空間機(jī)械臂關(guān)節(jié)的熱設(shè)計(jì)與熱分析

劉春龍，郭 亮，胡日查，張旭升，黃 勇，吳清文，史士財(cái)

(1.中國(guó)科學(xué)院長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，長(zhǎng)春130033； 2.哈爾濱工業(yè)大學(xué)，哈爾濱150001)

1 引言

作為高端航天設(shè)備，空間機(jī)械臂直接暴露于冷黑空間環(huán)境中，主要用于設(shè)備的組裝、回收、維修以及航天員難以操作或者無(wú)法到達(dá)等特殊任務(wù)中[1-2]。

關(guān)節(jié)是空間機(jī)械臂的核心部分，是實(shí)現(xiàn)各種運(yùn)動(dòng)的直接執(zhí)行部件，其結(jié)構(gòu)組成如圖1 所示，主要由制動(dòng)器、電機(jī)、關(guān)節(jié)轉(zhuǎn)動(dòng)軸、諧波減速器、關(guān)節(jié)電箱及快換接口等組件組成[3]。 空間機(jī)械臂作為在軌艙外設(shè)備，受太陽(yáng)直射、地球紅外和太陽(yáng)反照等多輻射源的綜合作用。 此外，機(jī)械臂在軌工作過(guò)程中，其姿態(tài)隨時(shí)都在變化，很難確定每個(gè)關(guān)節(jié)所處位置和機(jī)械臂的姿態(tài)。 面臨如此復(fù)雜的空間熱流環(huán)境，需要對(duì)其進(jìn)行精確的熱設(shè)計(jì)，以維持各結(jié)構(gòu)組件溫度在允許范圍內(nèi)。 關(guān)節(jié)的各組件中，電機(jī)、制動(dòng)器、諧波減速器和關(guān)節(jié)電箱的熱耗較大。 模塊化的設(shè)計(jì)確保了內(nèi)部組件結(jié)構(gòu)緊湊，但也導(dǎo)致熱源集中在模塊內(nèi)部、關(guān)節(jié)散熱困難等問(wèn)題。 因此，獲得關(guān)節(jié)內(nèi)部組件的溫度場(chǎng)分布是關(guān)節(jié)熱設(shè)計(jì)的重點(diǎn)。

谷利亞[4]對(duì)空間機(jī)械臂關(guān)節(jié)進(jìn)行了在軌溫度場(chǎng)數(shù)值仿真分析，討論了包覆層必要性、包覆層的合適厚度以及涂層表面狀態(tài)對(duì)關(guān)節(jié)溫度的影響。 Canadarm 外表面包覆由滌綸網(wǎng)和聚酰亞胺膜組成的多層隔熱組件進(jìn)行保溫，組件最外層面膜為白色的Beta 布，保證熱控材料免受原子氧侵蝕；在電箱和關(guān)鍵部件上設(shè)置加熱區(qū)來(lái)保證機(jī)械臂在低溫工況的溫度水平，其散熱面沿關(guān)節(jié)的圓周方向布置。 鑒于Canadarm 的成功經(jīng)驗(yàn)，Canadarm2 采用了相同的多層隔熱組件設(shè)計(jì)[5-6]。

本文以國(guó)內(nèi)某機(jī)械臂關(guān)節(jié)為研究對(duì)象，結(jié)合自身熱特性和軌道熱環(huán)境進(jìn)行詳細(xì)的熱控方案設(shè)計(jì)，并運(yùn)用有限元仿真分析方法進(jìn)行分析驗(yàn)證。

2 熱控設(shè)計(jì)

2.1 熱控指標(biāo)

關(guān)節(jié)的溫度適應(yīng)范圍較大，根據(jù)結(jié)構(gòu)需求，在軌服務(wù)期間，不同階段關(guān)節(jié)各組件的熱控指標(biāo)如表1 所示。

表1 關(guān)節(jié)各組件的熱控指標(biāo)Table 1 Temperature range of each joint component

2.2 熱環(huán)境條件

空間熱邊界：空間機(jī)械臂關(guān)節(jié)受到太陽(yáng)直射、地球紅外及太陽(yáng)反照等空間外熱流的影響。

內(nèi)部熱源：電箱24 W、諧波減速器1.5 W、電機(jī)6 W、制動(dòng)器4 W。

2.3 熱控設(shè)計(jì)

關(guān)節(jié)控制模塊(以下簡(jiǎn)稱電箱)熱耗最高，且關(guān)節(jié)內(nèi)部熱源均可以通過(guò)電箱散熱，因此在電箱頂部開(kāi)設(shè)散熱面，并噴涂KS-ZA 白漆增強(qiáng)輻射能力，散熱面位置如圖2 所示。 KS-ZA 白漆為無(wú)機(jī)漆，空間抗輻照性能好，設(shè)計(jì)表面發(fā)射率為0.92，太陽(yáng)吸收比為0.15。

圖2 關(guān)節(jié)散熱面Fig.2 Radiation surface of joint

受關(guān)節(jié)內(nèi)部結(jié)構(gòu)限制，電機(jī)的熱量需要經(jīng)外壁筒散熱，而外壁筒和電箱是導(dǎo)熱安裝的，因此設(shè)計(jì)如下導(dǎo)熱路徑散熱：電機(jī)→電機(jī)外殼→內(nèi)壁筒→外壁筒→電箱散熱面，結(jié)構(gòu)示意圖如圖3 所示[7]。 各部分之間導(dǎo)熱連接，安裝接觸面涂抹導(dǎo)熱硅脂。 在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中考慮散熱路徑的導(dǎo)熱需求，盡量增大安裝接觸面面積。

圖3 關(guān)節(jié)電機(jī)散熱示意圖[7]Fig.3 Schematic diagram of joint motor heat dissipation[7]

諧波減速器為運(yùn)動(dòng)部件，只能通過(guò)減小各環(huán)節(jié)的接觸熱阻，將熱量導(dǎo)向關(guān)節(jié)壁筒。

為減小不工作時(shí)關(guān)節(jié)的漏熱量，除刻度環(huán)、指針的指示位置、關(guān)節(jié)EVA(Extra-vehicular Activity)扶手等外露部位，其它部分均包覆20 單元多層隔熱組件。 考慮低軌艙外設(shè)備防原子氧剝蝕的需求，參考Canadarm 的成功經(jīng)驗(yàn)，外面膜采用白色外用型阻燃布。

關(guān)節(jié)EVA 扶手與關(guān)節(jié)外壁筒之間使用聚酰亞胺隔熱安裝，等效熱阻不小于15 ℃/W。 為減小EVA 扶手的漏熱，扶手表面鋁合金光亮陽(yáng)極氧化處理，設(shè)計(jì)表面發(fā)射率為0.13，太陽(yáng)吸收比為0.32。

主動(dòng)控溫加熱回路采用雙回路設(shè)計(jì)，加熱回路均冷備份。 主動(dòng)加熱的位置布置于關(guān)節(jié)外殼和電箱外表面，其中主份加熱回路采用雙金屬溫度繼電器進(jìn)行控制，備份加熱回路采用雙金屬溫度繼電器和熱敏電阻閉環(huán)相結(jié)合的控制方式。

3 熱分析

3.1 熱模型

為驗(yàn)證關(guān)節(jié)熱設(shè)計(jì)的正確性和有效性，采用有限元熱分析軟件建立了關(guān)節(jié)組件的熱模型，如圖4 所示。 共使用3064 個(gè)二維殼單元，建立了46 處熱耦合。 在不做任何熱控處理表面(干接觸表面)接觸熱導(dǎo)系數(shù)取300 W/(m2·K)，涂抹導(dǎo)熱脂的表面接觸熱導(dǎo)系數(shù)取1000 W/(m2·K)，多層與本體間接觸熱導(dǎo)系數(shù)取0.16 W/(m2·K)。 分析計(jì)算的設(shè)置參數(shù)如表2 所示。 低溫工況的選取原則：機(jī)械臂在非工作期間的姿態(tài)不固定，因此機(jī)械臂的關(guān)節(jié)散熱面朝向也不確定，根據(jù)散熱面朝向冷黑的極端情況進(jìn)行計(jì)算可以覆蓋其它可能出現(xiàn)的低溫情況。 高溫工況的選取原則：在機(jī)械臂工作路徑尚未規(guī)劃的情況下，無(wú)法確定關(guān)節(jié)工作期間所處的位置以及散熱面和陽(yáng)光之間的夾角。因此計(jì)算了多個(gè)不同光照條件下的高溫工況，分析關(guān)節(jié)處于這些條件下的可工作時(shí)間。 材料熱屬性如表3 所示[7]。

圖4 關(guān)節(jié)熱分析模型Fig.4 Thermal analytic model of joint

表2 熱分析工況設(shè)置Table 2 Conditions of thermal analysis

表3 材料主要參數(shù)Table 3 Main parameters of material

3.2 計(jì)算結(jié)果

3.2.1 低溫工況

低溫工況關(guān)節(jié)主動(dòng)熱控平均功耗為14.5 W，各組件溫度曲線如圖5 所示。 關(guān)節(jié)散熱面處于陰影區(qū)、無(wú)太陽(yáng)直射外熱流，因此關(guān)節(jié)電箱溫度較低，溫度控制在-30.8～-28.9 ℃范圍內(nèi)。 外殼通過(guò)多層隔熱組件和關(guān)節(jié)電箱漏熱，溫度控制在-26.5～-25.2 ℃范圍內(nèi)。 諧波減速器、電機(jī)和制動(dòng)器在關(guān)節(jié)的內(nèi)部，對(duì)冷黑空間的散熱量較小，溫度分別為-22.9 ℃、-21.2 ℃和-20.8 ℃。 結(jié)果表明，低溫工況下關(guān)節(jié)各組件溫度均能滿足存儲(chǔ)熱控指標(biāo)要求。

圖5 低溫工況關(guān)節(jié)各組件的溫度曲線Fig.5 Temperature curve of joint parts under lowtemperature condition

3.2.2 高溫工況1

高溫工況時(shí)電箱散熱面對(duì)日，吸收的外熱流最大。 關(guān)節(jié)在最惡劣的熱環(huán)境下工作，分析計(jì)算關(guān)節(jié)各組件達(dá)到工作熱控指標(biāo)的時(shí)間，為空間機(jī)械臂在軌工作時(shí)間規(guī)劃提供數(shù)據(jù)支撐。 其內(nèi)部組件和外部組件瞬態(tài)溫度曲線如圖6 和圖7 所示。由圖可以看出，8 h 后電箱散熱面最高溫度73 ℃，外殼最高溫度56 ℃，出線盒最高溫度47 ℃，定子最高溫度48 ℃，軸最高溫度43 ℃，諧波減速器最高溫度42 ℃。 在工作過(guò)程中電箱散熱面連續(xù)工作7360 s(2.0 h)后將超過(guò)50 ℃，關(guān)節(jié)外殼在23 160 s(6.4 h)后超過(guò)50 ℃，其他結(jié)構(gòu)滿足熱控指標(biāo)要求。 計(jì)算結(jié)果表明制約關(guān)節(jié)工作時(shí)間的組件為電箱。 為延長(zhǎng)關(guān)節(jié)工作時(shí)間，理論上可以通過(guò)繼續(xù)開(kāi)大電箱散熱面的方式解決。 但未選擇繼續(xù)開(kāi)大散熱面有以下2 方面考慮：①本身關(guān)節(jié)散熱面始終對(duì)日工作是非常極端的工況，選取這個(gè)工況的目的是計(jì)算關(guān)節(jié)在極限情況下工作能力；②受飛行器總體提供低溫工況補(bǔ)償功耗的限制，不具備繼續(xù)開(kāi)大散熱面的條件。

圖6 高溫工況1 關(guān)節(jié)內(nèi)部組件瞬態(tài)溫度曲線Fig.6 Transient temperature curve of internal joint parts under high-temperature condition 1

圖7 高溫工況1 關(guān)節(jié)外部組件瞬態(tài)溫度曲線Fig.7 Transient temperature curve of external joint parts under high-temperature condition 1

3.2.3 高溫工況2

該工況下關(guān)節(jié)散熱面持續(xù)正對(duì)日工作1 軌后，轉(zhuǎn)向冷黑并持續(xù)工作1 軌，再持續(xù)正對(duì)日工作1 軌，其瞬態(tài)計(jì)算結(jié)果如圖8 和圖9 所示。 由圖可以看出，此時(shí)電箱散熱面最高溫度59 ℃，外殼最高溫度44 ℃，出線盒最高溫度35 ℃，定子最高溫度39 ℃，軸最高溫度33 ℃，諧波減速器最高溫度32 ℃。 在工作過(guò)程中電箱散熱面連續(xù)工作16 000 s(4.4 h)后將超過(guò)50 ℃。

圖8 高溫工況2 關(guān)節(jié)內(nèi)部組件瞬態(tài)溫度曲線Fig.8 Transient temperature curve of internal joint parts under high-temperature condition 2

圖9 高溫工況2 關(guān)節(jié)外部組件瞬態(tài)溫度曲線Fig.9 Transient temperature curve of external joint parts under high-temperature condition 2

3.2.4 高溫工況3

該工況下關(guān)節(jié)散熱面持續(xù)正對(duì)日工作1 軌后，轉(zhuǎn)向冷黑并持續(xù)2 軌，再持續(xù)正對(duì)日工作1軌。 其瞬態(tài)計(jì)算結(jié)果如圖10 和圖11 所示。 此時(shí)電箱散熱面最高溫度54 ℃，外殼最高溫度36 ℃，出線盒最高溫度29 ℃，定子最高溫度36 ℃，軸最高溫度30 ℃，諧波減速器最高溫度28 ℃。 在工作過(guò)程中電箱散熱面連續(xù)工作21 480 s(6.0 h)后將超過(guò)50 ℃。

圖10 高溫工況3 關(guān)節(jié)內(nèi)部組件瞬態(tài)溫度曲線Fig.10 Transient temperature curve of internal joint parts under high-temperature condition 3

3.2.5 高溫工況4

圖11 高溫工況3 關(guān)節(jié)外部組件瞬態(tài)溫度曲線Fig.11 Transient temperature curve of external joint parts under high-temperature condition 3

該工況下關(guān)節(jié)散熱面對(duì)日，并與陽(yáng)光之間的夾角始終保持20°，并連續(xù)工作8 h。 其瞬態(tài)溫度曲線如圖12 和圖13 所示。 該工況下，此時(shí)電箱散熱面最高溫度48 ℃，外殼最高溫度37 ℃，出線盒最高溫度34 ℃，定子最高溫度37 ℃，軸最高溫度31 ℃，諧波減速器最高溫度29 ℃。 按高溫工況4 的模式工作8 h，關(guān)節(jié)各組件溫度均滿足熱控指標(biāo)。

圖12 高溫工況4 關(guān)節(jié)內(nèi)部組件瞬態(tài)溫度曲線Fig.12 Transient temperature curve of internal joint parts under high-temperature condition 4

圖13 高溫工況4 關(guān)節(jié)外部組件瞬態(tài)溫度曲線Fig.13 Transient temperature curve of external joint parts under high-temperature condition 4

4 結(jié)論

1)低溫工況下主動(dòng)熱控平均功耗為14.5 W，電箱和外殼的溫度分別控制在-30.8～-28.9 ℃和-26.5～-25.2 ℃范圍內(nèi)，關(guān)節(jié)各組件溫度均能滿足存儲(chǔ)熱控指標(biāo)要求。

2)高溫工況下限制關(guān)節(jié)工作時(shí)長(zhǎng)的組件為電箱，在太陽(yáng)直射散熱面的情況下單次最長(zhǎng)工作時(shí)間為2.0 h；1 軌太陽(yáng)直射散熱面、1 軌散熱面對(duì)陰影區(qū)的情況下最長(zhǎng)工作時(shí)間為4.4 h；1 軌太陽(yáng)直射散熱面、2 軌散熱面對(duì)陰影區(qū)的情況下最長(zhǎng)工作時(shí)間為6.0 h；太陽(yáng)光線與電箱散熱面夾角為20°時(shí)關(guān)節(jié)可工作最長(zhǎng)時(shí)間為8.0 h。 上述計(jì)算結(jié)果可為空間機(jī)械臂在軌工作時(shí)長(zhǎng)規(guī)劃提供數(shù)據(jù)支撐。

參考文獻(xiàn)(References)

[1]張凱峰， 周暉， 溫慶平，等.空間站機(jī)械臂研究[J].空間科學(xué)學(xué)報(bào)，2010，30(6)：612-619.Zhang K F，Zhou H， Wen Q P， et al.Review of development of robotic manipulator for international space station [J].Chinese Journal of Space Science，2010，30(6)：612-619.(in Chinese)

[2]于登云， 孫京， 馬興瑞.空間機(jī)械臂技術(shù)及發(fā)展建議[J].航天器工程，2007，16(4)：1-9.Yu D Y， Sun J， Ma X R.Suggestion on development of Chinese space manipulator technology [J].Spacecraft Engineering，2007，16(4)：1-9.(in Chinese)

[3]劉宏，蔣再男，劉業(yè)超.空間機(jī)械臂技術(shù)發(fā)展綜述[J].載人航天，2015，21(5)：435-443.Liu H，Jiang Z N，Liu Y C.Review of space manipulator technology [J].Manned Spaceflight， 2015，21(5)：435-443.(in Chinese)

[4]谷利亞.空間機(jī)械臂關(guān)節(jié)在軌溫度場(chǎng)數(shù)值分析[D].北京：北京交通大學(xué)，2016.Gu L Y.Numerical Simulation of Temperature Field of a Space Manipulator Joint[D].Beijing： Beijing Jiaotong University， 2016.(in Chinese)

[5]Kleiman J I，Iskanderov Z，Antoniazzi J.Long term flight performance of high diffuse reflectance Ag/Teflon coverings flown on Canadian mobile serving station， MSS [C]/ / Aerospace conference IEEE， Big Sky， Montana， 2009：41-46.

[6]Antoniazzi J， Milligan D.A review of lubrication on the canadarm2 [J].Protection of Materials and Structures From Space Environment， 2004，5： 291-298.

[7]石進(jìn)峰.空間機(jī)械臂熱控制關(guān)鍵技術(shù)研究[D].長(zhǎng)春：中國(guó)科學(xué)院長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，2014.Shi J F.Study on Thermal Control Technique of Space Robotic Arm [D].Changchun：Changchun Institute of Optics， Fine Mechanics and Physics， Chinese Academy of Sciences，2014.(in Chinese)