空间天线展开机构运动学分析

秦丽华，刘成国，邵春收，段雅丽，穆立民

空间天线展开机构运动学分析

秦丽华，刘成国，邵春收，段雅丽，穆立民

（北京航天长征飞行器研究所，北京，100076）

根据利用母舱自旋实现天线展开机构的具体结构，考虑天线杆离心力、阻尼力矩等因素，建立了微小型航天器天线展开机构的运动学模型。开展二杆、四杆状态下的试验验证，计算结果与试验结果符合较好。试验结果验证了模型的合理性，为利用母舱自旋实现天线展开的机构设计提供了理论研究方法。

航天器；展开机构；运动学分析

0 引 言

由于微小型航天器的外形受其运载平台空间的限制，其本体设计中部分附件采用可伸展机构。展开机构有电动展开机构、弹簧展开机构以及记忆合金展开机构等，有些天线也采用充气结构[1～5]。同时，在展开机构展开到位锁定时，由于此时已有较大的展开速度，储存在展开机构上的势能将释放出来，必然会产生较大的冲击载荷作用在展开机构上，展开附件整体会产生剧烈振动，从而对航天器本体产生冲击和振动扰动[6]。本文介绍一种利用航天器自旋转动完成天线展开及锁紧的机构，并进行运动学分析及试验验证。展开过程中的同步；锁紧机构用于天线展开后对天线杆组件的锁紧并使天线杆保持在固定位置上。

图1 天线展开机构

图2 锁紧机构

利用自旋转动完成天线展开的机构和锁紧机构组成分别如图1和图2所示。

自旋舱体是航天器的主结构；天线杆组件中装有天线及电缆，天线杆支撑着天线；天线杆支座是对天线杆的支撑及连接，并允许天线杆组件转动；同步机构是带有两个同步杆的滑筒，通过滑筒保证多个天线杆组件在

1 机构组成及工作原理

2 运动学分析

2.1 简化假定

利用自旋转动完成天线展开的机构运动过程包括舱体的转动、天线杆组件的转动及滑动、天线杆组件的锁紧等过程。天线展开机构简化模型如图3所示，针对该过程进行如下假设[7]：

a）自旋舱体为一圆柱体并具有固定不变的质量特性；

b）两天线杆对称固定在舱体两侧，质量集中在质心上，天线可以绕支座自由转动；

c）滑筒在舱体上可在固定区间滑动。

图3 天线展开机构简化模型

2.2 天线杆离心力分析

航天器自旋情况下，天线杆上产生的离心力为

式中 Ra为安装轴到舱体X轴的距离；mb为天线杆组件质量；Ω为舱体自旋角速度。

2.3 天线杆转动分析

在离心力作用下，天线杆绕支座转动力矩M1、由重力产生的阻尼力矩M2、由滑动筒产生的阻尼力矩M3、由扭簧产生的转动力矩M4、由压簧产生的阻尼力矩M5分别为[8]

式中am为滑动筒质量；K为扭簧刚度；ϕ为扭簧预置转动角；μ为摩擦系数；k为压簧刚度；lΔ为压簧压缩量。

综上所述，天线杆转动角加速度ε、角速度bω和展开角度α分别为

2.4 舱体自旋分析

舱体自旋时，作用在天线杆上的哥氏力Q、旋转力矩[9]M0、旋转角加速度E、自旋角速度Ω和旋转角度Φ分别为

式中 I为舱体及天线展开机构组合转动惯量，表示为

式中xI为除天线杆外其余装置对X轴转动惯量；xJ为天线杆绕其纵轴的转动惯量（单支）；yJ为天线杆绕其横轴的中心转动惯量（单支）。

2.5 滑动筒运动分析

天线杆组件在转动过程中，伴随着滑动筒的移动，滑动筒的移动距离L和移动速度V分别为

2.6 锁紧机构锁紧分析

天线杆组件在锁紧过程中，为了减少对航天器的冲击及对航天器飞行姿态的影响，应使锁紧瞬间的动能最小，因此有：

3 运动学仿真分析

利用FORTRON语言编制了计算程序，选取如表1所示的参数（两天线杆）进行了仿真计算。

表1 二杆天线仿真参数

天线杆转角α、天线杆绕支座转动力矩1M、天线杆上的哥氏力Q、天线杆展开角速度bω、舱体自旋角速度Ω、滑筒的滑速随时间的变化分别如图4至图9所示。

图4 α-t曲线

图5 M1-t曲线

图6 Q-t曲线

图7 bω-t曲线

表2 二杆天线计算和试验结果

表3 四杆天线计算和试验结果

图8 Ω-t曲线

图9 ν-t曲线

4 试验验证

为了进一步研究利用自旋转动完成天线展开的机构工作性能并验证仿真结果的合理性，在真空条件下进行了二杆天线、四杆天线试验验证，二杆天线试件的质量特性参数同理论计算取值。

表2、表3分别给出了天线展开机构的计算和试验结果。对比可知，理论计算与试验结果符合较好，说明所建立的理论模型合理、可行。航天器工作时处于失重状态，地面试验中处于有重力加速度状态。因而地面试验得知的运动参数不完全与飞行中的相符，为获得飞行中的有关运动参数，只得借助理论计算方法，并从理论计算中，除去重力影响即可以得到飞行中的有关运动参数，利用这些参数作为空间天线展开机构设计的依据。为了天线能够顺利展开并到位锁紧，其关键参数为天线展开到位时的角速度bω，在保证天地间bω相等的条件下，借助建立的理论仿真模型，除去重力影响。根据飞行状态算出地面试验状态的起始转速，结果对比如表4所示。

表4 二杆天线展开运动理论值与试验值比较

由表4可知，地面试验条件下如需模拟飞行试验状态，舱体起始转速要增加0.7 rad/s。

5 结 论

通过对天线展开机构运动学的分析，认为影响展开特性的主要因素有：

a）在起始转速相同的条件下，航天器转速理论计算值比地面试验值偏小，是因为理论计算将天线杆组件近似为质点进行考虑的。

b）在天线转速相同的条件下，二杆天线展开机构航天器在真实失重环境下的起始转速比理论计算小，是由于滑动筒引起的阻尼计算偏差带来的。

总之，天线展开机构计算结果基本上反映了展开机构的实际工作过程，可以满足工程设计的需求，在此基础上仿真得出的运动学数据为进一步优化提供了科学数据。

[1] 马兴瑞, 等. 空间飞行器展开与驱动机构研究进展[J]. 宇航学报, 2006, 27(6): 1123-1131.

[2] 王波, 宋剑明, 宋燕平. 弹簧展开机构的设计与运动学仿真[J]. 空间电子技术, 2007, 22(10): 74-77.

[3] 刘明治, 高桂芳. 空间可展开天线结构研究进展[J]. 宇航学报, 2003, 24(1): 82-87.

[4] 姬鸣. 薄膜天线支撑杆展开机构的研制[D]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学, 2011.

[5] 林轻, 聂宏, 陈金宝, 万峻麟. 一种新型软着陆展开锁定机构设计与展开运动学分析[J]. 宇航学报, 2011, 32(5): 975-980.

[6] 徐青华, 刘立平. 航天器展开机构阻尼器技术概述[J]. 航天器环境工程, 2007, 24(4): 239-243.

[7] 宗益燕. 星载展开机构展开锁定过程的动力学建模与仿真[D]. 上海:上海交通大学, 2014.

[8] 姚小宁, 屠小昌, 黄运銮, 纪晓罡. 弹翼展开机构中燃气作动筒的运动模型[J]. 弹箭与制导学报, 2012, 32 (5): 48-50.

[9] 黄鋆, 唐金兰, 王占利, 屠小昌, 任华. 燃气活塞式弹翼展开动力系统内弹道性能分析[J]. 弹箭与制导学报, 2009, 29 (4):143-146.

Motion Analysis on Structure for Space Deployment Antenna

Qin Li-hua, Liu Cheng-guo, Shao Chun-shou, Duan Ya-li, Mu Li-min
(Beijing Ιnstitute of Space Long March Vehicle, Beijing, 100076)

Centrifugal force and damping are considered based on structure of antenna deployment mechanism uses space’s rotate energy. A motion model of the antenna deployment mechanism of the small spacecraft is deduced and implemented. According to the model, the computer program is developed by FORTRON. The experiments of the different pressure are carried out. Calculation results coincide with the experiment results, the correct of the ejection model is tested by the experiment results. The study offers theoretical methods for constructional design of the antenna deployment mechanism.

Spacecraft; Deployment antenna; Motion analysis

V443+.4

A

1004-7182(2017)04-0026-04 DOΙ：10.7654/j.issn.1004-7182.20170407

2016-09-04；

2017-06-21

秦丽华（1970-），女，高级工程师，主要研究方向为空间飞行器结构及机构设计