专利名称：一种太阳电池阵驱动机构的无应力安装方法
技术领域：
本发明涉及卫星等航天器用的太阳电池阵驱动机构的安装方法。
背景技术：
太阳电池阵驱动机构是航天器结构和太阳电池阵之间的转动接口，是太阳电池阵 对日定向控制系统的执行机构。驱动机构接收驱动器提供的驱动控制信号，驱动太阳电池 阵转动，使太阳电池阵正面(贴太阳电池片)始终与太阳光射线垂直，以获取尽可能多的太 阳能，为航天器提供电能；太阳电池阵发出的电功率及电池阵上被测量的电信号通过驱动 机构的导电滑环输送到舱体内部。因此，在卫星等航天器研制过程中，太阳电池阵驱动机构 是一件事关成败的关键设备。在航天器装配过程中，如何实现太阳电池阵驱动机构的安装精度、如何实现太阳 电池阵与驱动机构的无应力对接等问题，是研制人员必须考虑、无法回避的问题。目前，卫 星等航天器对此项工作内容尚未进行系统的理论研究。太阳电池阵驱动机构的对接法兰面与太阳电池阵安装框架一起组成了太阳电池 阵的总装对接面，其总装对接面因为装配等因素与理论设计接口存在一定误差。而太阳电 池阵的装配则是以精度高的模拟墙(整体机械加工)为基准完成的，在太阳电池阵完成装 星后，因为接口误差，必然引入装配应力施加在太阳电池阵驱动机构上。
发明内容
为了解决航天器装配过程中太阳电池阵驱动机构的安装精度、实现太阳电池阵与 驱动机构的无应力对接等问题，本发明的目的在于提供一种太阳电池阵驱动机构的无应力 安装方法。本发明提供了一种太阳电池阵驱动机构的无应力安装方法，用来解决上述技术 问题。为了达到上述发明目的，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是—种太阳电池阵驱动机构的无应力安装方法，其特征在于通过调整太阳电池阵驱动机构安装板[1]或者对太阳电池阵驱动机构 安装板[1]上的垫片进行铲刮，保证太阳电池阵驱动机构安装平面的平面度优于 0. 02mm/100mmX 100mm,保证太阳电池阵驱动机构与基准轴的水平度或垂直度优于 0. 05mm ；通过与太阳电池阵驱动机构产品外形相仿、精度比产品提高1/3以上的太阳电池 阵驱动机构模拟工装[3]安装在星体上间接保证太阳电池阵驱动机构产品在相应安装板 上的空间位置，太阳电池阵驱动机构模拟工装[3]并给以辅助测量功能；通过定位块[4]保 证太阳电池阵驱动机构产品的复位精度；太阳电池阵安装框架[5]以高精度的太阳电池阵驱动机构模拟工装[3]在航天器 中确定的空间位置为基准，调整或加工确定太阳电池阵安装框架位置度优于0 0. Imm,关于 驱动机构的对称度优于0. 1mm，太阳电池阵单个安装点的平面度优于0. 02mm、所有安装点形成平面的平面度优于0. 2mm ；所述太阳电池阵[6]在展开状态下，通过太阳电池阵的整体平移实现距离上的偏 差调整，通过太阳电池阵的转动、根部铰链展开弹簧的适应实现角度上的偏差调整，从而满 足太阳电池阵驱动机构[2]的无应力安装。本发明带来以下有益效果本发明太阳电池阵驱动机构的无应力安装方法，由于对所有相互关联的产品进行 了系统的分析，对各方的设计精度、工艺精度等进行了合理的分配。通过制作外形相仿、精 度提高的驱动机构模拟工装确定了产品在航天器上的空间位置，并给以辅助测量功能；通 过定位块保证复位精度，使产品装拆方便快捷。因此，本发明方法合理、操作可行，取得了安 装可靠、简单方便、适应性强等有益效果，应用前景广泛。
图1为本发明太阳电池阵驱动机构的无应力安装的结构示意图；图2为本发明太阳电池阵驱动机构模拟工装和定位块的示意图。图中标记为1.太阳电池阵驱动机构安装板、2.太阳电池阵驱动机构产品、3.太 阳电池阵驱动机构模拟工装、4.定位块、5.太阳电池阵安装框架、6.太阳电池阵。
具体实施例方式下面结合
本发明的优选实施例。对本发明的理论分析基础简介如下在太阳电池阵完成装星后，如果因总装对接面接口误差而引入且施加在太阳电池 阵驱动机构上的装配应力小于其许用装配应力，则可认为太阳电池阵驱动机构实现了无应 力安装。根据太阳电池阵驱动机构安装时六个自由度的要求，表1给出了太阳电池阵对偏 差进行的适应性分析。根据分析制定了下述的太阳电池阵驱动机构的无应力安装方法。表1太阳电池阵对BAPTA安装偏差的适应性分析
项目定义太阳电池阵对驱动机构安装偏 差适应性的分析a驱动机构对接中心与太阳电池阵安装框架压紧点在 X向上的距离及对称度太阳阵整体平移进行适应距离b驱动机构对接中心与太阳电池阵安装框架压紧点在 Y向上的距离通过太阳阵根部铰链进行适应C驱动机构对接中心与太阳电池阵安装框架压紧点在 Z向上的距离及对称度太阳阵整体平移进行适应α驱动机构的轴线与卫星YOZ平面之间的夹角产生微小的应力，但小于许用装配 应力角度β驱动机构对接法兰面的机械零位太阳阵整体转动进行适应Y驱动机构的轴线与卫星XOY平面之间的夹角通过太阳阵根部铰链进行适应
注上表中坐标标识根据各航天器的定义而定。本发明的太阳电池阵驱动机构的无应力安装方法由支承系统、导轨系统、吊挂系 统等组成，采用不锈钢圆管和球形接头形成的网架结构作为支承系统，采用不锈钢圆管冷 轧并抛光制成导轨系统，采用管形测力计作为吊挂系统来平衡吊挂物的重量，从而在地面 形成了零重力的模拟环境，用于航天器太阳电池阵和天线的展开试验。附图是本发明太阳电池阵驱动机构的无应力安装的结构示意图。如图1、2所示， 该方法包括太阳电池阵驱动机构安装板[1]须保证安装平面的平面度、与基准轴的水平度或 垂直度；太阳电池阵驱动机构产品[2]须保证自身的外形尺寸，通过与产品外形相仿、精度 提高的太阳电池阵驱动机构模拟工装[3]保证产品在相应安装板上的空间位置，通过定位 块[4]保证其复位精度；太阳电池阵安装框架[5]以高精度的太阳电池阵驱动机构模拟工 装[3]在航天器中确定的空间位置为基准，调整或加工确定其位置度、关于驱动机构的对 称度、太阳电池阵安装的平面度；太阳电池阵[6]在展开状态下，通过整体平移、转动等措 施实现与太阳电池阵驱动机构[2]的无应力对接。上述太阳电池阵驱动机构安装板[1]通过自身的调整、或者对太阳电池阵驱 动机构安装板上的垫片进行铲刮等手段，保证太阳电池阵驱动机构安装平面的平面度 优于0. 02mm/100mmX 100mm，保证太阳电池阵驱动机构与基准轴的水平度或垂直度优于 0. 05mm ；上述太阳电池阵驱动机构[2]的外形尺寸公差按GB1804_f级精度进行控制；须保 证在相应安装板上的空间位置，通过与太阳电池阵驱动机构产品外形相仿、精度比产品提 高1/3以上的太阳电池阵驱动机构模拟工装[3]安装在星体上间接保证太阳电池阵驱动机 构产品在相应安装板上的空间位置，太阳电池阵驱动机构模拟工装[3]并给以辅助测量功 能；通过定位块[4]保证太阳电池阵驱动机构产品的复位精度；上述太阳电池阵安装框架[5]以高精度的太阳电池阵驱动机构模拟工装[3]在航 天器中确定的空间位置为基准，调整或加工确定太阳电池阵安装框架位置度优于0 0. Imm, 关于驱动机构的对称度优于0. 1mm，太阳电池阵单个安装点的平面度优于0. 02mm、所有安 装点形成平面的平面度优于0. 2mm ；上述太阳电池阵[6]在展开状态下，通过太阳电池阵的整体平移实现距离上的偏 差调整，通过太阳电池阵的转动、根部铰链展开弹簧的适应实现角度上的偏差调整，从而满 足太阳电池阵驱动机构[2]的无应力安装。通过地面和空间的太阳电池阵展开、驱动机构转动等试验证明，本发明太阳电池 阵驱动机构的无应力安装方法合理、操作可行，达到了安装可靠、简单方便的目的。该方法 适应性强，较好地满足了实现太阳电池阵与驱动机构无应力对接的要求，对于航天器太阳 电池阵驱动机构具有重大的意义，对于航天器其它机构具有借鉴作用。
权利要求
1. 一种太阳电池阵驱动机构的无应力安装方法，其特征在于 通过调整太阳电池阵驱动机构安装板[1]或者对太阳电池阵驱动机构安装板[1]上的 垫片进行铲刮，保证太阳电池阵驱动机构安装平面的平面度优于0. 02mm/100mmX 100mm,保 证太阳电池阵驱动机构与基准轴的水平度或垂直度优于0. 05mm ；通过与太阳电池阵驱动机构产品外形相仿、精度比产品提高1/3以上的太阳电池阵驱 动机构模拟工装[3]安装在星体上间接保证太阳电池阵驱动机构产品在相应安装板上的 空间位置，太阳电池阵驱动机构模拟工装[3]并给以辅助测量功能；通过定位块[4]保证太 阳电池阵驱动机构产品的复位精度；太阳电池阵安装框架[5]以高精度的太阳电池阵驱动机构模拟工装[3]在航天器中确 定的空间位置为基准，调整或加工确定太阳电池阵安装框架位置度优于00. 1mm，关于驱 动机构的对称度优于0. 1mm，太阳电池阵单个安装点的平面度优于0. 02mm、所有安装点形 成平面的平面度优于0. 2mm ；所述太阳电池阵[6]在展开状态下，通过太阳电池阵的整体平移实现距离上的偏差调 整，通过太阳电池阵的转动、根部铰链展开弹簧的适应实现角度上的偏差调整，从而满足太 阳电池阵驱动机构[2]的无应力安装。
全文摘要
本发明涉及航天器领域。本发明的目的在于提供一种无应力安装方法，解决太阳电池阵与驱动机构的无应力对接等问题。其特征在于太阳电池阵驱动机构安装板[1]保证安装平面的平面度、与基准轴的水平度或垂直度；太阳电池阵驱动机构产品[2]通过与产品外形相仿、精度提高的太阳电池阵驱动机构模拟工装[3]保证产品在相应安装板上的空间位置，通过定位块[4]保证其复位精度；太阳电池阵安装框架[5]以高精度的太阳电池阵驱动机构模拟工装[3]在航天器中确定的空间位置为基准，调整或加工；太阳电池阵[6]在展开状态下，通过整体平移、转动等措施实现与太阳电池阵驱动机构[2]的无应力对接。本发明取得了方法合理、操作可行、安装可靠、简单方便、适应性强等有益效果。
文档编号B64G1/44GK102145753SQ20101010859
公开日2011年8月10日 申请日期2010年2月10日 优先权日2010年2月10日
发明者吴跃莺, 吴远波, 姚骏, 满孝颖 申请人:上海卫星工程研究所