于春宇，許怡賢，李 林，林秋紅

（北京空間飛行器總體設計部，北京100094）

一種大角度大負載展收機構(gòu)設計與優(yōu)化

于春宇，許怡賢，李 林，林秋紅

（北京空間飛行器總體設計部，北京100094）

針對為實現(xiàn)交會對接系統(tǒng)可重復使用而產(chǎn)生的可展收防熱裝置設計需求，提出了一種雙四連桿串聯(lián)式防熱罩展收機構(gòu)，建立了ADAMS仿真模型，以大傳動角、避免桿間重疊干涉以及展開位置死點自鎖為約束條件，對展收機構(gòu)的鉸點位置和連桿長度等參數(shù)進行了優(yōu)化設計，實現(xiàn)了四桿機構(gòu)在死點位置時防熱罩展開180°的幾何特性，具有斷電保持能力。通過對大慣量負載的驅(qū)動力分析，確定了最小驅(qū)動力矩（64.6 N·m）?？蓪崿F(xiàn)大角度、大負載重復展收。

大角度；展開機構(gòu)；優(yōu)化設計；ADAMS

1 引言

隨著航天技術的飛速發(fā)展，可重復使用載人航天器已成為世界航天領域的重要發(fā)展方向。公開資料顯示，國外已基本掌握了整器的可回收、重復使用技術［1?2］，但作為載人飛船關鍵組成部分的交會對接系統(tǒng)，仍未見公開報道其可實現(xiàn)重復使用。如果交會對接系統(tǒng)無防熱保護，返回時交會對接系統(tǒng)將會燒蝕，為了實現(xiàn)載人飛船交會對接系統(tǒng)的重復使用，需要設計一種可展收的防熱裝置，交會對接時展開，發(fā)射和返回時收攏。1999年發(fā)射的星塵號和2001年發(fā)射的起源號返回器實現(xiàn)過相似任務［3?4］，但其負載小，展收角度小，與載人飛船需求相差較大。

本文設計了一種雙四連桿串聯(lián)式展收機構(gòu)，可實現(xiàn)大角度、大負載的重復展收動作，并對桿長和布局等參數(shù)進行了優(yōu)化設計。

2 設計方案

2.1 方案設計

展收機構(gòu)的組成如圖1和圖2所示，采用雙四連桿串聯(lián)機構(gòu)，其中桿1、桿2、桿3和機架組成一套四連桿機構(gòu)（稱為下四連桿機構(gòu)），桿3、桿4、防熱罩和機架組成另一套四連桿（稱為上四連桿機構(gòu)），兩套四連桿機構(gòu)共用桿3，桿3即為下四連桿機構(gòu)的搖桿又為上四連桿機構(gòu)的曲柄。桿1與驅(qū)動組件相連，驅(qū)動組件轉(zhuǎn)動帶動連桿機構(gòu)運動實現(xiàn)防熱罩展收動作，桿3的特殊構(gòu)型可避免空間干涉。

圖1 展收機構(gòu)示意圖（收攏狀態(tài)）Fig.1 Schematic diagram of the deployable mecha?nism（Stowed state）

圖2 展收機構(gòu)示意圖（展開狀態(tài)）Fig.2 Schematic diagram of the deployable mecha?nism（deployed state）

2.2 原理說明

該雙四連桿串聯(lián)機構(gòu)的機構(gòu)原理如圖3所示，其自由度為1，僅需要一套驅(qū)動組件。展收機構(gòu)運動時，驅(qū)動組件通過撥叉帶動桿1轉(zhuǎn)動，桿1轉(zhuǎn)角經(jīng)過連桿機構(gòu)后放大，實現(xiàn)大角度展收動作，當桿1與桿2成直線時，防熱罩展開180°，此時“下四桿機構(gòu)”處于死點位置，提供較好的支撐剛度，具有斷電保持能力。桿4設計為異型桿件，其特殊構(gòu)型可避免展收過程中發(fā)生碰撞干涉。

圖3 機構(gòu)運動簡圖Fig.3 Principle diagram of the deployable mechanism

3 優(yōu)化設計

3.1 確定設計變量及參數(shù)化建模

本文采用ADAMS軟件對展收機構(gòu)進行優(yōu)化設計。為了統(tǒng)一設計變量，采用初始位置鉸點的橫、縱坐標作為設計變量。如圖3所示，以O點為原點建立坐標系，給出A、B、C、D、E、F 6個點的橫坐標和縱坐標，根據(jù)空間約束確定12個變量的初始值及其變化范圍，如表1所示。根據(jù)防熱罩展開到180°時需要具有斷電保持能力的功能要求，通過設計連桿機構(gòu)處于死點位置以滿足要求。在防熱罩展開達到180°時，桿AB與桿BC成直線。在ADAMS中所建立的參數(shù)化模型如圖4所示。

表1 設計變量及其變化范圍Table 1 The range of variable parameters

3.2 確定約束條件

當機構(gòu)運轉(zhuǎn)時，其傳動角的大小是變化的，為了保證機構(gòu)傳動良好，設計時通常應使傳動角大于30°，由此可確定約束條件如式（1）～（2）：

在平面多連桿機構(gòu)傳動中，應盡量避免連桿與連桿之間交叉運動，以避免連桿實體間干涉，同時還要考慮連桿與機架的干涉，根據(jù)連桿機構(gòu)間的幾何關系確定，確定約束條件如式（3）～（6）：

下四連桿機構(gòu)ABCD的約束：

上四連桿機構(gòu)DEFO的約束：

圖4 ADAMS仿真模型Fig.4 Simulation model in ADAMS

3.3 擬定目標函數(shù)

根據(jù)展收機構(gòu)的優(yōu)化設計要求，在∠ABC等于180°，即達到死點位置時，防熱罩OF展開了180°，因此，優(yōu)化目標是防熱罩展開角度減去180°的絕對值最小。目標函數(shù)定義如式（7）：

3.4 優(yōu)化與仿真

本文采用OPTDES?SQP算法來進行優(yōu)化，在模型上添加傳感器以進行限位，并建立測量函數(shù)，實時監(jiān)測優(yōu)化過程中主要參數(shù)變化情況［5?8］，目標函數(shù)的優(yōu)化結(jié)果如圖5所示。

圖5 目標函數(shù)優(yōu)化結(jié)果Fig.5 Optimized result of the objective fuction

從圖5可看出，優(yōu)化后目標函數(shù)值達到0.096 73，這說明在達到死點位置時，防熱罩從起始位置正好轉(zhuǎn)過了180°，滿足優(yōu)化的目標。從圖6、圖7可以看出防熱罩從起始位置展開到最大角度時，兩套四連桿機構(gòu)傳動角的變化范圍分別是：33°～90°、50°～90°，均滿足了給定的約束條件。

圖6 上四連桿機構(gòu)傳動角曲線Fig.6 Transmission angle curve of the up?four?link

圖7 下四連桿機構(gòu)傳動角曲線Fig.7 Transmission angle curve of the down?four?link

優(yōu)化前后各桿件長度的對比如表2所示。

表2 優(yōu)化前后各桿件的長度Table 2 The link length before and after potimization

3.5 驅(qū)動力矩計算

展收機構(gòu)阻力主要包括防熱罩的慣性阻力矩和軸系阻力矩。

防熱罩為質(zhì)量均布的球形結(jié)構(gòu)，對轉(zhuǎn)軸的轉(zhuǎn)動慣量通過Pro/E三維建模獲得，Ixx＝6.3 kg·m2，Iyy＝4.0 kg·m2，Izz＝4.0 kg·m2。鉸鏈處摩擦系數(shù)為：動摩擦0.1，靜摩擦0.2。在ADAMS中，驅(qū)動電機以1.9°/s的角速度勻速旋轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)動60 s后防熱罩剛好轉(zhuǎn)動了180°，轉(zhuǎn)動周期60 s內(nèi)驅(qū)動力矩的仿真結(jié)果如圖8所示。從曲線可以得到驅(qū)動機構(gòu)扭矩（含減速器）最大值是32.3 N·m，航天器設計中一般要求驅(qū)動力矩裕度不小于1，所以電機的輸出扭矩應不小于64.6 N·m。

Design and Optimization of a Big Angle and High Load Deployable Mechanism

YU Chunyu，XU Yixian，LI Lin，LIN Qiuhong
（Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China）

Rendezvous and Docking（RVD）is one of the most important functions of the new－genera?tion manned spacecraft.In order to realize repeated use of the RVD equipment，a deployable thermal protection mechanism is needed.A new type of deployable thermal protection mechanism with tandem double?four?links was presented in this paper.The simulation model based on ADAMS software was es?tablished.Big transmission angle，no overlapping interference between the rods and self?locking at the dead point position were set as the constraint conditions to optimize the geometric parameters of the link bars.The thermal protection hatch could deploy to 180°at the“dead point”position of the links and with the torque keeping function.The minimum drive torque（64.6 N·m）was determined by large iner?tia load analysis.The large angle and large load deployment and stowage was realized

big angle；deployable mechanism；optimization；ADAMS

V19

A

1674?5825（2016）06?0755?03

2016?10?20；

2016?11?16

國家重大科技專項工程（2012AA7060802）

于春宇（1983－），男，碩士，高工，研究方向為航天器機構(gòu)設計。E?mail：ycy5158＠163.com