楊 青，楊新海，邵濟明，2(.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海2009；2.上海市空間飛行器機構(gòu)重點實驗室，上海2009)

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一種微型航天器對接機構(gòu)的設(shè)計研究

楊 青1，楊新海1，邵濟明1，2
(1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海201109；2.上海市空間飛行器機構(gòu)重點實驗室，上海201109)

摘要:針對立方星級別的微型航天器在軌對接任務(wù)，提出了一種通用對接機構(gòu)的設(shè)計方案。方案采用捕獲連接功能一體化設(shè)計，利用連接構(gòu)件在對接靠近階段形成捕獲對接通道，提高了對接初始姿態(tài)偏差適應(yīng)能力和相對姿態(tài)校正能力，并引入電磁力輔助對接過程。利用ADAMS軟件對對接過程進行動力學(xué)仿真分析，結(jié)果表明，該設(shè)計方案能夠?qū)崿F(xiàn)可靠捕獲和連接，完成兩微型航天器的對接。

關(guān)鍵詞:微型航天器；通用對接機構(gòu)；校正；仿真

1　引言

空間交會對接技術(shù)是一種實現(xiàn)兩個獨立飛行器在空間形成剛性連接的技術(shù)。對接過程中，對接機構(gòu)的主動端對被動端進行捕獲和鎖緊，從而完成飛行器之間的連接?？臻g交會對接技術(shù)可以廣泛地應(yīng)用于空間飛行器的功能重構(gòu)、衛(wèi)星燃料補給、衛(wèi)星在軌維修服務(wù)、空間微小衛(wèi)星組合等任務(wù)。自20世紀60年代起，美蘇兩國對空間對接技術(shù)進行了大量研究和試驗，設(shè)計出了應(yīng)用于不同任務(wù)的多種形式的對接機構(gòu)，目前國際空間站也都是使用美國和俄羅斯設(shè)計的對接機構(gòu)。歐洲[1]與日本[2]也相繼開發(fā)了弱撞擊式的對接機構(gòu)。我國在2011年11月實現(xiàn)了神舟八號飛船與天宮一號目標(biāo)飛行器的空間交會對接，獨立掌握了空間交會對接技術(shù)[3]。

隨著電子、控制、通信技術(shù)的不斷進步，微型航天器技術(shù)日趨成熟，微小衛(wèi)星的應(yīng)用得到快速發(fā)展，由于其成本低、質(zhì)量輕、占用空間小等優(yōu)點，微小衛(wèi)星的應(yīng)用越來越廣泛。立方星是一種具有單元尺寸的標(biāo)準(zhǔn)的微型航天器，每個單元為1U，每U是一個100 mm×100 mm×100 mm尺寸的立方體。一個立方星可以由多個單U模塊組成，目前的立方星尺寸多為3U、6U。立方星具有研制周期短、成本低的突出優(yōu)點，許多航天研究機構(gòu)，包括高校在內(nèi)，都有研發(fā)這種微型航天器的經(jīng)濟、技術(shù)能力。目前立方星多用于航天技術(shù)的在軌驗證試驗，其低成本的特點降低了項目風(fēng)險。

為微型航天器設(shè)計對接機構(gòu)對于空間飛行器重構(gòu)、模塊化航天器在軌組裝、對接機構(gòu)小型化等有著重要的意義。應(yīng)用于空間微型航天器的對接機構(gòu)需要向小尺寸、輕量化的方向發(fā)展，模塊化的趨勢則要求對接機構(gòu)具有一定的通用性。

以美國為首的航天大國對微型航天器對接機構(gòu)已經(jīng)進行了一定的研究，如美國國防高級研究局(DARPA)的軌道快車計劃(Orbital Express)使用的三指式對接機構(gòu)[4]，密歇根航空航天公司(Michigan Aerospace Corporation)設(shè)計的自主衛(wèi)星對接系統(tǒng)(Autonomous Satellite Docking System，ASDS)[5]，麻省理工學(xué)院(MIT)為搭建空間模塊系統(tǒng)設(shè)計的通用對接端口( Universal Docking Port，UDP)[6]，以及美國7815149B1專利中設(shè)計的電磁捕獲對接機構(gòu)(Magnetic Capture Docking Mechanism)[7]。這些研究成果為空間模塊化組裝、微型航天器對接等提供了支持，而我國在這一方面依然處于初步研究階段。本文以立方星級別的微型衛(wèi)星為對象，提出了一種具有通用性的對接機構(gòu)設(shè)計方案，為空間微型航天器對接、通用小型化對接機構(gòu)設(shè)計提供一種新的方案思路和參考。

2　對接機構(gòu)設(shè)計

本文選定對接機構(gòu)的安裝對象為3U立方星，長、寬、高尺寸定為100 mm×100 mm× 300 mm。3U立方星是一種典型的立方星構(gòu)型，能夠具有基本的空間機動、控制能力及相對位置測量設(shè)備。立方星具有標(biāo)準(zhǔn)尺寸規(guī)范，對接機構(gòu)只能安裝在100 mm×100 mm的端面上。為實現(xiàn)兩航天器的空間交會、相對姿態(tài)校正，還需要在安裝端面布置如相機、LED發(fā)光器等測控設(shè)備和識別標(biāo)志[8]，機構(gòu)安裝端面需留有足夠的剩余空間，因此機構(gòu)的外形尺寸受到嚴格限制。如圖1所示，以布置相機為例，當(dāng)對接機構(gòu)包絡(luò)直徑為Dm且安裝在端面中心時，相機的最大外徑Dc與

Dm的關(guān)系為:。由此可得相機允許的最大外徑計算如式(1):

圖1　端面尺寸關(guān)系Fig. 1 Size relationship of the end faces

通過控制對接機構(gòu)的包絡(luò)直徑，可以為其余設(shè)備的安裝留下足夠的空間。

2. 1 對接機構(gòu)構(gòu)型

對接機構(gòu)通常是主被動對接形式，主動機構(gòu)通過一定的運動來捕獲被動機構(gòu)，并完成最終的剛性連接。這導(dǎo)致必須有兩套不同的機構(gòu)相互配合才能完成對接任務(wù)。為了解決這個問題，本文為微型航天器設(shè)計的對接機構(gòu)采用了異體同構(gòu)式的設(shè)計方案，安裝在追蹤星與目標(biāo)星上的兩套機構(gòu)完全相同，任意兩個機構(gòu)之間均能夠?qū)崿F(xiàn)捕獲導(dǎo)向和連接功能，具有很強的通用性。單套機構(gòu)如圖2所示。

圖2　通用型對接機構(gòu)Fig. 2 Universal docking mechanism

機構(gòu)主要由一個基體和三個鎖爪構(gòu)件組成。基體頂部是一個三齒式的校正限位結(jié)構(gòu)，包括校正齒和校正槽，在對接時提供類似定位銷與銷孔的功能，能夠校正兩機構(gòu)之間的姿態(tài)偏差并限制機構(gòu)自由度。鎖爪構(gòu)件可繞軸旋轉(zhuǎn)，衛(wèi)星發(fā)射時收于基體側(cè)面，有效減少包絡(luò)體積，在對接過程中能夠180°獨立旋轉(zhuǎn)運動。

2. 2 工作原理

在對接準(zhǔn)備階段，三個鎖爪構(gòu)件旋轉(zhuǎn)展開，檢查機構(gòu)功能完整性，并鎖定在一定角度，減少后期校正、鎖定時間。對接過程如圖3所示。

圖3　對接過程Fig. 3 Docking process

對接開始時，追蹤星逼近目標(biāo)星，兩對接機構(gòu)對接面相對，追蹤星相對目標(biāo)星保持懸停狀態(tài)，并調(diào)整相對姿態(tài)。之后追蹤星對接機構(gòu)的三個鎖爪構(gòu)件旋轉(zhuǎn)，做“抱”向目標(biāo)星對接機構(gòu)的動作，在此過程中，鎖爪起到輔助校正兩機構(gòu)相對姿態(tài)的作用。追蹤星鎖爪旋轉(zhuǎn)至與基體軸線成小角度時保持鎖定，此時追蹤星三個鎖爪與目標(biāo)星機構(gòu)基體之間形成“對接通道”。同時追蹤星主推力啟動，在“對接通道”作用下，追蹤星向目標(biāo)星運動，兩機構(gòu)在校正齒的作用下完成最終的相對姿態(tài)校正，兩對接面相互貼近直至重合。在傳感器檢測到對接面重合后，鎖爪構(gòu)件再次旋轉(zhuǎn)，直至“抱住”目標(biāo)機構(gòu)的基體，完成對接。此后目標(biāo)星對接機構(gòu)鎖爪也可旋轉(zhuǎn)“抱”向追蹤星對接機構(gòu)基體，形成更加牢固的連接。

機構(gòu)在完成對接過程后，需限制兩航天器之間6自由度的相對運動。當(dāng)兩個異體同構(gòu)的校正齒、槽結(jié)構(gòu)緊密結(jié)合相對卡死時，能夠?qū)崿F(xiàn)兩機構(gòu)之間除軸向單向分離運動外的所有相對運動。沿軸向的分離運動將由鎖爪上的凹槽與對方機構(gòu)上配合槽內(nèi)的凸鍵相配合完成限制。依靠追蹤星對接機構(gòu)的三個鎖爪即能完成最終的6自由度限制，而一對對接機構(gòu)總共六個鎖爪的抱合作用能夠提供更高的對接剛度，增加機構(gòu)連接的可靠性。

2. 3 校正能力

校正齒、槽具有最終的相對姿態(tài)校正的功能，能夠消除相對偏差。在兩機構(gòu)對接面接近過程中，追蹤星對接機構(gòu)的校正齒進入到目標(biāo)星機構(gòu)校正槽中(由于機構(gòu)是異體同構(gòu)設(shè)計，此時目標(biāo)星的校正齒也進入追蹤星的校正槽中)，齒、槽相互作用完成校正。目標(biāo)星機構(gòu)對接面處截面如圖4所示。圖中A、B、C三點表示追蹤星對接機構(gòu)校正齒頂點，同心圓環(huán)非陰影處為目標(biāo)星校正槽。

圖4　對接面截面Fig. 4 Cross section of the docking interface

圖示位置為在兩對接面相距一個校正齒高的距離且沒有相對姿態(tài)角和橫向偏差的情況。為保證校正齒、槽起到應(yīng)有的作用，A、B、C三點在校正前需保持在各自的非陰影區(qū)域內(nèi)，由此可以得到如圖5所示的橫向偏差范圍，取其內(nèi)切圓(陰影部分)作為橫向偏差校正范圍。

圖5　校正范圍Fig. 5 Alignment range

當(dāng)取對接面內(nèi)圓直徑為d，校正齒外圓直徑為D時，橫向偏差校正能力為±(D-d) /2。當(dāng)有滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航角度偏差存在時，橫向校正范圍將有所降低。

在校正齒、槽產(chǎn)生校正功能之前，由三個鎖爪構(gòu)件形成的“對接通道”將兩機構(gòu)相對姿態(tài)限制在一定范圍內(nèi)。追蹤星鎖爪旋轉(zhuǎn)至一定角度后與目標(biāo)星對接機構(gòu)的基體之間產(chǎn)生限制關(guān)系。

如圖6所示，當(dāng)鎖爪與機構(gòu)軸線成α角時，在目標(biāo)星對接機構(gòu)校正齒齒根處，配合槽平面在齒根部與鎖爪之間的距離m約滿足式(2):

其中h為校正齒高度，與校正槽深度相等。

圖6　鎖爪校正能力Fig. 6 Alignment capability of the lock claw

為了在“對接通道”完成校正功能后，機構(gòu)能夠進入校正齒、槽的校正范圍內(nèi)，需滿足不等式(3):

當(dāng)取h =8 mm，α=5°，D =36 mm，d =24 mm時，可以得到m≈1.4 mm，(D-d)/2 =6 mm，滿足(3)式。

當(dāng)存在滾轉(zhuǎn)、偏航、俯仰角度偏差時，m將減小，“對接通道”的限位能力將增加。

3　對接性能仿真驗證

由于在對接過程中存在著多次碰撞、接觸、摩擦等復(fù)雜過程，本文采用動力學(xué)仿真軟件ADAMS對對接過程進行仿真分析，初步驗證機構(gòu)功能。

在仿真中，主要驗證兩方面內(nèi)容:一是鎖爪構(gòu)件對機構(gòu)的校正能力；二是在追蹤星主推力啟動后兩機構(gòu)對接面能否運動貼合到一定的距離范圍內(nèi)并保持一定的時間，完成最終鎖緊過程的準(zhǔn)備。

3. 1 初始條件設(shè)置

ADAMS仿真中微型航天器模型尺寸為100 mm×100 mm×300 mm的長方體，立方星質(zhì)量一般為1 kg～2 kg每U，考慮到能夠完成在軌對接任務(wù)需要較重的測控設(shè)備和推進組件，假定單個星體重量為5 kg。

坐標(biāo)系定義如圖7所示。圖中，下標(biāo)T表示目標(biāo)星，下標(biāo)C表示追蹤星，下標(biāo)1表示校正齒，下標(biāo)2表示校正槽，即AT1表示目標(biāo)星校正齒A，AT2表示目標(biāo)星校正槽A，其余以此類推。追蹤星校正齒AC1將插入目標(biāo)星校正槽AT2中，其余依次類推。目標(biāo)星對接面坐標(biāo)系OT-XTYTZT，坐標(biāo)系原點OT在目標(biāo)星對接機構(gòu)對接面中心，OTXT軸指向目標(biāo)星后端，OTYT軸指向目標(biāo)星校正齒AT1，OTZT軸符合右手定則。追蹤星對接面坐標(biāo)系OC-XCYCZC，坐標(biāo)系原點OC在追蹤星對接機構(gòu)對接面中心，OCXC軸指向追蹤星前進方向，OCYC軸指向追蹤星校正槽AC3，OCZC軸符合右手定則。當(dāng)兩飛行器完成對接時，坐標(biāo)系OT-XTYTZT與坐標(biāo)系OC- XCYCZC相重合，各軸相互對應(yīng)。將追蹤星對接面坐標(biāo)系在目標(biāo)星對接面坐標(biāo)系中的相對位置描述為兩星對接機構(gòu)位置偏差。

圖7　坐標(biāo)系定義Fig. 7 Coordinate systems

在仿真軟件中定義了表1所示三組初始偏差:

表1　初始偏差Table 1 Initial misalignment

3. 2 碰撞動力學(xué)模型建立

在ADAMS仿真中，對于碰撞的模擬采用的是非線性彈簧阻尼模型，摩擦力的模擬采用庫倫模型[9]。依據(jù)ADAMS軟件幫助文檔，非線性彈簧阻尼碰撞模型在ADAMS中用式(4)所示Impact函數(shù)來描述:

摩擦力采用庫倫模型，摩擦力的表達式如式(5):

式中vr為接觸點處的相對滑動速度，μs、μd分別為靜態(tài)摩擦系數(shù)和動態(tài)摩擦系數(shù)，vs、vd分別為靜滑移速度和動滑移速度。

在模型參數(shù)選擇時參考文獻[10]及文獻[11]中在接觸剛度、阻尼系數(shù)、摩擦系數(shù)等參數(shù)的選擇設(shè)置，并根據(jù)微型航天器相對動能小的特點，對模型參數(shù)進行了一定的修改，如降低了接觸切入量最大值、減小了接觸剛度等，使其更加符合微型機構(gòu)的仿真模擬。

3. 3 追蹤星鎖爪預(yù)校正仿真

在不使用鎖爪預(yù)校正的情況下，第一、第二組初始偏差均出現(xiàn)了校正齒與對接面相碰撞的情況，導(dǎo)致對接失?。坏谌M初始偏差在不使用鎖爪預(yù)校正的條件下，雖能夠完成一定的校正，但整個過程耗時很長，且不穩(wěn)定。

由圖8可以看到，當(dāng)追蹤星鎖爪構(gòu)件形成“對接通道”后，在這三組初始條件下，機構(gòu)均能夠?qū)崿F(xiàn)校正、對接功能。

在ADAMS軟件中對兩對接面中心點之間的距離建立了測量，以此測量值來量化對接面的貼合程度。圖8顯示了在三種初始條件下，僅采用追蹤星鎖爪形成“對接通道”后，對接面貼合距離與時間的關(guān)系。

第一組初始條件下，約2. 8 s后兩對接面距離穩(wěn)定在0. 5 mm之內(nèi)，滿足鎖緊的要求；第二組初始條件下，約6 s后兩對接面距離穩(wěn)定在0. 5 mm之內(nèi)；第三種初始條件下，經(jīng)過了長時間的校正后，兩對接面才貼近到較小的距離，且整個過程經(jīng)過了較多的碰撞調(diào)整，過程很不穩(wěn)定。

上述結(jié)果表明，追蹤星鎖爪形成“對接通道”單向預(yù)校正后，能夠一定程度上輔助穩(wěn)定對接過程。

在仿真過程中注意到，仿真結(jié)果對于碰撞模型和摩擦力模型的參數(shù)選擇有一定的敏感性，說明機構(gòu)零件的材料屬性對對接過程與結(jié)果有影響，選擇大阻尼的材料能夠減少碰撞回彈現(xiàn)象，增加接觸過程的能量吸收，加速穩(wěn)定過程。

圖8　單向形成對接通道時中心偏移Fig. 8 Center displacement of one-way docking channel

3. 4 追蹤、目標(biāo)星雙向預(yù)校正仿真

圖9顯示了三組初始條件下，追蹤星與目標(biāo)星機構(gòu)鎖爪均做抱合動作，共同形成“對接通道”后，對接面貼合程度與時間的關(guān)系。可看到，在采用了這種雙向?qū)油ǖ佬纬蓹C制后，對接面貼合時間有所縮短，接近過程更加平穩(wěn)，這有利于降低對接過程對整個系統(tǒng)增加的額外沖量，減少微型航天器推進劑的損耗并降低對接過程的不確定性。

圖9　雙向形成對接通道時中心偏移Fig. 9 Center displacement of two-way docking channel

3. 5 引入模擬電磁力的對接仿真

如果在機構(gòu)上引入電磁線圈，在對接過程中，兩套機構(gòu)的電磁線圈產(chǎn)生磁場并相互吸引，將有利于減少對接面貼合時間，并且能夠降低仿真中碰撞模型參數(shù)的敏感性，使對接過程更加穩(wěn)定。在仿真模型中，相互吸引的電磁力采用如下方式模擬:假定對接面貼合時吸引力為F0，吸引力建立在兩對接面中心點之間，與兩中心點之間的距離成反比，給定式(6)所示關(guān)系式:

式中n為反比階次，a為比例系數(shù)。電磁場在空間中相互作用產(chǎn)生的吸引力計算非常復(fù)雜，式(6)僅為模擬式?，F(xiàn)采取如下仿真策略:控制n的值分別為1、2、3、4，在連接面貼緊時的電磁吸附力為1 N，在連接面中心相距25 mm時吸引力為0. 1 N，以此計算出不同n值下的a值，來模擬電磁力。仿真時僅針對首次模擬結(jié)果不理想的第三組初始條件來進行，針對不同的n值，仿真結(jié)果如圖10所示。在n取不同值的模擬電磁力下，對接過程均能快速穩(wěn)定，均在2. 25 s后完成對接面貼合并持續(xù)保持。

圖10　引入電磁力時中心偏移Fig.10 Center displacement with electro-magnetic forces

結(jié)果表明，引入類似電磁力的相互吸引力能夠有效減少對接面校正貼合時間，使整個對接過程更加穩(wěn)定，降低對接過程的不確定性，能夠在一定程度上減少對接過程對于碰撞模型參數(shù)的敏感性。同時，在兩航天器分離時，兩機構(gòu)可以調(diào)整電磁力的方向，產(chǎn)生相互排斥的力，以輔助進行分離過程。

4　結(jié)論

本文依據(jù)微型航天器的特點，提出了鎖爪式導(dǎo)向校正和連接功能一體化的、異體同構(gòu)式的通用微型對接機構(gòu)方案。分析表明該種對接機構(gòu)具有良好的位姿偏差校正能力。利用ADAMS軟件進行了仿真驗證，驗證了機構(gòu)的捕獲對接功能，并比較了不同初始條件、不同對接策略下的對接結(jié)果；仿真結(jié)果表明，通過追蹤、目標(biāo)星雙向預(yù)校正可減小對接時間，提高對接平穩(wěn)性；引入電磁力輔助對接，能夠提高對接性能，并能夠輔助分離過程。本文的研究成果為后續(xù)該種通用微型對接機構(gòu)樣機的研制提供了設(shè)計參考。

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Study on Design of a Docking Mechanism for Micro Spacecraft

YANG Qing1，YANG Xinhai1，SHAO Jiming1，2
(1. Aerospace System Engineering Shanghai，Shanghai 201109，China；2. Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Mechanism，Shanghai 201109，China)

Abstract:Aiming at the docking of two CubeSat-like spacecrafts，a universal docking mechanism design was proposed in this paper. In this design，the capture function and the connection function were integrated into one component. Using the connection component to form the capture channel could increase the mechanism’s initial error alignment range. Electro-magnetic forces were used to assist the docking. The simulation of the docking mechanism was carried out using ADAMS. The simulation results showed that the proposed design could accomplish the mission of capturing and docking of two micro spacecrafts.

Key words:micro spacecraft；universal docking mechanism；alignment；simulation

作者簡介:楊青(1990 - )，男，碩士研究生，研究方向為空間結(jié)構(gòu)與機構(gòu)設(shè)計。E-mail:yangqing_slardar@ foxmail. com

收稿日期:2015-08-13；修回日期:2015-12-01

中圖分類號:V526

文獻標(biāo)識碼:A

文章編號:1674-5825(2016)01-0093-06