L2为主动杆与二力杆之间夹角，mm；L2L3为二力杆与从动杆之间夹角，（°）。

根据四连杆机构原理和式（1），负载力矩是杆间夹角和压紧力的函数，获得约束释放机构四连杆组件从完全压紧到完全释放负载力矩与转角关系，如图6 所示。

图6 四杆机构转矩传递的理论分析结果Fig.6 Theoretical analysis results of the torque transfer of the four-bar mechanism

根据上文分析，单套双边四连杆驱动力矩的最大值及其对应位置见表1。

表1 双边四连杆的驱动力矩Tab.1 Driving torques of the bilateral four-bar mechanism

根据约束释放机构的并联式压紧设计构型，空间站实验舱柔性翼约束释放机构三套双边四连杆机构其压紧释放力矩为：130.02 N·m。同时考虑到转动摩擦力矩的影响，单个旋转关节的摩擦力矩μ取0.2 N·m，实验舱柔性翼约束释放机构工作时的负载力矩不小于136.82 N·m，并根据力矩裕度不小于2 的技术要求，则约束释放机构驱动力矩应满足下列关系：

式中：Mout为输出力矩，N·m；M负载为负载力矩，N·m。

由式（2）获得空间站实验舱柔性翼约束释放机构的驱动力矩Mout应不小于410.46 N·m。因此，需要一款大力矩的驱动传动组件，以满足使用需求。

3.2 驱动传动组件设计

空间站实验舱柔性翼约束释放机构用驱动传动组件主要由电机、逆向制动机构、多级减速器等组成，结构形式如图7 所示。本文设计的驱动传动组件满足大力矩高刚度高可靠的使用需求，一体化设计的思路增强了机构的抗力学性能性能，使得该部件独立成套、结构小巧紧凑，可独立完成部件级的各项功能和性能测试，便于后续的推广及应用。

图7 大力矩高刚度驱动传动组件Fig.7 Driving mechanism with large torque and high stiffness

3.2.1 多级减速器设计

为满足大力矩和结构小巧紧凑的使用需求，约束释放机构用减速器采用多级行星减速器+谐波减速器联合使用的方案。该方案中的行星减速器采用NGW 型行星，该型行星减速器具有结构简单易于多级串联使用等特点，符合约束释放机构减速器的设计需求。同时为了提高机构的传动精度和承载能力，本文采用可实现无侧隙传动的高承载新型减速器XBS-100 系列谐波减速器，其啮合齿数可达30 以上，承载能力强且运转平稳噪声低。根据设计得到空间站柔性翼约束释放机构用多级减速器减速比为9 000，输出能力465 N·m。

3.2.2 自锁功能设计

展开约束释放机构前，需保证可靠压紧，同时压紧力保持稳定，本文提出的压紧技术采用压紧连杆“死点”位置来保证。但柔性翼约束释放机构在发射阶段、对接阶段及在轨运行阶段，难免受到一定程度的扰动和冲击，为减小并消除扰动和冲击对约束释放机构压紧状态造成影响，在约束释放机构的传动链上增设逆向制动机构，防止外部扰动造成压紧锁钩的运动，保证任务圆满完成。

本文所采用的逆向制动机构是一种能保证正向传动流畅、逆向自锁的棘轮棘爪式机构，其不仅具有制动能力强、质量轻和结构紧凑的优点，同时相比传统电磁制动器，其具有较高的环境适应性和高可靠性，且不占用滑环资源，对控制策略的优化具有重要作用。

4 仿真及试验验证

4.1 运动学-动力学仿真分析及验证

该机构类产品的设计重点是关注运动学-动力学的实现，开展相应仿真分析。采用Adams 软件建立柔性太阳电池阵约束释放机构在轨解锁释放过程的动力学仿真模型，仿真模型初始状态如图8所示。

图8 约束释放机构运动学-动力学仿真模型Fig.8 Kinematics and dynamic simulation model of the restraint release mechanism

图8 中Jiont_S01_LG03～Jiont_S06_LG03 分别表示锁钩1～锁钩6，Zhou 01～Zhou 01 分别表示主动杆1～主动杆3；SXB_ZZ01～SXB_ZZ09 表示6 个约束点的位置；Beam1～Beam3 表示传动杆。

太阳电池阵压紧状态时，由于存在缓冲泡沫，上下箱体之间产生一个关于位移的线弹性接触力，其刚度为缓冲泡沫刚度（缓冲泡沫弹性模量为65 000 Pa，单块厚度为20 mm，共2 块，压紧面积为1.16 m2）。当约束释放机构解锁时，电机反转，锁钩与锁环在线弹性力和接触力的作用下逐渐分开，主动杆转到释放位置时，上、下箱体之间压紧力完全释放，同时箱体之间出现相对位移，最终太阳电池阵完全解锁。本仿真不考虑2 倍裕度，按照实际工作载荷开展，据仿真结果，约束释放机构各锁钩的受力情况以及力矩变化情况如图9 和图10 所示。

图10 约束释放机构锁钩驱动力矩曲线Fig.10 Driving torque characteristic curve of the lock hook for the restraint release mechanism

仿真结果与3.1.3 章节的受力情况分析相比，显示2 种结果较为一致性。此外利用Adams 仿真软件对解锁角度和时间进行了仿真，结果见表2。

表2 约束释放机构展收角度及时间Tab.2 Simulation results of the restraint release mechanism

由表2 分析可知，通过运动学-动力学仿真，约束释放机构6 对锁钩中，锁钩S03 完全解锁需要的时间最长，为92.9 s，此时对应主动杆转动角度为55.68°，从动杆转角为20.68°。在约束释放机构设计中，为保证完全解锁，结合作图法理论计算，设定主动杆转动角度为60°时，处于完全解锁状态，此时对应的解锁时间约为100 s，与仿真结果较为吻合，表明约束释放机构解锁设计满足要求。

4.2 地面测试及在轨飞行验证

为充分验证约束释放技术设计的合理性和可行性，在地面测试阶段，开展常温常压下解锁及收拢性能测试、验收级和鉴定级力学试验、热学试验，总计完成上百次压紧及解锁试验验证，试验结果证明，约束释放机构各项功能性能指标均满足要求。

空间站实验舱于2022 年发射成功，用于实验舱Ⅰ和实验舱Ⅱ上的8 套约束释放机构完成既定功能，约束释放技术在轨成功应用，如图11 所示。

图11 实验舱柔性太阳翼在轨展开Fig.11 In-orbit deployment of the flexible solar cell wings for the Mengtian lab module

5 结束语

空间站柔性太阳翼在轨工作正常，通过地面及在轨飞行试验验证了约束释放机构设计、关键技术的正确性和合理性。该技术设计具有很大的工程应用潜力，为航天器多点大面积可重复压紧及解锁方面提供了一种新颖且可靠的解决方案。对后续空间站长期在轨运营等复杂任务进行了良好的技术验证，奠定了坚实的技术基础。同时，该技术可广泛应用于我国大功率航天器平台太阳翼展收控制等。