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(以下簡稱為載荷適配器)是一種質(zhì)量和體積較小、功能較簡單、復(fù)雜度較低的輕小型空間對接機構(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用于艙外暴露實驗,如在“國際空間站”(ISS)的大量材料暴露、空間環(huán)境監(jiān)測、空間生命科學(xué)、空間天文和空間地球科學(xué)等領(lǐng)域的試驗研究中應(yīng)用[2-5]。②用于在軌航天器或平臺部件替換維修,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、視頻信號轉(zhuǎn)換開關(guān)、流體泵組合件等時應(yīng)用[6],以及在美國“軌道快車”(OE)項目在軌可更換單元(ORU)的在軌更換中應(yīng)用[7]。

我國在“十一五”期間開始了空間站艙外載荷適配器的研發(fā)工作,目前已進入工程研制和應(yīng)用階段。例如,在神舟七號任務(wù)中開展的固體潤滑材料外太空暴露試驗[8]中應(yīng)用。隨著我國空間技術(shù)的發(fā)展,特別是未來空間站建成運行,對載荷適配器的需求將急速增長。

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

1 國內(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式和主動式兩類(見圖1)。被動式載荷適配器由機械臂或航天員操作進行艙外載荷的對接,然后由載荷適配器實現(xiàn)鎖緊和接口連通。主動式載荷適配器由機械臂或航天員將載荷搬運至載荷適配器的捕獲范圍內(nèi),然后由載荷適配器主動實現(xiàn)對接、鎖緊和接口連通。

圖1 載荷適配器分類示意Fig.1 Classification of payload adapters

1.1 國外載荷適配器

1.1.1 日本EEU

日本實驗艙暴露設(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)、導(dǎo)向錐(6個)、電源流體連接器,以及內(nèi)部的1套同時驅(qū)動3個固定鎖臂的連接機械。PIU包含V形導(dǎo)向槽(3個)、中央阻尼器(1個)、定位銷(6個),以及與EFU對應(yīng)的電源流體連接器。EFU能夠抓取被機械臂送到預(yù)定位置的PIU,并且克服和吸收機械臂負載造成的定位誤差,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的功能實現(xiàn)方式如下。

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

(2)機械鎖緊和電連接。通過平臺端電力驅(qū)動的捕獲鎖實現(xiàn)機械鎖緊、電源流體連接器連接。

EEU的工作過程為:①由機械臂將載荷移動到待安裝的EFU位置[12];②由EFU上面的3個捕獲鎖捕獲PIU,由導(dǎo)向錐和定位銷的配合精確定位,最終依靠捕獲鎖和V形導(dǎo)向槽抓獲并對準PIU時產(chǎn)生的強力[13-15],連接所有電源流體連接器。

1.1.2 美國FRAM

美國FRAM[16-20]廣泛應(yīng)用于美國和歐洲載荷暴露平臺上,屬于純機械式的載荷適配器。FRAM由機械臂或航天員操作對接并提供動力,實現(xiàn)載荷的供電、通信、機械連接。FRAM通過螺栓連接到暴露平臺上,其結(jié)構(gòu)組成與安裝示意如圖3所示,主動端組成如圖4所示。

FRAM功能實現(xiàn)方式如下。

(1)引導(dǎo)定位。通過機械臂或航天員操作,利用圓錐銷和圓錐孔的引導(dǎo)消除安裝于載荷端的接口部分與安裝于平臺端的接口部分之間的初始位置姿態(tài)誤差,再進一步利用圓柱銷和孔的配合實現(xiàn)定位。

(2)機械鎖緊和電連接?；诮z杠副傳動原理,將外接工具或機械臂提供的旋轉(zhuǎn)動力經(jīng)放大轉(zhuǎn)化為軸向力,推動鎖緊銷、盲插連接器插頭沿軸向運動與馬蹄扣、盲插連接器插座配合,實現(xiàn)載荷與平臺的機械鎖緊及電連接。

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

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)、機械連接。適配器由主動端和被動端組成。主動端安裝在URM-D上,由機體、方形適配孔、鎖緊裝置、絲杠、手柄、驅(qū)動架、防松裝置等組成。被動端安裝在載荷端,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現(xiàn)方式如下。

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

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

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

1.1.4 美國“軌道快車”O(jiān)RU界面

2007年,美國“軌道快車”[7,24]項目成功完成在軌飛行試驗,具備在軌捕獲、模塊更換和在軌加注等多項功能。ORU界面支持服務(wù)衛(wèi)星ASTRO通過機械臂安裝更換目標衛(wèi)星NEXTSat上的載荷,以延長目標衛(wèi)星的壽命,提高在軌衛(wèi)星的生存能力。ORU界面由主動端和被動端組成,見圖6。

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

ORU界面功能實現(xiàn)方式如下。

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

(2)機械鎖緊和電連接。通過平臺端電力驅(qū)動的轉(zhuǎn)杯實現(xiàn)主動端和被動端的機械鎖緊和電連接。

ORU界面工作過程為:①服務(wù)星ASTRO上的機械臂調(diào)整ORU界面被動端與目標星NEXTSat上的ORU界面主動端的相對位置姿態(tài),直到所有定位銷孔配合成功;②由主動端驅(qū)動2個轉(zhuǎn)杯實現(xiàn)主動端和被動端的機械鎖緊和電連接。

1.2 國內(nèi)載荷適配器

我國在“十一五”期間開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)鍵部件和潤滑技術(shù)、適配于機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)計技術(shù)和對接動力學(xué)仿真方法,開展試驗樣機研制、動力學(xué)仿真等,驗證了與我國空間站實驗艙機械臂操作能力的匹配性。

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

圖7 國內(nèi)載荷適配器Fig.7 Payload adapter of China

國內(nèi)載荷適配器功能實現(xiàn)方式如下。

(1)引導(dǎo)定位。載荷適配器要克服機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。它通過主動端定位銷與被動端定位孔配合實現(xiàn)引導(dǎo)定位(見圖8)。當主動端定位銷通過被動端定位孔錐形開口引導(dǎo)落入定位孔后,依靠主動端定位銷圓柱段與被動端定位孔圓柱段的校正作用實現(xiàn)對位置姿態(tài)誤差的校正,使主動端和被動端達到捕獲要求,主動端捕獲被動端。

圖8 定位銷和定位孔Fig.8 Positioning pin and hole

(2)機械鎖緊和電連接。捕獲操作建立載荷適配器與機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。捕獲在機械臂或航天員操作對接的后半段進行,并向機械臂或航天員明確交會捕獲狀態(tài),隨后機械臂或航天員依據(jù)交會信息進行下一步操作。為保證捕獲的可靠性和施力的均勻性,在對接面的4個角布置了捕獲鎖緊鎖。機械臂切換到隨動模式或航天員松開載荷后,載荷適配器的內(nèi)部鎖緊連接機構(gòu)動作首先精確校正載荷相對暴露平臺的位置姿態(tài)偏差,隨后進行電路浮動連接器、液路浮動斷接器的插合和機械鎖緊操作。4套捕獲鎖緊鎖共用1套驅(qū)動機構(gòu)驅(qū)動,保證運動的同步性。同步驅(qū)動原理如圖9所示。

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

國內(nèi)載荷適配器工作過程為:①載荷適配器主動端運行至捕獲狀態(tài);②通過機械臂或航天員調(diào)整載荷端的載荷適配器主動端與被動端對接,并被捕獲;③由載荷適配器主動端電控鎖緊或由外接工具驅(qū)動鎖緊,完成電連接器的連接和機械鎖緊。

1.3 綜合分析

國內(nèi)外載荷適配器主要技術(shù)特點總結(jié)見表1。對比分析可知:載荷適配器的設(shè)計和工作過程以機械臂和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)定位的機械鎖緊與電連接。引導(dǎo)定位大多依據(jù)銷孔配合原理,對機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)向槽配合實現(xiàn)引導(dǎo)定位功能,雖然功能強大,但是復(fù)雜度高。

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

2 關(guān)鍵技術(shù)分析

載荷適配器除涉及動力學(xué)、機構(gòu)、控制等多個學(xué)科外,還特別涉及空間機械臂操作、人機工效學(xué)等學(xué)科,同時要適應(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)鍵的是適配于機械臂和EVA的操作特性,為此需要解決多個技術(shù)難題。

2.1 空間機械臂操作、人機工效學(xué)存在問題

空間機械臂技術(shù)、航天員EVA技術(shù)降低了載荷適配器的研制難度,但同時帶來了一系列新問題。ISS的絕大部分暴露載荷與平臺之間以通用的載荷適配器集中安裝于暴露平臺上,通過空間機械臂及航天員EVA進行暴露載荷的安裝與回收,出現(xiàn)故障后由航天員EVA進行維修操作。通過機械臂或機械臂配合EVA進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,但存在以下問題需要解決。①無法精確定位。機械臂的操作精度有限(見表2),同時航天員EVA時人工直接操縱帶來誤差,造成載荷無法直接精確定位。②驅(qū)動力不足。機械臂的功率限制及機械臂長臂結(jié)構(gòu)的影響,造成機械臂輸出力有限,同時在EVA時處于失重狀態(tài)的航天員操作力有限,導(dǎo)致無法直接完成載荷的鎖緊連接/拆卸。

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

2.2 關(guān)鍵技術(shù)

機械臂、航天員操作無法精確定位、驅(qū)動力不足,同時對接過程碰撞、機構(gòu)運動復(fù)合,因此設(shè)計中要依據(jù)機械臂、航天員操作特性進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,同時融入人機工效學(xué)設(shè)計,攻克地面試驗關(guān)鍵技術(shù),以保證機械臂或航天員操作動力學(xué)和機構(gòu)動力學(xué)的匹配。

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

(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現(xiàn)其功能,如引導(dǎo)定位裝置在機械臂或航天員操作載荷對接時全過程進行導(dǎo)向定位,捕獲鎖緊鎖在對接過程同步進行捕獲,電路浮動連接器、液路浮動斷接器在載荷適配器鎖緊過程進行連接,捕獲鎖緊鎖在載荷適配器工作過程最后階段進行機械鎖緊,其工作過程存在交叉和重疊,性能要求較高。機械臂操作模式下,對接過程中進行同步捕獲將為機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)計首先避免影響引導(dǎo)定位裝置的對接,同時在較大范圍內(nèi)可靠捕獲及準確檢測捕獲狀態(tài),為機械臂預(yù)留一定的活動空間。

(3)人機工效學(xué)。失重狀態(tài)的航天員在艙外操作載荷對接時身穿笨重的艙外航天服,難以施力和判斷,造成操作困難,進而對操作對象的人機功效學(xué)要求高。在載荷適配器設(shè)計階段要針對航天員艙外操作進行專項設(shè)計,對產(chǎn)品進行充分的人機功效學(xué)評價。在航天器整體設(shè)計時,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。機械臂操作艙外載荷對接時,需要執(zhí)行復(fù)雜而精細的操作。載荷適配器由大量活動部件同步協(xié)調(diào)工作,以保證載荷能夠可靠對接、鎖緊,電氣、液路連通。由于航天產(chǎn)品的地面試驗子樣少、可靠性安全性要求高、真實在軌環(huán)境難以模擬、系統(tǒng)聯(lián)試試驗有限且節(jié)點與產(chǎn)品研制過程難以匹配等特殊要求和約束,需通過合理規(guī)劃、模擬在軌工作狀態(tài),利用有限的真實機械臂和產(chǎn)品進行充分的系統(tǒng)試驗、單機試驗等,充分驗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

隨著以機械臂技術(shù)為代表的智能機構(gòu)技術(shù)的應(yīng)用,基于機械臂技術(shù)和航天員EVA的載荷適配器技術(shù)取得了長足發(fā)展,多種形式的載荷適配器在ISS上進行了大量應(yīng)用,尤以被動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,載荷適配器將會在未來在軌服務(wù)技術(shù)發(fā)展中占據(jù)重要地位。隨著我國航天技術(shù)的發(fā)展,載荷適配器技術(shù)發(fā)展路線應(yīng)基于國內(nèi)需求、技術(shù)基礎(chǔ)及未來在軌服務(wù)等發(fā)展趨勢制定,建議從以下幾個方面考慮。

(1)結(jié)合國內(nèi)潛在需求,針對未來先進載荷任務(wù)需求,開展類似于日本EEU的功能強大、承載能力強的主動式載荷適配器系統(tǒng)研究。主動式載荷適配器系統(tǒng)在起始階段通過爪類機構(gòu)捕獲對應(yīng)導(dǎo)向結(jié)構(gòu)主動消除初始位置姿態(tài)誤差,適應(yīng)機械臂操作尺寸質(zhì)量較大的載荷;然后利用銷孔類配合實現(xiàn)精確定位;最后由專用機構(gòu)單獨進行供電、通信、液路等資源的連接,實現(xiàn)強大的資源連通能力。針對大量常規(guī)的載荷任務(wù)需求,開展通用化、標準化被動式載荷適配器的研制,采用電動和機械臂操作為主的工作模式,降低對航天員EVA資源的占用。針對小型、少量、非常規(guī)、無源且長期暴露實驗載荷任務(wù)需求,開展利用航天器艙外把手、桁架等結(jié)構(gòu)資源的純手動操作式載荷適配器的研制,充分利用航天器的暴露資源。

(2)針對大型高軌航天器等在軌模塊更換、模塊補充升級、功能重構(gòu)、載荷更替、載荷增加等需求,開展高可靠、可重復(fù)、自適應(yīng)、可大量布置的被動式載荷適配器技術(shù)研究。通過錐形定位孔和銷的配合引導(dǎo)定位、同步捕獲,建立與操作者的對接交互界面;按照機械鎖緊和資源連接的順序?qū)崿F(xiàn)接口功能,采用電動為主驅(qū)動鎖緊工作模式,充分利用機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。