一种飞船用并联式太阳电池阵指向机构设计与分析

为满足太阳电池阵在飞船上大范围指向要求,实现光照效率最大化,设计了一种用于飞船等航天器的新型并联式太阳电池阵指向机构,采用规则对称的模块化设计形式,具有工作空间大、可靠性高等特点。对新型并联式太阳电池阵指向机构进行了运动学正逆解计算,运用极限边界搜索法在MATLAB中计算了工作空间,建立了基于ADAMS的虚拟样机模型,并对其逆解进行了验证,以工程可实现性为原则,得出了多个逆解的筛选原则,为控制系统的参数筛选提供了依据。通过对并联机构的冗余特性进行分析,证明了在某一驱动组件卡死时,其仍具备较大的工作空间。该并联式指向机构还可用于航天器矢量推进器、天线指向等空间领域。     

圆形太阳翼模态仿真与试验研究

利用有限元软件SAMCEF实现了圆形太阳翼模态仿真分析，探究了翼面预紧力、约束方式和悬吊弹簧重力卸载系统对太阳翼模态的影响。结果显示，翼面预紧力对太阳翼模态影响较大；支撑车约束方式微小影响太阳翼第一阶模态；有支撑车相比无支撑车，太阳翼第一阶模态频率差值可达32.89%，因此地面试验不能使用支撑车；含悬吊弹簧重力卸载系统可有效减轻重力作用对模态的影响；此外，当弹簧刚度小于7 N/m时，其对太阳翼模态的影响小于0.59‰。随后，采用工作模态法和双点激振方式，经预试验优化地面试验方案；采用正弦扫频方法进行模态测试，获得了圆形太阳翼的前四阶模态振型和固有频率。最后，通过有限元模型修正，使模态仿真结果误差保持在4.16%以内，符合测试相关标准的要求。     

平面3自由度柔顺微动机器人加工误差分析

在微/纳米级定位领域,误差分析是提高微动机器人运动精度的重要方法.其中,对加工误差的分析尤其关键.为此,对平面3自由度(DOF,Degree of Freedom)柔性并联微动机器人的加工误差进行了研究.通过对机器人静刚度求解,建立了加工误差与其末端执行器定位精度的关系模型.通过理论计算途径及有限元方法(FEM)讨论了各结构参数加工误差对末端精度的影响程度,结果表明柔性铰链圆弧切口半径误差以及铰链圆弧切口中心线角度偏差对机器人末端精度的影响最大.研究所得结论可用于指导此类机构设计,确定加工过程中各机构参数的公差要求,并有助于提高标定精度.     

压紧杆式太阳翼自动化加载设备设计与验证

基于对国内外太阳翼压紧释放机构预紧实施的现状及存在问题的研究,开展设备小型化、轻量化、可视化设计,研制了一种电机驱动拉伸压紧杆的力反馈型自动化加载设备。该设备采用特制的夹紧接口,并利用凸轮原理解决了狭小空间内压紧杆的的夹紧难题;采用拉力传感器和力反馈系统等将太阳翼压紧杆预紧力施加精度控制在5%以内,有效地解决了预紧力加载的精度问题和自动预紧问题。为验证设备性能,开展了预紧力误差分析,设计了一套采用电阻应变片实时测量预紧力的方案,得出设备工作时预紧力的变化情况。试验结果表明,自动化加载设备不受人员技能水平的影响,绝对精度最大值为3.11%,单次加载时间小于1 min。     

带辅助支撑式太阳翼设计与验证

针对特定小卫星对太阳翼高展开刚度的需求，设计了一种带单根辅助支撑臂的太阳翼。支撑臂中部采用带簧铰链实现弯折收拢，两端采用球关节铰链分别与太阳电池板、星体侧壁相连接。在太阳电池板与卫星侧壁连接处，采用自适应锁定式铰链，实现了带辅助支撑式太阳翼根部铰链的可靠锁定功能。开展了太阳翼基板承载能力分析、模态分析和展开动力学分析等。结果表明：太阳翼结构强度裕度满足使用要求，展开状态基频高达8 Hz以上，展开过程顺畅。模拟卫星发射过程及空间使用环境开展了太阳翼力学试验、展开试验、光照试验等，验证了太阳翼与飞行任务的匹配性。在轨飞行验证表明，该带辅助支撑式太阳翼功能、性能良好，满足高展开刚度的特殊任务需求。     

敏捷卫星高刚度太阳翼的设计与验证

基于对国内外敏捷卫星带辅助支撑式太阳翼现状及存在问题的分析，开展了太阳翼的构型设计与布局优化，设计一种基于带簧铰链与自适应锁定式铰链的单臂支撑式高刚度太阳翼。利用支撑臂中部带簧铰链在弯折后形态可变的特性，解决了多连杆闭环机构收拢状态下的杆长匹配问题；利用太阳翼根部自适应锁定式铰链可自动调节锁定状态的特性，解决了展开末了过约束锁定的技术难题，实现了带辅助支撑式太阳翼根部铰链的可靠锁定功能。开展太阳翼展开静力矩裕度分析、模态分析和展开动力学分析，结果表明，太阳翼展开力矩裕度大于1，展开状态下基频大于8 Hz，展开过程顺畅无死点，展开末了冲击力不超过750 N。开展了太阳翼地面试验验证和在轨飞行验证，结果表明，该高刚度太阳翼满足敏捷卫星在轨长时间快速机动的使用要求。     

基于遥测电流的太阳翼在轨振动参数辨识方法

针对传统太阳翼在轨振动特性测试需采用高精度星载设备或额外增设测量装置的问题，建立了太阳翼发电电流与太阳光线入射角之间、太阳翼在轨振动与太阳翼发电电流波动之间的关系。在此基础上提出了仅依靠遥测电流波动信息辨识太阳翼在轨振动固有频率和阻尼比的方法，即：首先通过傅里叶变换获取电流波动信号的幅频响应；结合模态分析结果辨识振动频率及对应阶次信息；通过滤波算法分解各阶次振动，逐一计算对应阻尼比。为验证本方法有效性及误差水平，构造了由多个单自由度衰减振动及随机信号叠加而成的模拟电流波动信号进行仿真分析，结果表明方法有效，误差可接受。在某卫星太阳翼在轨振动参数辨识上的应用实例也表明，本文所提出的方法满足工程应用需求。     

空间聚光太阳电池阵柔性透镜薄膜结构的力学分析

运用线性Kirchhoff平板理论建立柔性菲涅耳透镜薄膜结构的静力学模型,给出柔性透镜的静力学求解方法,得到柔性透镜变形的解析解。分析透镜纵向应变、背衬厚度、透镜纵向长度对柔性透镜特性的影响,获得上述参数对透镜变形和几何光学性能的影响规律。基于圆柱薄壳振动理论,建立柔性透镜动力学模型,然后根据Reissner理论确定的有限长开口圆柱壳振动方程的一般解,给出柔性透镜动力学模型的求解方法,计算柔性透镜的振型和固有频率,分析透镜纵向应变、背衬厚度和轴向波数对柔性透镜固有频率的影响。结果表明：在设计柔性透镜结构时,适当增加透镜的纵向应变并减小透镜的背衬厚度有利于减小透镜的变形。柔性透镜的固有频率与纵向应变和透镜背衬厚度密切相关,需选择合适的纵向应变与背衬厚度。柔性透镜的变形随着透镜纵向长度的增加而增大,但纵向长度太小会增加相同太阳电池阵面积上聚光组件的安装数量,因此纵向长度的选择需综合权衡。     

航天器太阳翼展开可靠性的评估方法

作为航天器的电能供给装置,太阳翼对于航天器飞行的成功起着重要作用.文章基于航天器太阳翼展开过程的分析,确定了以太阳翼铰链的总驱动力矩作为展开可靠性的特征量.基于“应力—强度”干涉理论,提出了利用太阳翼铰链线驱动力矩和阻力矩等测试数据进行太阳翼展开可靠性定量评估的方法,并给出了某卫星星座用太阳翼展开可靠性评估的应用示例,为航天器太阳翼的可靠性验证提供了技术途径.     

深空探测用柔性太阳毯的制备及性能

面向我国深空探测任务用新型柔性太阳毯，开展了柔性复合材料制备工艺技术、性能评价研究。结果表明，采用模压聚酰亚胺纤维增强有机硅橡胶柔性复合材料，能够满足柔性太阳毯需求。自动涂胶工艺能够实现高黏度硅橡胶均匀薄涂在聚酰亚胺薄膜表面。对比测试表明，硅烷偶联剂能够提高柔性太阳毯的T剥离强度，但使其低温柔韧性下降。