張華 肖余之

(1．上海市空間飛行器機構重點實驗室，上海 2 01108)(2．上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 2 01108)

空間對接機構緩沖試驗臺對連接分離試驗的影響*

張華1，2?肖余之2

(1．上海市空間飛行器機構重點實驗室，上海 2 01108)(2．上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 2 01108)

為了模擬空間的分離過程，在地面上研制了具備五自由度的大型緩沖試驗臺，以此研究在對接分離過程中運輸飛船和空間站相對分離速度、姿態(tài)角及姿態(tài)角速度等的變化規(guī)律．本文建立了地面環(huán)境及空間零重力環(huán)境兩種狀態(tài)下的理論分離模型，對比了兩種狀態(tài)下的分離過程和結果;同時還建立了兩種狀態(tài)下的全數(shù)值樣機仿真模型，依據(jù)某工況下的試驗條件，計算分析了運輸飛船和空間站在分離過程中的運動特性．從理論和數(shù)值仿真兩方面闡述了緩沖試驗臺在模擬分離時的情況，論證了利用緩沖試驗臺模擬空間狀態(tài)下兩飛行器分離過程的有效性．

空間對接機構， 緩沖試驗臺， 連接分離， 仿真

引言

空間對接機構是運輸飛船與空間站實現(xiàn)空間交會對接的關鍵機構［1－5］．當兩個交會的飛行器滿足一定的對接初始條件后［6－8］，從接觸的瞬間起，對接機構需完成捕獲、緩沖、校正、拉近和密封連接等一系列連接功能［9－10］，并滿足一定的姿態(tài)和速度要求的安全分離功能．空間對接機構對兩飛行起的對接、分離成功起著至關重要的作用，因此，如何做好充分的地面模擬試驗非常重要．

為了模擬太空零重力下的對接過程和分離過程，特別研制了緩沖試驗臺來模擬試驗．該試驗臺是我國首創(chuàng)的對接機構緩沖試驗裝置，設想通過該試驗臺進行對接分離過程的全物理全過程試驗，驗證對接機構設計的正確性．

從理論上開展了緩沖試驗臺對連接分離的影響分析，論述了地面模擬試驗和空間零重力環(huán)境下兩飛行器在分離瞬間的運動對比情況;最后通過建立空間對接機構和緩沖試驗臺的全數(shù)字虛擬樣機模型及相應的仿真計算，對理論分析的結果進行了驗證．

1 緩沖試驗臺的結構及參數(shù)

緩沖試驗臺的結構簡圖如圖1所示，空間對接機構包含主動對接機構和被動對接機構，主動對接機構與主動飛行器相連，稱之為主動端如圖1左端所示，被動對接機構與目標飛行器相連稱之為被動端如圖1右端所示．為方便研究，本文取其中之一的主動端單體作為研究對象，坐標系的定義見圖2．

圖1 含空間對接機構的緩沖試驗臺模型Fig．1 Buffering Test Table Model

圖2 定義坐標系Fig．2 Definition of the Coordinates System

為了用數(shù)學模型來分析描述飛行器在分離時的運動特性，本文提取了飛行器和對接機構的主要力學和物理參數(shù):飛行器的質量慣量特性，對接機構的分離推桿和對接鎖系的力學參數(shù)以及由它們在分離過程中產(chǎn)生的附加力矩等等;緩沖試驗臺主要影響參數(shù):重力平衡裝置，緩沖試驗臺機械裝置的摩擦阻力矩等．

圖3 空間對接機構示意圖Fig．3 Schematic Plan of Space Docking Mechanism

Ω1是模擬器，包含主動對接機構、主動飛行器及相應的配重，質量為m1，Ω2是二維轉臺，質量為m2，見圖3，Ω1在Y向與地相連，其余2個方向移動和3個方向轉動放開，因此該試驗臺具有5個自由度．o－xyz為動坐標系，固結在Ω1上的，o是回轉中心;O1－XYZ為固定坐標k系，初始時刻與oxyz重合．

2 緩沖試驗臺理論模型

2．1 廣義坐標的選取

基于圖2定義的坐標系，取o點在XZ平面上的位移u、w為廣義位移，再加上Ω1繞o轉動的三個角φ、θ和ψ作為轉動的廣義坐標∶φ為俯仰角，θ為滾轉角，ψ為偏航角，它們依次繞ix2轉動ψ、繞ix3轉動φ、繞ix1轉動θ，如圖4所示．

圖4 廣義坐標選取Fig．4 Definition of Generalized Coordinates

通過圖4可以得到從O1－XYZ系到o－xyz系的變換矩陣A:

三個方向的角速度與姿態(tài)角關系為:

B為變換矩陣，表示為

2．2 系統(tǒng)動能

系統(tǒng)的總動能由下式(2)表述，T1和T2分別為模擬器和二維轉臺的動能:

表示為廣義形式為:

式中{~v}為廣義速度:

D為一包含模擬器和二維轉臺質量慣量特性及運動方向角的矩陣，可簡化為:

ε為模擬器慣性積與主慣量的比值(ε?1)

2．3 廣義載荷

四根分離推桿中每一根的推力都作用在對接框面上見圖3，且沿x(負)方向(見圖3):

Fi是第i根推桿作用的推力，uxi(≤0)是第i根桿的端面在x方向的位移，F(xiàn)0，k分別為推桿的預緊力和彈性常數(shù)，s0是彈簧推桿的最大伸出長度．M0為二維轉臺機械裝置的轉動阻力矩．分離推桿作用在o點的力和力矩可簡化為:

這里}，}分別為廣義力和廣義位移

通過第二類拉格朗日方程

得到動力學方程式(7):

3 空間零重力環(huán)境理論模型

為便于對比，坐標系的選取與上述相同，廣義坐標選o點的位移u、v、w和繞o點的轉動φ、θ、ψ，只是增加y向的位移，質量慣量特性和Ω1與Ω2之和等效．

同樣道理可以通過系統(tǒng)動能，利用第二類拉各朗日方程可以得到該種狀態(tài)下動力學方程:

4 兩種模型結果對比

將各類輸入條件如質量慣量特性、作用載荷、空間對接機構尺寸等帶入式(7)和式(8)可以分別獲得各個自由度方向的分離速度，歸納總結見表1:

表1 兩種模型的速度結果對比Table 1 Results comparison between the two models

緩沖試驗臺理論模型和空間零重力理論模型兩種情況下的運動方程在形式上是一致的，都是由第二類拉格朗日方程導出，由動力學方程式(7)和式(8)及表1的計算結果的比較，主要區(qū)別在于:

(1)兩者自由度不同，空間比緩沖試驗臺多了關于質心y向位移的第二個方程，這個方程與其它自由度的耦合體現(xiàn)在力向量中，但其它5個方程并不與它發(fā)生耦合;

(2)緩沖試驗臺中的二維轉臺與模擬器并非完全一體，發(fā)生俯仰角后導致總的繞y軸的轉動慣量發(fā)生變化，體現(xiàn)在D和D'陣中;

(3)b0，d0為分離推桿與對接鎖解鎖時引起的初始俯仰角和偏航角，t為對接鎖解鎖到飛行器分離所需的時間(毫秒級)．從表1可以看出兩種模型得到的結果除滾轉角速度外基本一致，但滾轉角速度由于本身量級就非常小(10－3deg/sec以下)，本文認為該差別可以忽略．

(4)從表1的計算結果來看，緩沖試驗臺在我們關心的精度范圍內(nèi)真實反映了空間零重力環(huán)境下的分離運動情況．

5 虛擬樣機動力學仿真

依據(jù)空間對接機構和緩沖試驗臺的性能參數(shù)與設計原理，建立了兩種理論模型的全數(shù)字虛擬樣機模型，見圖5和圖6．

5 包含空間對接機構的緩沖試驗臺動力學模型Fig．5 Dynamics Model of Buffering Test Table

圖6 空間零重力下的仿真分離模型ig．6 Dynamics Model of Docking Mechanism under the Space Zero Gravity

本文隨機抽取了地面試驗中的一組工況，給出了兩種模型計算出的結果對比，在滾轉方向上的角速度雖然兩者的離散性比較大，但是它們本身的絕對數(shù)值卻非常小(基本在10－3deg/sec量級)，可以認為兩者沒有影響，同樣在橫向(Y向偏航和Z向俯仰)的線速度相比分離方向小了2個數(shù)量級(毫米級)，本文就不贅述列舉;具體結果如圖7～圖12所示．

圖7 分離方向(X向)的線速度0．180m/s(緩沖試驗臺模型)Fig．7 Velocity along the X direction(Buffering test table model)

圖8 Y向的分離角速度0．41deg/sec(緩沖試驗臺模型)Fig．8 Angle velocity around the Y direction(Buffering test table model

上述仿真結果圖9和圖12曲線中出現(xiàn)了速度變化尖點，其原因與空間對接機構解鎖的不同步性和分離推桿作用力相關，當最后一把對接鎖解鎖時，分布在該方向上的分離推桿由于被壓縮的相對厲害，產(chǎn)生的推力會相對較大，使得飛行器姿態(tài)角速度有一個“糾偏”動作，表現(xiàn)在分離曲線上就會出現(xiàn)如圖9和圖12的下凹變化，地面試驗曲線與仿真曲線比較吻合，后續(xù)會進行相關報道．從仿真結果上進行橫向比較，兩種狀態(tài)在分離速度上非常接近，可以認為沒有差異;在偏航和俯仰方向兩種狀態(tài)的角速度也非常接近，基本上兩種模型的結果比值在1的附近．依據(jù)以上分析結果可以推斷，空間對接機構緩沖試驗臺對連接分離試驗不會帶來影響，利用緩沖試驗臺進行的地面連接分離試驗可以有效反映空間零重力環(huán)境的分離過程．

圖9 Z向的分離角速度0．21deg/sec(緩沖試驗臺模型)Fig．9 Angle velocity around the Z direction(Buffering test table model)

圖10 分離方向(X向)的線速度0．184m/s(空間零重力模型)Fig．10 Velocity along the X direction(Space zero－gravity model)

圖11 Y向的分離角速度0．43deg/sec(空間零重力模型)Fig．11 Angle velocity around the Y direction(Space zero－gravity model)

圖12 Z向的分離角速度0．22deg/sec(空間零重力模型)Fig．12 Angle velocity around the Z direction(Space zero－gravity model)

6 結論

本文從理論上論述了空間對接機構緩沖試驗臺對分離試驗的影響，同時建立了相應的全數(shù)字樣機模型．理論分析和仿真計算結果表明，緩沖試驗臺能夠模擬空間零重力環(huán)境下運輸飛船和空間站的分離過程與運動特性，從而確認了在地面上獲得的大量分離試驗數(shù)據(jù)真實有效．

1 婁漢文，曲廣吉，劉濟生．空間對接機構．北京:航空工業(yè)出版社，1992:30～70(Lou H W，Qu G J，Liu J S．Space docking mechanism．Beijing:Aviation Industry Press，1992:30～70(in Chinese))

2 鄭永煌．空間交會對接技術．自然雜志，2011，6:311～315(Zheng Y H．Rendezvous and docking technology for space flight．Chinese Journal of Nature，2011，6:311 ～315(in Chinese))

3 張柏楠．航天器交會對接任務分析與設計．北京:科學出版社，2011，6:358 ～417(Zhang B N．Analysis and design of aerocraft rendezvous and docking．Beijing:Science Press，2011，6:358～417(in Chinese))

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5 Endo E，Mitsuma H，et al．Berthing and docking mechanisms for Japanese space structure．AIAA，1990，90 －0561:1～11

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8 陳寶東，鄭云青，邵濟民等．對接機構分系統(tǒng)研制．上海航天，2011，6:1～6(Chen B D，Zheng Y Q，Shao J M，et al．Development of docking subsystem．Aerospace Shanghai，2011，6:1 ～6(in Chinese))

9 張崇峰，肖余之，李明福．飛行器對接機構緩沖器的設計研究．哈爾濱工業(yè)大學學報，1998，30(5):111～114(Zhang C F，Xiao Y Z，Li M F．Design method for buffer of aerocrafts docking mechanism．Journal of Harbin Institute of Technology，1998，30(5):111～114(in Chinese))

10 張華，肖余之，陳萌，杜三虎．空間對接機構對接鎖系同步性仿真研究．宇航學報，2009，30(1):310～314(Zhang H，Xiao Y Z，Chen M，Du S F．Study on synchronization of space docking mechanism’s docking lock．Journal of Astronautics，2009，30(1):310 ～ 314(in Chinese ))

*The project supported by Shanghai Science and Technology Committee Fund(06dz22105)

? Corresponding author E－mail:Robin_moon@sohu．com

EFFECT ANALYSIS OF SPACE DOCKING MECHANISM BUFFERING TEST TABLE UPON THE CONNECTION AND SEPARATION EXPERIMENT*

Zhang Hua1，2?Xiao Yuzhi2
(1．Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Mechanism，Shanghai201109，China)(2．Aerospace System Engineering in Shanghai，Shanghai201109，China)

Space docking mechanism was used to realize the space docking and separation for the aircraft and space station．In order to simulate the process of space separation，the buffering test table was developed to study the variety rule attitude angle and attitude angle velocity of the aircraft and space station．At the same time，the digital prototype model was built to analyze the movement characteristics of the space vehicles．Comparing the results obtained from the two analysis methods，this paper demonstrates the effect of the buffering test table on connection and separation experimentation．

space docking mechanism， buffering test table， connection and separation， simulation

20 June 2014，

20 July 2014．

10．6052/1672－6553－2014－058

2014－06－20 收到第 1 稿，2014－07－20 收到修改稿．

*上海市科學技術委員會資助項目(06dz22105)

E－mail:Robin_moon@sohu．com