空間對(duì)接機(jī)構(gòu)熱真空環(huán)境對(duì)接與分離試驗(yàn)技術(shù)研究

邱華勇，秦 彥，苑會(huì)領(lǐng)，劉剛峰(.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海009；.哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)器人技術(shù)與系統(tǒng)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱50080)

?

空間對(duì)接機(jī)構(gòu)熱真空環(huán)境對(duì)接與分離試驗(yàn)技術(shù)研究

邱華勇1，秦 彥1，苑會(huì)領(lǐng)1，劉剛峰2
(1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海201109；2.哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)器人技術(shù)與系統(tǒng)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱150080)

摘要:為了驗(yàn)證對(duì)接機(jī)構(gòu)在空間環(huán)境下的運(yùn)動(dòng)性能是否能滿足設(shè)計(jì)要求，在研制過程中必須進(jìn)行對(duì)接機(jī)構(gòu)熱真空環(huán)境下的對(duì)接與分離試驗(yàn)，試驗(yàn)方案的正確與否直接影響到航天器對(duì)接與分離的成敗。針對(duì)對(duì)接機(jī)構(gòu)在軌對(duì)接的工作過程，提出了利用飛輪模擬對(duì)接等效質(zhì)量的試驗(yàn)方案，并根據(jù)提出的方案研制了對(duì)接機(jī)構(gòu)熱真空對(duì)接試驗(yàn)臺(tái)，完成了對(duì)接機(jī)構(gòu)熱真空對(duì)接與分離試驗(yàn)。由試驗(yàn)結(jié)果可知，飛輪模擬等效質(zhì)量的技術(shù)方案有效可行，可保證對(duì)接機(jī)構(gòu)熱真空對(duì)接與分離試驗(yàn)圓滿完成。

關(guān)鍵詞:空間對(duì)接機(jī)構(gòu)；熱真空；對(duì)接與分離試驗(yàn)

1　引言

空間對(duì)接機(jī)構(gòu)是實(shí)現(xiàn)兩飛行器在軌進(jìn)行對(duì)接與分離的大型復(fù)雜空間機(jī)構(gòu)，為了驗(yàn)證對(duì)接機(jī)構(gòu)的環(huán)境適應(yīng)能力，暴露產(chǎn)品的設(shè)計(jì)與工藝問題，評(píng)定產(chǎn)品的工作性能[1]，保證對(duì)接機(jī)構(gòu)的可靠工作，必須在地面進(jìn)行空間環(huán)境熱真空試驗(yàn)，即在熱真空環(huán)境下進(jìn)行對(duì)接與分離試驗(yàn)。

對(duì)接機(jī)構(gòu)的熱真空對(duì)接與分離試驗(yàn)，是在熱真空環(huán)境下，進(jìn)行主、被動(dòng)兩對(duì)接機(jī)構(gòu)的對(duì)接與分離全過程的驗(yàn)證試驗(yàn)。由于熱真空環(huán)境試驗(yàn)設(shè)備(熱真空室)容積的限制，為了模擬在空間環(huán)境下的對(duì)接與分離試驗(yàn)，必須研制一種外形尺寸都縮小的試驗(yàn)臺(tái)[2]。依據(jù)功能需求，此試驗(yàn)臺(tái)還應(yīng)是能適應(yīng)熱真空環(huán)境、能模擬等效質(zhì)量以實(shí)現(xiàn)對(duì)接撞擊、能設(shè)定對(duì)接初始條件、能配合對(duì)接機(jī)構(gòu)工作過程的一臺(tái)試驗(yàn)裝置。國外已有類似的試驗(yàn)臺(tái)，稱之為空間局部小環(huán)境動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)臺(tái)或輕便動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)臺(tái)，可用于模擬對(duì)接機(jī)構(gòu)中心碰撞、傾斜碰撞等試驗(yàn)工況[3]。

本文介紹了我國對(duì)接機(jī)構(gòu)熱真空對(duì)接試驗(yàn)臺(tái)的技術(shù)方案，提出了具體的等效質(zhì)量模擬方法、六自由度運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)方案，經(jīng)過了試驗(yàn)驗(yàn)證，并結(jié)合實(shí)際試驗(yàn)情況，對(duì)試驗(yàn)方案進(jìn)行了評(píng)價(jià)和建議。

2　熱真空對(duì)接試驗(yàn)臺(tái)技術(shù)方案

對(duì)接機(jī)構(gòu)熱真空對(duì)接試驗(yàn)臺(tái)，既要能實(shí)現(xiàn)主、被動(dòng)兩對(duì)接機(jī)構(gòu)的對(duì)接與分離試驗(yàn)，同時(shí)又要能適應(yīng)現(xiàn)有真空罐容積等條件限制，外形要求盡量小。其主要功能要求如下:1)能夠模擬對(duì)接的兩個(gè)飛行器的質(zhì)量等效；2)能夠設(shè)定一定的對(duì)接初始條件，即能設(shè)置一定的俯仰偏航或滾轉(zhuǎn)初始對(duì)接姿態(tài)，能夠?qū)崿F(xiàn)一定的初始對(duì)接速度；3)能消除重力對(duì)對(duì)接與分離過程的影響；4)能夠?qū)崿F(xiàn)主、被動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)的對(duì)接碰撞、捕獲、緩沖、校正、拉近、剛性連接與密封、分離全過程。

為了實(shí)現(xiàn)等效質(zhì)量的模擬，同時(shí)尺寸要足夠小，需利用飛輪來將旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)轉(zhuǎn)換為直線運(yùn)動(dòng)。試驗(yàn)臺(tái)技術(shù)方案如圖1所示。整個(gè)試驗(yàn)臺(tái)分為上下兩部分，主動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)倒置安裝于上半部分，被動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)安裝于下半部分的移動(dòng)平臺(tái)上，移動(dòng)平臺(tái)上具有對(duì)接初始姿態(tài)設(shè)定機(jī)構(gòu)，俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)均能設(shè)定，能模擬一定的對(duì)接初始偏差。移動(dòng)平臺(tái)通過鋼索吊掛重量平衡砝碼實(shí)現(xiàn)重力平衡，下移動(dòng)平臺(tái)整體由飛輪轉(zhuǎn)動(dòng)通過滾珠絲杠實(shí)現(xiàn)一定的對(duì)接速度，其中通過計(jì)算和調(diào)整飛輪的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量來實(shí)現(xiàn)一定的對(duì)接等效質(zhì)量模擬。試驗(yàn)臺(tái)上半部分安裝設(shè)置有六維力傳感器，可用于測量對(duì)接碰撞時(shí)的力及力矩。試驗(yàn)臺(tái)能實(shí)現(xiàn)六自由度運(yùn)動(dòng)，其中移動(dòng)平臺(tái)上姿態(tài)設(shè)定機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)俯仰偏航滾轉(zhuǎn)和橫向運(yùn)動(dòng)，飛輪實(shí)現(xiàn)縱向運(yùn)動(dòng)。對(duì)接過程中，在主動(dòng)對(duì)接環(huán)上設(shè)置彈簧吊掛裝置，用于平衡對(duì)接捕獲環(huán)的重量，模擬空間失重對(duì)接。

圖1　對(duì)接機(jī)構(gòu)熱真空對(duì)接試驗(yàn)臺(tái)原理示意圖Fig. 1 Schematic diagram of the thermal vacuum docking test station

3　等效質(zhì)量模擬原理

對(duì)接等效質(zhì)量計(jì)算的依據(jù)是兩對(duì)接飛行器的質(zhì)量數(shù)據(jù)，追蹤飛行器的質(zhì)量為m1，目標(biāo)飛行器的質(zhì)量為m2。在用這類試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)，通常是模擬中心碰撞[2]，即可假定對(duì)接是對(duì)中的，即兩個(gè)飛行器的對(duì)接速度v1和v2在對(duì)接前與飛行器質(zhì)心的連線方向一致。根據(jù)動(dòng)量守恒定律，對(duì)接飛行器的速度關(guān)系如式(1):

由此得出對(duì)接后兩飛行器的速度如式(2):

兩飛行器對(duì)接過程所需能量A =對(duì)接前的能量-對(duì)接后的能量，如式(3):

整理式(3)可得式(4):

依據(jù)熱真空對(duì)接試驗(yàn)臺(tái)的技術(shù)原理，考慮采用大導(dǎo)程滾珠絲杠副，飛輪轉(zhuǎn)動(dòng)通過滾珠絲杠轉(zhuǎn)化為下平臺(tái)的上下移動(dòng)，且采用重力平衡和潤滑小摩擦技術(shù)，可忽略下平臺(tái)移動(dòng)時(shí)的摩擦耗能，則對(duì)接過程所需能量如式(5):

式中，AR為飛輪旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動(dòng)能量，AT為下平臺(tái)直線移動(dòng)部分的運(yùn)動(dòng)能量，分別滿足公式(6)、(7)。

式中，JR為飛輪的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；ωR為飛輪的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度；nR為飛輪的轉(zhuǎn)速。mT為移動(dòng)平臺(tái)總質(zhì)量，包括下移動(dòng)平臺(tái)、被動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)和重力平衡砝碼。

假定8 t與8 t的兩飛行器對(duì)接，則對(duì)接等效質(zhì)量mCT= 4000 kg，假定下平臺(tái)加被動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)的質(zhì)量為750 kg，重力平衡砝碼亦為750 kg，則mT= 1500 kg，l = 0. 05 m，則飛輪轉(zhuǎn)動(dòng)慣量為JR= 1583. 143×10-4kg˙m2。通過調(diào)節(jié)不同的飛輪轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，可以模擬不同的對(duì)接等效質(zhì)量。

對(duì)接機(jī)構(gòu)的分離過程，可以理解為對(duì)接的逆過程。通常對(duì)接機(jī)構(gòu)分離過程是:鎖鉤解鎖，鎖鉤解除約束后，在兩飛行器對(duì)接面之間的分離推桿的作用下，兩飛行器實(shí)現(xiàn)分離。分離推桿采用無控彈簧式，初始分離力與最終分離力為某一固定值。分離推桿的總能量為兩飛行器分離時(shí)的唯一能量供給，在分離推桿確定的情況下亦為一固定值。即依據(jù)前公式(5)，則A為分離推桿總能量，可知在該試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行分離試驗(yàn)?zāi)艿玫絻娠w行器分離速度，若在不考慮下平臺(tái)摩擦影響，在此等效模擬質(zhì)量下分離速度應(yīng)與真實(shí)一致。

4　熱真空對(duì)接與分離試驗(yàn)情況

4. 1 試驗(yàn)概況

神舟八號(hào)飛船主動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)和天宮一號(hào)目標(biāo)飛行器被動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)，于2009年10—11月，進(jìn)行了初樣鑒定級(jí)熱真空對(duì)接與分離試驗(yàn)。試驗(yàn)過程中，通過控制紅外籠及紅外燈陣系統(tǒng)，施加到對(duì)接機(jī)構(gòu)及熱真空對(duì)接試驗(yàn)臺(tái)上的熱流，來實(shí)現(xiàn)對(duì)接機(jī)構(gòu)及熱真空對(duì)接試驗(yàn)臺(tái)的溫度要求。試驗(yàn)在某空間環(huán)境模擬室(即真空罐)內(nèi)進(jìn)行。對(duì)接機(jī)構(gòu)熱真空對(duì)接試驗(yàn)臺(tái)如圖2，主、被動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)均已安裝至其內(nèi)部，整體準(zhǔn)備吊入真空罐，紅外燈陣及紅外籠在罐內(nèi)安裝完畢的狀態(tài)如圖3。

圖2　熱真空對(duì)接試驗(yàn)臺(tái)在真空罐外Fig. 2 Thermal vacuum docking test station outside the vacuum chamber

圖3　紅外籠及燈陣安裝完畢的罐內(nèi)狀態(tài)Fig. 3 Thermal vacuum docking test station inside the vacuum chamber with infrared lamp array

4. 2 環(huán)境條件設(shè)定

試驗(yàn)為鑒定級(jí)熱真空試驗(yàn)，試驗(yàn)中通過紅外燈陣系統(tǒng)等多方式聯(lián)合來實(shí)現(xiàn)對(duì)接機(jī)構(gòu)產(chǎn)品溫度，試驗(yàn)共完成6. 5次高低溫循環(huán)。試驗(yàn)過程對(duì)接機(jī)構(gòu)控溫點(diǎn)的溫度均達(dá)到要求值(高溫端0～4℃之間，低溫端- 4～0℃之間)，且均勻性良好，罐內(nèi)真空度滿足試驗(yàn)要求。

4. 3 等效模擬效果分析

本次試驗(yàn)共完成主被動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)的不同初始條件的對(duì)接74次，其中剛性連接與分離31次，試驗(yàn)臺(tái)全過程工作狀態(tài)良好。為了進(jìn)一步說明試驗(yàn)臺(tái)對(duì)接與分離等效模擬的真實(shí)性，選擇與氣浮式對(duì)接分離試驗(yàn)臺(tái)的試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，分析對(duì)接機(jī)構(gòu)在相同工況下的工作實(shí)現(xiàn)情況。氣浮式對(duì)接與分離試驗(yàn)臺(tái)如圖4，為物理模擬試驗(yàn)臺(tái)，8 t對(duì)8 t飛行器真實(shí)質(zhì)量模擬，高精度實(shí)現(xiàn)對(duì)接與分離過程，氣浮式摩擦影響小，對(duì)接模擬真實(shí)度較高。此次熱真空對(duì)接試驗(yàn)臺(tái)模擬亦為8 t -8 t等效對(duì)接。

圖4　氣浮式對(duì)接與分離試驗(yàn)臺(tái)Fig.4 The docking buffer test bed(air floated platform)

在對(duì)接試驗(yàn)對(duì)比中，選擇對(duì)接縱向力(軸向力)參數(shù)進(jìn)行對(duì)比，考核對(duì)接機(jī)構(gòu)承受的對(duì)接載荷與真實(shí)對(duì)接過程是否一致。圖5為某高速正碰對(duì)接工況，在熱真空試驗(yàn)臺(tái)與氣浮試驗(yàn)臺(tái)的軸向緩沖力結(jié)果曲線，圖5(a)為熱真空臺(tái)曲線，最大力為11. 6 kN，圖5 (b)為氣浮臺(tái)曲線，最大力11. 2 kN。圖6為某中速俯仰偏差對(duì)接工況，熱真空臺(tái)最大力為6. 03 kN，氣浮臺(tái)最大力為6. 15 kN。兩者最大撞擊力基本一致，說明熱真空試驗(yàn)臺(tái)的對(duì)接等效質(zhì)量模擬較真實(shí)，實(shí)現(xiàn)對(duì)接過程的對(duì)接能量施加與真實(shí)碰撞較一致。撞擊曲線后振蕩衰減快慢與試驗(yàn)臺(tái)的剛度及摩擦有關(guān)。從曲線中可以看出，熱真空試驗(yàn)臺(tái)對(duì)接過程上下移動(dòng)的摩擦阻力大于氣浮臺(tái)，因阻力影響，故其對(duì)接過程對(duì)接力迅速衰減，且振蕩次數(shù)較少。

在分離試驗(yàn)中，考慮分離過程的差異和評(píng)價(jià)等效質(zhì)量模擬，選擇分離力和分離速度進(jìn)行對(duì)比。對(duì)接機(jī)構(gòu)分離過程是:對(duì)接鎖解鎖，鎖鉤解除約束后，由分布于對(duì)接面的分離推桿將兩飛行器推開，推開過程分離力及相關(guān)力矩作用于對(duì)接面上。圖7為某分離工況熱真空試驗(yàn)臺(tái)與氣浮試驗(yàn)臺(tái)分離力曲線對(duì)比。從曲線可以看出，分離力的作用與分離力施加的量級(jí)和趨勢是相當(dāng)?shù)模梢欢ǔ潭日f明熱真空試驗(yàn)臺(tái)的分離功能驗(yàn)證是可行的，由于熱真空試驗(yàn)臺(tái)是不能模擬飛行器俯仰偏航慣量，是鎖住相關(guān)姿態(tài)進(jìn)行分離的，所以熱真空臺(tái)的分離力曲線波動(dòng)較大。

圖5　某高速正碰工況熱真空試驗(yàn)臺(tái)與氣浮試驗(yàn)臺(tái)對(duì)接軸向力曲線Fig. 5 Comparison of docking force curves in vacuum docking and air floated docking with high speed direct collision

圖6　某中速俯仰工況熱真空試驗(yàn)臺(tái)與氣浮試驗(yàn)臺(tái)對(duì)接軸向力曲線Fig. 6 Comparison of docking force curves in vacuum docking and air floated platform docking with middle speed pitch collision

圖7　某分離工況熱真空試驗(yàn)臺(tái)與氣浮試驗(yàn)臺(tái)分離力曲線Fig. 7 Comparison of separation force curves in vacuum test and air floated platform test

圖8　某分離工況熱真空試驗(yàn)臺(tái)與氣浮試驗(yàn)臺(tái)分離速度曲線Fig. 8 Comparison of separation speed curve in vacuum test and air floated platform test

重點(diǎn)進(jìn)行分離速度的對(duì)比分析，分離速度能反映試驗(yàn)臺(tái)等效質(zhì)量模擬情況。圖8為某分離工況熱真空試驗(yàn)臺(tái)與氣浮試驗(yàn)臺(tái)分離速度曲線對(duì)比。從曲線可以看出，在熱真空試驗(yàn)臺(tái)上分離，分離速度最大為0. 105 m/ s，且快速衰減至零，而氣浮臺(tái)分離速度為0. 13 m/ s，且分離后無衰減，說明熱真空試驗(yàn)臺(tái)的下平臺(tái)縱向向下移動(dòng)的阻力較大，此阻力與下平臺(tái)摩擦阻力有關(guān)，也與下平臺(tái)的配重狀態(tài)有關(guān)，從2個(gè)試驗(yàn)臺(tái)的分離速度看是大致相當(dāng)?shù)?，說明熱真空試驗(yàn)工裝縱向等效質(zhì)量模擬是比較真實(shí)的，在進(jìn)行分離試驗(yàn)時(shí)，熱真空試驗(yàn)臺(tái)的摩擦與配重阻力影響是不可忽視的。

5　結(jié)論

對(duì)接機(jī)構(gòu)熱真空對(duì)接試驗(yàn)臺(tái)的技術(shù)方案是該試驗(yàn)成敗的關(guān)鍵。本文介紹了該試驗(yàn)臺(tái)利用飛輪模擬對(duì)接等效質(zhì)量的方法和原理，并簡要介紹了試驗(yàn)臺(tái)的運(yùn)動(dòng)原理和整個(gè)試驗(yàn)的情況，對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了分析和評(píng)價(jià)。試驗(yàn)結(jié)果表明，飛輪模擬等效質(zhì)量的試驗(yàn)方法是正確可行的，較真實(shí)的模擬了在軌對(duì)接與分離過程，可為后續(xù)大型空間機(jī)構(gòu)熱真空試驗(yàn)提供參考依據(jù)。

參考文獻(xiàn)(References)

[ 1 ] 黃本誠，馬有禮.航天器空間環(huán)境試驗(yàn)技術(shù)[M].北京:國防工業(yè)出版社，2002:7-8. Huang Bencheng，Ma Youli. Space Environment Test Technology[M]. Beijing: National Defence Industry Pres，2002: 7-8. (in Chinese)

[ 2 ] 婁漢文，曲廣吉，劉濟(jì)生.空間對(duì)接機(jī)構(gòu)[M].北京:航空工業(yè)出版社，1992: 197-198. Lou Hanwen，Qu Guangji，Liu Jisheng. Space Docking Mechanism[ M]. Beijing: Aviation Industry Press，1992: 197-198. (in Chinese)

[ 3 ] 婁漢文，張柏楠，劉宇.空間對(duì)接機(jī)構(gòu)試驗(yàn)技術(shù)[J].航天器工程，1994，3(3): 23-30. Lou Hanwen，Zhang Bainan，Liu Yu. the test technology of space docking mechanism [ J ]. Spacecraft Engineering，1994，3(3): 23-30. (in Chinese)

[ 4 ] 陳寶東，鄭云青，邵濟(jì)明，等.對(duì)接機(jī)構(gòu)分系統(tǒng)研制[J].上海航天，2011，28(6): 1-6. Chen Baodong，Zheng Yunqing，Shao Jiming，et al. Development of docking subsystem[J]. Aerospace Shanghai，2011，28(6):1-6. (in Chinese)

[ 5 ] QIU Huayong，LIU Zhi，SHI Junwei，et al. THE development history and application status of China’s manned spacecraft docking mechanism[C] / / Space Structures I - Development and Verification ( Space Vehicles and Components)，64th International Astronautical Congress，IAC-13-C2. 1. 6，2013.

Study on Docking and Separation Test Technology for Space Docking Mechanism in Thermal Vacuum Environment

QIU Huayong1，QIN Yan1，YUAN Huiling1，LIU Gangfeng2
(1. Aerospace System Engineering Shanghai，Shanghai 201109，China；2. State Key Laboratory of Robotic Technology and System Robotics Institute，Harbin Institute of Technology，Harbin 150080，China)

Abstract:During the development of the docking mechanism，to verify whether the motion performance in space environment can meet the design requirements，thermal vacuum tests must be conducted. The validity of the test program directly affects the success of the spacecraft docking. On the basis of the in - orbit docking process，a test method was proposed，including the equivalent inertia simulation technology，six DOF motion technology，etc. According to the proposed scheme，a Thermal Vacuum Docking Test Station was developed and tests were successfully completed. The results showed that the proposed test technique was effective and feasible and ensured the successful completion of the thermal vacuum docking tests.

Key words:space docking mechanism；thermal vacuum；docking and separation test

作者簡介:邱華勇(1981 - )，男，碩士，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)閷?duì)接機(jī)構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。E-mail:ureca@163. com

收稿日期:2015-08-13；修回日期:2015-12-21

中圖分類號(hào):V416. 8

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A

文章編號(hào):1674-5825(2016)01-0112-05