李隆球，邵廣斌，周德開(kāi)，劉偉民，王敬軒

（1.哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，哈爾濱150001；2.哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)器人技術(shù)與系統(tǒng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱150001）

一種長(zhǎng)行程小型化對(duì)接機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析

李隆球1，2，邵廣斌1，周德開(kāi)1，劉偉民1，王敬軒1

（1.哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院，哈爾濱150001；2.哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)器人技術(shù)與系統(tǒng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱150001）

針對(duì)故障航天器和太空垃圾的在線對(duì)接與操作問(wèn)題，基于非合作目標(biāo)對(duì)接技術(shù)的要求和特點(diǎn)，提出了一種以衛(wèi)星遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管為對(duì)接接口的長(zhǎng)行程小型化的對(duì)接機(jī)構(gòu)方案。設(shè)計(jì)了對(duì)接機(jī)構(gòu)的具體結(jié)構(gòu)并建立其三維模型，并根據(jù)此模型，對(duì)對(duì)接機(jī)構(gòu)的包絡(luò)范圍進(jìn)行了求解分析；使用ADAMS軟件對(duì)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真，研究了對(duì)接過(guò)程中目標(biāo)噴管的運(yùn)動(dòng)學(xué)特性，分析了末端機(jī)構(gòu)與目標(biāo)的碰撞接觸情況及機(jī)械臂中各關(guān)節(jié)受力情況。計(jì)算與仿真結(jié)果表明：所提對(duì)接機(jī)構(gòu)能夠?qū)δ繕?biāo)進(jìn)行有效、可靠的對(duì)接。

長(zhǎng)行程小型化；非合作目標(biāo)；對(duì)接機(jī)構(gòu)

1 引言

空間交會(huì)對(duì)接技術(shù)指使兩個(gè)航天器在空間軌道上對(duì)接合并，在結(jié)構(gòu)上成為一個(gè)整體的技術(shù)［1］，具有重要的空間應(yīng)用價(jià)值和前景，美國(guó)、歐洲、日本等已對(duì)空間自主交會(huì)對(duì)接、空間機(jī)器人等非合作目標(biāo)對(duì)接的前期基礎(chǔ)技術(shù)進(jìn)行了大量研究，完成了大量的空間演示和試驗(yàn)，取得了一定成就。德國(guó)航天局開(kāi)展的以在軌維修及裝配為目的的TECSAS/DEOS研究計(jì)劃［2］、美國(guó)以目標(biāo)衛(wèi)星軌道操作為目標(biāo)的FREND項(xiàng)目［3?5］以及在此基礎(chǔ)上開(kāi)展的“鳳凰計(jì)劃”［6?7］都是非合作目標(biāo)對(duì)接技術(shù)研究的先行代表。國(guó)內(nèi)哈爾濱工業(yè)大學(xué)的張廣玉等以地球同步軌道衛(wèi)星為對(duì)接捕獲目標(biāo)設(shè)計(jì)了一系列三臂型對(duì)接機(jī)構(gòu)［8?12］，采用包絡(luò)捕獲的原理，使用圓周上120°均勻分布的三組機(jī)械臂作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)完成對(duì)衛(wèi)星遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的對(duì)接抓捕。包絡(luò)捕獲方案科學(xué)，機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)單，驅(qū)動(dòng)元件少，有很高的研究與應(yīng)用價(jià)值，但機(jī)構(gòu)尺寸與質(zhì)量較大，若進(jìn)行空間應(yīng)用發(fā)射成本較高。

本文設(shè)計(jì)了一種以地球同步軌道衛(wèi)星為抓捕對(duì)象的長(zhǎng)行程、小型化非合作目標(biāo)對(duì)接機(jī)構(gòu)，該機(jī)構(gòu)具有捕獲范圍大、可靠性高、適應(yīng)性強(qiáng)、定位精準(zhǔn)等特點(diǎn)。

2 對(duì)接機(jī)構(gòu)捕獲原理及方案

本設(shè)計(jì)中，目標(biāo)航天器選擇為地球同步軌道衛(wèi)星，該類衛(wèi)星種類齊全，數(shù)量眾多，研究也最具代表性。衛(wèi)星上都安裝有遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)，本設(shè)計(jì)即以遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管［13?15］作為對(duì)接接口進(jìn)行對(duì)接機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)。該噴管及簡(jiǎn)化模型如圖1、圖2所示。簡(jiǎn)化后的噴管尺寸如表1所示。

圖1 衛(wèi)星遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管圖［14］Fig.1 The apogee kick engine nozzle of target GEO satellite［14］

圖2 簡(jiǎn)化后的噴管Fig.2 Simplified nozzle model

表1 噴管尺寸參數(shù)表Table 1 Engine nozzle dimension

考慮工程實(shí)際，以及對(duì)接任務(wù)的非合作性，對(duì)接機(jī)構(gòu)需要具有小型化、長(zhǎng)行程的特點(diǎn)。對(duì)接機(jī)構(gòu)小型化將降低對(duì)其本體衛(wèi)星的要求，也會(huì)降低對(duì)接機(jī)構(gòu)及本體衛(wèi)星的發(fā)射成本；對(duì)接機(jī)構(gòu)長(zhǎng)行程用以提升距離，進(jìn)而消除本體衛(wèi)星與目標(biāo)噴管的軸向距離，且能為空間相機(jī)的視距提供良好保障。

2.1 對(duì)接機(jī)構(gòu)原理

根據(jù)對(duì)接機(jī)構(gòu)長(zhǎng)行程、小型化特點(diǎn)，經(jīng)過(guò)對(duì)設(shè)計(jì)要求以及抓捕目標(biāo)等因素的綜合分析，采用機(jī)械臂包絡(luò)捕獲的方式完成對(duì)接捕獲，并使用多級(jí)絲杠實(shí)現(xiàn)抓捕機(jī)構(gòu)的長(zhǎng)行程移動(dòng)。對(duì)接原理如圖3。在發(fā)現(xiàn)目標(biāo)后，先由搭載對(duì)接機(jī)構(gòu)的本體衛(wèi)星與目標(biāo)逐漸靠近并穩(wěn)定在對(duì)接初始條件要求內(nèi)，完成空間交會(huì)。抓捕機(jī)構(gòu)采用平行四桿機(jī)構(gòu)，該機(jī)構(gòu)的鉸鏈安裝有扭簧，扭簧有一定的預(yù)載荷，預(yù)載荷能夠使平行四桿機(jī)構(gòu)向外張開(kāi)。滾子安裝在抓捕機(jī)構(gòu)的機(jī)架上，與絲杠的相對(duì)位置保持不變。執(zhí)行機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)的初始階段，由于平行四桿機(jī)構(gòu)特性，在滾子支撐與彈簧預(yù)載荷的綜合作用下，螺母的上升只能使四桿機(jī)構(gòu)向上移動(dòng)。螺母繼續(xù)上升，當(dāng)鉸鏈逐漸上升至脫離滾子的支撐時(shí)，四桿機(jī)構(gòu)將在扭簧的作用力下向外張開(kāi)，形成一個(gè)使噴管進(jìn)入的包絡(luò)空間，同時(shí)抓捕機(jī)構(gòu)在多級(jí)絲杠機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)下靠近目標(biāo)衛(wèi)星的遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管直至噴管進(jìn)入抓捕機(jī)構(gòu)的包絡(luò)范圍；然后機(jī)械臂收攏，包絡(luò)空間收縮，將噴管前端鎖定在包絡(luò)空間內(nèi)并鎖緊固定，實(shí)現(xiàn)目標(biāo)航天器與本體航天器的對(duì)接；為方便抓捕完成后本體航天器對(duì)目標(biāo)航天器的進(jìn)一步動(dòng)作，多級(jí)絲杠收回以拉動(dòng)抓捕機(jī)構(gòu)并帶動(dòng)噴管和目標(biāo)航天器靠近本體航天器；操作完成后，執(zhí)行機(jī)構(gòu)打開(kāi)，彈出機(jī)構(gòu)將噴管彈出。

2.2 對(duì)接機(jī)構(gòu)總體方案

根據(jù)包絡(luò)捕獲原理以及對(duì)接過(guò)程流程，細(xì)化各功能結(jié)構(gòu)，完成機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)。對(duì)接機(jī)構(gòu)總體方案如圖4所示。對(duì)接機(jī)構(gòu)包含四大功能機(jī)構(gòu)：提升機(jī)構(gòu)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、緩沖機(jī)構(gòu)、彈出機(jī)構(gòu)。

提升機(jī)構(gòu)：目標(biāo)航天器與本體航天器在對(duì)接開(kāi)始前有500 mm的軸向距離，提升機(jī)構(gòu)負(fù)責(zé)將抓捕機(jī)構(gòu)提升500 mm行程以靠近目標(biāo)航天器噴管。

圖3 對(duì)接機(jī)構(gòu)原理圖Fig.3 Principle diagram of the docking mechanism

圖4 對(duì)接機(jī)構(gòu)總體方案Fig.4 Overall structure of the docking mechanism

執(zhí)行機(jī)構(gòu)：執(zhí)行機(jī)構(gòu)負(fù)責(zé)完成對(duì)目標(biāo)的抓捕、鎖緊等動(dòng)作。執(zhí)行機(jī)構(gòu)的末端應(yīng)保證形成的包絡(luò)空間有效可靠，防止抓捕目標(biāo)發(fā)生逃逸。

緩沖機(jī)構(gòu)：為避免對(duì)接過(guò)程中碰撞接觸力過(guò)大造成機(jī)構(gòu)破壞，緩沖機(jī)構(gòu)應(yīng)有效緩沖對(duì)接機(jī)構(gòu)與噴管之間的沖擊碰撞。

彈出機(jī)構(gòu)：彈出機(jī)構(gòu)負(fù)責(zé)將已抓捕的目標(biāo)噴管彈出，使其與本體航天器有一定的分離速度。分離速度應(yīng)大小適中，同時(shí)，分離角速度也應(yīng)控制在合理范圍內(nèi)。

此外，對(duì)接機(jī)構(gòu)還需傳動(dòng)系統(tǒng)及機(jī)架完成傳動(dòng)和支撐等功能。傳動(dòng)系統(tǒng)的驅(qū)動(dòng)數(shù)量要盡可能減少，傳動(dòng)部件的傳遞效率應(yīng)盡可能高，以提高系統(tǒng)的可靠性與傳動(dòng)效率。機(jī)架負(fù)責(zé)支撐整個(gè)系統(tǒng)，作為抓捕機(jī)構(gòu)的載體，應(yīng)保證支撐強(qiáng)度與剛度。

最終設(shè)計(jì)的對(duì)接機(jī)構(gòu)直徑350 mm，高度345 mm，質(zhì)量23 kg，軸向提升行程可達(dá)500 mm，機(jī)械臂張開(kāi)后末端機(jī)構(gòu)形成的圓直徑超過(guò)220 mm，可容納噴管同時(shí)有50 mm的徑向偏差以及10°的角度偏差。

3 對(duì)接機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)學(xué)分析

3.1 機(jī)械臂的運(yùn)動(dòng)軌跡求解

執(zhí)行機(jī)構(gòu)的機(jī)械臂為平行四桿機(jī)構(gòu)。其特點(diǎn)是相對(duì)兩桿相互平行且以相同角速度同時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)，連桿做平行移動(dòng)。根據(jù)對(duì)對(duì)接機(jī)構(gòu)的分析，機(jī)械臂能夠順利張開(kāi)與閉合、成功完成抓捕動(dòng)作，依賴于安裝在鉸鏈處的扭簧以及在各自方向上提供平動(dòng)與旋轉(zhuǎn)支撐的滾子的共同作用，二者決定了機(jī)構(gòu)能否正常工作［16］。定義X軸為平行于機(jī)械臂的橫向?qū)ΨQ軸，X軸、Y軸、Z軸方向符合右手坐標(biāo)系法，機(jī)械臂的運(yùn)動(dòng)簡(jiǎn)圖如圖5所示。

圖5 機(jī)械臂運(yùn)動(dòng)學(xué)簡(jiǎn)圖Fig.5 Schematic diagram of the docking mechanism

A處的鉸鏈安裝有扭簧，扭簧有一定的預(yù)載荷，預(yù)載荷能夠使平行四桿機(jī)構(gòu)向外張開(kāi)。滾子安裝在抓捕機(jī)構(gòu)的機(jī)架上，與絲杠的相對(duì)位置保持不變。執(zhí)行機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)的初始階段，由于平行四桿機(jī)構(gòu)特性，在滾子支撐與彈簧預(yù)載荷的綜合作用下，螺母的上升只能使四桿機(jī)構(gòu)向上移動(dòng)。螺母繼續(xù)上升，當(dāng)D處鉸鏈逐漸上升至脫離滾子的支撐時(shí)，四桿機(jī)構(gòu)將在扭簧的作用力下向外張開(kāi)，形成一個(gè)使噴管進(jìn)入的包絡(luò)空間。

在抓捕過(guò)程中，機(jī)械臂打開(kāi)，根據(jù)其運(yùn)動(dòng)約束關(guān)系及結(jié)構(gòu)形式，假設(shè)直線CD表達(dá)式為式（1）：

式中k為直線斜率，b為直線在y軸截距。

以對(duì)接機(jī)構(gòu)底面中心為坐標(biāo)原點(diǎn)，滾子軸心O（m，n）為（－93，780）與直線 CD距離為d＝20.5 mm。由于機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)的確定性，以及機(jī)械臂收回時(shí)間的不確定性，在最高點(diǎn)位置，即多級(jí)絲杠完成500 mm行程的伸展后，執(zhí)行機(jī)構(gòu)所在位置上末端機(jī)構(gòu)在機(jī)械臂張開(kāi)過(guò)程中的運(yùn)動(dòng)軌跡，與機(jī)械臂在閉合收回過(guò)程中的運(yùn)動(dòng)軌跡相同。因此，可以求解張開(kāi)過(guò)程中的末端機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)軌跡作為替代，以D點(diǎn)與滾子軸心位置水平時(shí)為時(shí)間起點(diǎn)。D點(diǎn)坐標(biāo)為（xD，yD），根據(jù)D點(diǎn)在直線CD上可得式（2）所示方程組：

此時(shí)末端機(jī)構(gòu)上E（xE，yE）點(diǎn)的位置如式（3）：

式中：v為螺母的提升速度（mm/s），t2——時(shí)間，以A點(diǎn)與O點(diǎn)水平為時(shí)間起點(diǎn)（s）。

通過(guò)計(jì)算得出的末端機(jī)構(gòu)軌跡散點(diǎn)，可做出坐標(biāo)值隨時(shí)間變化的曲線如圖6所示。

圖6 抓捕過(guò)程中末端機(jī)構(gòu)的軌跡曲線Fig.6 Trajectory of the tip mechanism

對(duì)于執(zhí)行機(jī)構(gòu)機(jī)械臂，其張開(kāi)特性對(duì)抓捕過(guò)程并不重要，重要的是其閉合收回的急回特性及軌跡的確定性。從末端機(jī)構(gòu)的軌跡散點(diǎn)結(jié)果及軌跡圖可以看出，機(jī)械臂的收回非常迅速，不到1 s，即可從張開(kāi)狀態(tài)完全收合，使噴管不能逃脫。

3.2 機(jī)械臂與緩沖機(jī)構(gòu)聯(lián)合工作空間求解

機(jī)械臂的工作空間是末端機(jī)構(gòu)能到達(dá)的點(diǎn)的集合，是機(jī)械臂的活動(dòng)范圍。求解機(jī)械臂與緩沖機(jī)構(gòu)聯(lián)合圍成的工作空間，能保證目標(biāo)噴管順利進(jìn)入機(jī)械臂包絡(luò)的范圍，對(duì)于成功完成抓捕對(duì)接非常重要。因此需要通過(guò)確定機(jī)械臂的工作空間來(lái)設(shè)計(jì)機(jī)械臂整體的結(jié)構(gòu)尺寸，以保證機(jī)構(gòu)的合理性。由機(jī)械臂在圓周上以120°均勻分布，可以確定三個(gè)機(jī)械臂圍成的工作空間，根據(jù)誤差最小原則進(jìn)行擬合，并以y軸為中心軸，旋轉(zhuǎn)一周得式（4）：

緩沖機(jī)構(gòu)是由彈簧支撐的平面，半徑大小為45 mm，行程為5 mm，故其運(yùn)動(dòng)軌跡為一圓柱體，其表達(dá)式如式（5）：

根據(jù)初始對(duì)接條件及對(duì)接原理，噴管最大徑向偏差為50 mm左右、最大角度偏差為10°左右時(shí)，機(jī)械臂能成功抓捕目標(biāo)所需要的空間范圍及本設(shè)計(jì)可提供的工作空間范圍如表2所示。

表2 工作空間對(duì)比Table 2 Comparison of work space

由表2可以看出，三個(gè)機(jī)械臂張開(kāi)時(shí)，圍成的空間直徑D為229.9 mm，而目標(biāo)衛(wèi)星上噴管相對(duì)于本體衛(wèi)星的最大位置偏差S為50 mm，最大角度偏差為10°，噴管直徑d為86 mm，因此最大位置范圍直徑約為220 mm。機(jī)械臂在收合狀態(tài)下形成的包絡(luò)圓周大小為59 mm，大于噴管小徑32.4 mm，小于噴管大徑86 mm，可知末端機(jī)構(gòu)的包絡(luò)圓能將噴管大徑包羅其中，完成抓捕。通過(guò)對(duì)比需求空間與工作空間，以看出三個(gè)機(jī)械臂與緩沖機(jī)構(gòu)聯(lián)合圍成的空間可以滿足需要。工作空間可使所有噴管順利進(jìn)入機(jī)械臂與緩沖平臺(tái)形成的包絡(luò)空間內(nèi)，機(jī)械臂可將噴管成功包絡(luò)捕獲。

4 對(duì)接機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析

根據(jù)運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)定義，將各構(gòu)件簡(jiǎn)化為剛體，使用Solidworks進(jìn)行3D建模，簡(jiǎn)化后導(dǎo)入ADAMS，模型如圖7所示。

通過(guò)對(duì)驅(qū)動(dòng)的設(shè)置進(jìn)行仿真過(guò)程的時(shí)間控制，仿真時(shí)長(zhǎng)為69 s，步數(shù)為2000步，初始對(duì)接條件為：軸向距離500 mm，徑向距離20 mm，俯仰角偏航角均為0°。

對(duì)接過(guò)程具體時(shí)間設(shè)置：0～15 s，絲杠螺母機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)機(jī)械臂張開(kāi)；0～20 s，多級(jí)絲杠與套筒運(yùn)動(dòng)，提升機(jī)構(gòu)伸出；20～25 s，機(jī)械臂收回，將目標(biāo)噴管包絡(luò)并壓緊；40～45 s，多級(jí)絲杠反向運(yùn)動(dòng)，將執(zhí)行機(jī)構(gòu)與目標(biāo)噴管收回500 mm；45～50 s，停止運(yùn)動(dòng)，等待下一步動(dòng)作；50～53 s，機(jī)械臂提升5 mm，緩沖機(jī)構(gòu)升起，解除對(duì)噴管的壓緊；53～55 s，等待噴管穩(wěn)定；55～58 s，機(jī)械臂張開(kāi)，保證噴管能夠從包絡(luò)空間內(nèi)彈出；58～64 s，凸輪轉(zhuǎn)動(dòng)，彈出機(jī)構(gòu)將噴管與目標(biāo)航天器彈出；64～69 s，機(jī)械臂收回，完成動(dòng)作。

4.1 目標(biāo)噴管位姿變化情況分析

定義X軸為平行于航天器的橫向?qū)ΨQ軸，X軸、Y軸、Z軸方向符合右手坐標(biāo)系法。圖8（a）為噴管在X、Z兩個(gè)徑向分量方向上的位移隨時(shí)間的變化曲線，在X向的初始位移是20 mm，Z向的初始位移為0。在第21 s時(shí)，機(jī)械臂收合，與目標(biāo)噴管發(fā)生碰撞接觸，此時(shí)徑向位移會(huì)有比較大的波動(dòng)；但是經(jīng)過(guò)機(jī)械臂的拉回與壓緊動(dòng)作，目標(biāo)噴管在第25 s之后，徑向位移由于末端機(jī)構(gòu)的校正作用最終消除；55～58 s過(guò)程中，噴管由于失去機(jī)械臂的壓緊而以自由狀態(tài)運(yùn)動(dòng)；至60 s，噴管被彈出后在徑向上遠(yuǎn)離對(duì)接機(jī)構(gòu)。圖8（b）為目標(biāo)噴管的軸向位移，以初始位置為零點(diǎn)，噴管在21 s時(shí)開(kāi)始在末端機(jī)構(gòu)的拖拉作用下逐漸靠近對(duì)接機(jī)構(gòu)底座，在45 s時(shí)軸向位移達(dá)到最大，之后為機(jī)械臂上升及保持階段，噴管在緩沖機(jī)構(gòu)彈簧的作用下逐漸上升，在60 s左右時(shí)被彈出機(jī)構(gòu)彈開(kāi)。

圖8 目標(biāo)位移曲線圖Fig.8 Time?displacement chart of the target

根據(jù)仿真計(jì)算結(jié)果，繪制噴管沿各軸方向的速度曲線如圖9所示。

圖9 目標(biāo)速度曲線圖Fig.9 Velocity chart of the target in each axis

目標(biāo)噴管沿各軸的初始速度均為0，在21 s時(shí)與末端機(jī)構(gòu)產(chǎn)生碰撞接觸，產(chǎn)生較大的速度波動(dòng)，最大瞬時(shí)速度達(dá)到270 mm/s左右。在25 s時(shí)，機(jī)械臂完成對(duì)噴管的壓緊，使噴管沿各軸的速度基本穩(wěn)定為0。25～45 s，噴管在機(jī)械臂的拖拉作用下靠近對(duì)接機(jī)構(gòu)底座，速度由電機(jī)及多級(jí)絲杠機(jī)構(gòu)控制。在噴管被壓緊過(guò)程中，速度依然有較小范圍的波動(dòng)，主要是由于噴管被末端機(jī)構(gòu)與緩沖機(jī)構(gòu)緊壓在中間，而緩沖機(jī)構(gòu)與抓捕機(jī)構(gòu)之間有間隙存在，此間隙給了兩機(jī)構(gòu)之間的彈簧一定的行程。60 s時(shí)，分離過(guò)程中彈出機(jī)構(gòu)的彈出架使噴管及目標(biāo)衛(wèi)星獲得了一定的沿某個(gè)方向的釋放初速度。最終在此仿真條件下，徑向釋放速度約為7.42 mm/s，軸向釋放速度約為45 mm/s。通過(guò)以上仿真分析可知，分離過(guò)程中，彈出機(jī)構(gòu)和目標(biāo)衛(wèi)星具有一定的相對(duì)速度，不會(huì)發(fā)生碰撞。

實(shí)際上由于釋放時(shí)噴管沿各軸有轉(zhuǎn)速，會(huì)造成釋放完成后噴管沿各方向的速度發(fā)生變化。故噴管釋放速度是實(shí)際應(yīng)用中需重點(diǎn)考量的指標(biāo)。

4.2 碰撞接觸力分析

對(duì)對(duì)接過(guò)程分析可知，抓捕過(guò)程中，末端機(jī)構(gòu)與目標(biāo)噴管碰撞時(shí)會(huì)產(chǎn)生較大的碰撞接觸力，可能會(huì)造成機(jī)構(gòu)與噴管的破壞，因此對(duì)末端機(jī)構(gòu)與噴管碰撞接觸力的研究至關(guān)重要。根據(jù)仿真計(jì)算結(jié)果，末端機(jī)構(gòu)1、2、3與噴管的碰撞力曲線如圖10所示。末端1、2、3分別為三組機(jī)械臂執(zhí)行機(jī)構(gòu)上的末端機(jī)構(gòu)。

圖中三個(gè)末端與噴管的接觸力的變化時(shí)間及最大接觸力稍有不同，是由于初始條件下噴管與對(duì)接機(jī)構(gòu)約有20 mm的徑向偏差，噴管首先與末端1發(fā)生接觸碰撞，被彈開(kāi)后與末端2和末端3發(fā)生碰撞，反復(fù)發(fā)生彈開(kāi)與碰撞，因此接觸力曲線前端波動(dòng)較為劇烈；末端相互交叉的形狀也會(huì)對(duì)碰撞形式產(chǎn)生影響。21 s時(shí)，噴管與末端發(fā)生接觸碰撞，碰撞接觸力有較大的波動(dòng)，此時(shí)最大碰撞接觸力約380 N，發(fā)生在噴管與末端2之間；21～25 s之間，機(jī)械臂帶動(dòng)末端將噴管逐漸壓緊在緩沖平臺(tái)上；至25 s，噴管與對(duì)接機(jī)構(gòu)基本保持相對(duì)穩(wěn)定狀態(tài)，接觸力基本保持不變，接觸力約為250 N。由于完成壓緊后緩沖平臺(tái)與抓捕機(jī)構(gòu)之間的空隙不能完全消除，因此此時(shí)接觸力大小主要與緩沖機(jī)構(gòu)中的彈簧力有關(guān)；從50 s開(kāi)始，逐漸解除對(duì)噴管的壓緊后，末端與噴管的接觸力逐漸下降為零。通過(guò)以上仿真分析可知，噴管與對(duì)接機(jī)構(gòu)有一定接觸力，但在可控范圍內(nèi)，且解除壓緊后會(huì)逐漸下降為零，不會(huì)損傷噴管及對(duì)接機(jī)構(gòu)。

圖10 末端與噴管的接觸力Fig.10 Contact force between the end mechanism and the nozzle

4.3 各關(guān)節(jié)受力分析

機(jī)械臂是執(zhí)行機(jī)構(gòu)乃至整個(gè)對(duì)接機(jī)構(gòu)的關(guān)鍵組成部分，而其關(guān)節(jié)處也是整個(gè)機(jī)構(gòu)的主要受力點(diǎn)。關(guān)節(jié)力如圖11所示。圖11（a）、（b）、（c）、（d）分別表示圖3中B、C、A、D四處的關(guān)節(jié)的受力隨時(shí)間的變化情況。

由圖11可知，四處關(guān)節(jié)的受力情況略有不同，但總體來(lái)看相差不大，這也很容易通過(guò)對(duì)平行四桿機(jī)構(gòu)的受力分析得知。在前21 s，各關(guān)節(jié)處受力較小且有小幅波動(dòng)，主要是由于在A處安裝有扭簧，且扭簧有2 N·mm的預(yù)載荷使機(jī)械臂壓縮滾子，機(jī)械臂的上升與滾子的旋轉(zhuǎn)會(huì)使扭簧力產(chǎn)生輕微振蕩，從而使機(jī)械臂對(duì)滾子的壓力以及關(guān)節(jié)力產(chǎn)生輕微振蕩，在機(jī)械臂開(kāi)始打開(kāi)的過(guò)程中，扭簧力會(huì)逐漸變小而使關(guān)節(jié)受力變小。21 s左右時(shí)，末端機(jī)構(gòu)與噴管的碰撞接觸會(huì)使機(jī)械臂關(guān)節(jié)力產(chǎn)生較大波動(dòng)，其變化規(guī)律和末端與噴管的接觸力變化規(guī)律基本相同，力的大小會(huì)有不同。開(kāi)始階段的碰撞伴隨著末端機(jī)構(gòu)對(duì)噴管的壓緊而結(jié)束，此時(shí)關(guān)節(jié)受力的大幅值跳動(dòng)也會(huì)結(jié)束，在末端機(jī)構(gòu)對(duì)噴管完全壓緊的時(shí)間內(nèi)，關(guān)節(jié)力保持在相對(duì)穩(wěn)定的范圍內(nèi)。機(jī)械臂抬起時(shí)末端機(jī)構(gòu)與噴管接觸力逐漸減小，關(guān)節(jié)力也逐漸減小，恢復(fù)到與末端未接觸噴管時(shí)的受力狀態(tài)。根據(jù)仿真結(jié)果，關(guān)節(jié)處所受最大力約為23 s時(shí)的沖擊力，約為1190 N，噴管被壓緊時(shí)受力約為800 N。通過(guò)以上仿真分析得知，機(jī)械臂中各鉸鏈?zhǔn)艿揭欢ǖ年P(guān)節(jié)力，但在可控范圍內(nèi)，且會(huì)在解除壓緊時(shí)逐漸減小并恢復(fù)到最初受力狀態(tài)。因此，機(jī)械臂強(qiáng)度能夠達(dá)到要求。

圖11 機(jī)械臂中各鉸鏈處關(guān)節(jié)受力曲線Fig.11 Force curve in various joints

5 結(jié)論

1）設(shè)計(jì)了一種滿足長(zhǎng)行程、小型化要求的非合作目標(biāo)對(duì)接機(jī)構(gòu)，該機(jī)構(gòu)能夠?qū)崿F(xiàn)500 mm的提升距離，能對(duì)現(xiàn)有研究的同步衛(wèi)星噴管進(jìn)行有效捕獲，由執(zhí)行機(jī)構(gòu)與緩沖機(jī)構(gòu)聯(lián)合構(gòu)成的工作空間最大直徑為229.9 mm，最小直徑為59 mm。

2）所設(shè)計(jì)的對(duì)接機(jī)構(gòu)進(jìn)行目標(biāo)抓捕時(shí)，末端機(jī)構(gòu)與目標(biāo)噴管進(jìn)行接觸時(shí)，目標(biāo)會(huì)出現(xiàn)振動(dòng)，并且產(chǎn)生較大的接觸力，對(duì)接機(jī)構(gòu)各關(guān)節(jié)的受力在安全范圍之內(nèi)，對(duì)接機(jī)構(gòu)能夠很好地完成對(duì)非合作目標(biāo)的捕獲和分離。

（

）

［1］林來(lái)興.自主空間交會(huì)對(duì)接技術(shù)進(jìn)展［J］.載人航天，2005，11（4）：15?19.Lin Laixin.Development of autonomous rendezvous and doc?king technology［J］.Manned Spaceflight，2005，11（4）：15?19.（in Chinese）

［2］余江華.非合作航天器相對(duì)位姿測(cè)量方法研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2013.Yu Jianghua.Research on Relative Position Measurement of Non?cooperative spacecraft［D］.Harbin：Harbin Institute of Technology.2013.（in Chinese）

［3］Martin E，Dupuis E，Piedboeuf J C，et al.The TECSAS mis?sion from a Canadian perspective［C］//Proc.8thInternational Symposium on Artificial Intelligence and Robotics and Auto?mation in Space（i?SAIRAS），Munich，Germany.2005.

［4］Iannotta B.Sumo wrestles satellites into new orbits［J］.Aero?space America，2006，44（2）：26?30.

［5］Debus T J，Dougherty S P.Overview and performance of the front?end robotics enabling near?term demonstration（FREND）robotic arm［C］//Proceedings of the 2009 AIAA Infotech＠ AerospaceConference.Seattle， Washington，USA：AIAA.2009.

［6］梁斌，杜曉東，李成，等.空間機(jī)器人非合作航天器在軌服務(wù)研究進(jìn)展［J］.機(jī)器人，2012，34（2）：242?256.Liang Bin，Du Xiaodong，Li Cheng，et al.Advances in space robot on?orbit servicing for non?cooperative spacecraft［J］.Robot，2012，34（2）：242?256.（in Chinese）

［7］陳羅婧，郝金華，袁春柱，等.“鳳凰”計(jì)劃關(guān)鍵技術(shù)及其啟示［J］.航天器工程，2013，22（5）：119?128.Chen Luojing，Hao Jinhua，Yuan Chunzhu，et al.Key tech?nology analysis and enlightenment of phoenix program［J］.Spacecraft Engingering，2013，22（5）：119?128.（in Chi?nese）

［8］范佐.非合作目標(biāo)對(duì)接機(jī)構(gòu)的研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2007.Fan Zuo.The Research on Uncooperative Target Docking Mechanism［D］.Harbin：Harbin Institute of Technology.2007.（in Chinese）

［9］豐飛.非合作目標(biāo)欠驅(qū)動(dòng)對(duì)接捕獲機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)與研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2008.Feng Fei.Dedign and Research on the Docking and Underac?tuated Capturing Mechanism for the Uncooperative Target Sat?ellites［D］.Harbin：Harbin Institute of Technology.2008.（in Chinese）

［10］劉傳世.空間非合作目標(biāo)對(duì)接機(jī)構(gòu)的研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2010.Liu Chuanshi.Study on the Docking Mechanism for Uncoop?erative Space Target［D］.Harbin：Harbin Institute of Tech?nology.2008.（in Chinese）

［11］李隆球，張廣玉，柏合民，等.非合作目標(biāo)衛(wèi)星三臂型對(duì)接機(jī)構(gòu)及其力學(xué)分析［J］.上海航天，2015，32（1）：5?11.Li Longqiu，Zhang Guangyu，Bai Hemin.et al.Design and Mechanical Analysis for a Three?arm Non?cooperative Target Satellite Docking Mechanism［J］.Aerospace Shanghai，2015，32（1）：5?11.（in Chinese）

［12］龐新源.非合作目標(biāo)識(shí)別及多功能捕獲機(jī)構(gòu)的研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2014.Pang Xinyuan.Research of Non?cooperative Identification and Multifunctional Docking Mechanism［D］.Harbin：Harbin In?stitute of Technology.2008.（in Chinese）

［13］Caswell D，Visentin G，Ortega G，et al.ConeXpress Orbital Life Extension Vehicle－a commercial service for communica?tions satellites［J］.ESA bulletin，2006，127（8）：54?61.

［14］Korte J J.Flow quality of hypersonic wind?tunnel nozzles de?signed using computational fluid dynamics［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，1995，32（4）：569?580.

［15］Hoffman J D.Design of compressed truncated perfect nozzles［J］.Journal of Propulsion and Power，1987，3（2）：150?156.

［16］張雪敏.非合作目標(biāo)拖拉式對(duì)接機(jī)構(gòu)的研制及實(shí)驗(yàn)研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2013.Zhang Xuemin.Development and Experimental Study on the Tractive Docking Mechanism for the Uncooperative Target Sat?ellites［D］.Harbin：Harbin Institute of Technology.2013.（in Chinese）

圖8 驅(qū)動(dòng)力矩仿真結(jié)果Fig.8 Simulation results of the actuator torque

4 結(jié)論

本文提出一種雙四連桿串聯(lián)式展收機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)方案，并利用ADAMS軟件完成了展收機(jī)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)，在滿足四連桿機(jī)構(gòu)壓力角大于30°的約束前提下，當(dāng)驅(qū)動(dòng)曲柄（桿AB）與連桿（桿BC）達(dá)到死點(diǎn)位置時(shí)，防熱罩從初始位置（0°）剛好轉(zhuǎn)到180°。通過(guò)優(yōu)化實(shí)現(xiàn)了防熱罩展開(kāi)180°時(shí)機(jī)構(gòu)處于死點(diǎn)位置，具備斷電保持能力，實(shí)現(xiàn)了優(yōu)化設(shè)計(jì)目標(biāo)；并獲得大慣量下的展開(kāi)過(guò)程驅(qū)動(dòng)力曲線，驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)扭矩（含減速器）最大為32.3 N·m，為驅(qū)動(dòng)組件的選型提供依據(jù)。

參考文獻(xiàn)（References）

［1］李志杰，果琳麗，張柏楠，等.國(guó)外可重復(fù)使用載人飛船發(fā)展現(xiàn)狀與關(guān)鍵技術(shù)研究［J］.航天器工程，2016，25（2）：106?112.Li Zhiguo，Guo Linli，Zhang Bainan，et al.Study on devel?opment status and key technologies of reusable manned space? craft［J］.Spacecraft Engineering，2016，25（2）：106?112.（in Chinese）

［2］楊雷，張柏楠，郭斌，等.新一代多用途載人飛船概念研究［J］.航空學(xué)報(bào)，2015，36（3）：703?713.Yang Lei，Zhang Bainan，Guo Bin，et al.Concept definition of new?generation multi?purpose manned spacecraft［J］.Jour?nal of Aeronautica，2015，36（3）：703?713.（in Chinese）

［3］Lyons D T，Desai P N.Adventures in parallel processing：en?try，descent and landing simulation for the genesis and stard?ust missions［C］//AIAA/AAS AStrodynamics Specialist Con?ference；8?11 Aug.2005；Lake Tahoe，CA；United States.AAS?05?267.

［4］Desai P N，Cheatwood F M N.Entry dispersion analysis for the genesis sample return capsule［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2001，38（3）：345?350.

［5］高秀華，王云超，安二中，等.基于ADAMS的裝載機(jī)工作裝置優(yōu)化［J］.計(jì)算機(jī)仿真，2007，24（1）：217?221.Gao Xiuhua，Wang Yunchao，An Erzhong，et al.Optimiza?tion of the working device of loader based on ADAMS［J］.Computer simulation，2007，24（1）：217?221.（in Chinese）

［6］郭衛(wèi)東.虛擬樣機(jī)技術(shù)與ADAMS應(yīng)用實(shí)例教程［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2008：56?73.Guo Weidong.Virtual Prototype Technology and ADAMS its Application Examples［M］.Beijing：Beihang University Press，2008：56?73.（in Chinese）

［7］趙武云.ADAMS基礎(chǔ)與應(yīng)用實(shí)例教程［M］.北京：清華大學(xué)出版社，2012：33?52.Zhao Wuyun.Foundation and Application Examples of the ADAMS［M］.Beijing：Tsinghua University Press，2012：33?52.（in Chinese）

［8］范建成，熊光明，周明飛.MCS.ADAMS應(yīng)用與提高［M］.北京：機(jī)械工業(yè)出版社，2006：56?58.Fan Jiancheng，Xiong Guangming，Zhou Mingfei.Application and Improvement of ADAMS［M］.Beijing：China Machine Press，2006：56?58.（in Chinese）

Design and Analysis of a Long?stroke and Miniaturized Docking Mechanism

LI Longqiu1，2，SHAO Guangbin1，ZHOU Dekai1，LIU Weimin1，WANG Jingxuan1
（1.School of Mechatronics Engineering，Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，China；2.State Key Laboratory of Robotics and System，Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，China）

To realize the online docking and operation of failed spacecraft or space debris，a minia?turized long?stroke docking mechanism was proposed according to the requirements and the charac?teristics of the non?cooperative docking technology.The docking target was the effuse of a satellite on the GEO.The three?dimensional model of the docking mechanism was established.On the basis of the model，the range of the envelope space of the docking mechanism was determined.The kinemat?ic and dynamic simulation were performed for the docking mechanism using ADAMS to identify the dynamic characteristics of the docking process between the target satellite and the docking mecha?nism，the contact force between the effuse and the end effector and the stress on the joints during the docking process.The simulation results showed that the miniaturized long stroke docking mechanism could capture the target satellite effectively and reliably.

long?stroke and miniaturized；non?cooperative target；docking mechanism

V19

A

1674?5825（2016）06?0758?08

2016?05?10；

2016?11?03

上海市空間飛行器機(jī)構(gòu)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室開(kāi)放課題基金資助項(xiàng)目（06DZ22105）

李隆球（1982－），男，博士，教授，研究方向?yàn)楹教煅b備地面模擬與測(cè)試技術(shù)。E?mail：longqiuli＠hit.edu.cn