微纳卫星在轨制造组装结构和释放机构设计

2021-04-14吉彦超陈有梅张科科

载人航天 2021年1期

王玮，吉彦超，陈有梅，张科科

(上海微小卫星工程中心，上海201203)

1 引言

随着微纳卫星产业迅猛发展、数量激增，与之匹配的发射问题日益凸显。微纳卫星一般需要搭载发射或者一箭多星发射，发射机会少，等待时间长，灵活性受限，不利于微纳卫星快速发射部署的需求，严重限制了微纳卫星的发展。未来战争和应急救灾具有突发性强、持续时间短等特点，需要紧急部署具有一定功能的微纳卫星来满足军事和民用要求。中国近地轨道空间站即将建成，为微纳卫星在轨制造创造了条件。微纳卫星在轨制造可以突破发射限制，消除对火箭的依赖，实现按需制造，满足紧急部署和快速响应需求。微纳卫星在轨制造-在轨组装-在轨释放的研制模式，无需地面组织发射，能够在短时间内按需建立起基本的空间微纳卫星系统，供作战和救灾使用，成本低、效率高是实现空间应急响应的有效途径。

目前，国内外针对空间站在轨制造技术开展了大量研究。NASA是最早开展在轨制造技术研究的机构，于2016年3月将首台商用增材制造设备(Additive Manufacturing Facility，AMF)送入国际空间站。AMF采用FDM作为成型工艺，打印区为140 mm×100 mm×100 mm，可以在轨制造出与地面制造拉伸强度、弯曲强度一致的微纳卫星零部件。NASA兰利研究中心围绕金属零件的空间在轨制造开发了一套轻型便携式设备，以EBF3作为成型工艺，可在轨制造尺寸小于300 mm×300 mm×150 mm的铝合金、铝锂合金、钛合金卫星零部件。NASA支持的多材料制造实验室项目(Multi-material Fabrication Laboratory，Fab Lab)旨在研制可同时兼容多种类型材料的在轨制造平台，并在轨制造金属和电子元器件，为微纳卫星电连接器、电路板等组件产品的在轨制造拓展了思路。

在轨组装方面，德国航空航天中心DLR于2010年开始资助用于在轨卫星服务和装配的智能建造模块(iBOSS)项目。iBOSS项目的主要思想是将传统卫星平台分解为标准化的建造模块，利用空间机器人将建造模块在轨组装形成模块化可重构航天器。该思想开启了一种新型的微纳卫星研制模式，这种模式未来有望改变微纳卫星的构架设计格局，使得部件重用以及低成本、快速部署可维护的空间系统成为可能。iBOSS项目2018年开展了关键技术地面试验，2020年进行了在轨验证。

空间站释放方式经过2012-2013年的试验阶段，从2014年开始进入大规模应用阶段，呈现出迅速增长的应用趋势。目前，国际空间站使用的释放机构有3种:日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)研制的小卫星轨道释放装置J-SSOD、纳莱克斯公司研制的立方体卫星释放器NRCSD和NASA约翰逊航天中心(JSC)研制的Cyclops释放系统。

微纳卫星在轨制造需依托空间站进行，要在满足空间站的资源保障、工作环境、安全防护等方面需求的前提下开展，借助航天员或者空间机器人，将空间站发展成为空间基地，对在轨制造的微纳卫星进行在轨操作和组装。另外，目前微纳卫星的在轨发射与释放机构之间尚无通用化的标准接口，本文针对空间站在轨制造和在轨组装的特点，设计一种便于在轨制造的标准化、模块化的微纳卫星，以期实现在轨快速组装，并提出一种通用型的释放机构方案，以满足不同规格微纳卫星的在轨释放需求。

2 微纳卫星结构设计

标准化、模块化的卫星由若干结构独立的不同功能模块组成。模块化卫星中的各模块可以并行地加工、测试和试验，与通常的卫星相比，它具有接口简单、研制快捷、便于更换等特点。近年来，立方体卫星已成为标准化、模块化微纳卫星的发展主角。立方星是采用国际通用标准的微小卫星，以U为单位，1U体积为100 mm×100 mm×100 mm，质量一般不超过1.33 kg。根据任务的需要，可将立方星扩展为2U、3U、甚至16U或更大。

传统微纳卫星一般通过搭载发射，搭载的力学环境较为恶劣，在这种约束条件下设计、加工制作的卫星结构件对于在轨运行来讲是一个严重的过设计。此外，为了满足运载对卫星的频率要求，卫星发射过程中还需考虑结构的刚度，对结构进行局部加强，在轨制造的微纳卫星可以不考虑该因素，太空中的动载荷频率非常低，主要来自于卫星自身的机动，所以动刚度可以不作为在轨制造结构的约束条件。卫星结构件的在轨制造仅需要考虑在轨使用环境，无需考虑严酷的发射环境，从而可以制造更精巧精密的产品。

充分考虑目前国内外在轨制造设备的发展现状、尺寸限制以及航天员的工作环境，满足在轨制造的微纳卫星结构设计需综合考虑以下因素:

1)结构具有标准化、模块化特点，接口简单、便于更换，满足不同规格微纳卫星的在轨组装，从而满足不同航天任务的需求，实现功能灵活配置、任务灵活适应的目标；

2)结构简单，质量轻，便于航天员在有限的操作空间内通过增材制造设备制造；

3)空间站操作工具不如地面丰富，结构的人机工效学设计必须满足在轨人工参与操作的要求，应便于航天员装配和拆卸。

设计的在轨可制造微纳卫星以1U立方星、2U立方星和4U立方星作为标准模块单元，模块单元上设计了标准的连接机械接口、热接口和电接口，可以实现三维扩展，形成不同规格的微纳卫星。1U标准模块单元的尺寸为100 mm×100mm×100 mm，2U标准模块单元的尺寸为200 mm×100 mm×100 mm。4U标准模块单元的尺寸为200mm×200mm×100mm，通过5个1U标准模块单元、5个2U标准模块单元和3个4U标准模块单元形成的九宫格构型的微纳卫星如图1所示。

图1 九宫格微纳卫星Fig.1 Nine-rectangle-grid m icro-nanosatellite

2.1 标准模块单元组成

标准模块单元的次结构是卫星侧板，侧板上提供了标准化的接口，用于安装星内外的单机设备、粘贴体装太阳电池阵和安装标准模块单元之间的热接口和电接口。

卫星侧板采用纤维增强复合材料，可以通过中国自主研发的连续纤维增强复合材料太空3D打印装备实现在轨制造。

热接口和电接口通常通过大量高性能、高度集成的电子元器件的插拔连接实现，电子元器件由金属材料和非金属材料共同组成，可以通过混合材料在轨制造技术与卫星侧板进行一体化设计，也可以通过地面制造电子元器件的方式，与侧板插拔连接实现。

每个标准模块单元由主结构和次结构组成。不同规格的标准侧杆和标准接头形成主结构框架，为次结构和其他分系统、设备提供支撑。星上所有分系统和设备均以主结构为边界条件进行设计，形成一个标准模块单元。标准侧杆和标准接头的尺寸均满足空间站在轨制造需求，可以通过增材制造设备在轨打印制造。

1U标准模块单元的构型和尺寸如图2所示。1U标准模块单元主要由侧杆、三头接头、结构板组成，接头通过沉头螺钉与侧杆相连，相对应的一侧接头采用镜像设计的原则，尽量减少零件种类，提高相同零件的复用率，如图3所示。

2U标准模块单元的构型和尺寸如图4所示。2U标准模块在1U的基础上增加了另一种类三头接头和侧杆，这2类结构件用于2U标准模块的中段，采用螺钉连接的方式实现结构部件的可靠连接，如图5所示。

图2 1U标准模块单元构型Fig.2 Configuration of 1U standard module unit

图3 侧杆及三头接头Fig.3 Sidebar and triple joint

图4 2U标准模块单元构型Fig.4 Configuration of 2U standard module unit

图5 侧杆2及三头接头2Fig.5 Sidebar 2 and triple joint 2

4U标准模块单元的构型和尺寸如图6所示。4U标准模块在2U的基础上又增加了另一种类接头，接头用于4U标准模块的中段，采用螺钉连接的方式实现结构部件的可靠连接，如图7所示。

图6 4U标准模块单元构型Fig.6 Configuration of 4U standard module unit

图7 四头接头Fig.7 Quadruple joint

所有标准模块内部通过螺钉将主结构和次结构连接成为一个整体。考虑航天员在空间微重力环境下的工作能力及影响因素，为防止紧固件飘落在空间站内而引起安全隐患，标准化结构零件之间螺钉装配是重复性工作，航天员可操作小型空间机器人，实现标准零件之间的自动螺钉装配。随着在轨制造设备打印尺寸的升级，主结构可以采用在轨一体化加工成型的方式实现。

航天员在轨操作增材制造设备要求材料必须安全无毒、无挥发，结合目前在轨增材制造设备研究现状，标准侧杆和标准接头可以采用聚乳酸、铝合金或者钛合金材料。

组成1U、2U和4U标准模块单元的侧杆和标准接头数量汇总见表1。

表1 4标准模块单元构成Table 1 Composition of 4U standard module unit

2.2 接口设计

标准模块之间通过弹簧锁珠的方式进行锁紧连接，如图8所示。弹簧锁珠是标准件，装在标准接头的定位孔里。航天员只需将2个标准模块单元的定位轴与定位孔对准，并进行推压插入，定位轴触发定位孔内的锁紧珠，使锁紧珠卡入定位轴的圆槽内，即可完成安装。拆卸只需反向拔出即可。卫星在轨组装无需经历火箭发射主动段的力学环境，弹簧锁珠提供的横向锁紧力足以满足卫星的在轨正常运行。

图8 弹簧锁珠示意图Fig.8 Diagram of spring lock ball

每种标准模块单元的6个面上均可以提供接口尺寸为76mm×92mm的弹簧锁珠的对接面，实现横向扩展、纵向扩展、双向扩展、三向扩展等，实现结构的三维对接与扩展。同时，通过合理设计电连接器和热控组件的位置，在弹簧锁珠锁紧同时实现电接口和热接口的连接。

通过标准化、模块化的设计思想，将微纳卫星拆分成若干个标准模块单元，布局和组装更为便捷，单颗微纳星具备n×U模块的容纳空间，可以实现n×U标准的多元异构组件的空间灵活配置，极大地提升了微纳卫星对多种任务的适应性；通过标准化的接口设计，可以保证各标准模块单元内部设计约束的耦合度和集成度，同时标准模块单元对外接口的一致性使得构型可以三维扩展，降低外部接口的复杂程度，便于开展在轨组装，微纳卫星得以在空间、质量和功耗等各个方面得到延展，快速适应不同任务需求。

3 释放机构设计

微纳卫星完成在轨组装后，需借助释放机构提供分离速度，从空间站释放。为便于航天员在轨操作，要求释放机构结构简单、外形小巧、装配简单、功耗低、方式可靠，传统释放机构的连接固定大多采用纯机械结构的固定机构，在实施过程中对精度的要求极高，增加了装配的难度，从航天员的在轨作业体力消耗方面考虑，不利于航天员在轨操作，因此，有必要参照以往成熟设计，设计一种符合空间站在轨释放特点的释放机构。

3.1 工作原理

释放机构由底板、卫星转接板、连接锁紧机构、分离弹簧和电源组成，其中连接锁紧机构是释放机构中的关键连接件，由压板、销轴、底座和电磁系统组成。连接锁紧机构分布在释放机构的4个角上，以电磁力作为驱动源，实现连接与解锁，两组分离弹簧在释放机构上对称分布，保证分离过程的一致性，如图9所示。

图9 释放机构组成Fig.9 Com position of releasemechanism

分离前，释放机构通过卫星转接板上的机械接口与卫星连接在一起，释放机构不加电，连接锁紧机构中有一对永磁体相互作用产生电磁吸力，实现压板和底座之间的无功耗静态连接，压板和底座锁紧在一起的同时压住卫星转接板，从而将微纳卫星和释放机构连接在一起，此时分离弹簧处于压缩状态。当微纳卫星需要进行分离时，对释放机构加电，连接锁紧机构中的通电电磁线圈之间产生电磁斥力，克服原有的永磁体之间的电磁吸力，压板在斥力的作用下绕销轴弹开，与底座分离，同时弹簧恢复自然长度，提供分离冲量，卫星进行释放。分离过程中，压板和卫星转接板之间是运动耦合系统，需确保压板转动和卫星转接板在移动过程中无任何接触碰撞，满足初始分离速度及分离姿态要求，保证卫星的可靠分离。分离过程如图10所示。

图10 分离过程Fig.10 Separation process

3.2 机构设计

3.2.1 连接锁紧机构设计

连接锁紧机构是释放机构最重要的组成部分，负责卫星的支撑、锁定和解锁。为保证释放机构的可靠性，需要充分考虑机构的机械强度。在结构简单紧凑、预紧力施加方便、解锁可靠性高的前提下，实现在分离前能够保证卫星和释放机构牢固地连接在一起。连接锁紧机构由压板、销轴、轴承、底座和电磁系统组成，其中，钛合金压板与钛合金底座之间采用钛合金销轴连接，其间采用聚四氟乙烯轴承支撑，电磁系统嵌式安装在压板和底座的内部，锁紧状态和解锁状态如图11所示。

图11 锁紧和解锁状态Fig.11 Locking and unlocking stat us

当微纳卫星和释放机构处于静态连接锁紧状态时，机构中的一对电磁线圈不通电，仅有一对永磁体相吸，将压板和底座锁紧在一起，同时压板压住卫星，实现卫星与释放机构的连接。分离前，电磁线圈通电，压板和底座在线圈间斥力的作用下分离，压板弹开，卫星转接板与卫星同时和释放机构分离。

3.2.2 分离弹簧设计

解锁后卫星的分离释放是发射分离的关键过程，压缩螺旋弹簧是目前微纳卫星常用的分离装置，负责卫星的支撑和推送，具有结构简单、安装方便、分离可靠性高等特点。由于不可能制造出理想的、性能和参数完全一致的弹簧钢丝，所以螺旋弹簧力的方向通常与其几何轴线并不严格相符。为了提高分离的精确性，在弹簧外面罩上一组套筒，利用弹射分离推杆，可以减小弹簧侧向分力以及相对于其轴线的力矩对分离的影响。分离弹簧组件主要由内筒端帽、导向内筒、导向外筒、锁紧螺栓和弹簧构成，如图12所示。

内筒端帽和导向内筒通过螺纹连接在一起。根据卫星质量和卫星分离速度计算出弹簧的压缩量。弹簧压缩后通过锁紧螺栓锁紧。将微纳卫星与连接锁紧机构连接后，取下锁紧螺栓，弹簧仍处于压缩状态。钩索释放机构的钩子释放约束以后，弹簧恢复自然长度向上弹开，推动内筒端帽和导向内筒向上滑动，将卫星推出。内筒端帽起着支撑卫星的作用。导向外筒底部通过M4螺钉与底板相连。