阮偉靖，薛百文，高碧祥，龐羽佳，楊臻

(1.中北大學 機電工程學院，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)爭的制高點，是世界各國爭相發(fā)展的軍事戰(zhàn)略核心之一[1-2]。針對傳統(tǒng)空間站的技術(shù)限制以及未來空間站的發(fā)展方向，亟需發(fā)展一種新型的航天技術(shù)來將受限制的天基平臺、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)計概念應(yīng)運而生[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、補加擴展、升級等服務(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)計用于在軌裝配的鎖緊釋放機構(gòu)[5-7]。該結(jié)構(gòu)由空間基礎(chǔ)平臺上的機械臂對地面發(fā)射的有效載荷進行操作，從而實現(xiàn)航天器的在軌裝配。

1 鎖緊釋放機構(gòu)

在軌裝配模塊的地面原理樣機如圖1所示，共分為4個模塊：主動模塊、被動模塊、試驗架模塊和連接檢測通信模塊。其中，主動模塊包括：殼體機構(gòu)、導向阻尼機構(gòu)和定位件。被動模塊包括：安裝平臺、鎖緊釋放機構(gòu)和定位接納件。在軌裝配模塊具體結(jié)構(gòu)如圖2所示。

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

2 鎖緊釋放機構(gòu)工作過程

在軌裝配模塊的鎖緊釋放機構(gòu)工作過程分為2個過程。鎖緊過程包括：導向頭到位；推桿推動觸發(fā)套筒同時鎖緊爪回轉(zhuǎn)；鎖緊爪到位完成對鎖緊蓋的鎖緊。釋放過程包括：電阻絲被加熱，記憶合金彈簧(以下簡稱SMA彈簧)受熱伸長并通過記憶合金套筒頂開鎖緊爪；鎖緊爪釋放到位，主動模塊在機械臂操作下與被動模塊分離；對電阻絲停止加熱，SMA彈簧恢復初始狀態(tài)，完成釋放過程。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 “無源”鎖緊工作過程

在軌裝配模塊的“無源”鎖緊技術(shù)指主動模塊在裝配時，僅依靠機械臂作為動力源對整個鎖緊動作提供動力，即在鎖緊釋放模塊中不存在動力裝置——如電機等，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)復雜程度。

鎖緊過程中，當導引頭到位后主動模塊和推桿等在主動力的作用下繼續(xù)運動，推桿在空載一段行程后，推動觸發(fā)套筒向下運動，壓縮觸發(fā)簧，從而釋放鎖緊扭簧的預存能量，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，當觸發(fā)套筒運動到位后，鎖緊爪也會完成對鎖緊蓋的鎖緊動作，該段運動簡圖如圖4所示。

在“無源”鎖緊中至關(guān)重要的功能是鎖緊爪鎖緊完成時所具備的自鎖功能。該自鎖功能主要運用了連桿機構(gòu)中的“死點”位置[8]。當主動模塊受到分離力時，鎖緊爪受到的力與鎖緊爪回轉(zhuǎn)中心處在同一直線位置，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，鎖緊爪鎖緊時的受力分析如圖5所示。

2.2 SMA彈簧釋放過程

由于鎖緊釋放機構(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)簡單特點的SMA彈簧作為驅(qū)動器[9]。形狀記憶合金是擁有形狀記憶效應(yīng)的材料，合金處于低溫相時變形，加熱到臨界溫度(逆相變點)通過逆相變恢復其原始形狀，稱之為形狀記憶效應(yīng)[10]。

在釋放工作過程中SMA彈簧釋放主動模塊的工作過程如圖6所示。

3 SMA彈簧參數(shù)計算

從分離過程可知，SMA彈簧所提供的機械力是影響鎖緊爪完成釋放動作的主要因素，故對鎖緊爪進行受力分析，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提供的鎖緊力矩，其值為74 N·mm。

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

在常用的記憶合金材料當中，主要為TiNi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，鎖緊釋放機構(gòu)要求性能可靠以及可重復使用，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)說明詳見參考文獻[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

建立樣機模型后，通過動力學仿真分析軟件MSC-ADAMS，對虛擬樣機進行仿真分析[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)較為復雜，對模型進行合理地簡化和假設(shè)，可以把復雜問題簡單化，有利于動力學模型的建立和仿真?，F(xiàn)對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) 動力學仿真按照在空間環(huán)境下進行，只考慮主動模塊與被動模塊，忽略地面試驗裝置——試驗架，同時，不計重力加速度的影響；

(4) 機械臂抓持主動模塊進行裝配的動作簡化為主動模塊在模塊接口方向上的力作用下進行裝配。

4.2 模型設(shè)置

通過三維建模軟件Pro/E建立整個在軌裝配模塊的三維模型并裝配后，將其導入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

仿真過程中，主要針對鎖緊與釋放2個功能進行仿真分析。一是在鎖緊到位后，主動模塊受150 N外力下死點結(jié)構(gòu)是否可靠，能否完成自鎖。二是釋放工作時，SMA彈簧能否完成解鎖動作。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個鎖緊爪的展開性能雖有細微不同，但基本保持一致。在3.0 s時，鎖緊爪進行鎖緊并在0.1 s內(nèi)完成鎖緊。3.5 s時，裝配所用的外力撤銷時，受導引頭上的阻尼簧作用，鎖緊爪有回彈動作，隨后保持穩(wěn)定鎖緊狀態(tài)。在4.0 s時，對主動模塊施加150 N的拉力，鎖緊爪有輕微振動，但很快穩(wěn)定，并保持自鎖狀態(tài)。6.0 s時，施加SMA彈簧力，鎖緊爪在0.3 s時間內(nèi)完成釋放動作。

綜上，該鎖緊與釋放機構(gòu)的“死點”結(jié)構(gòu)可靠，能夠完成自鎖。SMA彈簧參數(shù)準確，能夠?qū)崿F(xiàn)快速釋放的動作。

5 結(jié)束語

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)機構(gòu)設(shè)計為理論基礎(chǔ)，參考國外在軌裝配模塊的典型結(jié)構(gòu)，設(shè)計了一種鎖緊釋放機構(gòu)，對所需的SMA彈簧進行了分析計算，得出SMA彈簧參數(shù)。再將虛擬樣機進行了仿真分析，將所得的數(shù)據(jù)曲線與理論設(shè)計上的數(shù)據(jù)進行對比，結(jié)果高度一致，表明該模型的可靠性高，為原理樣機的加工提供了可靠的理論依據(jù)，同時也為在軌裝配技術(shù)提供了進一步的研究依據(jù)。

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