李日華，袁偉峰，高慶華，裴一飛

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引言

探月工程三期項目中，為了在模擬月球1/6 重力加速度的等效環(huán)境中驗證月球表面坡度對兩相流體回路和可變熱導熱管等星上部件性能的影響，提出了熱試驗中對整星傾斜姿態(tài)的模擬要求。為滿足上述要求，須研制一套月球探測器傾斜姿態(tài)模擬裝置。真空、低溫環(huán)境將對該裝置的運動機構產生不利影響：1）裝載了探測器的裝置在真空低溫環(huán)境中作低速運動時，運動機構容易發(fā)生冷焊現(xiàn)象；2）在真空低溫環(huán)境下若潤滑不當，則會導致運動副間摩擦發(fā)熱，造成機構運動困難甚至卡死。此外，探測器的結構尺寸和質量很大，要求模擬裝置有很大的承載能力和剛度，否則結構變形又可能導致運動失效[1-5]。

迄今為止，國內外有關運動機構在真空熱試驗中的應用公開報道比較少，沒有可直接借鑒的成果。結合北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所的相關工程經驗，針對上述問題，本文對月球探測器傾斜姿態(tài)模擬裝置開展分析、設計與研制。

1 方案設計

1.1 技術指標要求

1）探測器包絡尺寸為5000 mm×5000 mm，其重量為4500 kg；

2）模擬傾角范圍±3°，精度優(yōu)于0.1°；

3）真空度＜10-4Pa，工作環(huán)境溫度100 K；

4）對熱沉背景的遮擋率要＜0.2；

5）嚴格控制材料出氣對真空度的影響。

1.2 機構運動方案設計

傾角模擬裝置的常用機構型式有并聯(lián)機構、偏置正弦機構、曲柄滑塊機構和曲柄搖塊機構[6-7]。下面對它們在真空熱試驗中的適應性進行分析比較，最終給出選擇結果。

1）Stewart 型并聯(lián)機構方案

Stewart 型并聯(lián)機構（見圖1）具有剛度大、結構緊湊、工作空間大的優(yōu)點；但其控制算法復雜，運動具有耦合性和奇異性[8]。真空低溫環(huán)境下，機構鉸鏈運動間隙保證難度大，摩擦阻力較大，對背景熱流影響大，可靠性設計難度高，真空熱試驗中適應性相對較差。

圖1 Stewart 型并聯(lián)機構 Fig.1 Stewart parallel mechanism

2）偏置正弦機構方案

方案為四桿機構的變形結構（如圖2所示），含有2 個移動副，2 個轉動副，其中1 個移動副是螺旋移動副。

圖2 偏置正弦機構 Fig.2 Offset sine mechanism

在機構中，探測器（包含外熱流模擬裝置）安裝在連架桿上，螺桿為主動件，連架桿為從動件。當螺桿做往復直線運動時，螺桿頭部的滑塊副做往復直線運動，從而推動連架桿旋轉，實現(xiàn)探測器對傾角模擬的要求。

此結構中，由于同時存在2 個移動副，在真空低溫環(huán)境下，其摩擦系數(shù)較大（根據(jù)手冊，真空環(huán)境下不銹鋼之間的滑動摩擦系數(shù)為1.22～3），使得整個機構的傳遞效率較低。螺桿在使用中，一般不承受側向力，但在此結構中，從整個機構的受力情況分析來看，存在比較大的側向力。

3）曲柄滑塊機構方案

方案（如圖3所示）中有1 個移動副（絲杠螺旋副），3 個轉動副，絲杠固定在機架上。

圖3 曲柄滑塊機構 Fig.3 Slider-crank mechanism

在機構中，探測器安裝在連架桿上，絲杠的螺母為主動件，連架桿為從動件。螺母沿絲桿做往復直線運動，從而帶動連桿推動連架桿旋轉，實現(xiàn)傾角調節(jié)的目標。

由于此機構在相同的行程下實現(xiàn)的傳動角ψ較小，為了達到所要求的傾角范圍，則絲杠的長度及整個機構的高度須增大，而這受到真空容器空間尺寸的限制，難以滿足要求；況且，若絲杠長度和機構高度過大，則在真空低溫環(huán)境下的變形會改變導軌配合間隙和運動精度，從而影響傳動的可靠性。

4）曲柄搖塊機構方案

曲柄搖塊機構（如圖4所示）主要由L 型機架部分、連架桿、螺旋升降機機箱以及滾動鉸鏈組成。步進電機帶動螺旋升降機機箱內的渦輪蝸桿副做旋轉運動，渦輪同時作為螺旋副的螺母，使蝸桿沿機箱做往復直線運動；同時機箱也繞固定在機架上的鉸鏈旋轉，推動連架桿旋轉，從而實現(xiàn)姿態(tài)模擬的目標。

圖4 曲柄搖塊機構 Fig.4 Crank-rocker mechanism

相對于上述幾種傾角模擬機構，此機構中螺旋升降機既做擺動又做直線運動，在相同的行程下實現(xiàn)的傳動角ψ比較大，因此占用空間小，傳動鏈較短。另外，渦輪蝸桿副具有自鎖功能，升降機只受軸向力，螺旋副的受力狀態(tài)較好，結構簡單、可靠性高。

考慮到負載和角度控制精度需要，實際中采用了雙曲柄搖塊機構同步推動的方案，其結構如圖5所示，主要由L 型機架、2 組螺旋升降機及驅動電機、探測器轉動平臺（包含旋轉長軸）、4 組升降機支撐軸承座、2 組升降機推桿軸承座和2 組轉軸軸承座（內裝調心輥子軸承）等組成。

圖5 探測器傾斜姿態(tài)模擬裝置結構示意圖 Fig.5 Structure of spacecraft inclined posture simulation device

1.3 真空低溫環(huán)境下機構適應性分析及設計

傳動機構對溫度和潤滑要求較高。在真空熱試驗中，為了適應真空低溫環(huán)境的要求，常用處理方法是將傳動機構放置在充滿大氣的密封箱內進行溫控。如美國在開展Apollo 服務艙的真空熱試驗時，為了模擬月夜期間接近于零的外熱流，需要把外熱流模擬裝置迅速移開。該移動機構采用了齒輪密封箱，并內充溫控的大氣。

真空動密封常用方式有真空橡膠密封和磁流體密封[9]，其中橡膠密封為接觸式密封，密封環(huán)容易磨損。磁流體密封要附加導磁裝置，尺寸較大?？紤]真空熱試驗中機構長時間運轉以及對背景熱流的要求，本文機構中沒有選用磁流體密封方式。

由于傾斜姿態(tài)模擬裝置整體工作在真空低溫環(huán)境下，考慮環(huán)境適應性要求，將采取以下措施： 1）一般電機在真空低溫下易卡死，且運行中的發(fā)熱主要靠輻射傳熱，熱量不易散出，因而不能長時間工作。為此，需要選用可在真空低溫下長期工作的電機，如可直接使用的真空低溫電機，但需要根據(jù)要求定制，周期長而且成本高[10]；另一種應對措施是對現(xiàn)有電機進行適應性設計，即首先對電機進行去油處理，其次采用極壓真空潤滑脂，并對電機表面粘貼薄膜加熱器及包覆多層隔熱組件，最后建立電機的熱傳遞模型，求解后采用相應的算法進行溫控。

2）螺旋升降機機箱內有渦輪蝸桿副，可采用電機類似的適應性設計方法，使螺旋升降機可以在真空低溫下工作。

3）整個傾斜姿態(tài)模擬裝置中絲杠推桿以及鉸鏈副等不能采用溫控措施的運動部件，可以采用熱變形誤差補償修正技術建立溫度與機構熱變形之間的關系，以便消除高低溫環(huán)境下機構熱脹冷縮帶來的誤差，并對其運動間隙進行特殊設計以適應低溫下的變化[11-12]。例如當模擬傾斜角度達到最大時，蝸桿伸出端處于100 K 的冷背景中，而箱內的渦輪處于正常工作溫度范圍，則容易產生變形而影響傳動精度。為此應建立升降機的溫度場模型，計算運動間隙變化量，對熱變形誤差進行補償修正，使機構滿足運動精度要求。例如，對于滾動軸承，可設計非標的游隙組以防止低溫下運動間隙變小而被卡死。

4）對于不能溫控的運動部件，可在運動副上涂抹二硫化鉬進行潤滑或對表面作硬化處理，或對運動副采用不同的材料，以減小摩擦，防止冷焊[13]。對于運動鉸鏈，考慮特別是在重載情況下滑動軸承的啟動摩擦力矩相對較大，可采用滾動軸承。

5）在雙曲柄搖塊機構中，升降機機箱內的溫度控制在0℃左右時，其傳動效率約為0.13。對于4500 kg 的負載，按機構傳動角ψ=90°計算，則驅動電機輸出轉矩約為31 N·m。為保證角度模擬精度，電機須選用步進電機或者伺服電機。電機的額定轉矩一般都在50 N·m 以下，為保證一定的安全裕度，一般要求其額定輸出轉矩應大于所需轉矩的2 倍（62 N·m）以上。若選擇1 臺電機，則電機的體積很大，會影響背景熱流。因此，方案設計時采用了2 臺螺旋升降機同步聯(lián)動的方式。

6）傾斜姿態(tài)模擬裝置中的轉動平臺（連架桿）是一個方形框架結構，由方形不銹鋼管焊接制成，框架的一邊是轉軸，其長度4000 mm 左右，設計時采用軸套+軸頭的型式進行加工，即框架主體加工完成后，軸套裝入鋼管的兩端，整體鏜孔后再裝入軸頭，然后把框架與軸頭軸套焊為一個整體，其結構如圖6所示。

圖6 平臺轉軸結構示意圖 Fig.6 Structure of rotating shaft

同時，轉軸的軸承座為分體式，采用調心圓柱 輥子軸承和固定-游動支撐方式，以上結構型式不僅保證了轉軸的同軸度、運動平臺的裝配精度，而且低溫環(huán)境下補償了轉動平臺因熱變形及制造安裝誤差所引起的長度變化，消除了相應的附加熱應力。

2 結構參數(shù)優(yōu)化及同步運動設計

2.1 傾角模擬機構優(yōu)化設計

根據(jù)上述分析與計算結果，為滿足真空容器空間尺寸限制以及設備安全性的要求，2 個升降機必須保持同步，且驅動電機的輸出轉矩必須大于任一位置時機構產生的阻力矩。因此，必須對機構的參數(shù)進行優(yōu)化，并選擇合適的控制方式。

參數(shù)優(yōu)化設計的目標函數(shù)為

式中：T為螺旋升降機的推力；TM為螺旋升降機絲杠所能提供的最大推力。

相應地，對傾斜姿態(tài)模擬裝置進行受力分析，如圖7所示。

圖7 機構受力簡圖 Fig.7 The force on the mechanism

根據(jù)受力分析以及機構運動時各部分的幾何關系建立以下方程式：

式中：M為螺旋升降機克服機構旋轉的阻力矩；R為連架桿的長度；l為整星以及外熱流模擬設備的質心距離連架桿的高度；ψ為傳動角；σ為連架桿長度與兩固定鉸鏈連線長度的比值；θ為整星姿態(tài)的調節(jié)傾角；L為機構兩固定鉸鏈的水平長度；H為機構兩固定鉸鏈的豎直高度。

由以上公式可以得出目標函數(shù)的具體形式，R一般由探測器以及外熱流模擬設備的尺寸決定，因此優(yōu)化目標函數(shù)是3 個獨立變量L,H,θ的函數(shù)。同時考慮真空容器空間限制對機構尺寸構成的約束，根據(jù)傾斜姿態(tài)模擬裝置對模擬角度的要求，可建立以下優(yōu)化數(shù)學模型：

該優(yōu)化問題是一個帶約束的非線性優(yōu)化問題，求解方法有很多，例如遺傳算法、序列二次規(guī)劃法，或者利用MATLAB 進行編程直接求解。由于目標函數(shù)是ψ的單變量函數(shù)，因此求得傳動角ψ的分布區(qū)間即可確定曲柄搖塊機構相應的幾何參數(shù)。

結合熱試驗真空容器情況，為了實現(xiàn)±3°的模擬傾角，取R=3300 mm，H＜1000 mm?？紤]真空容器空間尺寸限制以及探測器尺寸，則有3000 mm＜L＜4000 mm；對于4500kg 的負載，TM為23 000 N。將以上約束條件代入MATLAB 程序，得到ψ的分布如圖8所示。

圖8 傳動角ψ 分布圖 Fig.8 Transmission angle distribution

由圖8可知，根據(jù)ψ求出的多組非劣解，都可滿足使用要求，其分布為當隨L取值一定時則呈現(xiàn)類似于拋物線對稱分布，同時傳動角隨著H的增大而增大，并在L=[3400 mm,3600 mm]區(qū)間取值最大。一般地，ψ越大時，傳動越省力，效率越高；反之，即使負載不大，轉動也需要很大的推力。因此，最終確定L=3430 mm，H=580 mm，此狀態(tài)下隨著傾角θ的變化，傳動角ψ的變化如圖9所示。當ψ在[86.1°,89.9°]之間，升降機絲杠軸向力T隨θ的增大而減小，如圖10所示，推力范圍在[22 kN,23 kN]之間。

圖9 傳動角ψ 隨轉動平臺傾角θ 變化 Fig.9 Transmission angle distribution with inclination of rotating platform

圖10 軸向力T 隨轉動平臺傾角θ 變化 Fig.10 Axial force distribution with inclination of rotating platform

2.2 雙軸同步運動設計

目前，保持多電機同步有機械式和電氣式2 種措施。機械式措施一般靠大功率電機帶動多個執(zhí)行機構實現(xiàn)，控制簡單，但其結構復雜，容易引起振蕩現(xiàn)象。在真空熱試驗中，由于引入了額外傳動環(huán)節(jié)，使系統(tǒng)的可靠性降低，因此本項目中采用了電氣同步控制方式[14]。

電氣同步控制方式的控制系統(tǒng)主要由工業(yè)上位機、PLC（西門子S7-200 系列CPU226）、步進電機（和利時 130BYG350FH）以及驅動器（SH-30806N）、編碼器、角度傳感器等組成，其控制框圖如圖11所示。上位機進行人機界面的交互操作，進行參數(shù)設定以及運行狀態(tài)的顯示。PLC控制各個運動的實現(xiàn)，通信接口為RS485。同時引入極限位置的限位控制（如行程開關），以防止運動越位。

要實現(xiàn)兩軸同步運動，必須實現(xiàn)兩軸啟動同步、停機同步、速度同步以及加速度同步。項目中采用DDA 直線插補實現(xiàn)兩軸的同步控制，其次是對機械結構進行優(yōu)化以保證同步。步進電機、驅動器、螺旋升降機以及相應的軸承都選用同樣規(guī)格，設計與裝配時，保證升降機蝸桿的剛度、2 個蝸桿之間平行度以及蝸桿與轉動平臺之間的垂直度等要求。

圖11 同步運動控制框圖 Fig.11 Control diagram of synchronous movement

為防止2 個蝸桿出現(xiàn)同步超差，利用西門子S7-200PLC的高速計數(shù)模塊采集2 個步進電機的編碼器信號，對兩者的同步誤差進行實時監(jiān)測。如果發(fā)現(xiàn)超差，則發(fā)出停機信號，同時向上位機發(fā)送一個同步超差事件信號。超差解決恢復前，PLC 暫停同步超差檢測；升降機的蝸桿同步超差調整完成后，工控機向PLC 發(fā)送一個同步超差監(jiān)控恢復信號[15]。其具體流程如圖12所示。

圖12 PLC 同步超差監(jiān)控流程圖 Fig.12 PLC monitoring flow of synchronous over-error

3 安裝調試與試驗驗證

根據(jù)上述分析結果，對傾斜姿態(tài)角模擬裝置進行了設計和研制，最終的設計結果為：外包絡尺寸5000 mm×5000 mm×1100 mm；角度模擬范圍±3°，精度0.005°；最大負載能力超過5 t。在進行真空熱試驗時，其水平度達到1/1000，按照傾斜姿態(tài)模擬裝置的尺寸，相應的在探測器安裝面上的直線度為5 mm。

針對焊接應力與變形、機構整體誤差超過規(guī)定值以及對兩軸同步運動的干擾等問題，在調試安裝的過程中采用以下3 項調整措施：

1）利用水平儀分別對轉動平臺長軸軸承座、 升降機機座軸承座安裝后的水平度進行測量，并采用不同厚度的隔熱墊片進行調整，使軸承座的垂直度、平行度和高度符合要求。2）由于機構焊接變形以及運動間隙使蝸桿的零點位置改變，導致升降機受力不均和電機發(fā)熱。為解決這些問題，又設計了二軸單獨運動模式，并通過水平儀與軸承蓋涂色檢查相結合的方法，對蝸桿位置分別進行調整，使它們的同步性滿足要求。3）在傾斜姿態(tài)模擬裝置與探測器的安裝處，增加可以單獨調節(jié)高度的托盤，對整套裝置的水平度進行輔助調整。

經過上述安裝調試，裝置滿足了各項技術要求。在真空度＜10-4Pa、溫度 100 K 的使用環(huán)境下，裝置分別經受了210 天的“嫦娥三號”真空熱試驗和30天的“嫦娥五號”真空熱試驗的驗證考核，整個真空熱試驗期間運行零故障，確保試驗任務圓滿完成。

4 結論

本文在月球探測器傾斜姿態(tài)模擬裝置的設計、研制和安裝調試中獲得如下結論：

1）曲柄搖塊機構具有結構簡單、受力狀態(tài)好、傳動效率高的優(yōu)點；2）為了保證運動部件可靠運行，有必要采用溫控、真空潤滑以及熱變形誤差補償?shù)拳h(huán)境適應性措施；3）結構對稱性設計、DDA直線插補和PLC 高速計數(shù)模塊等防超差措施對于雙軸同步運動的實現(xiàn)至關重要。

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