張崇峰，劉 志

(1.上海航天技術(shù)研究院,上海 201109； 2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109)

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空間對接機(jī)構(gòu)技術(shù)綜述

張崇峰1，劉 志2

(1.上海航天技術(shù)研究院,上海 201109； 2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109)

對空間對接機(jī)構(gòu)及其技術(shù)進(jìn)行了綜述。將空間對接機(jī)構(gòu)分為載人大型對接機(jī)構(gòu)和非密封小型對接機(jī)構(gòu)兩大類，闡述了空間對接機(jī)構(gòu)的物資補(bǔ)給與人員輪換、大型航天器或平臺在軌裝配、航天器在軌服務(wù)，以及探測器飛行過程構(gòu)型優(yōu)化等主要用途。將空間對接技術(shù)劃為早期探索、實用、發(fā)展成熟和深入發(fā)展4個階段。歸納了主要空間對接機(jī)構(gòu)的特點。分析了空間對接技術(shù)中的總體設(shè)計、關(guān)鍵部件研制、對接力學(xué)仿真、對接機(jī)構(gòu)試驗等難點。回顧了我國空間對接技術(shù)的發(fā)展歷程，以及突破的總體技術(shù)方案、捕獲與緩沖設(shè)計、連接設(shè)計，以及其它設(shè)計要素等關(guān)鍵技術(shù)。給出了我國空間對接機(jī)構(gòu)應(yīng)用取得的重大成就。介紹了國外載人弱撞擊式對接機(jī)構(gòu)、?？啃詫訖C(jī)構(gòu)和衛(wèi)星對接機(jī)構(gòu)等新型空間對接機(jī)構(gòu)的研究背景、進(jìn)展和涉及的關(guān)鍵技術(shù)。提出了未來我國空間對接技術(shù)發(fā)展路線，建議開展弱撞擊對接系統(tǒng)、衛(wèi)星對接機(jī)構(gòu)的研究，并將合作目標(biāo)對接技術(shù)向非合作目標(biāo)捕獲方向拓展。

空間對接； 空間對接機(jī)構(gòu)； 捕獲； 緩沖； 異體同構(gòu)對接機(jī)構(gòu)； 周邊式對接機(jī)構(gòu)； 弱撞式對接機(jī)構(gòu)； 通用?？繖C(jī)構(gòu)； 衛(wèi)星對接機(jī)構(gòu)

0 引言

空間對接使兩個航天器在空間軌道上結(jié)合，并在結(jié)構(gòu)上連接成一個整體?？臻g對接技術(shù)的作用主要體現(xiàn)在三個方面：一是為長期運行的空間設(shè)施提供服務(wù)，包括物資補(bǔ)給、設(shè)備回收、燃料加注和人員輪換；二是大型空間建筑的在軌建造和運行服務(wù)，如組裝空間站等；三是航天器在軌重構(gòu)，實現(xiàn)系統(tǒng)優(yōu)化以降低對運載能力的要求[1]。航天器對接機(jī)構(gòu)作為復(fù)雜也是關(guān)鍵的空間機(jī)構(gòu)，一直是航天技術(shù)發(fā)展的重要標(biāo)志，是各航天大國爭相發(fā)展的核心技術(shù)?？臻g對接需解決航天器的捕獲，緩沖碰撞能量，避免發(fā)生硬碰撞，減少對接的沖擊力，形成航天器間的剛性連接以及安全分離?？臻g對接機(jī)構(gòu)涉及動力學(xué)、機(jī)構(gòu)、控制等多個方面，同時要適應(yīng)復(fù)雜空間環(huán)境的苛刻要求，導(dǎo)致對該項技術(shù)的掌握困難重重，目前僅有美、俄完全掌握了該項技術(shù)，歐空局和日本等則通過國際合作完成空間對接。2011～2013年，中國的神舟八號、九號、十號3艘飛船與天宮一號目標(biāo)飛行器完成了3次空間對接任務(wù)，是中國在航天器空間對接技術(shù)領(lǐng)域中取得的重要成就，也為今后建造和運營空間站打下了良好的基礎(chǔ)，為實現(xiàn)更深遠(yuǎn)的太空探索邁出了堅實的一步。本文對空間對接機(jī)構(gòu)技術(shù)進(jìn)行了綜述。

1 空間對接機(jī)構(gòu)簡介

1.1 空間對接機(jī)構(gòu)用途與分類

空間對接機(jī)構(gòu)是實現(xiàn)空間飛行器間在軌的機(jī)械連接，建立航天器聯(lián)合飛行的組合體和安全分離的系統(tǒng)?？臻g對接機(jī)構(gòu)的任務(wù)是在對接初始條件范圍內(nèi)，實現(xiàn)兩航天器的對接、保持對接和分離?？臻g對接是現(xiàn)代復(fù)雜航天器長期在軌運行期間不可缺少的操作，是載人航天活動必須掌握的一項基本技術(shù)。

根據(jù)載人與否，空間對接機(jī)構(gòu)可分為兩大類：載人大型對接機(jī)構(gòu)和非密封小型對接機(jī)構(gòu)。其中：載人大型對接機(jī)構(gòu)主要實現(xiàn)大型航天器對接，并建立密封通道，用于人員和貨物的通行；非密封小型對接機(jī)構(gòu)一般多用于衛(wèi)星在軌服務(wù)、在軌捕獲等領(lǐng)域。空間對接機(jī)構(gòu)分類如圖1所示。

圖1 空間對接機(jī)構(gòu)分類Fig.1 Space docking mechanism

空間對接機(jī)構(gòu)的用途可歸納為以下4個方面[2]。

a)物資補(bǔ)給與人員輪換

通過交會對接，為長期運行的載人空間站提供物資補(bǔ)給和人員運輸服務(wù)，這是空間交會對接最主要和最頻繁的任務(wù)應(yīng)用，也是空間站建造和持續(xù)運行的基礎(chǔ)。通過載人飛船、貨運飛船和航天飛機(jī)與空間站的交會對接，可完成對空間站的給養(yǎng)補(bǔ)充、人員輪換、設(shè)備維修、部件更換、燃料加注，以及應(yīng)急救援等任務(wù)。如歐空局自動轉(zhuǎn)移飛行器(ATV)，日本希望號轉(zhuǎn)移飛行器(HTV)以及龍飛船與國際空間站的對接等。

b)大型航天器或平臺在軌裝配

大型航天器或平臺包括大型空間站和大型深空探測器等。因結(jié)構(gòu)復(fù)雜，尺寸大，其重量已超過目前的運載火箭能提供的運載能力，采用一次發(fā)射的方式已不能滿足大型航天器入軌的任務(wù)需求。通過空間交會對接技術(shù)進(jìn)行在軌裝配，能將多次發(fā)射的航天器連接裝配為一個整體，并可持續(xù)擴(kuò)展或進(jìn)行構(gòu)型重組和構(gòu)型優(yōu)化，實現(xiàn)大型軌道復(fù)合體，如國際空間站(ISS)和我國空間站的建造。

c)航天器在軌服務(wù)

通過空間交會對接，可對航天器進(jìn)行在軌監(jiān)測、燃料補(bǔ)加、部件替換維修和載荷升級等操作，有效地延長航天器在軌壽命，提高工作性能，降低任務(wù)綜合成本。如2007年，美國軌道快車(OE)項目開展了自動交會對接技術(shù)支持下的在軌服務(wù)試驗，用SRC研究公司研制的軌道快車捕獲系統(tǒng)(OECS)成功進(jìn)行了電源等在軌可更換單元(ORU)的在軌更換[3]。

d)探測器飛行過程構(gòu)型優(yōu)化

利用空間交會對接技術(shù)可進(jìn)行載人登月和深空探測任務(wù)中的航天器在軌組建及構(gòu)型優(yōu)化，最終實現(xiàn)系統(tǒng)優(yōu)化并保證任務(wù)的可行性。通過多次發(fā)射和交會對接技術(shù)，在地球、行星、月球軌道上或拉格朗日點完成航天器的組裝，可降低對單發(fā)運載火箭能力的需求，特別是對如火星以及更遠(yuǎn)的載人登陸任務(wù)來說，這是在目前技術(shù)水平上保證工程可實現(xiàn)的最佳甚至是唯一途徑[4]。

1.2 空間對接技術(shù)發(fā)展歷程

空間對接技術(shù)起步于20世紀(jì)60年代。根據(jù)空間對接技術(shù)發(fā)展和應(yīng)用情況，大致可分為4個階段。

a)早期探索階段

美國和前蘇聯(lián)關(guān)于空間對接技術(shù)的研究與探索起步于20世紀(jì)60年代初期。1966年3月美國雙子星座載人飛船與阿金納火箭艙體，在航天員的參與下完成了人類歷史上首次空間對接作業(yè)。1967年10月30日，前蘇聯(lián)宇宙-188和宇宙-186飛行器首次實現(xiàn)了無人對接。早期的空間對接機(jī)構(gòu)的對接成功率不高，機(jī)構(gòu)較簡單，不能實現(xiàn)兩航天器內(nèi)部通道的連通。但早期的探索工作為后續(xù)的發(fā)展積累了大量經(jīng)驗[5]。

b)實用階段

20世紀(jì)60年代末至70年代中期，是空間對接機(jī)構(gòu)技術(shù)在載人航天活動中的實用階段。該階段以美國阿波羅登月計劃的栓-錐式對接機(jī)構(gòu)、聯(lián)盟-禮炮號飛船的錐桿式對接機(jī)構(gòu)和APAS-75周邊式對接機(jī)構(gòu)的成功應(yīng)用為代表[5]。

APAS-75對接機(jī)構(gòu)采用異體同構(gòu)構(gòu)型，具有自然的過渡通道，它的出現(xiàn)是航天器空間對接技術(shù)的一個重大進(jìn)步。美國和前蘇聯(lián)兩國在阿波羅-聯(lián)盟計劃中分別研制了APAS-75對接機(jī)構(gòu)，雖然傳動工作原理各異，但具有通用的接口。

c)發(fā)展成熟階段

20世紀(jì)70年代末至90年代是空間對接技術(shù)逐漸發(fā)展成熟的階段。在該階段，空間對接機(jī)構(gòu)產(chǎn)品大量用于載人航天活動，形成了APAS-89對接機(jī)構(gòu)、聯(lián)盟錐桿式對接機(jī)構(gòu)、混合式對接機(jī)構(gòu)和通用停靠機(jī)構(gòu)(CBM)等產(chǎn)品系列[6]。

為適應(yīng)大型航天器(航天飛機(jī)、空間站等)對接，該階段出現(xiàn)了兩個發(fā)展方向。一是繼承已有的技術(shù)基礎(chǔ)，改進(jìn)和提高機(jī)構(gòu)的性能與功能，如APAS-89對接機(jī)構(gòu)等；另一是利用先進(jìn)導(dǎo)航控制和空間機(jī)械臂技術(shù)，降低對接機(jī)構(gòu)的研制難度，出現(xiàn)了空間停靠機(jī)構(gòu)，如CBM、空間站有效載荷對接機(jī)構(gòu)等。這兩個方向成為目前應(yīng)用最廣的空間對接機(jī)構(gòu)技術(shù)。

d)深入發(fā)展階段

20世紀(jì)90年代末至今，隨著新技術(shù)的運用，新型空間對接技術(shù)獲得了發(fā)展。在總結(jié)已有的空間對接機(jī)構(gòu)的研制、飛行經(jīng)驗與教訓(xùn)基礎(chǔ)上，美國和歐洲提出并開發(fā)了載人弱撞擊對接機(jī)構(gòu)，但目前還未進(jìn)行飛行試驗。新型空間對接機(jī)構(gòu)具弱撞擊對接、較好的任務(wù)適應(yīng)性和兼容國際標(biāo)準(zhǔn)對接接口等特征，同時融合了現(xiàn)代的先進(jìn)自動控制技術(shù)，是未來空間對接機(jī)構(gòu)的發(fā)展方向之一[7]。

空間對接技術(shù)的應(yīng)用范疇逐漸拓展，空間對接機(jī)構(gòu)的任務(wù)類型越來越多樣化，為適應(yīng)衛(wèi)星在軌維護(hù)和空間安全等任務(wù)需求，出現(xiàn)了質(zhì)量小、體積小、功能簡單的輕小型空間對接機(jī)構(gòu)和捕獲機(jī)構(gòu)，一方面用于衛(wèi)星在軌服務(wù)領(lǐng)域，如美國軌道快車對接機(jī)構(gòu)、日本ETS-VII接機(jī)構(gòu)等，另一方面用于空間非合作目標(biāo)抓捕，如故障衛(wèi)星維修和空間碎片捕獲等，是空間對接技術(shù)應(yīng)用拓展出現(xiàn)的方向之一。

迄今為止，全世界共進(jìn)行了近400次空間對接活動。主要空間對接機(jī)構(gòu)的特點見表1[2]。

1.3 空間對接研制技術(shù)難點

空間對接機(jī)構(gòu)涉及動力學(xué)、機(jī)構(gòu)、控制等多個學(xué)科，同時要適應(yīng)復(fù)雜空間環(huán)境的苛刻要求，滿足高可靠工程要求，為此需解決多個技術(shù)難題。以載人周邊式對接機(jī)構(gòu)為例，其主要技術(shù)難點如下[8]。

a)空間對接機(jī)構(gòu)總體設(shè)計

空間對接機(jī)構(gòu)是集機(jī)、電、熱、控制等多學(xué)科為一體的復(fù)雜空間機(jī)構(gòu)產(chǎn)品。由于對接過程是碰撞和機(jī)構(gòu)運動的復(fù)合過程，設(shè)計中必須綜合考慮并攻克對接機(jī)構(gòu)的力學(xué)參數(shù)、結(jié)構(gòu)布局等總體參數(shù)設(shè)計，保證對接動力學(xué)和機(jī)構(gòu)動力學(xué)的要求。同時，在滿足對接要求的前提下，還必須考慮高低溫、熱真空等空間環(huán)境、加工精度等因素對空間對接機(jī)構(gòu)的精度設(shè)計、分配和保證的影響。

b)關(guān)鍵部件研制

空間對接機(jī)構(gòu)包括大量的部件，具體有捕獲鎖、對接鎖、摩擦制動器、電磁阻尼器和電路浮動斷接器等，這些部件在不同工作過程中的功能各異，性能要求甚至相互矛盾。如摩擦制動器，在對接環(huán)推出時要求其打滑力矩較大，以保證有足夠的能力驅(qū)動傳動鏈的阻力，而在緩沖時則需要其打滑力矩較小，以保證對接環(huán)有更好的適應(yīng)能力。因此，必須通過合理設(shè)計和充分試驗驗證，保證產(chǎn)品在不同過程的性能，保證空間對接機(jī)構(gòu)工作可靠。

表1 主要空間對接機(jī)構(gòu)特點

c)對接動力學(xué)仿真

空間對接過程首先是兩飛行器間的接觸和碰撞，但剛體碰撞問題的精確求解還處于理論研究階段，無法直接用于工程。由于機(jī)構(gòu)的摩擦、潤滑、間隙、溫度的影響，傳動鏈的局部接觸和碰撞等難以建模，復(fù)雜機(jī)構(gòu)動力學(xué)模型的精度難以保證、數(shù)值計算結(jié)果誤差較大，這給空間對接機(jī)構(gòu)的動力學(xué)仿真造成了一定的難度。利用地面試驗對仿真模型進(jìn)行修正和驗證成為一項重要而關(guān)鍵的研究內(nèi)容。

d)對接機(jī)構(gòu)試驗

空間對接機(jī)構(gòu)有大量的活動部件同步協(xié)調(diào)工作，以保證兩飛行器在對接初始條件范圍內(nèi)可靠對接。由于航天產(chǎn)品的地面試驗子樣少、可靠性安全性要求高等特殊要求，真實模擬在軌工作狀態(tài)，并通過有限的產(chǎn)品與試驗充分驗證空間對接機(jī)構(gòu)在各種環(huán)境中的性能和功能成為技術(shù)難點。

空間對接機(jī)構(gòu)需通過地面對接緩沖、連接密封、熱真空和對接能力試驗等考核，以驗證設(shè)計的正確性和合理性、生產(chǎn)工藝的穩(wěn)定性，以及空間對接機(jī)構(gòu)在空間環(huán)境條件下的功能和性能。地面模擬試驗設(shè)備復(fù)雜，制造難度大，其中以緩沖試驗臺和六自由度綜合試驗臺為代表。

2 我國空間對接技術(shù)實踐

2.1 發(fā)展歷程

我國從1994年起開展載人空間對接機(jī)構(gòu)的論證，1996年完成周邊式對接機(jī)構(gòu)緩沖系統(tǒng)試驗樣機(jī)研制。1997年4月，我國確定將異體同構(gòu)周邊式(內(nèi)翻式)方案作為工程實施方案，該方案既實現(xiàn)技術(shù)跨越，又能與國際兼容。1998年，完成空間對接機(jī)構(gòu)原理樣機(jī)研制，2000年完成空間對接機(jī)構(gòu)原理樣機(jī)改裝和試驗。2001年，開展了攻關(guān)樣機(jī)設(shè)計、攻關(guān)樣機(jī)研制、動力學(xué)仿真和試驗等關(guān)鍵技術(shù)，以及捕獲鎖、對接鎖、摩擦制動器、電磁阻尼器、電路浮動斷接器等8個部件和潤滑、密封兩項技術(shù)的攻關(guān)。初步確定了空間對接機(jī)構(gòu)的基本參數(shù)和結(jié)構(gòu)尺寸，掌握了空間對接機(jī)構(gòu)總體設(shè)計技術(shù)和對接動力學(xué)仿真方法，并通過試驗驗證初步掌握了空間對接機(jī)構(gòu)地面試驗的方法，突破了關(guān)鍵部件的研制技術(shù)和潤滑、密封技術(shù)[9]。

從2005年3月開始，我國空間對接機(jī)構(gòu)的研制經(jīng)歷方案、初樣、正樣等工程研制階段，先后研制出原理樣機(jī)、攻關(guān)樣機(jī)、方案產(chǎn)品和初樣產(chǎn)品等多套地面產(chǎn)品。2011年11月3日，成功實現(xiàn)了神舟八號飛船與天宮一號目標(biāo)飛行器的首次在軌對接。

2.2 關(guān)鍵技術(shù)研究

2.2.1 總體技術(shù)方案

我國空間對接機(jī)構(gòu)采用導(dǎo)向板內(nèi)翻的異體同構(gòu)周邊式構(gòu)型(如圖2所示)。對接時成對使用，分別安裝在載人運輸飛船的軌道艙前端(主動對接機(jī)構(gòu))和目標(biāo)航天器的實驗艙前端(被動對接機(jī)構(gòu))。捕獲子系統(tǒng)包括捕獲鎖、對接環(huán)和卡板器等，實現(xiàn)兩航天器間的導(dǎo)向、捕獲和初始柔性連接。傳動緩沖子系統(tǒng)包括絲杠聯(lián)系組合、主驅(qū)動組合、絲杠安裝組合和差動組合等，實現(xiàn)主動對接機(jī)構(gòu)對接環(huán)的推出、相對碰撞能量的緩沖、兩航天器間位置姿態(tài)的校正和相互拉近。連接密封分離子系統(tǒng)包括對接鎖系、對接框、分離推桿、浮動斷接器和對接面密封圈等，實現(xiàn)飛行期間的剛性連接、密封、電路連通和分離。其中，電、氣、液路浮動斷接器可根據(jù)飛行任務(wù)需求確定是否安裝[2、10]。

圖2 主動對接機(jī)構(gòu)產(chǎn)品Fig.2 Engineering prototype of active docking mechanism

2.2.2 捕獲和緩沖設(shè)計

空間對接機(jī)構(gòu)在對接接觸時，航天器在相對位置和姿態(tài)的6個自由度，以及速度、角速度存在偏差(對接機(jī)構(gòu)的工作條件，定義為對接初始條件)。對接機(jī)構(gòu)需克服初始偏差，完成兩航天器的相互捕獲。捕獲過程中，航天器通過空間對接機(jī)構(gòu)互相碰撞，設(shè)計對接機(jī)構(gòu)的動力學(xué)特性，可保證航天器在碰撞中相互接近，不會彈開，同時緩沖碰撞的能量，降低碰撞力，不會對航天器造成破壞。

為使兩個對接航天器的碰撞后相互靠近，通過設(shè)計恢復(fù)系數(shù)，確定捕獲的性能設(shè)計準(zhǔn)則。定義碰撞前后的速度比為恢復(fù)系數(shù)S=|vk/v0|。此處：v0，vk分別為碰撞前后的速度。純滾轉(zhuǎn)正向碰撞較難捕獲，該狀態(tài)下在對接撞擊結(jié)束時刻總沖量為

緩沖性能的設(shè)計要求是：即使在最高對接速度下，也能消耗掉兩航天器間相互碰撞的動能，減小對接過程中的沖擊載荷，不會造成航天器太陽帆板等設(shè)備的損壞?？臻g對接機(jī)構(gòu)需具有緩沖對接撞擊動能的能力，對接機(jī)構(gòu)的緩沖能力(能容)需大于主、被動航天器相對運動和對接時發(fā)動機(jī)工作的能量之和，即

式中：Wengine為對接時發(fā)動機(jī)工作的能量；meq1為航天器的各向等效質(zhì)量；vq2為捕獲后兩航天器相對運動速度；q1為捕獲后對接機(jī)構(gòu)各方向緩沖器運動行程；q，qmax分別為對接機(jī)構(gòu)各向緩沖器運動行程及其最大值；f為對接機(jī)構(gòu)緩沖器的力。

空間對接機(jī)構(gòu)的捕獲緩沖性能的設(shè)計，需同時滿足捕獲和緩沖兩個矛盾的條件。分析對接初始條件，發(fā)現(xiàn)各自由度上需緩沖的能量相差很大(如圖3所示)。因此對對接過程進(jìn)行細(xì)化：對接過程中x向需緩沖消耗的能量最大，包括航天器相對接近的動能和發(fā)動機(jī)做的功，主要解決緩沖問題；其他方向需要緩沖的能量較小，但要求對接機(jī)構(gòu)有良好的靈活性，以便完成捕獲操作?？臻g對接機(jī)構(gòu)采用差動式緩沖系統(tǒng)(如圖4所示)，利用差動器將對接過程的能量分解，運動分開，并由阻尼器和彈簧機(jī)構(gòu)進(jìn)行能量消耗和運動恢復(fù)。

圖3 對接時六自由度上碰撞能量Fig.3 Docking contact energy in six directions

圖4 空間對接機(jī)構(gòu)差動原理Fig.4 Principle of mechanical differential for space docking mechanism

2.2.3 連接設(shè)計

空間對接機(jī)構(gòu)的連接過程需要將兩個航天器連接成一個剛體，并保證連接面的剛度、密封性和連接的安全可靠，同時連接系統(tǒng)還能多次使用。為保證連接面的剛度和施力均勻，在對接面布置了兩組對接鎖共12套，保證密封可靠。每組對接鎖采用1套驅(qū)動機(jī)構(gòu)驅(qū)動，這樣減輕了重量。連接狀態(tài)下對接面一直存在通道內(nèi)的氣壓和振動等內(nèi)外部載荷的作用。每組對接鎖的鋼索傳動原理如圖5所示。通過鋼索傳動，驅(qū)動機(jī)構(gòu)動力傳遞至對接鎖繩輪，在繩輪帶動下對接鎖實現(xiàn)鎖定動作，并在此過程中形成鎖緊力。鎖緊時，靠近驅(qū)動機(jī)構(gòu)一端的鋼絲繩所承受的力最大，然后逐漸遞減，直至靠近驅(qū)動機(jī)構(gòu)另一端的鋼絲繩受力最小，圖5中鋼索張力沿鋼絲繩運動方向遞增。解鎖時，鋼絲繩受力大小順序與鎖緊過程相反[11]。

圖5 鋼索傳動原理Fig.5 Principle of tightwire transmision

為防止在連接過程中出現(xiàn)松弛，6段鋼索需在裝配時施加一定的預(yù)緊力，鋼索的平均預(yù)緊力

式中：R為對接鎖繩輪的半徑；Mh為每把對接鎖主動鎖鉤鎖緊時所需的最大驅(qū)動力矩；η為傳動系數(shù)，取決于傳動摩擦等，取值大于1。

為保證6把對接鎖運動的同步性，需控制主、被動鎖鉤嚙合量的一致性和鎖鉤間的摩擦[12]。鋼索導(dǎo)向傳動滑輪采取軸承支撐，降低了鋼索導(dǎo)向傳動摩擦，提高了運動的同步性。

主動對接鎖的結(jié)構(gòu)如圖6所示。為防止對接鎖意外解鎖，鎖緊機(jī)構(gòu)設(shè)計中采用鎖鉤自鎖形式，利用對偶的鎖鉤相互越過對方的最高點進(jìn)入自鎖區(qū)。同時鎖鉤旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)采用偏心設(shè)計，使外力造成鎖鉤進(jìn)一步鎖緊的運動趨勢，保證連接可靠。對接鎖的驅(qū)動機(jī)構(gòu)采用防逆?zhèn)鲃釉O(shè)計，只有在指令作用下通過電機(jī)驅(qū)動，對接鎖才會運動，保證對接連接的安全。

圖6 主動對接鎖Fig.6 Active structural hook assembly

2.2.4 空間對接機(jī)構(gòu)其它設(shè)計要素

空間對接機(jī)構(gòu)的機(jī)構(gòu)產(chǎn)品需考慮在空間高低溫、真空條件下仍保持需要的動力學(xué)特性、運動靈活性和高精度高可靠。在設(shè)計過程中，綜合考慮動力學(xué)參數(shù)的協(xié)調(diào)，同時實現(xiàn)捕獲的柔順性和緩沖的大能容要求；對動力學(xué)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，保證彈簧機(jī)構(gòu)、阻尼器、緩沖傳動機(jī)構(gòu)可實現(xiàn)；保證連接可靠的同時，滿足分離可靠的要求(如圖7所示)。

圖7 空間對接機(jī)構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計要素Fig.7 Desgin factors of space docking mechanism system

空間對接機(jī)構(gòu)應(yīng)在高低溫下穩(wěn)定工作，傳動鏈設(shè)計考慮溫度影響，保證低溫下不能卡滯。彈性材料的剛度隨溫度發(fā)生變化，彈簧機(jī)構(gòu)的性能在不同溫度下特性各異；電磁阻尼器由于材料電導(dǎo)率隨溫度變化，性能發(fā)生改變，因此需在大溫度范圍內(nèi)進(jìn)行系統(tǒng)設(shè)計和試驗驗證。

真空對空間機(jī)構(gòu)運動的影響較大，主要體現(xiàn)在摩擦性能有較大變化?？臻g對接機(jī)構(gòu)的摩擦主要分為對接環(huán)的碰撞滑動、鎖鉤在大載荷下相對滑動、彈簧機(jī)構(gòu)內(nèi)的滑動摩擦，以及捕獲緩沖過程中轉(zhuǎn)動部件的滾動摩擦。需根據(jù)不同載荷、速度和運動形式，設(shè)計固體潤滑、油脂潤滑等方式。

2.3 我國空間對接機(jī)構(gòu)應(yīng)用

2011年11月，神舟八號飛船與天宮一號目標(biāo)飛行器成功完成了我國首次空間交會對接任務(wù)，并實現(xiàn)了2次在軌對接。

2012年6月，神舟九號飛船載有3名航天員與天宮一號目標(biāo)飛行器成功完成我國首次載人交會對接任務(wù)，并進(jìn)行了2次在軌對接。

2013年6月，神舟十號飛船載有3名航天員，與天宮一號目標(biāo)飛行器成功完成對接任務(wù)，也進(jìn)行了2次對接。

在上述所有對接與分離工作過程中，空間對接機(jī)構(gòu)的捕獲、緩沖、校正、推出/拉近、剛性連接、密封、分離等功能均得到驗證，各項功能實現(xiàn)均滿足要求，整個對接過程約7 min 30 s，整個分離過程約3 min 30 s，遙測顯示各項工作狀態(tài)均正常。

我國正在實施的空間站工程中，其核心艙上將會布置多個被動對接機(jī)構(gòu)，通過與各艙段的對接，實現(xiàn)我國空間站的在軌組建。

3 國外新型空間對接機(jī)構(gòu)

3.1 載人弱撞擊式對接機(jī)構(gòu)

3.1.1 背景需求

歐美在國際空間站項目中采用了俄羅斯的空間對接機(jī)構(gòu)，如航天飛機(jī)采用APAS-95對接機(jī)構(gòu)，而歐洲ATV貨運飛船安裝了俄羅斯的錐桿式對接機(jī)構(gòu)[13]。為擺脫對俄羅斯空間對接機(jī)構(gòu)的依賴，歐美早在20世紀(jì)90年代即對新型弱撞擊對接技術(shù)進(jìn)行了研發(fā)。

新型弱撞擊對接技術(shù)是在總結(jié)已有空間對接系統(tǒng)的研制、使用經(jīng)驗和教訓(xùn)基礎(chǔ)上提出的。已有的空間對接機(jī)構(gòu)需要采用較大的碰撞能量以克服捕獲緩沖系統(tǒng)的變形，補(bǔ)償對接偏差，實現(xiàn)捕獲，而弱撞擊對接技術(shù)可很大程度降低甚至消除碰撞能量需求。

針對大型航天器，特別是下一代深空航天器等的對接需求，美國和歐洲的研究者提出了新一代智能型的空間對接機(jī)構(gòu)方案。與現(xiàn)有APAS對接機(jī)構(gòu)相比，其主要特點如下[14-16]。

a)降低對接過程中的相對速度和碰撞力，適應(yīng)抗沖擊能力較低的航天器，如大型低剛度的衛(wèi)星等，減小對航天器的影響。

b)采用周邊式構(gòu)型，具有完全異體同構(gòu)，可實現(xiàn)兩兩相互對接。

c)有良好的適應(yīng)能力，同一套空間對接機(jī)構(gòu)可適應(yīng)質(zhì)量從2 t至數(shù)百噸航天器的對接任務(wù)。

由于目前的對接飛行任務(wù)都是經(jīng)事先周密策劃并安排執(zhí)行的，APAS等空間對接機(jī)構(gòu)產(chǎn)品性能是在地面制造時確定的，對接任務(wù)是針對確定的目標(biāo)。新一代空間對接機(jī)構(gòu)則考慮可在軌調(diào)整緩沖能力，具良好的任務(wù)適應(yīng)性，在國際合作和空間救援等方面有優(yōu)勢。

3.1.2 基于力反饋閉環(huán)控制的弱撞擊對接系統(tǒng)

基于力反饋閉環(huán)控制的弱撞擊對接系統(tǒng)(LIDS)，在早期由美國與歐空局合作開發(fā)，2001年后，分別進(jìn)行獨立開發(fā)。美國的研發(fā)更領(lǐng)先，約翰遜航天中心(JSC)在2012年完成了工程樣機(jī)鑒定試驗[14、17]。

LIDS對接系統(tǒng)采用周邊式構(gòu)型，去掉了差動式緩沖系統(tǒng)，增加了碰撞力測量，以及由電機(jī)絲杠組成的作動器。為實現(xiàn)弱撞擊的對接過程，其采用了力反饋閉環(huán)的主動控制方案，由傳感器測出對接碰撞力，實時計算需要的阻尼和緩沖力，并轉(zhuǎn)為對作動器的運動控制，使主動對接機(jī)構(gòu)的對接環(huán)適應(yīng)被動對接機(jī)構(gòu)的位置和姿態(tài)，并阻尼和緩沖對接碰撞過程，實現(xiàn)捕獲。通過對控制參數(shù)的優(yōu)化，降低碰撞力對航天器的作用。LIDS的工作原理如圖8所示。

圖8 弱撞式對接機(jī)構(gòu)工作原理Fig.8 Working principle of LIDS

這種空間對接機(jī)構(gòu)能實現(xiàn)對接撞擊力的柔順適應(yīng)，且緩沖性能調(diào)整靈活、任務(wù)適應(yīng)性強(qiáng)。它將原機(jī)械式差動、緩沖改由控制算法和電機(jī)作動器完成，簡化了機(jī)械系統(tǒng)，增加了對傳感器的依賴，但導(dǎo)致控制模型與算法變得復(fù)雜，作動器響應(yīng)頻率要求高，也增加了對航天器系統(tǒng)能源的負(fù)擔(dān)[17]。

3.1.3 半主動控制式對接系統(tǒng)

軟碰撞匹配衰減方案(SIMAC)對接系統(tǒng)方案由波音公司提出，在2012年4月獲得了NASA國際空間站項目管理部門資金支持[18]。該方案未采用力閉環(huán)柔順控制方式，本文稱之為半主動控制。SIMAC采用了與APAS對接機(jī)構(gòu)兼容的窄環(huán)設(shè)計方案，由6個直線驅(qū)動裝置構(gòu)成Stewart平臺。直線驅(qū)動裝置的內(nèi)部傳動設(shè)置了離合器(如圖9所示)，這樣直線驅(qū)動裝置可限定所施加的載荷。通過調(diào)節(jié)離合器力矩，也就能調(diào)節(jié)直線驅(qū)動裝置的載荷限值。在對接過程各階段中，每個直線驅(qū)動裝置均各自獨立工作而實現(xiàn)目標(biāo)。6個直線驅(qū)動裝置相互獨立，它們之間無需機(jī)械連接及復(fù)雜的閉環(huán)控制。

圖9 直線驅(qū)動機(jī)構(gòu)Fig.9 Linear actuator assembly

在對接接口方面，SIMAC方案容易實現(xiàn)與APAS對接機(jī)構(gòu)的兼容，SIMAC既可適應(yīng)電磁捕獲方式，也可采用APAS-89機(jī)械式捕獲鎖。相對LIDS方案，SIMAC方案取消了復(fù)雜的力反饋閉環(huán)控制系統(tǒng)，6個直線驅(qū)動機(jī)構(gòu)獨立驅(qū)動，其系統(tǒng)簡單、魯棒，既無笨重的機(jī)械系統(tǒng)，又規(guī)避了高精度傳感器和復(fù)雜控制電路的應(yīng)用。

3.1.4 LIDS關(guān)鍵技術(shù)

弱撞擊對接機(jī)構(gòu)的主要特點是能實現(xiàn)對接撞擊力的柔順適應(yīng)，且緩沖性能調(diào)整靈活、任務(wù)適應(yīng)性強(qiáng)，可在軌完成與大范圍變特性飛行器的多次對接。其涉及的關(guān)鍵技術(shù)如下[2]。

a)對接過程的控制算法設(shè)計

自適應(yīng)控制是LIDS的核心技術(shù)。LIDS完成對接過程涵括了多個任務(wù)階段，控制算法需完成初始條件準(zhǔn)備的路徑規(guī)劃、柔順對接捕獲、緩沖校正柔順動力學(xué)控制、拉近的路徑規(guī)劃?？刂扑惴纫m應(yīng)各種對接目標(biāo)的對接任務(wù)的差異，還需考慮空間環(huán)境對系統(tǒng)參數(shù)的影響。這些導(dǎo)致控制算法的適應(yīng)性設(shè)計難度很大。

b)空間高精度六維力傳感器設(shè)計

六維力傳感器的力測量信息是LIDS柔順控制過程的輸入量，其測量精度直接影響機(jī)構(gòu)的緩沖效果。受空間高低溫環(huán)境的影響，傳感器可能會出現(xiàn)較嚴(yán)重零漂現(xiàn)象，影響力的測量精度。此外，六維力傳感器的解耦和標(biāo)定也是研制中的關(guān)鍵。

c)直線驅(qū)動機(jī)構(gòu)設(shè)計

直線驅(qū)動機(jī)構(gòu)是自適應(yīng)式對接機(jī)構(gòu)柔順控制過程的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，其運動精度及響應(yīng)性能直接影響力柔順控制的效果。直線驅(qū)動機(jī)構(gòu)的任務(wù)需求為負(fù)載大、響應(yīng)快、運動偏差小，其控制器的控制策略、實時性和魯棒性對弱撞式對接機(jī)構(gòu)的總體性能也有很大影響。

d)并聯(lián)機(jī)構(gòu)的運動學(xué)與動力學(xué)求解

六自由度并聯(lián)機(jī)構(gòu)的運動學(xué)逆解相對簡單，但正解較難，是機(jī)構(gòu)運動學(xué)分析的難點之一。在半主動控制式對接機(jī)構(gòu)設(shè)計中，空間對接機(jī)構(gòu)在6個自由度方向上力-位移等效性能的需求各不相同。為實現(xiàn)在6個自由度方向緩沖耗能需求，需進(jìn)行六自由度并聯(lián)機(jī)構(gòu)的運動學(xué)和動力學(xué)求解，解決6根絲杠運動與載荷的協(xié)調(diào)。

3.2 停靠式對接機(jī)構(gòu)

停靠式對接由空間機(jī)械臂和對接機(jī)構(gòu)(或稱為?？繖C(jī)構(gòu))共同參與完成[13]。空間機(jī)械臂作為捕獲裝置，實現(xiàn)航天器的捕獲操作，兩航天器后續(xù)的結(jié)構(gòu)連接和密封等操作則由對接機(jī)構(gòu)完成，如圖10所示。因此，?？渴綄訉儆跈C(jī)械臂與對接機(jī)構(gòu)協(xié)同工作的一種對接操作[13]。

圖10 ?？渴綄覨ig.10 Berthing

由于沒有捕獲要求，碰撞過程和緩沖由機(jī)械臂完成，簡化了對停靠機(jī)構(gòu)的設(shè)計要求，但需要主動航天器在空間站附近進(jìn)行位置和姿態(tài)的保持，并增加了機(jī)械臂的研制和控制難度，同時簡化了對接機(jī)構(gòu)。

CBM是美國于90年代研制，主要為滿足空間站裝配的任務(wù)需求，內(nèi)部直徑達(dá)1.8 m，支持空間站標(biāo)準(zhǔn)貨架的通過和轉(zhuǎn)移。CBM要求主動件和被動件兩個部分配合使用，部件主要包括捕獲鎖、導(dǎo)向板、螺栓式對接鎖等。CBM所有功能部件均安裝在周邊位置，中間讓出作為通道(如圖11所示)；為增加機(jī)構(gòu)工作的可靠性，將所有機(jī)構(gòu)均安裝在對接框內(nèi)側(cè)。一方面，對接框內(nèi)側(cè)的空間環(huán)境相對較好，對接完成后，還能形成更優(yōu)越的艙內(nèi)環(huán)境；另一方面，該安裝方式便于航天員進(jìn)行艙內(nèi)維修[19]。

圖11 通用?？繖C(jī)構(gòu)Fig.11 Common berthing mechanism

空間?？渴綄又饕捎猛？繖C(jī)構(gòu)和空間機(jī)械臂完成連接任務(wù)。在國際空間站?？恐?，直接參與操作的有空間機(jī)械臂、通用?？繖C(jī)構(gòu)和GNC系統(tǒng)，還需要飛行指控中心、航天員系統(tǒng)等的支持與配合。這是一個較復(fù)雜的空間任務(wù)，需多個系統(tǒng)共同協(xié)作完成[20]。

3.3 衛(wèi)星對接機(jī)構(gòu)

衛(wèi)星對接是以實現(xiàn)在軌服務(wù)為目的而發(fā)展的，此類空間對接機(jī)構(gòu)一般為輕小型對接裝置。1997年，日本用卡抓式對接機(jī)構(gòu)實現(xiàn)了ETS-VII的軌道對接；2007年，美國采用三指式對接機(jī)構(gòu)完成了軌道快車計劃的衛(wèi)星對接演示驗證[21-22]。與載人航天任務(wù)的空間對接機(jī)構(gòu)相比，該類空間對接機(jī)構(gòu)的新特點如下。

a)衛(wèi)星在軌服務(wù)操作主要任務(wù)包括燃料補(bǔ)給、在軌維護(hù)和數(shù)據(jù)傳輸?shù)?，無需實現(xiàn)大型航天器貨物傳輸和人員交換，其空間對接機(jī)構(gòu)不要求有較大的通道，無保證密封的任務(wù)，因此不必進(jìn)行剛性連接。

b)航天器的質(zhì)量小，同時交會精度高，故對接碰撞能量小，緩沖系統(tǒng)設(shè)計較簡單，一般可采用捕獲-鎖緊一體式設(shè)計。該類空間對接機(jī)構(gòu)功能集成，體積小、重量輕，也稱為輕小型對接機(jī)構(gòu)。

這類空間對接機(jī)構(gòu)的捕獲方式分為兩種。一種是捕獲后接觸，即在捕獲時主動對接機(jī)構(gòu)形成閉合捕獲區(qū)域，捕獲被動對接機(jī)構(gòu)，之后在閉合區(qū)域內(nèi)，主、被動對接機(jī)構(gòu)發(fā)生機(jī)械接觸碰撞，如日本的ETS-VII對接機(jī)構(gòu)在捕獲前抱爪與鎖柄未發(fā)生機(jī)械接觸。另一種是接觸后捕獲，即在機(jī)械接觸后對接機(jī)構(gòu)通過導(dǎo)向裝置進(jìn)入鎖合位置實現(xiàn)捕獲，如美國的軟軸式對接機(jī)構(gòu)[23]。

三指式對接機(jī)構(gòu)的捕獲及連接功能采用三指的展開、收攏和拉回等動作實現(xiàn)。主動對接機(jī)構(gòu)三指展開時，形成一定的捕獲包絡(luò)，可適應(yīng)一定的對接初始條件。當(dāng)三指收攏時，主動對接機(jī)構(gòu)捕獲被動端結(jié)構(gòu)。最后，通過將三指的拉回動作，實現(xiàn)兩航天器間的校正與結(jié)構(gòu)連接。三指式對接機(jī)構(gòu)的典型工作步驟如圖12所示[22]。

圖12 三指式對接機(jī)構(gòu)工作過程和產(chǎn)品Fig.12 Working process and prototype of three-finger docking mechanism

4 我國空間對接技術(shù)發(fā)展路線

我國空間對接技術(shù)的發(fā)展路線應(yīng)基于國內(nèi)需求和相應(yīng)的技術(shù)基礎(chǔ)制定。我國空間對接技術(shù)發(fā)展應(yīng)考慮以下幾個方面。

a)開展弱撞擊對接系統(tǒng)研究，結(jié)合國內(nèi)需求，提出適合我國國情的新型空間對接機(jī)構(gòu)方案。一方面，在選擇新型空間對接技術(shù)途徑時，需多方面權(quán)衡利弊，吸取已有的空間對接機(jī)構(gòu)的研制經(jīng)驗與教訓(xùn)，并能在此基礎(chǔ)上進(jìn)行技術(shù)創(chuàng)新。半主動控制式對接系統(tǒng)更適于我國未來空間對接機(jī)構(gòu)的需求。另一方面，新型空間對接機(jī)構(gòu)還應(yīng)滿足我國空間站的對接需求，可實現(xiàn)較大的對接通道要求。國際空間站的美國艙段采用CBM滿足大型設(shè)備對轉(zhuǎn)運通道的需求，而俄羅斯則采用混合式對接機(jī)構(gòu)實現(xiàn)大直徑的對接通道。我國的空間站上僅有APAS對接機(jī)構(gòu)，其對接通道為Φ800 mm，較大的貨物轉(zhuǎn)運則需從出艙通道進(jìn)出空間站。因此，我國未來的新型空間對接系統(tǒng)應(yīng)能滿足大對接通道的需求。

b)針對衛(wèi)星在軌組裝、在軌補(bǔ)加、模塊更換和功能重構(gòu)等在軌服務(wù)需求，開展可重復(fù)、自適應(yīng)連接與分離技術(shù)研究，實現(xiàn)衛(wèi)星用對接機(jī)構(gòu)的模塊化和標(biāo)準(zhǔn)化。

c)將合作目標(biāo)對接技術(shù)向非合作目標(biāo)捕獲方向拓展，以適應(yīng)未來空間碎片清理的需求。

5 結(jié)束語

本文對空間對接機(jī)構(gòu)的技術(shù)進(jìn)行了綜述。從空間對接技術(shù)發(fā)展歷程看，錐桿式對接機(jī)構(gòu)和APAS對接機(jī)構(gòu)的綜合性能最全面，目前國際空間站上仍在應(yīng)用。這類對接機(jī)構(gòu)仍是未來一段時期內(nèi)主流。但未來空間對接機(jī)構(gòu)技術(shù)的發(fā)展有其新特點：第一，載人航天用的大型空間對接機(jī)構(gòu)，為降低對接碰撞力對大型柔性結(jié)構(gòu)的影響，提高對接過程安全性，提高任務(wù)適應(yīng)能力，正在向弱撞擊式的發(fā)展方向發(fā)展。同時為適應(yīng)國際合作和空間救援等需求，也逐步向國際標(biāo)準(zhǔn)化靠攏。第二，隨著在軌服務(wù)任務(wù)需求的出現(xiàn)，輕小型對接機(jī)構(gòu)是未來在軌服務(wù)技術(shù)發(fā)展的核心。輕小型對接機(jī)構(gòu)向小型、集成、輕量化設(shè)計方向發(fā)展，為空間模塊裝配、暴露載荷安裝、衛(wèi)星補(bǔ)給、裝配、空間安全領(lǐng)域等提供了有效的技術(shù)支撐。由于任務(wù)需求不斷變化，操作種類繁多，輕小型對接機(jī)構(gòu)的發(fā)展趨勢呈現(xiàn)多樣化。第三，隨著智能機(jī)構(gòu)技術(shù)的應(yīng)用，基于機(jī)械臂技術(shù)的對接會不斷出現(xiàn)，這為空間對接提供了新的技術(shù)方向。

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ZHANG Chong-feng1， LIU Zhi2

(1. Shanghai Academy of Spaceflight Technology, Shanghai 201109, China;2. Aerospace System Engineering Shanghai, Shanghai 201109, China)

The space docking mechanism and its technology were reviewed in this paper. The space docking mechanism was divided into manned large docking mechanism and non-sealing small docking mechanism. The main applications of space docking mechanism were described, which were materials supply and astronaut rotation, on-orbit assembly of large spacecraft or platform, on-orbit servicing of spacecraft, and structure optimization of spacecraft during flying. The development history was divided into four phases which were early exploration, application, maturity and further development. The characteristics of main space docking mechanisms were inducted. The key points of overall design, docking mechanical simulation, docking mechanism experiment and development of critical parts in docking were analyzed. The development history of space docking mechanism in China was recalled, and so were the key technologies of overall technical project, design of capture and buffering, design of connection and other design factors. The important achievement of space docking mechanism application in domestic was introduced briefly. The research background, progress and relative key technologies of new types of space docking mechanisms in abroad were introduced, which were manned low impact docking system, berthing mechanism and satellite docking mechanism. The development road of space docking technology in future for China was put forward. It suggests that China shall develop low impact docking system and satellite docking mechanism and progress space docking technology for extending from cooperative space object to non-cooperative space object.

Space docking; Space docking mechanism; Capture; Buffering; Androgynous peripheral assembly system; Peripheral docking mechanism; Low impact docking system; Common berthing mechanism; Satellite docking mechanism

1006-1630(2016)05-0001-11

2016-09-05；

2016-09-28

張崇峰(1968—)，男，博士，研究員，神舟飛船和天宮空間實驗室副總設(shè)計師，獲國家科技進(jìn)步特等獎1項，省部級科技進(jìn)步獎多項；全國優(yōu)秀科技工作者、國防科技工業(yè)“511人才工程”學(xué)術(shù)技術(shù)帶頭人，主要研究方向為航天器對接技術(shù)和航天器機(jī)構(gòu)設(shè)計。

V526

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2016.05.001