“太原号”立方星气动增阻辅助离轨帆装置①

陈 昊,徐 超,2,王海军,吕明帅

(1. 西北工业大学航天学院 ,西安 710072;2.西北工业大学青岛研究院,青岛 266200;3.山东航天电子技术研究所,烟台 264003)

0 引言

立方星,尤其是低轨道立方星具有星地延迟小、路径损耗小、成本低、研发周期短等特点,在军用以及民用航天中获得了广泛的应用[1-2]。 但是,立方星体积较小,携带燃料有限,其工作时间也往往很短。 在到达工作寿命后若不能及时离轨,将成为严重威胁其他在轨航天器安全的空间垃圾,且废弃立方星体积小,对于空间碎片监测能力也有提出了较高的要求[3]。

卫星在轨飞行阻力与环境大气层的密度、阻力系数及卫星面积成正比。 因此,气动增阻离轨帆技术非常适合低轨道微纳卫星的离轨。 在卫星达到寿命末期后,展开一面积较大的帆膜,增大卫星面质比,从而增大卫星在轨飞行时受到的大气阻力,给予卫星一个速度增量,使卫星飞行速度减慢,促使其轨道衰减,加速卫星坠落到大气层内烧毁。

英国“萨里”空间中心实施了卫星快速离轨试验项目“Deorbit Sail”[4-5],该项目在3U 立方星上安装了5 m×5 m 的阻力帆并于2015 年7 月10 号成功将其发射入轨。 美国国家航空航天局(NASA)研制的NanoSail-D2[6]阻力帆展开面积为10 m2,于2011年1 月20 号实现在轨展开。 加拿大多伦多大学空间飞行实验室设计的CanX-7[7]卫星离轨系统由四个三角形阻力帆装置组成,总展开面积为4.25 m2,于2016 年9 月发射入轨,2017 年5 月展开阻力帆。AEOLDOS(Aerodynamic End of Life DeOrbit System)[8-9]阻力帆装置由英国格拉斯哥大学与德国慕尼黑工业大学联合研制,大小为0.4U(10 cm×10 cm×4 cm),理论上可携带帆膜最大面积为3 m2。 PWSat2 卫星上的阻力帆装置由波兰华沙理工大学研制,采用旋转式展开方法。 阻力帆装置的体积小于1U,帆膜展开面积为4 m2,帆膜选用厚5 μm 的迈拉(Mylar)聚酯薄膜,PW-Sat2[10-11]卫星于2018 年发射入轨。 近年来,国内南京理工大学、北京理工大学、天仪研究院等单位也开展了气动增阻离轨帆的研制[12-13]。

“太原号”八一03 星是由太原市教育局联合中国航天科技国际交流中心发起,太原市进山中学学生全程参与研制的科普立方星,主要用于开展天体遥感观测、对地观测、天地协同编程教育等实验,同时搭载了“孩子的声音上太空”大型公益活动芯片,为青少年学生提供航天科普和教育实践平台[14]。

本文针对八一03 星的寿命末期离轨要求,设计了一种模块化立方星辅助离轨帆装置。 首先,确定了微纳卫星辅助离轨帆结构的总体方案,设计了微纳卫星辅助离轨帆的具体结构形式、帆膜折叠方式以及锁定解锁方案;其次,制作了实验样机进行地面展开实验以验证离轨帆结构及展开方式的合理性,完成了机加工样机并进行了真空热循环试验,以验证离轨帆装置在空间热环境下的可靠性;进行了正弦扫频试验、随机振动试验以及冲击试验,验证了离轨帆装置在运输、发射力学环境中的可靠性。 最后,2020 年11 月6 日,所设计的离轨帆搭载“太原号”八一03 星圆满完成了发射入轨。

1 离轨帆结构方案设计

本文所设计的离轨帆装置的结构示意图如图1所示,主要由侧板、驱动组件、解锁组件、帆膜储箱及帆膜等构成,离轨帆主体结构材料为铝合金。 由于“太原号”八一03 星额外搭载空间有限,离轨帆结构设计较为紧凑,整个离轨帆装置收纳状态下搭载空间仅为80 mm×80 mm×58 mm,质量不超过400 g。

图1 辅助离轨帆装置结构主要部件及装配关系(1.侧板,2.解锁组件,3.驱动组件,4.帆膜储箱)Fig.1 The main components and assembly relations of the drag sail device structure (1.Baffle plate,2.Unlock components,3.Drive components,4.Membrane storage device)

如图2 所示,“太原号”立方星辅助离轨帆装置的具体展开过程为:

图2 辅助离轨帆装置工作示意图Fig.2 Schematic diagram of the working state of the drag sail device

1)“太原号”立方星工作到达寿命末期,由星载计算机或地面控制站发出释放指令;

2)接收到释放指令后,离轨帆装置的电控系统工作,给侧板解锁装置通电,热刀烧断纤维线,侧板打开,释放帆膜;

3)完成侧板解锁后,离轨帆装置的电控系统给转轴解锁装置通电,热刀烧断纤维线,锁紧夹块弹开,释放中心转轴的转动自由度;

4)处于高能状态的卷尺弹簧开始工作,在应变能作用下,卷尺弹簧向外运动,同时带动帆膜储箱中的膜展开。

1.1 驱动组件设计

驱动组件由中心转轴、卷尺弹簧、压紧机构等组成,具体如图3 所示。 该组件包括4 根卷尺弹簧,其作为离轨帆装置帆膜展开的驱动源,在释放约束后,靠其自身存储的应变能带动帆膜展开,实现辅助离轨。

图3 辅助离轨帆装置驱动组件主要部件及装配关系(1.中心转轴,2.卷尺弹簧,3.压紧机构)Fig.3 The main components and assembly relations of the drive mechanism of the drag sail device (1.Shaft,2.Tape measure,3.Compression mechanism)

离轨帆装置有4 个相同的压紧机构,压紧机构的作用主要是防止中心转轴误解锁导致卷尺在储箱内部膨胀卡死,同时对卷尺的运动起到一定的导向作用。 每个压紧机构由转轴、压紧臂、滚筒和扭簧等组成,在扭簧的作用下滚筒压在卷尺侧面,压紧机构通过扭簧和压板给卷尺弹簧一个向心压力,当卷尺展开时起到导向作用,并能防止卷尺弹簧的膨胀,压紧端用滚筒式设计将滑动摩擦变为滚动摩擦,减少阻碍卷尺弹簧展开的摩擦力。

1.2 解锁组件设计

解锁装置作为离轨帆的重要组成部分,其主要作用有两个:第一个作用是在未工作状态,保持卷尺弹簧的储能状态,避免其在航天器发射过程中及航天器上其余载荷工作时展开干扰航天器的正常工作,同时保证将帆膜收纳于离轨帆装置内部,防止其受到损伤;第二个作用是在工作状态即接收到星载计算机或地面控制站工作指令后,解除对卷尺弹簧以及帆膜的限制,卷尺弹簧展开同时带动帆膜展开。

解锁装置如图4 所示,该组件包括侧板锁定解锁机构和转轴锁定解锁机构。 离轨帆解锁采用熔断式解锁,相比于传统的机械式解锁装置,熔断式解锁装置具有结构简单、可靠性高的特点。 整个解锁装置包括弹簧、锁紧夹块、纤维绳以及热刀。

图4 辅助离轨帆装置解锁组件主要部件及装配关系(1.热刀,2.锁紧夹块,3.弹簧,4.轴承)Fig.4 The main components and assembly relations of the unlocking mechanism of the drag sail device (1.Hot knife device,2.Lock clamp,3.Spring,4.Bearing)

整个离轨帆装置的解锁流程为:离轨帆装置收到星载计算机或者地面工作站的工作指令时,解锁装置开始工作,热刀通电熔断热敏纤维,弹簧推动锁紧夹块弹开使得中心轴转动自由度得以释放,卷尺弹簧开始向外运动,带动帆膜展开。

电路板模型如图5 所示。 热刀装置由两个相同的贴片电阻并联而成,接通电源后,贴片电阻发热将Dynnema 纤维熔断,两个并联的电阻互为备份,用以保证热刀的工作可靠性。 绑线从两枚贴片电阻的上方穿过,与两枚电阻接触后预紧。

图5 离轨帆热刀设计模型(1.绑线,2.PCB 基板,3.贴片电阻)Fig.5 Model of the hot knife(1.Binding wire,2.PCB board,3.Chip resistor)

考虑到离轨帆装置在卫星寿命末期开始工作,此时卫星星载电源经过长时间工作后可能无法稳定提供12 V 电源,因此设置试验电压下限为10.8 V,本文利用直流稳压电源模拟卫星供电,测得不同温度下的解锁时间如表1 所列。

表1 不同环境温度下热刀解锁试验结果Tab.1 Unlocking time of the hot knife at different temperatures

2 卷尺展开弯矩分析

离轨帆属于被动清理装置,展开过程不需要外部供能。 其展开的驱动力矩由弹性桅杆(卷尺弹簧)提供,本文通过Abaqus 有限元分析了卷尺弹簧缠绕收纳时提供展开弯矩的大小。

图6 卷尺弹簧弯曲示意图Fig.6 Schematic diagram of tape measure bending

本文选用市面上常见的卷钢尺作为分析对象。实验室测得卷钢尺部分截面参数:圆弧半径r=14.29 mm,圆心角θ=65°。 在有限元分析中选取卷钢尺长度L=100 mm。 卷尺弹簧材料为50#钢(热处理),其弹性模量E=210 GPa,泊松比μ=0.3。弹簧卷尺有限元模型如图7 所示。

图7 弹簧卷尺有限元模型Fig.7 Finite element model of tape measure

有限元计算中,在卷尺弹簧两端截面上施加转角,计算中截面的弯矩。 为保证卷尺弹簧处于纯弯曲状态,端截面上的所有节点通过MPC 与参考点相连,转角位移施加在参考点上。

图8 表示卷尺弹簧长度方向中截面弯矩随卷尺弹簧转角变化的关系图。

图8 弹簧卷尺弯矩-转角曲线Fig.8 Bending moment-angle curve of tape measure

由图8 可知,在转动角度较小时,中截面弯矩随着转角的增大迅速增大,转角增大到13°左右时,弯矩达到极值, 即卷尺弹簧的临界弯矩值为282.3 N·mm;弯矩到达临界点后,卷尺弹簧开始发生屈曲,弯矩值急剧下降并达到新的平衡状态;随着卷尺弹簧的转角继续增大,弯曲区域沿长度方向的曲率保持不变,弯曲区域弧长增加,中截面的弯矩保持不变,此时对应卷尺弹簧的展开弯矩。 根据图8 可知,有限元Abaqus 软件求解得卷尺弹簧的展开弯矩为66.6 N·mm。

3 帆膜折叠方式

帆膜能否顺利展开关系到离轨帆装置能否正常工作,因此帆膜的折叠也是离轨帆设计的一个关键技术。 Frog-leg 折叠方法以及Double accordion 折叠方法是三角形帆膜的两种主要折叠形式。

Frog-leg 折叠方法先沿着平行三角形区域的长边进行一系列的等距Z 形折叠,随后从长条状的中间部分向两侧开始进行一系列的不等距Z 形折叠以保证最终折叠体能够和帆膜储箱匹配,具体折叠方式如图9 所示。

图9 “Frog-leg”折叠方式以及相关展开试验Fig.9 “Frog-leg”folding method and relevant deployment test

Double accordion 折叠方法先沿着平行三角形区域的斜边垂向进行一系列的等距Z 形折叠,然后沿着平行于长条的宽度方向进行一系列的不等距Z形折叠,如图10 所示。

图10 “Double accordion”折叠方式Fig.10 “Double accordion”folding method

如图9 所示,相关试验表明利用Frog-leg 折叠方法折叠而成的帆膜在三角形长边区域出现局部凹陷无法完全展开,其展开效率比Double accordion 折叠方法低。 因此,本文选择Double accordion 折叠方法对帆膜进行折叠。

4 离轨帆地面展开及环境试验

为验证离轨帆结构设计方案的合理性,本文制作了离轨帆装置的原理样机并进行了地面展开试验。 实验迭代设计样机采用3D 打印技术制作,材料为PLA。 相较于机加工技术,3D 打印具有成本低,加工周期短的特点,适合进行迭代设计。

离轨帆结构3D 打印样机如图11 所示,离轨帆装置帆膜展开面积为1 m2。

图11 离轨帆3D 打印样机及地面展开试验Fig.11 3D printed drag sail device prototype and deployment test

本文进行了多次展开试验。 在试验中发现,压紧机构可以很好地起到导向作用,并能防止卷尺弹簧的膨胀,使得展开过程更为顺畅。 整个地面试验过程中离轨帆工作状况良好,没有出现卡死等情况,利用Double accordion 折叠方法折叠而成的帆膜在支撑杆驱动下展开状态良好。

空间环境是一个高真空、强太阳辐射的环境[15]。 因此,为了保证离轨帆装置的可靠性,必须在地面试验系统内进行真空热循环试验[16],进而评估离轨帆装置在空间热环境下的工作能力。 此外,为了验证离轨帆装置与相应火箭发射环境的兼容性以及运输过程的安全性,还需要对离轨帆机构进行发射环境测试,以确保离轨帆机构在发射振动载荷下的可靠性[17]。

完成“太原号”立方星增阻离轨帆装置机加工样件后,参照试验大纲,开展了验收级力学试验及热真空试验。 试验包括:真空热循环试验、正弦扫描振动试验、随机振动试验以及冲击试验,离轨帆地面试验典型工况如图12 所示。

图12 离轨帆地面试验平台Fig.12 The ground test platforms for drag sail device

在真空热循环试验以及力学环境试验后对离轨帆整机结构进行了结构完好性检测以及功能性试验。环境试验结果显示离轨帆装置设计合理可靠,在环境试验中能够保持结构完整性以及良好的功能性。

5 总结

本文针对“太原号”八一03 星离轨要求设计了一种模块化立方星增阻离轨帆装置,主要工作包括:

1)确定“太原号”八一03 星辅助增阻离轨帆装置的总体方案。 离轨帆结构主要由侧板、驱动组件、解锁组件、帆膜储箱及帆膜等构成。 离轨帆装置通过压紧机构防止中心转轴误解锁导致卷尺在储箱内部膨胀卡死,同时对卷尺的运动起到一定的导向作用。 解锁装置采用熔断式解锁,由弹簧,锁紧夹块,纤维绳,热刀组成,通过控制侧板以及中心轴的转动实现对离轨帆结构的控制。

2)利用Abaqus 有限元软件分析了卷尺弹簧弯曲时的位移—弯矩曲线,获得了卷尺弹簧的临界屈曲载荷以及展开弯矩的大小。

3)利用3D 打印技术进行了迭代设计并完成了机加工的样机制作,进行了地面熔断解锁试验以及地面展开试验,验证了离轨帆装置结构设计的合理性及可靠性。

4)完成了离轨帆装置主体结构的机加工以及装配,开展验收级力学试验及热真空试验,验证了离轨帆在真空热环境以及运输、发射力学环境下的可靠性。

5)完成了“太原号”八一03 星与辅助增阻离轨帆装置的集成以及成功发射入轨,目前在轨状态良好。