大面积太阳翼国外发展研究

赵志萍，赵阳东

(上海宇航系统工程研究所，上海 201109)

大面积太阳翼国外发展研究

赵志萍，赵阳东

(上海宇航系统工程研究所，上海 201109)

阐述了大面积太阳电池翼的国外研究现状，并对技术指标进行了分析，研究表明柔性大面积太阳翼是必然的发展趋势。大型伸展机构是大面积太阳翼的重要组成部件，本文论述了国外大型空间伸展机构的研究现状，并对典型伸展机构的结构组成、工作原理和应用方向进行了介绍，研究表明桁架式伸展机构目前被广泛应用。最后，建议我国的空间站采用盘绕式伸展机构支撑的柔性大面积太阳翼结构。

太阳翼；伸展机构；空间站

随着我国载人航天技术的发展，按照我国载人航天三步走的发展战略，目前已逐步进入三期空间站的设计和研制过程。空间站电能需求从传统的几千瓦扩展到几十千瓦甚至上百千瓦，传统太阳电池阵已无法满足电能需求。为满足我国空间站未来能源需求，需要研制大面积太阳电池翼。

太阳电池翼是由串、并联方式组合的太阳电池片组及其支承结构组成的发电装置，它与空间站舱体结构相连，发射时收拢并固定在舱体结构侧壁上，入轨后根据飞行程序按指令解锁释放、展开和跟踪太阳。根据国外空间站太阳电池翼的研制和应用情况，完整的空间站太阳电池翼通常需要包括太阳电池阵机构/结构、太阳电池及电路和太阳电池翼伸展机构等几个部分。

本文首先阐述了大面积太阳电池翼的国外研究现状，并对技术指标进行了分析。之后着重论述了空间站太阳翼伸展机构的研究现状。对此类采用伸展机构支撑的可重复收展的大面积太阳电池翼的研究对于我国空间站用大面积太阳翼的研制将有重要的参考借鉴价值。

1 大面积太阳翼国外研究情况

空间站上成功应用的太阳电池翼主要有两种[1-3]：一种是继承前苏联技术的折叠式可展开/收拢半刚性太阳电池翼，被应用于和平号空间站；另一种是上世纪70年代航天飞机在轨试验成功后，应用于国际空间站的柔性太阳电池翼。

1.1 “和平号”(Mir)空间站太阳电池翼

“和平号”空间站应用的太阳电池翼主要有两种：前苏联独立设计的半刚性太阳电池翼[4]和美、俄联合研制设计的MCSA(Mir cooperative Solar Array)太阳电池翼[5]。截止到1995年，“和平号”空间站主舱和各个实验舱共装有12个展开式太阳电池翼，其中两个翼使用了单结砷化镓太阳电池板，其余均使用硅太阳电池。

(1)半刚性太阳电池翼

“和平号”空间站最初应用的半刚性硅太阳电池翼采用了拉网式结构。硅电池模块与基板采用了缝合式的组装形式。硅太阳电池模块的上下表面均覆盖有高透过率的玻璃纤维布，保证模块内电池的高强度机械连接，利用带有减应力环的互联片实现模块内电池的电连接。模块通过kapton绳索将模块留出的玻璃纤维布缝合于网格上。

随着技术的发展，半刚性单结砷化镓太阳电池翼被应用于“和平号”空间站。电池模块与基板采用了挂钩式的组装形式。电池模块的前后玻璃盖片都进行了减薄。电池模块的背面镶有镀银铜条，把铁质挂钩焊于铜条上，挂钩从四个方向扣在网格上。整个电池翼的布片率可以达到0.93。

(2)MCSA太阳电池翼

为了增加“和平号”空间站与美国航天飞机对接后的供电能力，俄罗斯和美国联合研制了MCSA太阳电池翼(图1)。MCSA太阳电池翼整翼由84块电池板组成，每块板上安装有80片硅电池，每块电池板提供80 W的电能。硅电池安装在kapton柔性基板上，通过扁平印刷电路(铜)串联起来，并安装在复合材料框架上。柔性基板的背部设计了支撑环增强了太阳电池片的刚度，承受航天飞机发射段加速度载荷。

图1 MCSA太阳电池翼及太阳电池模块的支撑环设计

1.2 国际空间站(ISS)太阳电池翼

国际空间站(ISS)柔性太阳电池翼[6](图2),采用了平均效率为14.2%的80 mm×80 mm的卷包式硅太阳电池。为了进一步提高太阳电池翼的工作效率，ISS的太阳电池翼采用了双面发电模块，并贴在柔性基板上(其背面产生的电量约正面的三分之一)。

图2 国际空间站柔性太阳电池翼

与半刚性太阳电池翼相比较(表1)，柔性太阳电池翼收拢体积较小、质量更轻。但半刚性太阳电池翼在可靠性、服役寿命以及空间环境下适应性等方面具有明显的优势。

1.3 其他大面积太阳电池翼

其它在轨航天器，包括美国的太阳电池阵飞行试验卫星(SAFE)、地球观测系统卫星[7](EOS-AM)、欧洲的奥林匹斯(Olympus)通信卫星等，采用了以盘绕式桁架作为伸展机构的柔性太阳电池翼，分别如图3。

2 大型伸展机构国外研究情况

大型伸展机构是空间站大面积太阳电池翼的重要组成部件[8]，不仅起到太阳翼在轨展开和收拢的功能，同时是太阳翼的主承力结构。根据展开机理，空间伸展机构主要分为：桁架式伸展机构(铰接式伸展机构和盘绕式伸展机构)、套筒式伸展机构、充气式伸展机构、薄壁管状伸展机构和杆状形状记忆合金伸展机构等。每种伸展机构都各具优缺点。桁架式伸展机构具有伸缩比大、刚度好、外形尺寸小和热变形小的特点，已被应用到“和平号”空间站和国际空间站大面积太阳电池翼。

表1 两种大面积太阳电池翼典型应用的参数比较

图3 EOS AM 柔性太阳电池翼

2.1 和平号空间站伸展机构

前苏联“和平号”空间站的太阳电池翼伸展机构为铰接式伸展机构(图4)。量子舱上的太阳电池翼采用的是正八面体型铰接式伸展机构，而在自然舱上的太阳电池翼(MCSA)采用的是截面为三角形的铰接式伸展机构。

图4 和平号空间站上应用的铰接式伸展机构

2.2 国际空间站伸展机构

国际空间站伸展机构采用美国AEC-Able公司研制FASTMast[9](Folding Articulated Square Truss Mast)铰接式伸展机构(图5)。

图5 FASTMast铰接式伸展机构(用于ISS国际空间站)

整个机构由带有内螺纹的驱动螺母和桁架系统组成。展开过程主要依靠弓形杆中存储的弹性应变能可使桁架机构展开，并维持足够的刚度。收拢时，在纵杆节点垂直转轴方向由折叠机构施加外力，迫使弓形杆屈曲变形，逐渐收拢在收藏箱内。1999年至2002年，8个FASTMast伸展机构被成功地应用于国际空间站以支撑大面积太阳能电池翼，相关的设计指标如表2所示。

表2 国际空间站应用的FASTMast铰接式伸展机构设计参数

2.3 盘绕式伸展机构

盘绕式伸展机构最早由Astro Research公司研制[10]，也称为Astro盘绕伸展机构，主要由三根连续长纵杆组成，相应的横截面几何形状为等边三角形，三根短横杆组成三角形横框，节间侧面由两个对角拉紧索构成。其中纵杆和横杆由单向S型玻璃纤维氧复合材料(S-GFRP)制成，拉紧索采用单向S型玻璃纤维复合材料或钢丝绳。盘绕式伸展机构按照展开方式大致可分为自由展开、拉索展开和驱动螺母展开三种，分别如图6所示。

自由展开是指利用释放纵杆盘压折叠应变能使桁架以逆盘绕旋转方向自由伸展。拉索式展开是在自由展开的基础上，利用高强柔性绳索来控制伸展运动，绳索一端固连在桁架顶盘，另一端连接底盘的减速电机或者阻尼器，在电机或阻尼器限制下绳索逐步放出，桁架在自身变形能作用下逐步展开。这两种展开方式构造简单，收拢高度可达展开长度的2%，但展开过渡段无约束控制，刚度低，且只能一次展开，无法重复收展，因此适用于短距离展开。

图6 盘压杆式伸展机构三种驱动方式

驱动螺母套展开采用螺母传动，借助直导槽，将螺母的旋转运动转化为与之相齿合的纵杆的直线运动，在收拢时借助盘绕式桁架的弹性应变进行整体盘压，在展开时借助螺母旋转和储存的弹性应变能将盘压的桁架展开。转盘位于收藏筒底部，能绕机构中心线自由转动，完成收藏筒内桅杆的盘起和释放。这种展开方式展开过程中和展开后都具有很高的强度和刚度，桅杆顶端没有转动，可多次收展。可作为中长距离太阳翼的伸展机构。Astro盘绕伸展机构[11]的主要应用项目如表3所示。

2.4 其他伸展机构

(1)ADAM铰接式伸展机构

表3 Astro-mast盘绕式伸展机构的典型应用

可展开铰接四边形桁架伸展机构(Able Deployable Articulated Mast,ADAM)是AEC-Able公司研制的四边形铰接式伸展机构[12-13](图7)。ADAM伸展机构无弓形杆，仅在每节间侧面上安装一对交叉拉索。纵杆端部装有球铰，展开过程中四边形框架可绕其旋转90°，对角拉索中点处的特殊装置可控制展开到位。2000年2月ADAM伸展机构已成功应用于NASA的Shuttle Radar Topography Mission(SRTM)计划中用于地形勘测。与盘绕式伸展机构相比，重量较大，锁定环节较多。

图7 ADAM铰接式伸展机构

(2)HIMAT铰接式伸展机构

HIMAT铰接式伸展机构是日本研制的一种三角形铰接式桁架伸展机构[12]。桁架系统由折叠式大梁、刚性三角框和互套式对角拉索组成，折叠式大梁依靠螺母传动及展开器的控制作用实现展开和收拢。日本的大型地球观察卫星(ADEOS)使用HIMAT伸展机构支承柔性太阳电池翼(图8)，伸展机构的直径0.35 m，展开长度23.5 m。

(3)套筒管式伸展机构

套筒管式伸展机构由一系列不同直径的同轴圆管相互嵌套而成，展开装置一般置于对称轴上。套筒杆中的展开装置通常为丝杠系统，可实现顺序展开或同步展开(图9)。套筒管式伸展机构展开原理：传动装置作用下核心套筒单元先伸展，由内向外逐渐伸展；套筒单元展开到位后，内、外相邻套筒锁紧；所有套筒单元展开到位后，最终形成一个完全展开的锥状套筒管式伸展机构。

为了使套筒管式伸展机构展开后具有足够的刚度，相邻管单元之间必须具有足够的重叠长度，减小了套筒管式伸展机构有效展开设计长度和伸缩比。与桁架式伸展机构相比，套筒式伸展机构每个展开单元的设计一致性较差，机构设计复杂度相对较高。套筒管式伸展机构展开过程中，单元间为距离较长的滑动副，不同展开单元的润滑设计较复杂。此外，随着套筒管式伸展机构展开长度的增加，伸展机构长度方向的物理特性(刚度和机构强度)逐渐降低。因此，与铰接式伸展机构相比较，套筒管式伸展机构设计长度较短、展开刚度较低、伸缩比小、空间润滑和机构设计复杂度较高。到目前为止，国外套筒管式伸展机构的唯一在轨应用是作为无源起重吊杆被安装在“和平号”空间站，其展开长度为12 m，宇航员通过手动操作的方式实现机构的展开和收拢。

图8 HIMAT铰接式伸展机构(用于ADEOS观测卫星)

图9 套筒式伸展机构

(4)薄壁管状伸展机构

薄壁管状伸展机构其截面通常是一个或多个圆柱状金属薄壳，利用薄壳弹性变形及弹性恢复或电机卷绕实现折叠与展开。薄壁管状伸展机构的典型形式有：单层式薄壁管状伸展机构、双层式薄壁管状伸展机构、双层互锁式薄壁管状伸展机构和闭合截面式薄壁管状伸展机构。薄壁管式伸展机构在轨最典型的应用是作为哈勃望远镜太阳翼的伸展机构[14-15](图10)。薄壁管状伸展机构结构简单、收拢体积小、质量轻、可重复展开和收拢且展开可靠性高，但其展开刚度较低，且承载力较低，因此，通常可以作为小尺寸太阳翼的伸展机构。

图10 哈勃望远镜柔性太阳翼示意图

3 结论

对于大面积或超大面积的太阳电池翼等在轨展开结构，柔性是必然的发展趋势，具有重量轻的优势。国外大面积太阳电池翼系统构型均采用大型桁架式伸展机构(铰接或盘绕)支撑电池阵方案；阵面形式俄罗斯倾向于采用半刚性电池板，美国、日本和欧洲倾向于采用柔性电池板；从基板构型看，半刚性基板和柔性基板的主要区别在于是否具有加强边框。

作为空间站大面积太阳电池翼重要组成部件的大型伸展机构应根据展开长度、在轨强度和刚度等实际需求进行选择，此外伸展机构自身的展开方式、机构重量、展开可靠性、复杂程度、国内研究成熟度等也是选择空间伸展机构时必须考虑的因素。根据目前国外应用情况，桁架式伸展机构(铰接式伸展机构和盘绕式伸展机构)由于展开距离长、展开刚度高、承载能力强且定位精度高，被广泛用于不同尺寸类型的半刚性太阳电池阵、柔性太阳电池阵以及大型天线等附件的展开/收拢。与桁架式伸展机构相比，套筒管式伸展机构设计长度较短、展开刚度较低、伸缩比小、空间润滑和机构设计复杂度较高，到目前为止，国外套筒管式伸展机构的唯一在轨应用是作为“和平号”空间站无源起重吊杆。薄壁管状伸展机构结构简单、收拢体积小、质量轻、可重复展开和收拢且展开可靠性高，但其展开刚度较低，热稳定性较差且承载力较低，主要用于干涉SAR和太阳帆等轻载空间结构。

综上所述，由于传统的采用板间铰链展开形式的刚性太阳电池阵无法满足我国空间站电源要求，必须采用大型伸展机构带动电池板展开/收拢的方式，建议我国的空间站采用盘绕式伸展机构支撑柔性大面积太阳电池翼结构。

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(责任编辑：刘划 英文审校：刘敬钰)

Studyoflarge-areasolararrayabroad

ZHAO Zhi-ping，ZHAO Yang-dong

(Shanghai Institute of Aerospace System Engineering，Shanghai 201109)

The research status of large-area solar array is expounded and technical indicators are analyzed.Studies have shown that the flexible large-area solar array is the inevitable trend of development.Large stretching institution is an important component of large-area solar array.The research status of large space stretching institutions is described,of which the structure,working principle and the application are introduced.Studies have shown that large space deployable truss is widely used.Finally,the roll-up deployable system supporting flexible large-area solar array is suggested for thespace station in China.

solar array；deployable system；space station

2014-01-13

赵志萍(1977-)，女，山西长治人，工程师，主要研究方向：航天器总体，E-mail:pingkate@163.com。

2095-1248(2014)03-0039-06

V211

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.03.008