邱華勇，秦 彥，苑會領(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)機器人技術(shù)與系統(tǒng)國家重點實驗室，哈爾濱50080)

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空間對接機構(gòu)熱真空環(huán)境對接與分離試驗技術(shù)研究

邱華勇1，秦 彥1，苑會領(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)機器人技術(shù)與系統(tǒng)國家重點實驗室，哈爾濱150080)

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

關(guān)鍵詞:空間對接機構(gòu)；熱真空；對接與分離試驗

1　引言

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

對接機構(gòu)的熱真空對接與分離試驗，是在熱真空環(huán)境下，進行主、被動兩對接機構(gòu)的對接與分離全過程的驗證試驗。由于熱真空環(huán)境試驗設(shè)備(熱真空室)容積的限制，為了模擬在空間環(huán)境下的對接與分離試驗，必須研制一種外形尺寸都縮小的試驗臺[2]。依據(jù)功能需求，此試驗臺還應(yīng)是能適應(yīng)熱真空環(huán)境、能模擬等效質(zhì)量以實現(xiàn)對接撞擊、能設(shè)定對接初始條件、能配合對接機構(gòu)工作過程的一臺試驗裝置。國外已有類似的試驗臺，稱之為空間局部小環(huán)境動力學(xué)試驗臺或輕便動力學(xué)試驗臺，可用于模擬對接機構(gòu)中心碰撞、傾斜碰撞等試驗工況[3]。

本文介紹了我國對接機構(gòu)熱真空對接試驗臺的技術(shù)方案，提出了具體的等效質(zhì)量模擬方法、六自由度運動實現(xiàn)方案，經(jīng)過了試驗驗證，并結(jié)合實際試驗情況，對試驗方案進行了評價和建議。

2　熱真空對接試驗臺技術(shù)方案

對接機構(gòu)熱真空對接試驗臺，既要能實現(xiàn)主、被動兩對接機構(gòu)的對接與分離試驗，同時又要能適應(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)能夠模擬對接的兩個飛行器的質(zhì)量等效；2)能夠設(shè)定一定的對接初始條件，即能設(shè)置一定的俯仰偏航或滾轉(zhuǎn)初始對接姿態(tài)，能夠?qū)崿F(xiàn)一定的初始對接速度；3)能消除重力對對接與分離過程的影響；4)能夠?qū)崿F(xiàn)主、被動對接機構(gòu)的對接碰撞、捕獲、緩沖、校正、拉近、剛性連接與密封、分離全過程。

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

圖1　對接機構(gòu)熱真空對接試驗臺原理示意圖Fig. 1 Schematic diagram of the thermal vacuum docking test station

3　等效質(zhì)量模擬原理

對接等效質(zhì)量計算的依據(jù)是兩對接飛行器的質(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。在用這類試驗臺進行試驗時，通常是模擬中心碰撞[2]，即可假定對接是對中的，即兩個飛行器的對接速度v1和v2在對接前與飛行器質(zhì)心的連線方向一致。根據(jù)動量守恒定律，對接飛行器的速度關(guān)系如式(1):

由此得出對接后兩飛行器的速度如式(2):

兩飛行器對接過程所需能量A =對接前的能量-對接后的能量，如式(3):

整理式(3)可得式(4):

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

式中，AR為飛輪旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動能量，AT為下平臺直線移動部分的運動能量，分別滿足公式(6)、(7)。

式中，JR為飛輪的轉(zhuǎn)動慣量；ωR為飛輪的轉(zhuǎn)動角速度；nR為飛輪的轉(zhuǎn)速。mT為移動平臺總質(zhì)量，包括下移動平臺、被動對接機構(gòu)和重力平衡砝碼。

假定8 t與8 t的兩飛行器對接，則對接等效質(zhì)量mCT= 4000 kg，假定下平臺加被動對接機構(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)動慣量為JR= 1583. 143×10-4kg˙m2。通過調(diào)節(jié)不同的飛輪轉(zhuǎn)動慣量，可以模擬不同的對接等效質(zhì)量。

對接機構(gòu)的分離過程，可以理解為對接的逆過程。通常對接機構(gòu)分離過程是:鎖鉤解鎖，鎖鉤解除約束后，在兩飛行器對接面之間的分離推桿的作用下，兩飛行器實現(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，可知在該試驗臺進行分離試驗?zāi)艿玫絻娠w行器分離速度，若在不考慮下平臺摩擦影響，在此等效模擬質(zhì)量下分離速度應(yīng)與真實一致。

4　熱真空對接與分離試驗情況

4. 1 試驗概況

神舟八號飛船主動對接機構(gòu)和天宮一號目標(biāo)飛行器被動對接機構(gòu)，于2009年10—11月，進行了初樣鑒定級熱真空對接與分離試驗。試驗過程中，通過控制紅外籠及紅外燈陣系統(tǒng)，施加到對接機構(gòu)及熱真空對接試驗臺上的熱流，來實現(xiàn)對接機構(gòu)及熱真空對接試驗臺的溫度要求。試驗在某空間環(huán)境模擬室(即真空罐)內(nèi)進行。對接機構(gòu)熱真空對接試驗臺如圖2，主、被動對接機構(gòu)均已安裝至其內(nèi)部，整體準備吊入真空罐，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　熱真空對接試驗臺在真空罐外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

試驗為鑒定級熱真空試驗，試驗中通過紅外燈陣系統(tǒng)等多方式聯(lián)合來實現(xiàn)對接機構(gòu)產(chǎn)品溫度，試驗共完成6. 5次高低溫循環(huán)。試驗過程對接機構(gòu)控溫點的溫度均達到要求值(高溫端0～4℃之間，低溫端- 4～0℃之間)，且均勻性良好，罐內(nèi)真空度滿足試驗要求。

4. 3 等效模擬效果分析

本次試驗共完成主被動對接機構(gòu)的不同初始條件的對接74次，其中剛性連接與分離31次，試驗臺全過程工作狀態(tài)良好。為了進一步說明試驗臺對接與分離等效模擬的真實性，選擇與氣浮式對接分離試驗臺的試驗結(jié)果對比，分析對接機構(gòu)在相同工況下的工作實現(xiàn)情況。氣浮式對接與分離試驗臺如圖4，為物理模擬試驗臺，8 t對8 t飛行器真實質(zhì)量模擬，高精度實現(xiàn)對接與分離過程，氣浮式摩擦影響小，對接模擬真實度較高。此次熱真空對接試驗臺模擬亦為8 t -8 t等效對接。

圖4　氣浮式對接與分離試驗臺Fig.4 The docking buffer test bed(air floated platform)

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

在分離試驗中，考慮分離過程的差異和評價等效質(zhì)量模擬，選擇分離力和分離速度進行對比。對接機構(gòu)分離過程是:對接鎖解鎖，鎖鉤解除約束后，由分布于對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)力矩作用于對接面上。圖7為某分離工況熱真空試驗臺與氣浮試驗臺分離力曲線對比。從曲線可以看出，分離力的作用與分離力施加的量級和趨勢是相當(dāng)?shù)模梢欢ǔ潭日f明熱真空試驗臺的分離功能驗證是可行的，由于熱真空試驗臺是不能模擬飛行器俯仰偏航慣量，是鎖住相關(guān)姿態(tài)進行分離的，所以熱真空臺的分離力曲線波動較大。

圖5　某高速正碰工況熱真空試驗臺與氣浮試驗臺對接軸向力曲線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臺與氣浮試驗臺對接軸向力曲線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臺與氣浮試驗臺分離力曲線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臺與氣浮試驗臺分離速度曲線Fig. 8 Comparison of separation speed curve in vacuum test and air floated platform test

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

5　結(jié)論

對接機構(gòu)熱真空對接試驗臺的技術(shù)方案是該試驗成敗的關(guān)鍵。本文介紹了該試驗臺利用飛輪模擬對接等效質(zhì)量的方法和原理，并簡要介紹了試驗臺的運動原理和整個試驗的情況，對試驗結(jié)果進行了分析和評價。試驗結(jié)果表明，飛輪模擬等效質(zhì)量的試驗方法是正確可行的，較真實的模擬了在軌對接與分離過程，可為后續(xù)大型空間機構(gòu)熱真空試驗提供參考依據(jù)。

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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，高級工程師，研究方向為對接機構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計。E-mail:ureca@163. com

收稿日期:2015-08-13；修回日期:2015-12-21

中圖分類號:V416. 8

文獻標(biāo)識碼:A

文章編號:1674-5825(2016)01-0112-05