用于在軌裝配鎖緊釋放機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)*

阮偉靖，薛百文，高碧祥，龐羽佳，楊臻

(1.中北大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院，山西 太原 030051;2.四川航天電子設(shè)備研究所，四川 成都 610102; 3.中國(guó)空間技術(shù)研究院，北京 100094)

0 引言

空間技術(shù)處于現(xiàn)代高技術(shù)信息化戰(zhàn)爭(zhēng)的制高點(diǎn)，是世界各國(guó)爭(zhēng)相發(fā)展的軍事戰(zhàn)略核心之一[1-2]。針對(duì)傳統(tǒng)空間站的技術(shù)限制以及未來(lái)空間站的發(fā)展方向，亟需發(fā)展一種新型的航天技術(shù)來(lái)將受限制的天基平臺(tái)、大型武器裝備等大質(zhì)量、大體積的地面裝備拆卸后分批次發(fā)射到空間中，模塊化航天器設(shè)計(jì)概念應(yīng)運(yùn)而生[3]。模塊化航天器(modular spacecraft design, MSD)是使航天器系統(tǒng)能夠在軌組裝、在軌模塊更換、補(bǔ)加擴(kuò)展、升級(jí)等服務(wù)的首要條件[4]。

航天器在軌裝配技術(shù)是模塊化航天器的重要組成部分。本文基于空間結(jié)構(gòu)在軌組裝與構(gòu)建的典型應(yīng)用需求，設(shè)計(jì)用于在軌裝配的鎖緊釋放機(jī)構(gòu)[5-7]。該結(jié)構(gòu)由空間基礎(chǔ)平臺(tái)上的機(jī)械臂對(duì)地面發(fā)射的有效載荷進(jìn)行操作，從而實(shí)現(xiàn)航天器的在軌裝配。

1 鎖緊釋放機(jī)構(gòu)

在軌裝配模塊的地面原理樣機(jī)如圖1所示，共分為4個(gè)模塊：主動(dòng)模塊、被動(dòng)模塊、試驗(yàn)架模塊和連接檢測(cè)通信模塊。其中，主動(dòng)模塊包括：殼體機(jī)構(gòu)、導(dǎo)向阻尼機(jī)構(gòu)和定位件。被動(dòng)模塊包括：安裝平臺(tái)、鎖緊釋放機(jī)構(gòu)和定位接納件。在軌裝配模塊具體結(jié)構(gòu)如圖2所示。

鎖緊釋放機(jī)構(gòu)安裝于被動(dòng)模塊底部，當(dāng)與主動(dòng)模塊上的導(dǎo)向阻尼機(jī)構(gòu)配合時(shí)，完成被動(dòng)模塊對(duì)主動(dòng)模塊的鎖緊動(dòng)作；當(dāng)鎖緊爪鎖緊到位時(shí)，觸發(fā)到位檢測(cè)按鍵，在顯示系統(tǒng)上顯示鎖緊到位；當(dāng)主動(dòng)模塊需要被釋放時(shí)，基本系統(tǒng)給出釋放信號(hào)，鎖緊釋放機(jī)構(gòu)中的記憶合金壓縮彈簧受熱伸展，頂開(kāi)鎖緊爪，完成對(duì)主動(dòng)模塊的釋放動(dòng)作。鎖緊釋放機(jī)構(gòu)的爆炸圖和結(jié)構(gòu)圖如圖3所示。

2 鎖緊釋放機(jī)構(gòu)工作過(guò)程

在軌裝配模塊的鎖緊釋放機(jī)構(gòu)工作過(guò)程分為2個(gè)過(guò)程。鎖緊過(guò)程包括：導(dǎo)向頭到位；推桿推動(dòng)觸發(fā)套筒同時(shí)鎖緊爪回轉(zhuǎn)；鎖緊爪到位完成對(duì)鎖緊蓋的鎖緊。釋放過(guò)程包括：電阻絲被加熱，記憶合金彈簧(以下簡(jiǎn)稱(chēng)SMA彈簧)受熱伸長(zhǎng)并通過(guò)記憶合金套筒頂開(kāi)鎖緊爪；鎖緊爪釋放到位，主動(dòng)模塊在機(jī)械臂操作下與被動(dòng)模塊分離；對(duì)電阻絲停止加熱，SMA彈簧恢復(fù)初始狀態(tài)，完成釋放過(guò)程。系統(tǒng)工作循環(huán)圖如表1所示。

表1 系統(tǒng)工作循環(huán)表

2.1 “無(wú)源”鎖緊工作過(guò)程

在軌裝配模塊的“無(wú)源”鎖緊技術(shù)指主動(dòng)模塊在裝配時(shí)，僅依靠機(jī)械臂作為動(dòng)力源對(duì)整個(gè)鎖緊動(dòng)作提供動(dòng)力，即在鎖緊釋放模塊中不存在動(dòng)力裝置——如電機(jī)等，這不僅大大縮減了鎖緊釋放模塊的體積和質(zhì)量，還降低了鎖緊釋放模塊的結(jié)構(gòu)復(fù)雜程度。

鎖緊過(guò)程中，當(dāng)導(dǎo)引頭到位后主動(dòng)模塊和推桿等在主動(dòng)力的作用下繼續(xù)運(yùn)動(dòng)，推桿在空載一段行程后，推動(dòng)觸發(fā)套筒向下運(yùn)動(dòng)，壓縮觸發(fā)簧，從而釋放鎖緊扭簧的預(yù)存能量，使鎖緊爪在鎖緊扭簧的作用下回轉(zhuǎn)并壓縮在常溫下幾乎不存在彈簧剛度的記憶合金彈簧，當(dāng)觸發(fā)套筒運(yùn)動(dòng)到位后，鎖緊爪也會(huì)完成對(duì)鎖緊蓋的鎖緊動(dòng)作，該段運(yùn)動(dòng)簡(jiǎn)圖如圖4所示。

在“無(wú)源”鎖緊中至關(guān)重要的功能是鎖緊爪鎖緊完成時(shí)所具備的自鎖功能。該自鎖功能主要運(yùn)用了連桿機(jī)構(gòu)中的“死點(diǎn)”位置[8]。當(dāng)主動(dòng)模塊受到分離力時(shí)，鎖緊爪受到的力與鎖緊爪回轉(zhuǎn)中心處在同一直線(xiàn)位置，即不存在回轉(zhuǎn)力臂。所以在此位置上，該鎖緊方式具備了可靠的自鎖功能，鎖緊爪鎖緊時(shí)的受力分析如圖5所示。

2.2 SMA彈簧釋放過(guò)程

由于鎖緊釋放機(jī)構(gòu)整體體積小，安裝空間有限，因此選用具有結(jié)構(gòu)小型化、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單特點(diǎn)的SMA彈簧作為驅(qū)動(dòng)器[9]。形狀記憶合金是擁有形狀記憶效應(yīng)的材料，合金處于低溫相時(shí)變形，加熱到臨界溫度(逆相變點(diǎn))通過(guò)逆相變恢復(fù)其原始形狀，稱(chēng)之為形狀記憶效應(yīng)[10]。

在釋放工作過(guò)程中SMA彈簧釋放主動(dòng)模塊的工作過(guò)程如圖6所示。

3 SMA彈簧參數(shù)計(jì)算

從分離過(guò)程可知，SMA彈簧所提供的機(jī)械力是影響鎖緊爪完成釋放動(dòng)作的主要因素，故對(duì)鎖緊爪進(jìn)行受力分析，受力分析如圖7所示。

(1)

式中：f為摩擦系數(shù)，航天裸露金屬存在接觸表面為防止冷焊現(xiàn)象[11]，需鍍二硫化鉬，其摩擦系數(shù)值為0.05[12]；N為鎖緊扭簧提供的鎖緊簧力，其值為69 N；M為鎖緊扭簧在鎖緊時(shí)提供的鎖緊力矩，其值為74 N·mm。

根據(jù)上述的計(jì)算公式和相關(guān)數(shù)值，計(jì)算得出SMA彈簧應(yīng)提供的機(jī)械力F≥10.5 N，考慮其余影響因素，在機(jī)械力F的基礎(chǔ)上乘以系數(shù)1.5，得到記憶合金彈簧應(yīng)提供機(jī)械力16 N。

在常用的記憶合金材料當(dāng)中，主要為T(mén)iNi合金和CuZnAl合金等。表2為常用記憶合金的材料屬性。

因模塊化航天器的工作要求，鎖緊釋放機(jī)構(gòu)要求性能可靠以及可重復(fù)使用，故選擇TiNi合金。

表2 常用記憶合金的材料屬性

現(xiàn)已知TiNi合金的最大剪切應(yīng)力τmax=120 MPa,τH=247.5 MPa，TiNi合金的γmax=0.018，剪切應(yīng)變母相的剪切模量GH=23 GPa，馬氏體的剪切模量GL=8 GPa，輸出力P=16 N，輸出位移δ=10 mm，彈簧指數(shù)C=5，根據(jù)記憶合金彈簧的計(jì)算公式[6],可以得到記憶合金彈簧參數(shù)：

(2)

(3)

D=Cd=5.5 mm,

(4)

(5)

γδ=γmax-γH=0.007,

(6)

(7)

式中參數(shù)說(shuō)明詳見(jiàn)參考文獻(xiàn)[13]，在此不作贅述。SMA彈簧和鎖緊扭簧等彈簧參數(shù)具體如表3所示。

表3 彈簧參數(shù)表

4 ADAMS仿真分析

建立樣機(jī)模型后，通過(guò)動(dòng)力學(xué)仿真分析軟件MSC-ADAMS，對(duì)虛擬樣機(jī)進(jìn)行仿真分析[14-15]。

4.1 建模假設(shè)

在軌裝配模塊模型零部件較多，系統(tǒng)較為復(fù)雜，對(duì)模型進(jìn)行合理地簡(jiǎn)化和假設(shè)，可以把復(fù)雜問(wèn)題簡(jiǎn)單化，有利于動(dòng)力學(xué)模型的建立和仿真?，F(xiàn)對(duì)在軌裝配模塊模型提出如下假設(shè)：

(1) 模型的零部件均作剛體考慮；

(2) 不考慮零部件之間的尺寸公差和自然誤差；

(3) 動(dòng)力學(xué)仿真按照在空間環(huán)境下進(jìn)行，只考慮主動(dòng)模塊與被動(dòng)模塊，忽略地面試驗(yàn)裝置——試驗(yàn)架，同時(shí)，不計(jì)重力加速度的影響；

(4) 機(jī)械臂抓持主動(dòng)模塊進(jìn)行裝配的動(dòng)作簡(jiǎn)化為主動(dòng)模塊在模塊接口方向上的力作用下進(jìn)行裝配。

4.2 模型設(shè)置

通過(guò)三維建模軟件Pro/E建立整個(gè)在軌裝配模塊的三維模型并裝配后，將其導(dǎo)入ADAMS仿真軟件，將所有零部件材料屬性均制定為鋁，根據(jù)裝配關(guān)系定義約束，并按表3設(shè)置彈簧參數(shù)。

4.3 仿真結(jié)果

仿真過(guò)程中，主要針對(duì)鎖緊與釋放2個(gè)功能進(jìn)行仿真分析。一是在鎖緊到位后，主動(dòng)模塊受150 N外力下死點(diǎn)結(jié)構(gòu)是否可靠，能否完成自鎖。二是釋放工作時(shí)，SMA彈簧能否完成解鎖動(dòng)作。條件設(shè)置以及鎖緊爪的旋轉(zhuǎn)角度如圖8～10所示。

從圖10中可以看出，3個(gè)鎖緊爪的展開(kāi)性能雖有細(xì)微不同，但基本保持一致。在3.0 s時(shí)，鎖緊爪進(jìn)行鎖緊并在0.1 s內(nèi)完成鎖緊。3.5 s時(shí)，裝配所用的外力撤銷(xiāo)時(shí)，受導(dǎo)引頭上的阻尼簧作用，鎖緊爪有回彈動(dòng)作，隨后保持穩(wěn)定鎖緊狀態(tài)。在4.0 s時(shí)，對(duì)主動(dòng)模塊施加150 N的拉力，鎖緊爪有輕微振動(dòng)，但很快穩(wěn)定，并保持自鎖狀態(tài)。6.0 s時(shí)，施加SMA彈簧力，鎖緊爪在0.3 s時(shí)間內(nèi)完成釋放動(dòng)作。

綜上，該鎖緊與釋放機(jī)構(gòu)的“死點(diǎn)”結(jié)構(gòu)可靠，能夠完成自鎖。SMA彈簧參數(shù)準(zhǔn)確，能夠?qū)崿F(xiàn)快速釋放的動(dòng)作。

5 結(jié)束語(yǔ)

根據(jù)模塊化航天器中在軌裝配技術(shù)的要求，本文以航天器結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)為理論基礎(chǔ)，參考國(guó)外在軌裝配模塊的典型結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)了一種鎖緊釋放機(jī)構(gòu)，對(duì)所需的SMA彈簧進(jìn)行了分析計(jì)算，得出SMA彈簧參數(shù)。再將虛擬樣機(jī)進(jìn)行了仿真分析，將所得的數(shù)據(jù)曲線(xiàn)與理論設(shè)計(jì)上的數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果高度一致，表明該模型的可靠性高，為原理樣機(jī)的加工提供了可靠的理論依據(jù)，同時(shí)也為在軌裝配技術(shù)提供了進(jìn)一步的研究依據(jù)。

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