康永 周暉 馬少君 高波 譚立

(蘭州空間技術(shù)物理研究所,蘭州 730000)

航天器艙外載荷適配器(以下簡(jiǎn)稱為載荷適配器)是一種質(zhì)量和體積較小、功能較簡(jiǎn)單、復(fù)雜度較低的輕小型空間對(duì)接機(jī)構(gòu)[1],支持艙外載荷在軌安裝、拆卸,為艙外載荷提供通用化的機(jī)械、電能、信息、熱控、流體等部分或全部接口。其用途可歸納為:①用于艙外暴露實(shí)驗(yàn),如在“國(guó)際空間站”(ISS)的大量材料暴露、空間環(huán)境監(jiān)測(cè)、空間生命科學(xué)、空間天文和空間地球科學(xué)等領(lǐng)域的試驗(yàn)研究中應(yīng)用[2-5]。②用于在軌航天器或平臺(tái)部件替換維修,如在更換ISS日本暴露設(shè)施中的電源配電箱、生存電源配電箱、視頻信號(hào)轉(zhuǎn)換開(kāi)關(guān)、流體泵組合件等時(shí)應(yīng)用[6],以及在美國(guó)“軌道快車(chē)”(OE)項(xiàng)目在軌可更換單元(ORU)的在軌更換中應(yīng)用[7]。

我國(guó)在“十一五”期間開(kāi)始了空間站艙外載荷適配器的研發(fā)工作,目前已進(jìn)入工程研制和應(yīng)用階段。例如,在神舟七號(hào)任務(wù)中開(kāi)展的固體潤(rùn)滑材料外太空暴露試驗(yàn)[8]中應(yīng)用。隨著我國(guó)空間技術(shù)的發(fā)展,特別是未來(lái)空間站建成運(yùn)行,對(duì)載荷適配器的需求將急速增長(zhǎng)。

本文介紹了國(guó)內(nèi)外幾種載荷適配器,針對(duì)空間機(jī)械臂操作、人機(jī)工效學(xué)存在的問(wèn)題,分析了載荷適配器的關(guān)鍵技術(shù)和解決途徑,提出了我國(guó)載荷適配器技術(shù)發(fā)展建議。

1 國(guó)內(nèi)外載荷適配器

根據(jù)操作方式不同,載荷適配器可分為被動(dòng)式和主動(dòng)式兩類(lèi)(見(jiàn)圖1)。被動(dòng)式載荷適配器由機(jī)械臂或航天員操作進(jìn)行艙外載荷的對(duì)接,然后由載荷適配器實(shí)現(xiàn)鎖緊和接口連通。主動(dòng)式載荷適配器由機(jī)械臂或航天員將載荷搬運(yùn)至載荷適配器的捕獲范圍內(nèi),然后由載荷適配器主動(dòng)實(shí)現(xiàn)對(duì)接、鎖緊和接口連通。

圖1 載荷適配器分類(lèi)示意Fig.1 Classification of payload adapters

1.1 國(guó)外載荷適配器

1.1.1 日本EEU

日本實(shí)驗(yàn)艙暴露設(shè)施(JEM-EF)與暴露載荷連接的載荷適配器稱為EEU[9],見(jiàn)圖2。EEU上能夠安裝或更換質(zhì)量不大于500 kg的暴露載荷。它由暴露設(shè)施連接單元(EFU)和載荷接口單元(PIU)組成。EFU包括捕獲鎖(3個(gè))、導(dǎo)向錐(6個(gè))、電源流體連接器,以及內(nèi)部的1套同時(shí)驅(qū)動(dòng)3個(gè)固定鎖臂的連接機(jī)械。PIU包含V形導(dǎo)向槽(3個(gè))、中央阻尼器(1個(gè))、定位銷(xiāo)(6個(gè)),以及與EFU對(duì)應(yīng)的電源流體連接器。EFU能夠抓取被機(jī)械臂送到預(yù)定位置的PIU,并且克服和吸收機(jī)械臂負(fù)載造成的定位誤差,連接或脫離PIU。EFU和PIU的接口都裝有電源流體連接器,為載荷提供電能、通信、熱控和流體[10-11]。

圖2 EEU接口示意Fig.2 Interfaces of EEU

EEU的功能實(shí)現(xiàn)方式如下。

(1)引導(dǎo)定位。在起始階段通過(guò)EFU上的3個(gè)捕獲鎖捕獲與之對(duì)應(yīng)的PIU上的3個(gè)V形導(dǎo)向槽,主動(dòng)消除安裝于載荷端的PIU與安裝于平臺(tái)端的EFU之間的初始位置姿態(tài)誤差。然后,基于銷(xiāo)孔配合原理,利用定位銷(xiāo)和孔的配合實(shí)現(xiàn)精確定位。

(2)機(jī)械鎖緊和電連接。通過(guò)平臺(tái)端電力驅(qū)動(dòng)的捕獲鎖實(shí)現(xiàn)機(jī)械鎖緊、電源流體連接器連接。

EEU的工作過(guò)程為:①由機(jī)械臂將載荷移動(dòng)到待安裝的EFU位置[12];②由EFU上面的3個(gè)捕獲鎖捕獲PIU,由導(dǎo)向錐和定位銷(xiāo)的配合精確定位,最終依靠捕獲鎖和V形導(dǎo)向槽抓獲并對(duì)準(zhǔn)PIU時(shí)產(chǎn)生的強(qiáng)力[13-15],連接所有電源流體連接器。

1.1.2 美國(guó)FRAM

美國(guó)FRAM[16-20]廣泛應(yīng)用于美國(guó)和歐洲載荷暴露平臺(tái)上,屬于純機(jī)械式的載荷適配器。FRAM由機(jī)械臂或航天員操作對(duì)接并提供動(dòng)力,實(shí)現(xiàn)載荷的供電、通信、機(jī)械連接。FRAM通過(guò)螺栓連接到暴露平臺(tái)上,其結(jié)構(gòu)組成與安裝示意如圖3所示,主動(dòng)端組成如圖4所示。

FRAM功能實(shí)現(xiàn)方式如下。

(1)引導(dǎo)定位。通過(guò)機(jī)械臂或航天員操作,利用圓錐銷(xiāo)和圓錐孔的引導(dǎo)消除安裝于載荷端的接口部分與安裝于平臺(tái)端的接口部分之間的初始位置姿態(tài)誤差,再進(jìn)一步利用圓柱銷(xiāo)和孔的配合實(shí)現(xiàn)定位。

(2)機(jī)械鎖緊和電連接?；诮z杠副傳動(dòng)原理,將外接工具或機(jī)械臂提供的旋轉(zhuǎn)動(dòng)力經(jīng)放大轉(zhuǎn)化為軸向力,推動(dòng)鎖緊銷(xiāo)、盲插連接器插頭沿軸向運(yùn)動(dòng)與馬蹄扣、盲插連接器插座配合,實(shí)現(xiàn)載荷與平臺(tái)的機(jī)械鎖緊及電連接。

FRAM的工作過(guò)程為:①機(jī)械臂或航天員調(diào)整載荷端FRAM主動(dòng)端與被動(dòng)端之間的相對(duì)位置姿態(tài),直到所有定位銷(xiāo)孔配合成功;②由外部機(jī)械設(shè)備驅(qū)動(dòng)FRAM主動(dòng)端齒輪箱帶動(dòng)螺桿轉(zhuǎn)動(dòng),螺桿推動(dòng)驅(qū)動(dòng)架a、驅(qū)動(dòng)架b向兩側(cè)運(yùn)動(dòng),直到4個(gè)插銷(xiāo)完全插入到位,完成盲插連接器的連接并鎖緊FRAM被動(dòng)端的馬蹄扣。

圖3 FRAM結(jié)構(gòu)組成與安裝示意Fig.3 Composition and installation of FRAM

圖4 FRAM主動(dòng)端外形及組成Fig.4 Figure and composition of FRAM active side

1.1.3 俄羅斯艙外載荷適配器

可重構(gòu)通用工作站(URM-D,見(jiàn)圖5)是ISS中俄羅斯艙段暴露設(shè)施[21-23]的暴露模塊結(jié)構(gòu),其中包括艙外載荷適配器,為載荷提供電力、數(shù)據(jù)、機(jī)械連接。適配器由主動(dòng)端和被動(dòng)端組成。主動(dòng)端安裝在URM-D上,由機(jī)體、方形適配孔、鎖緊裝置、絲杠、手柄、驅(qū)動(dòng)架、防松裝置等組成。被動(dòng)端安裝在載荷端,由載荷安裝孔、定位與鎖緊配合裝置、載荷安裝面組成。

圖5 URM-D及其適配器組成Fig.5 Configuration of URM-D and its adapter

俄羅斯艙外載荷適配器功能實(shí)現(xiàn)方式如下。

(1)引導(dǎo)定位。通過(guò)航天員操作,基于銷(xiāo)孔配合原理,利用方形適配孔與方形銷(xiāo)的配合引導(dǎo)消除安裝于載荷端的被動(dòng)端與安裝于平臺(tái)端的主動(dòng)端之間的初始位置姿態(tài)誤差。

(2)機(jī)械鎖緊和電連接?；诼菁y絲杠副傳動(dòng)原理,將航天員手臂提供的旋轉(zhuǎn)動(dòng)力經(jīng)放大轉(zhuǎn)化為軸向力,推動(dòng)鎖緊裝置配合,實(shí)現(xiàn)載荷與平臺(tái)的機(jī)械鎖緊。電連接完全由航天員操作外置的電連接器實(shí)現(xiàn)。

俄羅斯艙外載荷適配器工作過(guò)程為:①航天員搬動(dòng)載荷,隨著主動(dòng)端方形適配孔的引導(dǎo)使主動(dòng)端配合面與被動(dòng)端配合面貼合;②航天員擰動(dòng)適配器主動(dòng)端的手柄鎖緊載荷。如需進(jìn)行載荷的電連接,則需航天員再次手動(dòng)操作電連接器。

1.1.4 美國(guó)“軌道快車(chē)”O(jiān)RU界面

2007年,美國(guó)“軌道快車(chē)”[7,24]項(xiàng)目成功完成在軌飛行試驗(yàn),具備在軌捕獲、模塊更換和在軌加注等多項(xiàng)功能。ORU界面支持服務(wù)衛(wèi)星ASTRO通過(guò)機(jī)械臂安裝更換目標(biāo)衛(wèi)星NEXTSat上的載荷,以延長(zhǎng)目標(biāo)衛(wèi)星的壽命,提高在軌衛(wèi)星的生存能力。ORU界面由主動(dòng)端和被動(dòng)端組成,見(jiàn)圖6。

圖6 ORU界面組成Fig.6 ORU interface composition

ORU界面功能實(shí)現(xiàn)方式如下。

(1)引導(dǎo)定位。在機(jī)械臂操作對(duì)接的過(guò)程中,基于銷(xiāo)孔配合原理,利用錐形孔與圓柱銷(xiāo)的配合引導(dǎo)消除初始位置姿態(tài)誤差。

(2)機(jī)械鎖緊和電連接。通過(guò)平臺(tái)端電力驅(qū)動(dòng)的轉(zhuǎn)杯實(shí)現(xiàn)主動(dòng)端和被動(dòng)端的機(jī)械鎖緊和電連接。

ORU界面工作過(guò)程為:①服務(wù)星ASTRO上的機(jī)械臂調(diào)整ORU界面被動(dòng)端與目標(biāo)星NEXTSat上的ORU界面主動(dòng)端的相對(duì)位置姿態(tài),直到所有定位銷(xiāo)孔配合成功;②由主動(dòng)端驅(qū)動(dòng)2個(gè)轉(zhuǎn)杯實(shí)現(xiàn)主動(dòng)端和被動(dòng)端的機(jī)械鎖緊和電連接。

1.2 國(guó)內(nèi)載荷適配器

我國(guó)在“十一五”期間開(kāi)始了空間站載荷適配器[25-27]的研發(fā)工作,目前已完成引導(dǎo)定位裝置、捕獲鎖緊鎖等關(guān)鍵部件和潤(rùn)滑技術(shù)、適配于機(jī)械臂的捕獲鎖緊技術(shù)的攻關(guān),掌握了載荷適配器總體設(shè)計(jì)技術(shù)和對(duì)接動(dòng)力學(xué)仿真方法,開(kāi)展試驗(yàn)樣機(jī)研制、動(dòng)力學(xué)仿真等,驗(yàn)證了與我國(guó)空間站實(shí)驗(yàn)艙機(jī)械臂操作能力的匹配性。

我國(guó)載荷適配器設(shè)計(jì)借鑒ISS中美國(guó)FRAM基本形式和原理,由主動(dòng)端和被動(dòng)端組成,采用被動(dòng)式(見(jiàn)圖7)。綜合考慮我國(guó)空間站機(jī)械臂、航天員艙外維修能力,采用電動(dòng)為主、手動(dòng)為輔的雙動(dòng)力驅(qū)動(dòng)鎖緊工作模式,通過(guò)先引導(dǎo)定位、同步捕獲,再機(jī)械鎖緊和供電、通信等連接的順序?qū)崿F(xiàn)接口功能。主動(dòng)端安裝在暴露載荷上,由捕獲鎖緊鎖、絲杠、螺母A、螺母B、定位銷(xiāo)等組成。被動(dòng)端安裝在航天器端,由電路浮動(dòng)連接器、液路浮動(dòng)斷接器、定位孔等組成。

圖7 國(guó)內(nèi)載荷適配器Fig.7 Payload adapter of China

國(guó)內(nèi)載荷適配器功能實(shí)現(xiàn)方式如下。

(1)引導(dǎo)定位。載荷適配器要克服機(jī)械臂或航天員操作偏差,引導(dǎo)并校正載荷位置姿態(tài),為下一步捕獲鎖緊連接建立前提條件。它通過(guò)主動(dòng)端定位銷(xiāo)與被動(dòng)端定位孔配合實(shí)現(xiàn)引導(dǎo)定位(見(jiàn)圖8)。當(dāng)主動(dòng)端定位銷(xiāo)通過(guò)被動(dòng)端定位孔錐形開(kāi)口引導(dǎo)落入定位孔后,依靠主動(dòng)端定位銷(xiāo)圓柱段與被動(dòng)端定位孔圓柱段的校正作用實(shí)現(xiàn)對(duì)位置姿態(tài)誤差的校正,使主動(dòng)端和被動(dòng)端達(dá)到捕獲要求,主動(dòng)端捕獲被動(dòng)端。

圖8 定位銷(xiāo)和定位孔Fig.8 Positioning pin and hole

(2)機(jī)械鎖緊和電連接。捕獲操作建立載荷適配器與機(jī)械臂或航天員之間的交互界面,并為下一步鎖緊連接建立前提條件。捕獲在機(jī)械臂或航天員操作對(duì)接的后半段進(jìn)行,并向機(jī)械臂或航天員明確交會(huì)捕獲狀態(tài),隨后機(jī)械臂或航天員依據(jù)交會(huì)信息進(jìn)行下一步操作。為保證捕獲的可靠性和施力的均勻性,在對(duì)接面的4個(gè)角布置了捕獲鎖緊鎖。機(jī)械臂切換到隨動(dòng)模式或航天員松開(kāi)載荷后,載荷適配器的內(nèi)部鎖緊連接機(jī)構(gòu)動(dòng)作首先精確校正載荷相對(duì)暴露平臺(tái)的位置姿態(tài)偏差,隨后進(jìn)行電路浮動(dòng)連接器、液路浮動(dòng)斷接器的插合和機(jī)械鎖緊操作。4套捕獲鎖緊鎖共用1套驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng),保證運(yùn)動(dòng)的同步性。同步驅(qū)動(dòng)原理如圖9所示。

圖9 同步驅(qū)動(dòng)原理Fig.9 Principle of synchronous driving

國(guó)內(nèi)載荷適配器工作過(guò)程為:①載荷適配器主動(dòng)端運(yùn)行至捕獲狀態(tài);②通過(guò)機(jī)械臂或航天員調(diào)整載荷端的載荷適配器主動(dòng)端與被動(dòng)端對(duì)接,并被捕獲;③由載荷適配器主動(dòng)端電控鎖緊或由外接工具驅(qū)動(dòng)鎖緊,完成電連接器的連接和機(jī)械鎖緊。

1.3 綜合分析

國(guó)內(nèi)外載荷適配器主要技術(shù)特點(diǎn)總結(jié)見(jiàn)表1。對(duì)比分析可知:載荷適配器的設(shè)計(jì)和工作過(guò)程以機(jī)械臂和EVA的操作特性為基礎(chǔ),核心為引導(dǎo)定位,其次為適配于引導(dǎo)定位的機(jī)械鎖緊與電連接。引導(dǎo)定位大多依據(jù)銷(xiāo)孔配合原理,對(duì)機(jī)械臂操作能力要求較高,但是降低了載荷適配器本身的復(fù)雜度。少數(shù)以鎖臂與V形導(dǎo)向槽配合實(shí)現(xiàn)引導(dǎo)定位功能,雖然功能強(qiáng)大,但是復(fù)雜度高。

表1 載荷適配器特點(diǎn)Table 1 Characteristics of payload adapters

2 關(guān)鍵技術(shù)分析

載荷適配器除涉及動(dòng)力學(xué)、機(jī)構(gòu)、控制等多個(gè)學(xué)科外,還特別涉及空間機(jī)械臂操作、人機(jī)工效學(xué)等學(xué)科,同時(shí)要適應(yīng)復(fù)雜空間環(huán)境(低軌、高軌、深空等),滿足高可靠等工程要求。其中,最為關(guān)鍵的是適配于機(jī)械臂和EVA的操作特性,為此需要解決多個(gè)技術(shù)難題。

2.1 空間機(jī)械臂操作、人機(jī)工效學(xué)存在問(wèn)題

空間機(jī)械臂技術(shù)、航天員EVA技術(shù)降低了載荷適配器的研制難度,但同時(shí)帶來(lái)了一系列新問(wèn)題。ISS的絕大部分暴露載荷與平臺(tái)之間以通用的載荷適配器集中安裝于暴露平臺(tái)上,通過(guò)空間機(jī)械臂及航天員EVA進(jìn)行暴露載荷的安裝與回收,出現(xiàn)故障后由航天員EVA進(jìn)行維修操作。通過(guò)機(jī)械臂或機(jī)械臂配合EVA進(jìn)行暴露載荷的安裝和更換,極大地提高了暴露資源的利用效率和靈活性,但存在以下問(wèn)題需要解決。①無(wú)法精確定位。機(jī)械臂的操作精度有限(見(jiàn)表2),同時(shí)航天員EVA時(shí)人工直接操縱帶來(lái)誤差,造成載荷無(wú)法直接精確定位。②驅(qū)動(dòng)力不足。機(jī)械臂的功率限制及機(jī)械臂長(zhǎng)臂結(jié)構(gòu)的影響,造成機(jī)械臂輸出力有限,同時(shí)在EVA時(shí)處于失重狀態(tài)的航天員操作力有限,導(dǎo)致無(wú)法直接完成載荷的鎖緊連接/拆卸。

表2 ISS上機(jī)械臂主要參數(shù)Table 2 Main parameters of ISS arms

2.2 關(guān)鍵技術(shù)

機(jī)械臂、航天員操作無(wú)法精確定位、驅(qū)動(dòng)力不足,同時(shí)對(duì)接過(guò)程碰撞、機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)復(fù)合,因此設(shè)計(jì)中要依據(jù)機(jī)械臂、航天員操作特性進(jìn)一步明確載荷適配器的工作模式,確定關(guān)鍵部件及協(xié)同關(guān)系,同時(shí)融入人機(jī)工效學(xué)設(shè)計(jì),攻克地面試驗(yàn)關(guān)鍵技術(shù),以保證機(jī)械臂或航天員操作動(dòng)力學(xué)和機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)的匹配。

(1)工作模式。機(jī)械臂、航天員操作下,載荷適配器首先要通過(guò)引導(dǎo)定位初步校正操作誤差,并在引導(dǎo)定位的過(guò)程中進(jìn)行同步捕獲(為機(jī)械臂與載荷適配器提供明確的任務(wù)界面),隨后主動(dòng)精確校正操作誤差,最后進(jìn)行電路浮動(dòng)連接器、液路浮動(dòng)斷接器的連接和機(jī)械鎖緊。

(2)關(guān)鍵部件及協(xié)同關(guān)系。按照工作模式,載荷適配器利用大量部件實(shí)現(xiàn)其功能,如引導(dǎo)定位裝置在機(jī)械臂或航天員操作載荷對(duì)接時(shí)全過(guò)程進(jìn)行導(dǎo)向定位,捕獲鎖緊鎖在對(duì)接過(guò)程同步進(jìn)行捕獲,電路浮動(dòng)連接器、液路浮動(dòng)斷接器在載荷適配器鎖緊過(guò)程進(jìn)行連接,捕獲鎖緊鎖在載荷適配器工作過(guò)程最后階段進(jìn)行機(jī)械鎖緊,其工作過(guò)程存在交叉和重疊,性能要求較高。機(jī)械臂操作模式下,對(duì)接過(guò)程中進(jìn)行同步捕獲將為機(jī)械臂與載荷適配器提供明確的任務(wù)界面,捕獲鎖緊鎖設(shè)計(jì)首先避免影響引導(dǎo)定位裝置的對(duì)接,同時(shí)在較大范圍內(nèi)可靠捕獲及準(zhǔn)確檢測(cè)捕獲狀態(tài),為機(jī)械臂預(yù)留一定的活動(dòng)空間。

(3)人機(jī)工效學(xué)。失重狀態(tài)的航天員在艙外操作載荷對(duì)接時(shí)身穿笨重的艙外航天服,難以施力和判斷,造成操作困難,進(jìn)而對(duì)操作對(duì)象的人機(jī)功效學(xué)要求高。在載荷適配器設(shè)計(jì)階段要針對(duì)航天員艙外操作進(jìn)行專(zhuān)項(xiàng)設(shè)計(jì),對(duì)產(chǎn)品進(jìn)行充分的人機(jī)功效學(xué)評(píng)價(jià)。在航天器整體設(shè)計(jì)時(shí),應(yīng)用系統(tǒng)要合理布局、統(tǒng)一規(guī)劃,為載荷適配器預(yù)留充足的操作空間,使正常操作與應(yīng)急操作成為可能。

(4)地面試驗(yàn)。機(jī)械臂操作艙外載荷對(duì)接時(shí),需要執(zhí)行復(fù)雜而精細(xì)的操作。載荷適配器由大量活動(dòng)部件同步協(xié)調(diào)工作,以保證載荷能夠可靠對(duì)接、鎖緊,電氣、液路連通。由于航天產(chǎn)品的地面試驗(yàn)子樣少、可靠性安全性要求高、真實(shí)在軌環(huán)境難以模擬、系統(tǒng)聯(lián)試試驗(yàn)有限且節(jié)點(diǎn)與產(chǎn)品研制過(guò)程難以匹配等特殊要求和約束,需通過(guò)合理規(guī)劃、模擬在軌工作狀態(tài),利用有限的真實(shí)機(jī)械臂和產(chǎn)品進(jìn)行充分的系統(tǒng)試驗(yàn)、單機(jī)試驗(yàn)等,充分驗(yàn)證載荷適配器在各種環(huán)境、使用工況中的性能和功能。

3 啟示與建議

隨著以機(jī)械臂技術(shù)為代表的智能機(jī)構(gòu)技術(shù)的應(yīng)用,基于機(jī)械臂技術(shù)和航天員EVA的載荷適配器技術(shù)取得了長(zhǎng)足發(fā)展,多種形式的載荷適配器在ISS上進(jìn)行了大量應(yīng)用,尤以被動(dòng)式的載荷適配器占多數(shù)。隨著在軌服務(wù)任務(wù)需求的發(fā)展,載荷適配器將會(huì)在未來(lái)在軌服務(wù)技術(shù)發(fā)展中占據(jù)重要地位。隨著我國(guó)航天技術(shù)的發(fā)展,載荷適配器技術(shù)發(fā)展路線應(yīng)基于國(guó)內(nèi)需求、技術(shù)基礎(chǔ)及未來(lái)在軌服務(wù)等發(fā)展趨勢(shì)制定,建議從以下幾個(gè)方面考慮。

(1)結(jié)合國(guó)內(nèi)潛在需求,針對(duì)未來(lái)先進(jìn)載荷任務(wù)需求,開(kāi)展類(lèi)似于日本EEU的功能強(qiáng)大、承載能力強(qiáng)的主動(dòng)式載荷適配器系統(tǒng)研究。主動(dòng)式載荷適配器系統(tǒng)在起始階段通過(guò)爪類(lèi)機(jī)構(gòu)捕獲對(duì)應(yīng)導(dǎo)向結(jié)構(gòu)主動(dòng)消除初始位置姿態(tài)誤差,適應(yīng)機(jī)械臂操作尺寸質(zhì)量較大的載荷;然后利用銷(xiāo)孔類(lèi)配合實(shí)現(xiàn)精確定位;最后由專(zhuān)用機(jī)構(gòu)單獨(dú)進(jìn)行供電、通信、液路等資源的連接,實(shí)現(xiàn)強(qiáng)大的資源連通能力。針對(duì)大量常規(guī)的載荷任務(wù)需求,開(kāi)展通用化、標(biāo)準(zhǔn)化被動(dòng)式載荷適配器的研制,采用電動(dòng)和機(jī)械臂操作為主的工作模式,降低對(duì)航天員EVA資源的占用。針對(duì)小型、少量、非常規(guī)、無(wú)源且長(zhǎng)期暴露實(shí)驗(yàn)載荷任務(wù)需求,開(kāi)展利用航天器艙外把手、桁架等結(jié)構(gòu)資源的純手動(dòng)操作式載荷適配器的研制,充分利用航天器的暴露資源。

(2)針對(duì)大型高軌航天器等在軌模塊更換、模塊補(bǔ)充升級(jí)、功能重構(gòu)、載荷更替、載荷增加等需求,開(kāi)展高可靠、可重復(fù)、自適應(yīng)、可大量布置的被動(dòng)式載荷適配器技術(shù)研究。通過(guò)錐形定位孔和銷(xiāo)的配合引導(dǎo)定位、同步捕獲,建立與操作者的對(duì)接交互界面;按照機(jī)械鎖緊和資源連接的順序?qū)崿F(xiàn)接口功能,采用電動(dòng)為主驅(qū)動(dòng)鎖緊工作模式,充分利用機(jī)械臂的操作能力使載荷適配器向小型、輕量化發(fā)展,支撐在軌服務(wù)的發(fā)展。