哈尔滨理工大学工学硕士学位论文
剪叉式太阳翼展开机构设计及其可靠性研究
摘要
航天工程中，搭载着将太阳能转化为电能的太阳能电池阵列的太阳翼是航
天器必不可少的重要能源单机部件。为提高太阳翼的功率质量比，质量轻、收
纳比大的柔性太阳翼必然会是未来航天能源单机部件的主要发展方向。柔性太
阳翼自身不具备刚度，为此需要一套展开机构负责其展开、张紧与支承。该展
开机构在结构上需要保证柔性太阳翼能承受展开前严苛的力学环境；且需要在
卫星进行姿控运动和对日太阳翼驱动机构工作时提供足够的支承。
首先，基于在轨卫星对太阳翼的技术需求，经过对比分析提出剪叉式柔性
太阳翼展开机构整体设计方案。为满足航天工程对运动机构的需求给出展开机
构主体杆件及转动副的主体材料和结构形式，明确导向装置的构件设计及导向
绳材料属性；并分析端面四杆机构展开角对机构不对称度的影响规律，为后续
展开装置的刚度和强度分析提供基础。针对展开机构驱动力的问题对展开机构
进行静力学分析，得到了驱动杆1所需力矩与太阳翼展开机构末端力的等效比
的变化规律，为后续确定展开机构所需驱动力矩提供了参考。
其次，为满足太阳翼在轨运行时的力学性能要求，确定柔性太阳翼张紧装
置张紧力大小，避免卫星因姿控运动和对日太阳翼驱动机构运行时与太阳翼的
固有频率发生耦合导致结构失效。建立太阳能电池阵列与柔性太阳翼全结构有
限元模型，基于太阳能电池阵列与柔性太阳翼全结构的固有特性分析确定了张
紧力对太阳翼固有频率的影响和张紧装置的张紧力大小。
再次，为保证柔性太阳翼能抵抗展开前严苛的力学环境，针对柔性太阳翼
压紧机构进行详细的结构设计，通过压紧装置的压紧力对太阳能电池所能承受
的预应力大小进行了研究；基于压紧框架仿真分析确定最佳压紧点位置与框架
机构形式；基于振动试验对比分析确定了压紧装置中柔性聚酰亚胺泡沫的厚度，
进而完成柔性太阳翼压紧装置的设计。
最后，基于对柔性太阳翼张紧装置与压紧装置的优化设计，研制了剪叉式
柔性太阳翼展开机构原理样机；通过原理样机的展开试验确认柔性太阳翼功能
的完整性；为确保柔性太阳翼能承受火箭发射时火箭舱内恶劣的力学环境，针
对振动试验结果进行研究分析，验证展开机构结构的可靠性。
本研究对于柔性太阳翼的张紧装置与压紧装置结构设计具有参考意义，同
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时对于柔性太阳翼功率质量比的提升具有工程应用价值，为之后同类型太阳翼
的设计制造提供一定的参考。
关键词：柔性太阳翼；剪叉式展开机构；张紧装置；压紧装置；振动试验
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Scissor-typeflexiblesolararraysdeployment
mechanism
Abstract
Intheaerospaceengineering,thesolarwingequippedwithasolarcellarray
thatconvertssolarenergyintoelectricalenergyisanindispensableandimportant
energystand-alonecomponentforspacecraft.Inordertoimprovethepower-to-mass
ratioofthesolarwing,theflexiblesolarwingwithlightweightandlargestorage
ratiowillinevitablybethemaindevelopmentdirectionofthesing