田 林 郭麗華 吳 怡 陸文浩 李逸凡 翁子豪

（蘇州科技大學(xué) 機械工程學(xué)院，蘇州 215009）

衛(wèi)星太陽電池陣屬于衛(wèi)星的電源系統(tǒng)，負責為整星的工作提供能源，在發(fā)射階段處于折疊收攏狀態(tài)。當航天器入軌后通過爆炸螺栓釋放壓緊機構(gòu)，通過鉸鏈副扭簧的預(yù)緊力矩驅(qū)動太陽陣展開，達到預(yù)定角度后，鏈接副鎖定機構(gòu)將發(fā)生接觸碰撞進而產(chǎn)生速度突變，使得鉸鏈副承受一定的沖擊載荷，對太陽翼、展開驅(qū)動機構(gòu)以及航天器的相關(guān)設(shè)備產(chǎn)生一定的沖擊，這些沖擊引起的載荷和應(yīng)力將會影響上述部件的強度[1]。通過對太陽電池陣從收攏狀態(tài)到展開鎖定狀態(tài)這一過程的分析，得到太陽電池陣的展開時間，以確定其是否滿足衛(wèi)星總體的設(shè)計要求；得到太陽電池陣展開鎖定時刻的沖擊載荷，以確定其是否超出允許值，是否會造成展開驅(qū)動機構(gòu)的損壞；得到衛(wèi)星本體在太陽電池陣展開過程中的姿態(tài)變化，從而對衛(wèi)星進行軌控。在地面實驗工況仿真分析的基礎(chǔ)上，對在軌工況下的太陽電池陣展開過程進行仿真分析，為衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)設(shè)計提供依據(jù)，具有十分重要的實際意義。

本文從太陽電池陣的展開過程、鎖定時刻的碰撞分析和衛(wèi)星姿態(tài)控制三方面進行文獻綜述。

1 太陽電池陣的展開過程分析

通過對衛(wèi)星太陽電池陣展開過程進行了動力學(xué)仿真分析，可以得到太陽電池陣的展開時間、太陽電池陣展開鎖定過程對驅(qū)動機構(gòu)連接界面的沖擊載荷以及太陽電池陣展開過程中衛(wèi)星本體X1方向、Y1方向、Z1方向的姿態(tài)角變化、姿態(tài)角速度變化。對衛(wèi)星太陽電池陣展開過程分析，首先需要建立星體、帆板、展開機構(gòu)以及鎖緊機構(gòu)的模型，如果采用剛體模型，分析會失真，而柔性體模型又會增加計算量，所以大部分文章中采用了剛?cè)狁詈系哪Ｐ?。ADAMS中運動副和約束的設(shè)定應(yīng)保證太陽電池陣有確定的運動。對于繩索聯(lián)動裝置（CCL）建模，ADAMS中提供了兩種方法，即關(guān)聯(lián)副法和力矩法。

孟明明利用ADAMS軟件，采用剛?cè)狁詈夏Ｐ?，進行了地面試驗工況和在軌工況下太陽電池陣的展開過程分析，分別得到了兩種工況下的展開時間、展開速度和加速度[2]。對比地面實驗結(jié)果，驗證了模型的正確性。金光研究了衛(wèi)星帆板展開對整星姿態(tài)的影響，優(yōu)化了展開策略[3]。對單塊帆板的展開進行了理論建模，得到了轉(zhuǎn)動角度和時間關(guān)系的解析解；結(jié)合某衛(wèi)星工程實際對單塊帆板進行了ADAMS動力學(xué)仿真，建立了更接近實際的ADAMS模型和參數(shù)設(shè)置。修正過的ADAMS模型可應(yīng)用于整星帆板展開動力學(xué)分析，得到不同展開策略對衛(wèi)星姿態(tài)影響的大小，為展開模式的選擇、姿態(tài)精確控制提供參考依據(jù)。

太陽電池陣鉸鏈間不可避免地存在著間隙和摩擦，由于太空環(huán)境惡劣和溫差變化劇烈，鉸鏈摩擦有時會對太陽翼展開造成重要影響。但現(xiàn)有的研究對包含有鉸鏈副摩擦影響的太陽陣展開的剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)的研究尚很不充分。段柳成采用單項遞推組集方法對考慮柔性效應(yīng)和鉸鏈摩擦的太陽陣展開動力學(xué)問題進行了詳細研究，并給出了具體的理論建模過程[4]。

2 太陽電池陣鎖定時刻的碰撞分析

太陽電池陣在展開到位后的鎖定過程中，由于鎖定時間較短，角速度變化較大，會對鉸鏈產(chǎn)生較大的沖擊力和沖擊力矩，影響太陽電池陣的可靠性和壽命，還會對衛(wèi)星的位置和姿態(tài)產(chǎn)生影響。目前處理碰撞和接觸過程的理論模型有三種：經(jīng)典碰撞模型、點模型和碰撞問題的完全解法。文章中大多利用ADAMS仿真實現(xiàn)電池陣的碰撞分析。

花道蘭利用ADAMS中的接觸碰撞函數(shù)IMPACT，計算得到鎖定桿與鉸鏈的沖擊力、根部展開機構(gòu)的沖擊力矩，并在此基礎(chǔ)上，對太陽陣根部鉸鏈和連接架，天線陣的展開鎖定機構(gòu)進行強度校核[5]。孟明明根據(jù)赫茲接觸理論計算了碰撞的剛度系數(shù)，得到根部鎖定機構(gòu)的剛度系數(shù)和板間鎖定機構(gòu)的剛度系數(shù)，并利用ADAMS仿真得到了鎖定時刻的沖擊載荷[2]。游斌弟利用Largrange和Newton方法推導(dǎo)太陽陣系統(tǒng)遞推動力學(xué)模型，采用非線性彈簧阻尼及摩擦的接觸碰撞約束力，構(gòu)建太陽陣展開過程的廣義動力學(xué)模型[1]。通過太陽陣展開過程的接觸碰撞數(shù)值仿真，研究鉸鏈副接觸碰撞對衛(wèi)星太陽陣多體系統(tǒng)的影響，結(jié)果較好地預(yù)測了太陽陣展開歷程及衛(wèi)星姿態(tài)的動態(tài)行為。

ADAMS仿真通過力函數(shù)的方式來代替碰撞力，力函數(shù)的大小與碰撞物體相互滲入的距離成正比的關(guān)系，并且ADAMS的仿真過程是通過對時間的積分來進行的，在很小的時間步長內(nèi)，兩個高速運動的物體就會相互滲入對方不小的距離，這樣就會使力函數(shù)顯的較大。因為軟件是基于多體系統(tǒng)動力學(xué)理論，所以瞬間碰撞仿真并不是它的優(yōu)勢。此方面的研究還需繼續(xù)開展。

3 衛(wèi)星姿態(tài)控制

衛(wèi)星在軌工作時處于失重狀態(tài)，太陽電池陣的展開過程及鎖定時刻，都會對衛(wèi)星的姿態(tài)產(chǎn)生較大的影響，為了實現(xiàn)衛(wèi)星的高精度定位，有必要對衛(wèi)星本題姿態(tài)控制進行研究。目前，國內(nèi)外衛(wèi)星姿控系統(tǒng)最常見的有自旋穩(wěn)定、重力梯度穩(wěn)定和三軸穩(wěn)定等。其中三軸穩(wěn)定是精度較高的控制方法，適用于在各種軌道上運行的、具有各種指向要求的、載人的或不載人的航天器，也用于航天器返回、交會與對接、變軌等過程。

呂靈靈分析了衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)的主要組成結(jié)構(gòu)以及所遇到的常見問題，總結(jié)了近幾年來圍繞衛(wèi)星姿態(tài)控制理論中提出的多種實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定或控制的方法，并對這些方法的有效性進行了分析，對衛(wèi)星姿態(tài)控制的發(fā)展趨勢和前景進行了探討[6]。段柳成提出了模糊自適應(yīng)PD控制方法，并通過仿真驗證了此方法能夠有效地對航天器本體的姿態(tài)變化進行主動控制，其效果優(yōu)于常規(guī)的PD控制方法[4]。程磊研究了采用反作用飛輪作為執(zhí)行機構(gòu)、帶有柔性附件和剛性轉(zhuǎn)動部件的整星零動量三軸穩(wěn)定衛(wèi)星的姿態(tài)解耦控制問題[7]。導(dǎo)出了衛(wèi)星的多體系統(tǒng)動力學(xué)方程，并給出了部分線性化的形式。

4 展望

太陽電池陣展開動力學(xué)往往還涉及到鉸間隙、摩擦、碰撞、熱應(yīng)力及變形等強非線性問題，綜合考慮這些非光滑特性問題，建立精確的多體系統(tǒng)動力學(xué)模型，以及數(shù)值求解策略，將是今后值得深入探討的重要命題。太陽陣的展開動力學(xué)與控制問題涉及到多體系統(tǒng)動力學(xué)、有限元理論、控制理論等多個學(xué)科領(lǐng)域，該問題的良好解決與應(yīng)用需要依賴于多學(xué)科理論及交叉學(xué)科的綜合發(fā)展，且具有非常重要而寬泛的工程應(yīng)用價值。