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剪叉式太阳翼展开机构设计及其可靠性研究学术报告
作者：付亭铠（哈尔滨理工大学机械动力工程学院）
导师：周丽杰
学位授予单位：哈尔滨理工大学
学位年度：2024年3月
一、学术背景
研究领域：空间展开机构（Space Deployment Mechanism）设计，属于航天器机械结构领域。随着航天器大型化与能源需求增长，传统刚性太阳翼因质量大、收纳比低难以满足需求，而柔性太阳翼（Flexible Solar Arrays）因其轻量化、高收纳比成为研究热点。
研究动机：柔性太阳翼基板（如聚酰亚胺薄膜）自身刚度不足，需依赖展开机构实现展开、张紧与支承。现有展开机构（如铰链式、桁架式）难以兼顾轻量化与大展开尺度，且柔性太阳翼在发射阶段的压紧可靠性及在轨展开后的动态稳定性问题亟待解决。
研究目标：设计一种剪叉式展开机构（Scissor-type Deployment Mechanism），解决柔性太阳翼的展开可靠性、压紧稳定性和在轨动态刚度问题，实现收纳比≥6、基频>70.24 Hz、重量≤15 kg的技术指标。
二、研究流程与方法
1. 总体方案设计
- 结构组成：展开装置（剪叉杆+端面四杆机构）、导向装置（导向绳+滑轮）、张紧装置（恒力弹簧）、压紧装置（上下压紧板+聚酰亚胺泡沫）。
- 对比方案：提出充气杆（Inflatable Rod）与剪叉式两种展开方案，通过动力学仿真（ANSYS）验证六边形折痕充气杆的展开稳定性，但最终因剪叉式结构可控性更强而选用后者。
2. 展开装置设计与力学分析
- 运动学分析：建立剪叉杆运动学模型，推导驱动杆1力矩与末端力的等效比变化规律，优化电机选型。
- 静力学分析：通过有限元仿真（如ANSYS Workbench）验证展开状态下杆件的强度与刚度，确保最大变形≤5%（0.19惯性载荷下）。
3. 张紧力与固有特性研究
- 建模与仿真：建立柔性太阳翼全结构有限元模型，包含太阳能电池阵列（Solar Cell Array）与剪叉式支承架。
- 模态分析：通过Lanczos算法计算不同张紧力（50-200 N）下的固有频率，发现张紧力为150 N时基频达72.1 Hz，满足>70.24 Hz要求。
- 应力分析：确认张紧力≤180 N时可避免薄膜电池应力超限（屈服强度35 MPa）。
4. 压紧装置优化
- 压紧力计算：基于振动环境（火箭发射随机振动谱）推导需≥300 N压紧力。
- 框架设计：通过拓扑优化确定压紧板最佳支撑点为四角+中心，采用铝合金6061-T6框架，减重30%。
- 材料试验：对比聚酰亚胺泡沫（Polyimide Foam）厚度（2-10 mm），发现5 mm泡沫可有效抑制振动传递（加速度响应降低40%）。
5. 样机研制与可靠性验证
- 样机参数：展开面积15 m²，收拢包络2500×450×200 mm，重量14.2 kg。
- 展开试验：平均展开速度12 mm/s，无卡滞；张紧后基频实测73.5 Hz。
- 振动试验：依据GJB 1027A-2005标准进行正弦+随机振动测试，最大变形4.8%，未出现结构失效。
三、主要结果
- 剪叉式方案优势：相比充气杆展开，剪叉机构展开速度可控（±5%误差），且无需气源系统，重量降低18%。
- 张紧力优化：150 N张紧力下太阳翼基频提升52%（从47.3 Hz至72.1 Hz），同时电池阵列应力安全裕度达2.1。
- 压紧装置创新：5 mm聚酰亚胺泡沫+优化框架设计使压紧板重量仅2.4 kg，并通过12.5 Grms随机振动考核。
四、结论与价值
科学价值：
- 提出了柔性太阳翼剪叉式展开机构的完整设计方法，建立了张紧力-固有频率的定量关系模型。
- 揭示了压紧装置中泡沫厚度与振动抑制的非线性规律（厚度>5 mm后效果趋缓）。
工程价值：
- 研制的样机满足商业航天卫星对太阳翼轻量化（≤15 kg）、高收纳比（6:1）、高基频（>70 Hz）的需求。
- 为后续大型柔性太阳翼（如空间电站）的展开机构设计提供了技术参考。
五、研究亮点
- 跨学科方法：结合机械设计（剪叉机构）、材料科学（聚酰亚胺泡沫）与动力学仿真（模态/振动分析）综合解决问题。
- 创新设计：端面四杆机构不对称度优化（≤3°）显著降低展开冲击。
- 实验验证完备性：覆盖结构设计-仿真-样机-振动试验全流程，数据支撑充分。
六、其他价值
该研究首次将恒力弹簧（Constant Force Spring）用于柔性太阳翼张紧，解决了传统铰链张紧导致的局部应力集中问题，相关技术已申请发明专利（CN202310XXX）。