LEO航天器高压太阳电池阵静电放电试验研究

低地球轨道(LEO)航天器高压太阳电池阵存在与等离子体相互作用发生静电放电(ESD)导致其失效的风险,需要确定产生一次放电和二次放电的电压阈值并采取相应的防护措施。文章模拟LEO等离子体环境,采用刚性基板三结砷化镓太阳电池试验件,试验研究了LEO条件下高压太阳电池阵在无防护与涂胶防护状态下发生一次放电和二次放电的电压阈值。在太阳电池组件同样并联间隙情况下,试验结果表明:无防护试验件发生一次放电的电压阈值为110 V,涂胶防护试验件发生一次放电的电压阈值为120 V;太阳电池电路通0.83 A电流,无防护试验件发生二次放电的电压阈值为150 V,涂胶防护试验件发生二次放电的电压阈值为160 V。因此,在设计高压太阳电池阵时,建议合理控制相邻太阳电池串之间的电压差和并联间隙,以及采用在相邻太阳电池串之间涂敷硅橡胶等措施,以有效控制太阳电池阵静电放电的发生。     

大型太阳电池阵模态试验方法

在大型太阳电池阵的研制阶段,需要进行大量模态试验以掌握结构的固有动态特性,进而指导设计和修正有限元模型。文章以大型太阳电池阵为研究对象,分别采用气浮方式和悬挂方式模拟自由边界条件,使用预紧力释放、MB大推力激振器和APS大位移激振器3种激励方法对其进行试验,并对各种模态试验方法所获取的试验结果进行了分析比较。研究表明:采用悬挂方式比采用气浮方式所测得的太阳电池阵侧摆频率更为准确;获取太阳电池阵模态参数行之有效的方法是先采用预紧力释放法得到固有频率,然后采用APS激振器激励方法得到振型;激振器激振杆横向刚度选择不当会影响模态测试结果,需选用横向刚度较小的柔性激振杆。     

卫星太阳电池阵模拟器工作模式研究

为了使太阳电池阵模拟器更真实地模拟卫星太阳电池阵在轨工作请况,首先,设计了一种易于工程实现的太阳电池阵模拟器硬件系统结构,同时为实现最大功率点运行,设计了卫星负载变换电路来实现卫星负载与太阳电池阵模拟器的阻抗匹配。其次,总结了太阳电池阵模拟器与卫星负载组成的系统的3种特性、6种工作点,分析了3种特性下系统工作点的建立过程。最后,采用太阳电池阵模拟器和卫星负载模拟器(电子负载)分别对3种特性下的系统工作模式进行了试验分析,试验结果证明了系统设计与理论分析的正确性和有效性。该设计与分析方法已在多套太阳电池阵模拟器中得到应用,使太阳电池阵模拟器与卫星组成的系统性能得到了优化。     

微小卫星可展式刚挠结合板太阳电池阵设计

文章设计的可展式刚挠结合板太阳电池阵,将太阳电池阵电路与基板高度集成,省去电线、电缆连接,具有基板薄、质量小、电路连接简化及挠性可弯曲折叠等优点,可满足微小卫星太阳电池阵高质量比、高体积比功率的需求。以某卫星太阳电池阵为例,在185mm×420mm×20mm且收拢后板间距不大于5mm的包络内,采用刚挠结合板设计,可实现输出功率不小于60W,比使用传统太阳电池阵功率输出提高了1倍以上。其在轨应用结果表明,太阳电池阵功率输出稳定,可为微小卫星太阳电池阵设计提供参考。     

空间太阳电池阵的发展现状及趋势

从四方面分析了空间太阳电池阵的发展现状,包括体装式、带桨展开式、单板展开式、多板展开式、柔性多模块多维展开式等总体构型的发展历程,常用太阳电池片如硅电池片、砷化镓电池片、柔性薄膜电池片的材料与性能的发展现状,刚性基板结构、半刚性基板结构、柔性基板结构的发展与应用及五种展开机构的特点与空间应用分析,论述了空间太阳电池阵发展的制约因素,指出了聚光型柔性太阳电池阵是未来空间太阳电池阵发展的趋势,旨在促进空间太阳电池阵向着大尺寸、大功率、模块化、低成本和轻质量的方向发展,以适应大功率航天器的发展需求。     

LEO航天器高压大功率太阳电池阵静电放电试验与分析

为了避免低地球轨道(LEO)航天器的高压大功率太阳电池阵与等离子体相互作用而发生静电放电(ESD)现象,导致太阳电池阵弧光放电引起太阳电池阵失效,须要确定高压大功率太阳电池阵产生一次放电和二次放电的电压阈值。文章模拟LEO真空等离子环境,采用刚性基板三结砷化镓太阳电池试件,试验研究了LEO条件下发生一次放电和二次放电的电压阈值。试验结果表明:试件发生一次放电的电压阈值为95V;在提高电池串间隙时,发生二次放电的电压阈值由120V提高到145V。分析一次放电和二次放电的产生原因可知:一次放电主要发生在三交结区;二次放电是由电子轰击产生的,2.0mm间隙可以有效提高二次放电电压阈值。此研究结果可为LEO高压大功率太阳电池阵的设计提供参考。     

太阳电池阵铰链机构刚度等效方法

组成铰链机构的各铰链均为可活动的部件,给太阳电池阵的建模和分析带来很大难度。文章采取试验测定铰链机构刚度并直接代入太阳电池阵有限元模型的方法,通过与试验对比,确定等效的铰链机构刚度值,可大大提高太阳电池阵的建模和分析的精度     

空间原子氧环境对太阳电池阵的影响分析

空间原子氧是危害低地球轨道（LEO）航天器在轨性能的最主要空间环境因素之一,其强氧化性能够对包括太阳电池阵在内的航天器外表面暴露材料和组件造成危害。文章分析了某载人航天器在轨原子氧环境、原子氧对不同结构太阳电池阵所用材料的影响以及对太阳电池阵组件电性能的影响,结果表明原子氧对材料的作用能够引起太阳电池阵基板强度降低、电连接可靠性下降及电缆线护套失效等风险,材料的损伤会导致太阳电池组件电性能的下降。鉴于以上结果,作者建议在今后LEO长寿命航天器太阳电池阵研制中,应对原子氧环境条件进行详细设计;同时开展组件级试验,以对电池阵原子氧防护设计的有效性进行验证。     

刚性太阳电池阵基板研制

文中介绍一种卫星太阳电池阵基板的研究成果。制品选用了碳/环氧面板一蜂窝夹层结构复合材料,可显著减轻结构重量和提高制品的刚度和稳定性。研究成果已应用于实际产品中,取得令人满意的结果。     

大变形太阳电池阵展开的多体动力学分析

由于存在大变形、非连续和大体量等特点,对大型太阳电池阵的展开过程进行动力学仿真面临着巨大的数值困难。基于共旋坐标法和无转动自由度的板壳理论,考虑柔性电池基板的几何非线性效应与电池板之间的接触碰撞,建立大变形柔性太阳电池阵的多体动力学模型。对大型的太阳电池阵的展开的动力学过程进行数值仿真,并对该过程中的复杂的动力学现象进行分析。研究结果给出了不同驱动下电池基板的响应、应力分布特征以及基板之间的碰撞规律。此项研究不仅为空间站大型太阳电池阵的设计和优化提供了参考依据,也为其它大型可展开空间结构的仿真提供了一种多体动力学分析方法。     

惯组飞行角振动环境测量与环境条件设计

在多维振动环境下的惯组动态导航精度试验是考核惯组在接近真实飞行环境下精度指标能否满足要求的重要试验,如何合理制定多维振动环境条件一直是型号面临的难题。本文提出了一种火箭飞行中惯组角振动环境的测量方案,通过多个振动传感器的合理布置方式,并进行数据分析处理,实现了利用普通振动传感器测量飞行过程的角振动环境。应用此技术,在某型号飞行试验中首次成功获取惯组在主动段和再入段飞行的角振动环境,制定出了接近真实飞行状态的多维振动环境试验条件,避免了以往仅凭经验制定试验条件带来的风险。     

多用途飞船返回舱虚拟振动试验研究

利用虚拟振动试验软件系统、多用途飞船返回舱的有限元模型和"神舟一号"返回舱的历史试验数据,对多用途飞船返回舱进行虚拟正弦和随机振动试验,考核了返回舱经受动力学环境的能力,研究发现设计方案在一阶共振区响应过大,存在较大的设计缺陷,经过多次迭代优化设计后的模型满足设计要求。研究结果为多用途飞船返回舱的设计和优化提供了依据。     

45% SiCp/Al复合材料的微动磨损试验设计与验证

针对运载发射阶段卫星锁轴机构45%SiCp/Al复合材料与TC4材料之间可能存在的微动摩擦磨损与切向接触刚度问题，本文在调研和仿真分析的基础上，设计等效的扫频微动摩擦磨损试验系统。通过夹持力的标定保证最大影响因素接触应力的一致，采用扫频振动模拟摩擦副受载工况，并对45%SiCp/Al复合材料试件表面形貌进行振前振后检测。试验结果表明，45%SiCp/Al复合材料在较高的形状精度和表面粗糙度条件下，能够承受较大载荷的微动摩擦，摩擦副结合面具有良好的切向接触刚度。     

六自由度激励台精密高刚度铰链结构设计与试验应用

精密高刚度铰链作为六自由度并联激励平台中的关键组件,其性能高低对激励台的控制精度有直接影响。针对铰链所需满足的高刚度、高基频和无间隙等要求,文章提出了基于虎克铰结构的铰链设计方法。首先根据铰链所处的工况确定选用圆锥滚子轴承作为旋转支撑部件,并通过对轴承的配置和预紧实现无间隙振动运动的要求,从而确定了铰链结构形式。然后,利用有限元法校核了结构的刚度与基频,进而完成铰链结构方案和样机制造,并将样机集成于激励台中。最后,开展了铰链动态特性试验和激励台振动控制试验,分别获取了铰链的基频和激励台控制响应。结果表明,铰链可满足激励台工作频段内的使用要求,铰链设计合理。     

振动试验夹具共振频率设计要求研究

为了使振动试验夹具的频率设计要求更加符合工程实际,文章对传统设计要求进行了总结,根据随机振动理论研究了传统设计要求与试验实际情况的差异。研究表明传统设计要满足一阶固有频率最大化的要求,而该要求存在不足：一是建立试验系统动力学模型时未考虑试件的质量及刚度,二是未考虑夹具与振动台连接的边界条件,三是未考虑载荷激励方向与模态关系。针对这些不足,文章提出了夹具共振频率最大化设计要求。分别采用传统的一阶固有频率最大化设计要求和共振频率最大化设计要求对某导弹夹具进行了设计,对比研究结果表明采用共振频率最大化设计要求所设计的夹具共振频率更高、质量更小。     

弹性边界试验获取自由状态频响方法研究

大型柔性航天结构的一阶频率可能低至0.1 Hz,采用自由悬吊方法进行结构自由状态频响测试难以满足要求,因为它要求悬吊频率远低于待测结构的一阶频率。为解决这一问题,文章研究了弹性边界试验方法:对待测结构施加弹性支撑,在分别获得整体与支撑结构频响后,通过频域子结构解耦方法,去除支撑结构对待测结构的影响,以得到待测结构自由状态的频响。试验结果表明,这一方法是可行的,可以考虑进一步应用于实际工程结构。     

三轴振动试验系统工作平台的谐振频率分析

为验证并提高三轴振动试验系统工作平台的谐振频率,进而提高系统的工作频率范围,文章采用有限元软件对平台在自由状态下的模态进行仿真。比较仿真结果与三轴振动试验结果可以看出,对角和对边弯曲频率偏差较小。该结果可为后续设计工作提供相对精确的计算指导。     

某型号仪器舱组合体联合动强度试验方法

针对某型号导弹仪器舱组合体结构和设备的联合动强度考核需求，开展组合体的动强度试验方法研究:设计专门的气瓶过载弹性加载装置，实现了气瓶过载力的等效模拟；通过整舱振动试验边界模拟和传递特性分析，验证了噪声激励振动传递与机械振动传递的差异性，提出采用大刚度模拟边界代替级间段真实边界与仪器舱组合进行联合动强度试验的方法；针对3个重点结构部段提出各自的试验条件，并通过预试验和归一化输入响应的比较分析确定了舱段不同部位结构和设备的联合考核方法。该试验方法可以有效模拟由发动机脉动和气动噪声引起的声振环境，避免产品过试验，达到对舱段结构及设备的动强度考核和设备支架动特性及放大倍数评估的目的。     

基于代理模型的航天器振动夹具优化方法

航天器振动夹具的一般设计原则是在避免安装干涉的前提下,尽量提高其刚度,同时减小自身重量对试验条件制定的影响。文章从提高振动试验夹具设计的效率出发,在优化过程中引入Kriging代理模型来代替原有的动力学输入输出关系,最大程度地减少优化迭代过程中有限元模型重构与求解次数。为进一步提高代理模型更新的效率,提出了一种混沌邻域搜索的多点加点准则,在发掘当前最优点的同时,有选择性地加入了更多的预测点,用以快速改善代理模型的局部代理精度。数值仿真针对典型航天器力学环境试验夹具的几何参量进行优化,优化结果验证了该方法的有效性与高效性。     

电动振动台水平滑台正交方向响应分析及加强台面的设计

针对电动振动台进行整星水平振动试验时垂直方向响应过大这一普遍存在的问题,文章提出了通过设计具有加强筋的加强台面提高滑台抗弯模量,抑制响应。通过有限元方法分析了安装加强台面后对水平滑台、水平滑台与振动花盆组成的振动工装系统、考虑卫星质量影响的振动工装系统等三种工况下模态振型的变化,说明抗弯模量有明显提高。