空间飞行器展开与驱动机构研究进展_马兴瑞

第27卷第6期2006年11月　

宇　航　学　报

Journal of Astronautics

Vol .27 No .6 November 2006

空间飞行器展开与驱动机构研究进展

马兴瑞1

,于登云2

,孙　京2

,胡成威

2

(1.中国航天科技集团公司,北京100037;2.中国航天科技集团公司五院总体部,北京100094)

摘　要:空间飞行器展开与驱动机构是空间飞行器机构领域的一个重要组成部分。随着我国航天技术的发展,该项技术有了长足进步,对其设计方法和具体工程问题的研究也日渐深入。本文概述了空间飞行器机构的分类与构成,对展开与驱动机构的国内外研究概况进行了分析。结合工程应用,提出了在系统任务分析与设计中的力矩(力)裕度、精度分配、机构非线性、阻尼控制、热匹配、空间润滑、可靠性分析与试验七个典型工程问题。对这些问题逐一分析了其性质、作用及其对系统的影响,探讨了其研究内容和研究方向。展望了我国空间飞行器展开与驱动机构的发展前景。

关键词:空间飞行器;展开机构;驱动机构

中图分类号:V475 文献标识码:A 文章编号:1000-1328(2006)06-1123-09

收稿日期:2006-04-20;　修回日期:2006-09-11

0　引言

随着空间飞行器技术的迅速发展,其构造日趋复杂,功能不断增多,需要采取各种机构来完成多种任务,机构已成为现代空间飞行器中必不可少的重要组成部分。空间飞行器机构是指使得空间飞行器及其部件或附件完成规定动作或运动的机械组件

[1]

。其基本功能是:在空间飞行器发射入轨后实

现各种动作或运动,使空间飞行器或者其部件、附件处于要求的工作状态或工作位置。在此前提下,不同的机构具有不同的具体功能,并且随着航天技术的发展,特别是随着载人航天和深空探测技术的发展,空间飞行器机构的具体功能正在不断变化、发展和扩大。

空间飞行器机构有多种分类方法,其中主要的两种是依据使用状态和依据其功能分类。依据使用状态可以将其划分为两类:一次性工作机构,例如:星箭分离机构、太阳翼压紧释放机构和展开机构等;连续或间歇运动机构,例如天线指向机构,太阳翼驱动机构等

[1]

。依据基本功能可以将其划分为五类,

即:连接分离机构,如包带、爆炸螺栓、对接机构等;锁(压)紧释放机构,如太阳翼压紧释放机构、天线锁紧释放机构等;展开锁定机构,如太阳翼铰链、天线

展开机构等;驱动伺服机构,如雷达伺服机构、天线指向机构、机械臂关节等;阻尼与缓冲机构,如展开阻尼装置,着陆缓冲机构等。通常的空间飞行器机构由三个主要部分构成:动力源、传动副、执行部件。运动需要动力,因此动力源是机构的核心部分。传动副是将动力源输出的能量和运动形式传递、转换到执行部件的部分。执行部件是直接实现机构功能的部件。

本文结合研究组在空间飞行器机构领域的工程研究实践,重点针对展开锁定机构和驱动伺服机构两大机构类型,分析其研究概况与进展,总结并归纳出工程中的若干问题,并提出了相应研究与解决途径。1　空间飞行器展开机构研究进展

空间飞行器展开锁定机构是实现空间飞行器主结构、次结构或某一部件由初始位置或形态,变化到最终位置或形态,并保持该状态的机构。它是伴随着卫星的诞生、发展、成熟,而由简单到复杂逐步发展起来的一个机构领域。早期的卫星靠自旋动力展开杆状天线[2,3]

;展开式太阳翼出现后,折叠式展开

机构成为一直应用到现在的最为典型的展开机

构

[4]

;重力梯度稳定卫星的出现,推动了套筒式展开

机构和轻型桁架式展开机构的发展[5]

;随着航天器

体积重量的逐步增大,逐步产生了桁架式展开机构、充气式展开机构等等[6]。展开机构已经逐步成为空间飞行器机构领域中涉及面最广泛、种类最繁复、功能最多样的一个领域。

从其运动形式上大致可以分为两类:伸展机构,即完成被展开体的某一直线运动;展开机构,即完成被展开体的某一非直线运动或混合运动。从其展开形式上可以分为四类:折叠式展开机构、套筒式伸展机构、桁架式伸展机构、充气式展开机构。从机构的动力源形式上也可以分为四类:机械储能式展开机构、电驱动展开机构、气源展开机构、混合式展开机构。本文从展开形式的角度对四类展开机构的发展情况进行简要说明。

折叠式展开机构,包含有源和无源两种。其中无源折叠式展开机构通常以弹簧为主要动力源,提供展开驱动能量。通过铰链将被展开部件连接起来并实现展开与锁定的功能。其典型的应用是展开式太阳翼。展开式太阳翼的应用从本世纪60年代开始,在这方面目前的主要航天大国———美、俄、欧、日本都已经具备了成系列的成熟的一次或多次展开技术[1,4,6]。我国从本世纪80年代初开始,以东方红三号、风云一号、实践五号[7]、资源一号[8]等卫星为代表,经历了引进到国内自行研制的道路,目前已经形成了大、中、小三个系列,掌握了一次展开的技术,并突破了二维二次展开的关键技术。

有源折叠式展开机构通常以电机为主要动力源,提供展开驱动能量。其典型的应用是大型固面或可动天线的展开机构。其中美国的Astro Aer o-space公司在大型柔性天线有源折叠式展开机构方面处于较为领先的地位[9]。其研制的AstroMesh柔性天线展开机构可以将展开口径近20m的柔性反射面伸展到星外10m以上的距离,并保证较好的刚度[10]。目前我国已经基本掌握了在这个方面单项技术,能够基本满足几米口径天线的展开和锁定。

套筒式伸展机构,也称为ER M,国外从80年代出开始进行该类产品的研发工作,应用于杆状天线伸展机构、重力梯度杆等。德国的Dornier系统中应用了展开长度大于20m的该类套筒式展开机构作为天线的展开机构[11,12]。目前我国已经基本掌握了该项技术。

桁架式展开机构分为杆状构架式伸展机构和桁架式天线展开机构两大类,其中杆状构架式伸展机构主要有盘压式杆状伸展机构简称盘压杆和铰接式杆状伸展机构简称铰接杆两种,最早由美国航天研究公司(Astro Aerospace Co.)研制,已经在国外各类航天器中得到了广泛的应用。如应用于大功率柔性(或半刚性)折叠式太阳翼(美国TR W公司)、大型天线阵(日本文部省宇宙科学研究所)、太阳帆(美国Loral公司)和重力梯度杆(日本千叶大学)等。其中AEC-ABLE公司为美国军方研制的X-SAR天线伸展机构,伸展长度达60m。目前国内的一些院校和研究机构都已经开展了该项技术的原理性研究,正在进行工程化研究[12]。

桁架式天线展开机构包括缠绕肋式天线展开机构、环形桁架天线展开机构两种。它主要用于大口径天线反射器的展开功能。缠绕肋式天线的应用较为广泛,美国于1974年发射的ATS-6卫星上直径30英尺抛物面天线就采用了缠绕肋展开形式。美国早期的电子侦察卫星如“漩涡”(38.4m)、“大酒瓶”(76.2m),大都采用了该技术。针对更大口径的展开式反射器,进一步发展出了环形桁架式展开机构,美国已经多次将该技术成功应用于电子侦察卫星和高轨移动通信卫星,如“喇叭”,Thuraya-1、2, MB SAT,E AST,I NMARSAT4等,天线的最大口径达到152m[9,13]。目前我国一些高校和研究机构已经开展了这方面的研究,正在进行相应的工程化研究[9]。

充气式展开机构通常应用于大型次结构体的展开,如太阳翼、天线反射器、气闸舱等。国外对空间充气展开技术的研究起步于20世纪50年代,以NASA和L'Garde公司为代表的美国有关机构先后在EC HO I、E XPLORER I X等5颗卫星应用了空间膨胀薄膜展开结构技术。1996年美国取得了膨胀展开天线空间展开试验(IAE)的成功[14]。L'Garde公司和JPL将该技术应用于展开式结构、合成孔径雷达、展开式天线和太阳电池阵等方面。其中计划于2008年发射的ARI SE天文观测卫星中充气展开天线的口径达25m[15]。

俄罗斯在这方面的研究起步于载人航天,前苏联航天员首次出舱活动的气闸舱就采用了充气式展开结构。1993年俄罗斯“能源”科研生产联合公司

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研制了“旗帜2”太空反射镜,直径达22m。E SA研制了10m×12m偏置反射面天线、充气式望远镜遮光罩支撑结构和充气展开式降落伞等。美国、俄罗斯及ESA都在进行充气式展开太阳帆的研究[16,17]。我国在这个领域处于起步阶段,以哈尔滨工业大学、浙江大学为代表的一些高校先后开展了充气式展开技术的理论与工艺研究,目前国内主要的空间飞行器工程研究机构与高校正在联合进行该领域的技术与工程基础研究。

2　空间飞行器驱动机构研究进展

空间飞行器驱动与伺服机构是使某一部件或次结构实现预定的运动功能的主要机构。它既可以作为动力元件服务于展开锁定机构,又可以自成体系的构成空间飞行器机构的一个大类。与展开机构一样,驱动机构也是伴随着空间飞行器的发展、演化而逐步发展完善,最终成为一个独立的机构领域。随着自旋稳定卫星的应用,出现了天线的消旋机构[1,2,3];展开式太阳翼的出现,使太阳翼驱动机构成为其中的一个重要部分[1,4];动量轮的应用,使具有较高转速的空间驱动机构得到迅速发展[1,5];大型通信卫星的成功,使得天线驱动机构加入到空间机构中来;空间电子侦察与对抗的要求,使得雷达伺服机构成为关键技术[6]。

依据动力源的形式可以分为有源驱动和无源驱动两类。无源驱动装置主要实现一次性的展开或伸展动作,属于一次性运动机构;有源驱动则既可以应用于一次性运动机构,也可以完成间歇或连续运动的任务。依据其工作要求可以分为两大类:定位机构和驱动机构。前者主要是将天线定向于工作要求的指定位置,主要应用于通信天线、数传天线、测控天线、光通信器以及定向探测器的定位;后者主要完成对目标的搜索、捕获和跟踪,主要应用于微波雷达、激光雷达、搜索与跟踪天线、以及空间机械臂等的伺服功能。驱动与伺服机构的两种典型应用是太阳翼驱动机构和天线驱动与伺服机构。

太阳翼驱动机构(SADA)或称为轴承与功率输送装置(BAPTA)的目的是使太阳电池面能始终朝向太阳,从而提高太阳电池的效率。太阳翼驱动机构一方面驱动太阳翼绕着航天器本体作相对转动,另一方面把太阳翼产生的电能输送到航天器本体中[1]。它主要包括电机、齿轮传动装置及其轴承,以及传递电功率的电刷滑环装置。它的开发和应用起源于60年代初,主要的研制单位有:美国SAEFFER MAGNE TIC INCO,加拿大SPAR,法国SFP及C NE,德国DOR NIER,TELDIX,英国B Ae,日本东芝,俄罗斯萨马拉特种设计局等[18,19]。经历了单轴驱动、低载荷、小功率容量,单轴驱动、大载荷、中等功率容量,双轴驱动、大载荷、大功率容量三个主要阶段,目前主要的航天大国都已经成系列的掌握了不同功率容量、不同驱动和运动能力的太阳翼驱动机构技术,并形成了系列化产品[19]。国内该方面的研究从20世纪80年代初开始,在坚持自主开发的基础上,吸收了引进项目的有关经验,1999年我国完全自行研制的CBERS-1卫星太阳翼驱动机构随卫星发射成功,至今工作正常。此后,又突破了针对于八年长寿命要求的太阳翼驱动机构技术,并在轨成功应用。目前正在进行产品化工作和两自由度太阳翼驱动机构的研制工作。

天线驱动与伺服机构是用来实现在空间环境条件下的单自由度或多自由度定位与转动,可以实现天线对目标的实时跟踪、定位、伺服等多种功能。可以应用于星地与星间通信和数据传输,各类雷达与观测器的运动伺服。国外从70年代起已经逐步发展并完善了驱动机构的技术,80年代起开始在不同类型、不同轨道的卫星中有了成功的应用。目前该技术已先后在军事通信卫星、数据中继卫星系列及其用户星、对地观测卫星、星际探测卫星和军用侦察、导航等卫星上得到了广泛的应用,如,TRW公司研制的MilstarⅡ[20],Loral公司研制的I NTE LSAT(IS-Ⅶ)卫星[5],日本E TS-Ⅵ卫星[21],Matra Marc oni研制的TDRRS卫星[5,6],Honeywell公司研制的EPS卫星[22]等都采用了该类型的卫星天线。美国的Hon-ey well[22,23]、Loral、加拿大的E MS、意大利的Alenia以及德国的Astrium、俄罗斯的应用力学科学生产联合体等一些公司都已经有了适应于不同运动、不同指向要求的较为成熟的系列产品[24～29]。我国在这一方面尚处于起步的阶段,2003年我国首个Ku波段双轴点波束天线在轨应用,此后以航天科技集团公司为代表的国内研发机构相继开展了多项该领域的

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研究与工程实践工作,目前我国基本具备了独立开发和研制的能力。

3　空间飞行器展开与驱动机构研究中的若干问题

空间飞行器通常要经历发射、空间轨道变化、在轨运行和(或)返回地面四个特殊的工作环境,这些阶段的环境在力学、热、真空、辐照、尘埃等方面都与地面有着巨大的差别,且不同工作阶段之间的差别也很大。空间飞行器机构本身还存在着运动前、运动过程中、运动结束后三种状态,这三种状态下,机构的受力、温度等环境同样存在的大小不等的差异。由此,复杂恶劣的环境条件成为了约束空间飞行器机构设计的主要问题,在解决这些问题的过程中,逐步形成了空间飞行器机构设计的主要特点:要求适应复杂恶劣且变化多端的空间环境,适应不同的安装和工作空间要求,以及复杂的接口关系;追求高体积与重量比和高体积变化率;要求保证足够的运动能力,满足不同工作阶段和工作状态的刚度与阻尼要求;要求达到系统的精度指标和不同的工作寿命与可靠性要求。

空间飞行器展开与驱动机构设计的最初阶段是进行任务分析,通过对任务目标、约束条件、技术指标等问题的反复分析与评估,形成主要技术要求,并由此开始具体的设计工作。任务分析过程就是一个优化或优选问题的建立过程。其中,任务目标的明确与分解是建立目标函数;内部外部的各类接口关系可以理解为一个优化问题的约束条件;主要技术指标理解为优化函数的设计变量。每一条技术指标的确立和实现都是一个设计变量的求解过程,对于任何一个指标并不追求其单项的最优,而是希望全部或大多数指标组合起来的系统指标最优。通过任务分析,可以产生系统的技术要求和各个子系统、部件的具体技术要求,保证其正确性、全面性以及可行性,是任务分析阶段的关键。对于空间飞行器展开与驱动机构,有一些有特点的问题是需要重点研究的,这些问题同时也是该方向研究的难点。它们是:力矩(力)裕度问题,精度分配问题,机构的非线性问题,阻尼控制问题,热匹配问题,空间润滑问题,机构的可靠性分析与验证问题。3.1　力矩(力)裕度问题

空间飞行器展开与驱动机构的力矩(力)裕度反映的是动力源能够提供驱动能力的余量。是确保机构拥有足够的能量,来完成其所有运动功能的重要设计准则,它可以分为静态力矩(力)裕度和动态力矩(力)裕度[1]。静态力矩(力)裕度是对机构的最小启动能力的要求;动态力矩(力)裕度是对机构的最小惯性运动能力的要求。

力矩(力)裕度是机构设计中所特有的,且应用最为广泛,最为重要的设计准则。它直接影响到机构动力源的选择,系统构型和重量分配,能源需求与控制形式,机构对于热控、润滑等保障技术的需求,系统的安全模式设置以及可靠性设计。

美军标[1,2,5]和欧空局标准[30,31]都对力矩(力)裕度的概念和基本应用准则进行了明确的规定。对于复杂系统的力矩(力)裕度分析问题进行了专项研究[32,33]。我国在这方面的研究与应用还处于从经验设计到概念设计的过渡阶段。陈烈民[1]定义了太阳翼展开状态下的静态力矩裕度的概念[1],但是在对于复杂机电系统的力矩(力)裕度理解和实际应用方面还有偏差,从而导致概念设计准则制定的准确性不强,对于工程应用的指导性不强。特别是对于动态力矩(力)裕度的概念,还没有形成完整实用的航天工程应用的规范。

力矩(力)裕度问题应着重研究:动力源的启动能力、最小出力能力的描述与测试方法;阻力矩的产生机理、描述方法与测试方法;机构在空间的运动分析、描述方法与地面测试方法;机构锁定能力的分析。3.2　精度分配问题

空间飞行器展开与驱动机构的精度通常指展开后的平面精度、定位机构的指向精度、伺服机构的运动精度等,是衡量展开与驱动机构性能的一个重要指标。对于一个复杂的空间机械系统,在任务分析与设计阶段,正确合理的分配精度指标是保证系统性能与可靠性的重要工作。它有助于合理建立系统的尺寸链;能够结合工程实际有效的确定各个关键部件的精度要求;可以通过分析发现系统中的精度敏感因素,正确合理地确定精度调整环节。特别是对于大尺寸、高精度要求的展开与驱动机构(如大型平面展开天线、大型网状天线、光学展开与调整系

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统、高精度天线指向机构等),能否正确合理的分配精度指标往往是系统成败的关键。

国外对于大型可展开天线[34]、点波束天线[35]等对于精度要求高的展开机构和指向驱动机构都进行了详尽的精度分析与分配。在此基础上,通过在轨精度校正可以将指向精度提高将尽10倍[35]。国内在这方面还没有一个标准和固定方法来解决该问题。基本上还处于经验设计的阶段,没有一套完整的精度分析、分配的设计方法。

精度分配的问题主要是从正、反两个角度来考虑。正问题是解决精度分析的理论与方法,将精度的各项影响因素分析与描述清楚。对于一个较为复杂的机、电、热综合系统,精度分析问题可以作为一个比较典型的多学科一体化设计问题,它涉及到:材料的热匹配分析与测量方法;间隙机构的运动精度分析与测量方法;润滑材料与摩擦表面的磨损分析;弹性元件疲劳前后对精度的影响;系统机械分辨率和测量分辨率选配,以及控制方法的匹配;各类影响因素灵敏度和组合影响分析等问题。

精度分配的反问题是在上述研究的基础上,分析各项精度影响因素如何组合构成系统精度,进而得到系统精度的分配理论与方法。以此正确分配系统的精度指标,使得系统各个部分的精度指标合理恰当,既能够充分发挥各部分的能力以最优的组合方式满足系统精度,又将各个部分在精度方面的难度减到最低。

如果精度分配问题能够以一种严格的数学表达式的形式进行数学描述,并且可以将其相关的约束条件也描述清楚,可以作为一个严格的优化问题来解决。然而工程实践中它经常是难于以较为严格的数学形式,全面、准确的表达出来的,这时就由优化问题转化成一个优选问题。通过优选得到的精度分配方法不一定是理论上的最优,但能够近似的达到工程上的最合理,能够将工程中的优势环节最大限度地发挥出来,将薄弱环节尽可能多地弥补上。

3.3　机构的非线性问题

以展开与驱动机构为核心的系统通常是一个复杂的多体非线性系统。其非线性主要体现在材料非线性、几何非线性和间隙非线性三个方面。对于单纯的结构部件材料与几何非线性是其非线性的主要表象;间隙非线性主要反映在展开机构中铰的间隙,驱动与展开机构中减速器的啮合间隙两个部分。间隙非线性是机构中表现最为突出、表现形式最多、影响很大的一个问题,它直接影响着:机构在展开和运动过程中的稳定性;机构在展开后的静态基频;系统的位置和指向精度,扫描能力以及跟踪精度;卫星的总体构型设计;卫星的控制稳定性。

Aldo A.Ferri[37]研究了空间桁架中使用的套筒式连接铰的非线性,将接触力假设为单项非线性弹簧,并认为铰链引入的阻尼具有粘性阻尼特性。G. Shi和S.N.Atluri[38]引入改进后的库仑摩擦模型,使用Ramberg-Osgood函数描述铰链引入的迟滞特性。P.K.C.Wang[39]基于Hertz接触理论建立了球铰的数学模型,重点研究了存在预紧力的球铰的力-位移关系。Peterson和Hachkowski[40～42]针对以向心止推轴承作为转动部件的高精度弯曲铰链。陈宾、潘寒荫[43]采用小参数法将间隙运动展开为无间隙的标准运动。黄铁球、吴德隆等[44]在通过改进Dubowsky线性碰撞力模型,提出了近似“迟滞”碰撞模型。马兴瑞、王本利、于登云等[45～51]研究了铰链的分段线性化以及非线性建模方法,提出了多种工程模型。曲广吉、于登云等[52]采用多柔体动力学方法,在国内首次解决了太阳翼展开锁定过程中碰撞的工程问题。

间隙非线性在机构中的表现形式很多,如三维间隙、平面间隙、啮合间隙、配合间隙等等。不论何种表现形式,主要研究单一间隙在静态、稳态(稳定速度)、惯性运动(加减速,换向)条件下的表现与描述形式;多个多种间隙的串、并联组合在静态、稳态和惯性运动条件下的表现与描述形式;间隙对于驱动元件固有频率以及响应能力的影响三个方面的工程应用问题。

3.4　阻尼控制问题

阻尼控制技术是通过设定或调整机械系统(构件)的阻尼系数,从而改善系统动力学特性的一种有效措施。对空间飞行器展开与驱动机构,采用全频段阻尼或低频段阻尼、甚至针对系统收拢或展开状态下的某一阶或几阶频率采用局部阻尼,可以使系统在发射段的载荷条件有所降低,从而减小为了克服主动段较高的载荷条件而付出的重量代价,提高

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其安全性;可以使系统在展开和运动过程中,由于间隙和结构非线性所引起的局部频率下降得到抑止或缓解,改善其动态特性;可以使系统在解锁释放、展开到位锁定时,以及在运动中的换向、急停、启动时,所产生的冲击和力矩扰动得到抑止或缓解,提高其稳定性。

阻尼通常有被动阻尼和主动阻尼。在国外已经有在空间飞行器结构中采用压电陶瓷、形状记忆合金等材料作为驱动元件的主动阻尼部件进行响应抑止的工程应用[1,6]。被动阻尼材料如蜂窝材料、粘弹性阻尼材料都在空间结构与机构部件中得到了较多的应用[1,6,53,54]。在国内已经开展了针对结构部件的减隔振技术研究[53,54],在工程型号中应用了被动阻尼材料[7]。主动阻尼虽然有很多的优点和先进性,但是由于在空间实现起来的困难,以及可靠性方面的约束,目前还没有被直接应用于空间飞行器的展开与驱动机构中。

被动阻尼的可实施性要强于主动阻尼,它主要是通过阻尼材料或阻尼元件来实施。通过将具有良好阻尼特性的材料应用在机构或结构件的恰当的位置来实现对振动的隔离或阻尼。目前可以应用于展开与驱动机构中的阻尼材料或阻尼元件主要有:蜂窝减振结构、记忆合金阻尼元件、专用阻尼器、粘弹性阻尼材料、摩擦阻尼材料等。这些阻尼材料或阻尼元件通常可以应用在分离与连接面、支撑杆件、展开级间锁定段、滑动接触表面、锁定点接触表面等位置。针对展开与驱动机构,主要从阻尼材料与现有材料的结合或直接应用;结构的阻尼特性分析方法;阻尼效果分析与评价方法;适合于工程应用的阻尼设计准则与方法等方面开展研究。

3.5　热匹配问题

热匹配问题就是解决不同材料的热胀冷缩在机构产品中的匹配性的问题[1,5]。在机构设计中为了追求良好的热匹配性,常常将材料的热膨胀系数,以及材料的热传递能力和热容,作为重要的设计参数。通过这些参数的匹配设计,来达到机构在空间较大的温度梯度环境中能够尽量地保持受力均匀,从而不因过大的热应力而产生结构破坏,并保证机构的精度和运行稳定性[5,30]。

对于空间飞行器展开与驱动机构,热匹配问题应重点研究连接、支撑结构件和运动副、轴系的热变形分析与验证方法,在此基础上归纳总结其匹配性设计准则。热变形分析在理论上不是一个新问题,但是理论方法通常难于与工程实践直接结合起来,甚至是工程中难于使用的。其难点就是工程可实现性。研究在模拟空间真空和冷热交变环境下的热变形测量方法,由此对分析算法进行验证对于模型进行校正,是热匹配问题的一个核心。另一个核心是,对于机构部件解决热变形对于间隙的影响分析方法,以及轴承预紧力的分析与测试方法问题。

3.6　空间润滑问题

空间润滑是保证机构可靠性和正常运行的重要途径。它用来保证运动副不出现冷焊现象,保证运动副在运动过程中具有良好、稳定的摩擦特性[1,5,30]。在润滑中通常可以采用固体润滑、油润滑和油脂润滑三类方法[55～58]。其中固体润滑是最为普遍的一种方法,这种方法适用于展开与锁紧释放机构的润滑和轴承的润滑;固体润滑可以应用于中小载荷、几千小时量级以及中等精度要求的减速器。对于长寿命、大载荷、高精度的减速器,油脂润滑的效果优于固体润滑。对于高转速的动量轮的润滑目前还主要采用油润滑的方法。

空间飞行器展开与驱动机构的润滑对象主要包括三个部分———展开与锁紧释放机构的润滑、轴承的润滑和齿轮减速器的润滑。其主要研究的内容包括:提高润滑剂与基底材料的结合能力;提高润滑材料耐磨损能力和耐损失能力;降低润滑材料对于地面存储试验环境的要求;减小润滑方法对于机构精度的影响。

3.7　可靠性分析与验证问题

可靠性分析与验证的问题不是一个新问题,也是目前空间飞行器领域中十分重视的问题,但是对于空间飞行器展开与驱动机构产品的可靠性分析与验证问题,有着比较典型的特点。其研究对象通常是小子样或者单一子样。产品的失效模式复杂,且各个失效模式之间的相互作用关系较为复杂,单点失效模式多,且很多单点失效模式无法回避。产品地面测试覆盖性差,存在一定数量的不可测、测不准项目。系统集成对性能影响显著,装配集成过程中的诸多因素对于可靠性的影响。可靠性分析与验证

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问题在工程方法存在着一些难点。首先,地面模拟空间工作环境困难,难于原位测量;其次,产品的性能存在一定的离散区,这一区域的边界确定起来困难;第三,在工程实践中对于长寿命和大载荷问题的加速等效研究理论与方法欠缺,由此导致了可靠性或寿命试验周期长投入需求大。

空间飞行器展开与驱动机构技术关于可靠性方面的研究,重点应当放在解决工程实践中急需解决的分析方法和验证方法上。在分析方法方面主要应当考虑:动力源、传动副、测量与执行部件的失效模式分析与可靠性计算分析方法;不同材料运动组合体的热匹配分析原则与方法;系统寿命与影响因素分析方法;机构系统工作模式的优化以及降额设计、冗余与备份设计原则。在可靠性试验验证方法方面主要应当考虑:驱动组件的等速与加速寿命试验方法;锁定冲击的测试方法;轴承的预紧力加载和跑合方法;摩擦副的磨损形式分析与磨损量测试方法;复杂驱动系统极限启动能力和机械效率的测试方法。

4　结束语

随着我国国民经济与国防工业的迅速发展,对于空间飞行器的需求量日益增加,对其能力的要求日臻提高。在高速、大容量、高精度、强抗干扰能力通讯与数传,遥感测绘与监测,空间站建设与深空探测,以及空间科学等多个领域,对于空间飞行器的在轨重构、精确指向与跟踪、多自由度运动与伺服以及可重复的展开与收拢等方面,提出了越来越高的性能需求。对于空间运动的可靠性、安全性、寿命等方面也提出了越来越高的要求。此外,受国外在高技术领域的技术限制与封锁,使得我们必须坚持自力更生、独立自主的高技术研发道路,坚持自主创新的思想,加速并加强空间机构领域的研发工作。

空间飞行器展开与驱动机构作为一个支撑性的机构研究方向,有着广阔的应用前景。它的发展将可以拓宽甚至改变目前的空间飞行器构型设计思想,使得空间飞行器具有多种在轨形态重构,以及实现复杂、高精度运动的功能。将能够支持我国在大型可展开结构技术;大口径(20～50米)柔性天线技术;大面积半刚性、柔性太阳翼和太阳帆技术;长寿命高精度位置伺服技术;高精度定向数据传输技术;微波雷达与激光雷达伺服技术;相机高精度调焦技术;主动热控技术(展开式辐射器、百叶窗、热门、太阳能热动力站等);空间机械臂技术;月球及行星表面行走与探测技术;空间站技术等等多个技术方向的发展。同时,可以带动和促进我国空间材料;高精度机械加工;电子器件与芯片;长寿命、高精度空间用轴承;长寿命、高精度空间驱动与测量技术;空间摩擦学;表面工程等多个行业以及技术领域的发展。

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作者简介:马兴瑞(1959-),男,教授,博士导师,飞行器设计专业,研究方向为航天动力学.

通信地址:中国航天科技集团公司(100037)电话:(010)68373508

The Researching Evolvement of Spacecraft Deployment and Driving Mechanism

MA Xing -rui 1

,YU Deng -yun 2

,SUN Jing 2

,HU Cheng -wei

2

(1.China Aeros pace Science and Technology Corp .,Beijing 100037,China ;2.China Academy of Space Technology ,Beijing 100094,China )

A bstract :The spacecraft deployment and driving mechanism is an important part of the spacecraft mechanism .There is large

advancement of the technology ,going with the develop ment of Chinese spacecraft technology .The researching of design method and engineerin g problem is expanding .The sort and composing of spacecraft mechanism ,and the general situation of the deploy -ment and driving mechanis m ,are su mmarized in this paper .Linking with engineering application ,the paper brings forward seven typical engineering problems ,during the mission analyzing and des igning phase of spacecraft mechanis m system ,such as torque margin ,distributin g of precision ,nonlinear dynamic of mechanis m ,damp controlling ,matching heat distortion and stress ,space lubrication ,reliability analyzing and testing .The character ,action and influence on the aerospace system of all the problems are analyzed respectively .The paper discusses the researching contents and direction of these problems mentioned .In the end ,the develop ment direction of the Chinese spacecraft deployment and drivin g mechanism has been expected .

Key words :Spacecraft ;Deployment mechanis m ;Driving mechanism

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第6期马兴瑞等:空间飞行器展开与驱动机构研究进展