陳江攀，王 冬，劉 艷，張為雯，劉 藝

（北京電子工程總體研究所，北京 100854）

太陽翼驅動機構的擾振力矩測試與分析

陳江攀，王 冬，劉 艷，張為雯，劉 藝

（北京電子工程總體研究所，北京 100854）

為了研究太陽翼驅動機構（solar array drive assembly，SADA）驅動太陽翼運行期間所產生的擾振力矩特性，設計了一套地面測試系統(tǒng)，包括應變式微振動測試平臺、柔性負載以及模擬SADA在軌無重力工作環(huán)境的重力卸載裝置。闡述了所設計測試系統(tǒng)的工作原理，并利用該測試系統(tǒng)進行了試驗測試。測試結果表明：SADA驅動柔性負載運行期間所產生擾振力矩的擾振頻率成分主要包含兩部分，即：1）SADA驅動柔性負載耦合系統(tǒng)的低階扭轉固有頻率；2）SADA電脈沖信號的輸入頻率及其高階諧波。

太陽翼驅動機構；擾振力矩；應變式微振動測試平臺；柔性負載；重力卸載裝置

引言

航天器在軌運行期間所產的微振動會對其成像質量和指向精度等關鍵工作性能產生較大的影響。航天器上存在較多的微振動源，如動量輪、控制力矩陀螺以及SADA等[1，2]。近年來，國內外學者針對動量輪和控制力矩陀螺的微振動特性，開展了大量成果顯著的研究工作。但受限于三方面的原因，目前有關SADA驅動太陽翼耦合系統(tǒng)所產生微振動的試驗測試研究仍處于初始階段。首先，太陽翼是一個典型的結構大、柔度大、質量/慣量大且阻尼較弱的柔性裝置[3]，在重力環(huán)境下難以直接展開并參與試驗測試；其次，與航天器在軌工作環(huán)境不同，地面環(huán)境存在空氣阻力，SADA驅動太陽翼在兩種工作環(huán)境下所產生的微振動大相徑庭，地面測試結果無法有效預測其在軌狀態(tài)；最后，目前國內外應用廣泛的壓電式微振動測試平臺低頻響應特性較差[4]，無法精確測試SADA驅動太陽翼耦合系統(tǒng)所產生的低頻微振動。此外，文獻[5]指出，SADA驅動太陽翼耦合系統(tǒng)所產生的微振動主要表現(xiàn)為擾振力矩分量。綜上所述，亟需開展SADA驅動太陽翼耦合系統(tǒng)所產生擾振力矩的試驗測試研究。為此，本研究設計了一套地面測試SADA擾振力矩特性的測試系統(tǒng)，并利用該測試系統(tǒng)對SADA驅動柔性負載運行期間所產生的擾振力矩進行了測試和分析。本研究所得的結論，對預測SADA驅動太陽翼在軌運行期間所產生的擾振力矩具有一定的幫助。

1 測試系統(tǒng)工作原理

本研究所設計的地面測試系統(tǒng)是由應變式微振動測試平臺、柔性負載以及重力卸載裝置3部分組成，下面分別對各部分的工作原理進行說明。

1．1 應變式微振動測試平臺

應變式微振動測試平臺主要由8個雙孔梁應變式力傳感器（S1～S8）、負載盤以及平臺外殼組成，其照片以及內部結構示意圖參見圖1。

圖1中，負載盤用于安裝被測活動部件，選用中間開大圓孔的厚鋁板，其特點是接口靈活且剛度高；平臺外殼不僅用于支撐和保護傳感器，還起到連接測試平臺與剛性基礎的作用，采用鋁板組裝而成，在保證剛度的前提下盡量降低質量，以便于搬運。而對于雙孔梁應變式力傳感器而言，如圖1所示，其結構形式為在板狀梁上開有4個圓弧孔。當在梁的端部作用集中力時，4個圓弧孔均承受彎曲變形，此時，若將4片應變片分別粘貼在4個圓弧孔的外壁上，則恰有兩片處于正應力區(qū)，兩片處于負應力區(qū)，故所粘貼的4片應變片恰好組成了一個等臂對稱全橋測量電路。此外，為了結構對稱和便于安裝，S1～S4均為一根雙孔梁，而S5～S8則均由兩根雙孔梁組成。

綜上所述，當被測活動部件安裝在應變式微振動測試平臺的負載盤上工作時，活動部件所產生的微振動會以空間正交的3個擾振力（Fx、Fy和Fz）和3個擾振力矩（Mx、My和Mz）的形式作用在負載盤的幾何中心，并通過負載盤分解到8個雙孔梁應變式力傳感器上，此時，S1～S8則會輸出與所受外力成正比的電壓。其中，雙孔梁應變式力傳感器S1和S3可實現(xiàn)對Fx和Mz分量的測試，S2和S4可實現(xiàn)對Fy和Mz分量的測試，S5～S8則可實現(xiàn)對Fz、Mx和My3個分量的測試，故該測試平臺具備測試航天器活動部件6分量擾振特性的能力。此外，由圖1還可知，應變式微振動測試平臺的內部是一個空腔，被測活動部件既可以安裝在測試平臺外部也可以安裝在其內部，即該測試平臺具有接口靈活的優(yōu)勢。

另外，應變式微振動測試平臺的標定方法參見文獻[6]。

1．2 柔性負載

柔性負載是由支架鋼梁、薄鋁板（1 000 mm×800 mm×1 mm）以及4根配重鋼梁（800 mm×30 mm×15 mm）組成，其照片以及在固支邊界條件下前3階模態(tài)測試結果分別參見圖2和圖3。

圖1 應變式微振動測試平臺照片及內部結構示意圖

圖2 柔性負載照片

由圖3所示的模態(tài)測試結果可知，柔性負載低頻區(qū)模態(tài)密集，且其1階模態(tài)為扭轉模態(tài)，對應的固有頻率為1.153 Hz，處于低頻區(qū)。因此，該柔性負載可用于研究SADA驅動太陽翼耦合系統(tǒng)的擾振力矩特性。

1．3 重力卸載裝置

圖3 柔性負載模態(tài)測試結果

與動量輪和控制力矩陀螺等活動部件不同，開展地面試驗對SADA驅動負載耦合系統(tǒng)的微振動特性進行測試時，由于負載的重力會通過SADA傳遞至測試平臺，故負載重力會對SADA運行過程中的摩擦特性產生影響，從而使其與在軌工作環(huán)境不同。為了模擬SADA在軌的無重力工作環(huán)境，研制了一套重力卸載裝置，其照片參見圖4。

由圖4可知，重力卸載裝置主要由水平/高度調節(jié)裝置、卸載支架、傳動軸以及氣浮軸承4部分組成。4部分的主要功能分別為：

1）水平/高度調節(jié)裝置。該裝置安裝于卸載支架和剛性基礎之間。首先，在剛性基礎的安裝面固定4塊上表面具有球面凹槽的鋼磚，且鋼磚位置與卸載支架的4條支腿一一對應；然后，通過4根旋轉螺桿對卸載支架進行支撐，旋轉螺桿底端設計成半球狀且恰好支撐在鋼磚上表面的球面凹槽里，上端則擰入卸載支架四條支腿的內螺紋中，故通過轉動4根旋轉螺桿即可調整卸載支架的水平度和高度；最后，待卸載支架的水平度和高度滿足要求后，再通過螺栓將卸載支架的4條支腿與對應的鋼磚進行剛性連接。綜上所述，該裝置既可調整卸載支架的水平度和高度，又可保證卸載支架的安裝剛度。

2）卸載支架。卸載支架的主要作用是支撐和固定氣浮軸承的定子，并將氣浮軸承定子所受的外力傳遞至剛性基礎。

圖4 重力卸載裝置照片

3）傳動軸。傳動軸的主要作用是將氣浮軸承轉子的下端與SADA進行連接，從而將氣浮軸承轉子上端所連負載的轉動慣量傳遞給SADA。

4）氣浮軸承。氣浮軸承的主要作用是卸載SADA所驅負載的重力，其定子與卸載支架固連，轉子的上下兩端分別與負載和傳動軸固連。氣浮軸承的工作原理為：當其充氣工作時，轉子處于懸浮狀態(tài)，和定子無直接接觸且相對于定子可自由旋轉。故SADA通過氣浮軸承驅動負載運行時，負載的重力通過氣浮軸承的定子和卸載支架傳遞至剛性基礎，而轉動慣量則通過轉子和傳動軸傳遞給SADA，從而在不影響轉動慣量傳遞的同時實現(xiàn)重力卸載。

值得注意的是，由于氣浮軸承是由氣泵提供高壓氣體，而氣泵的壓縮機在工作時會導致其輸出的高壓氣體有脈動現(xiàn)象，脈動現(xiàn)象會直接對氣浮軸承的工作性能以及試驗的測試結果產生影響。因此，在測試過程中，當氣泵儲氣罐內的氣壓達到設定值壓縮機停止工作時，可進行測試，而當氣泵儲氣罐內氣壓過低壓縮機開始工作時，應停止測試。此外，在壓縮機停止工作的狀態(tài)下進行測試，背景噪聲水平明顯降低，有利于提高測試精度。

2 測試結果與分析

本研究所討論的SADA是由兩部分組成，即驅動源（兩相混合式步進電機）以及兩級直齒輪減速裝置（總減速比為100）。在此基礎上，利用所設計的地面測試系統(tǒng)，對該SADA驅動圖2所示柔性負載運行期間所產生的擾振力矩進行了測試。擾振力矩測試結果參見圖5。

由圖5所示的測試結果可知，在0～50 Hz的頻帶內，SADA驅動圖2所示柔性負載運行期間所產生擾振力矩的擾振頻率有4個，即1.156 Hz、14.8 Hz、29.59 Hz以及44.38 Hz。由于SADA的減速比為100，故SADA內部轉子和定子間的電磁剛度[6]相對于柔性負載而言，可等效為固支邊界。因此，擾振頻率中的1.156 Hz為SADA驅動柔性負載耦合系統(tǒng)的1階扭轉固有頻率。而對于14.8 Hz而言，其為SADA電脈沖信號的輸入頻率，故29.59 Hz和44.38 Hz則分別為14.8 Hz的2階和3階諧波。其中，SADA電脈沖信號輸入頻率fd的計算公式為：

式中：h、ωc、z、p以及n分別為SADA的總減速比、巡航速度、轉子齒數(shù)、運行拍數(shù)以及細分數(shù)，且5者對應的數(shù)值分別為100、7.26×10-5rad、50、4以及64，代入式（1）可得：

圖5 擾振力矩測試結果

3 結論

本研究設計了一套地面測試SADA擾振力矩特性的測試系統(tǒng)，介紹了該測試系統(tǒng)各部分的工作原理，并利用該測試系統(tǒng)對SADA驅動柔性負載運行期間所產生的擾振力矩進行了測試和分析。結果表明：SADA驅動柔性負載運行期間所產生擾振力矩的擾振頻率成分主要包含兩部分，即：1）SADA驅動柔性負載耦合系統(tǒng)的低階扭轉固有頻率；2）SADA電脈沖信號的輸入頻率及其高階諧波。本研究所得的結論具有一定的工程應用價值。

[1] 孟光, 周徐斌, 苗軍. 航天重大工程中的力學問題[J]. 力學進展,2016, 46(1):267-322.

[2] 龐世偉, 潘騰, 毛一嵐,等. 某型號衛(wèi)星微振動試驗研究及驗證[J].航天器環(huán)境工程, 2016, 33(3):305-311.

[3] 陳亞梅. 應用形狀記憶合金的太陽帆板的振動控制[J]. 機械工程與自動化, 2010(1):173-175.

[4] Chen J P, Cheng W. Low-frequency compensation of piezoelectric micro-vibration test platform[J]. Tehnicki Vjesnik-Technical Gazette, 2016, 23: 1251-1258.

[5] 朱仕堯, 謝燕, 雷勇軍. 太陽能電池陣跟蹤驅動過程擾振特性分析[J]. 國防科技大學學報, 2014(1):27-33.

[6] Chen J P, Cheng W, Li M. Modeling, measurement and simulation of the disturbance torque generated via solar array drive assembly[J]. Science China Technological Sciences, 2017:1-17.

Measurement and Analysis of the Disturbance Torque Generated via Solar Array Drive Assembly

CHEN Jiang-pan，WANG Dong，LIU Yan，ZHANG Wei-wen，LIU Yi
(Beijing Institute of Electronic System Engineering, Beijing 100854)

For investigating the disturbance torque aroused via solar array drive assembly (SADA), a set of ground measurement system is designed in this work, which is composed of strain-effect microvibration measurement platform, flexible load and gravity unloading device used to simulate the nongravity working environment of SADA running on orbit. The working principle of the ground measurement system is demonstrated and the experimental measurement is carried out on the basis of the designed measurement system. All the results show that, the disturbance frequency of the disturbance torque aroused by SADA driving a flexible system is mainly consisting of two parts: 1) the low order torsional natural frequency of the coupling structure; 2) the input frequency of the digital pulse signal and its harmonics.

solar array drive assembly; disturbance torque; strain-effect micro-vibration measurement platform; flexible load; gravity unloading device

TH113.1；V414

A

1004-7204(2017)04-0139-04

陳江攀（1988.04），男，博士，研究方向：結構動力學。