原永亮，楊 臻，邱 楓

（1.中航光電科技股份有限公司，洛陽(yáng) 471000；2.中北大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院，太原 030051）

一種新型空間對(duì)接抓捕機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)與分析

原永亮1，楊 臻2，邱 楓2

（1.中航光電科技股份有限公司，洛陽(yáng) 471000；2.中北大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院，太原 030051）

文章設(shè)計(jì)一種新型抓捕機(jī)構(gòu)，不僅具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、末端速度可控等優(yōu)點(diǎn)，而且可減小兩衛(wèi)星抓捕過(guò)程中產(chǎn)生的碰撞力?；谧ゲ稒C(jī)構(gòu)的工作原理，使用CATIA軟件建立了三維模型，并運(yùn)用ADAMS仿真軟件進(jìn)行仿真分析，得到其運(yùn)動(dòng)規(guī)律和動(dòng)力學(xué)曲線；使用ABAQUS有限元軟件對(duì)抓捕機(jī)構(gòu)中的軟軸進(jìn)行受力分析。仿真與有限元分析結(jié)果表明：與美國(guó)ASDS-Ⅱ相比，該機(jī)構(gòu)的角度容差更大，更容易實(shí)現(xiàn)對(duì)衛(wèi)星的捕獲。

空間對(duì)接；抓捕機(jī)構(gòu)；ADAMS軟件；ABAQUS軟件

0　引言

空間交會(huì)對(duì)接時(shí)，需使用導(dǎo)航和測(cè)試系統(tǒng)獲取空間飛行器的高精度位置和速度信息［1］，以實(shí)現(xiàn)理想的對(duì)接效果。國(guó)內(nèi)外學(xué)者在這方面做了許多研究。美國(guó)在空間交會(huì)對(duì)接方面取得了最新成果，其ASDS-Ⅱ交會(huì)對(duì)接產(chǎn)品采用軟軸柔性對(duì)接技術(shù)，它比AMDS對(duì)接機(jī)構(gòu)有更多優(yōu)勢(shì)。

本文在調(diào)研的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)一種軟軸旋轉(zhuǎn)式抓捕機(jī)構(gòu)，并使用 ADAMS動(dòng)力學(xué)仿真軟件以及ABAQUS有限元分析軟件進(jìn)行深入分析，以掌握機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)規(guī)律和受力情況。仿真與有限元分析結(jié)果可對(duì)以后的改進(jìn)優(yōu)化和工程設(shè)計(jì)提供參考。

1　抓捕機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)

1.1工作原理

飛行器的抓捕過(guò)程如圖1所示。當(dāng)目標(biāo)飛行器在捕獲范圍內(nèi)，控制系統(tǒng)發(fā)出延伸指令，在主電機(jī)的驅(qū)動(dòng)下，抓捕機(jī)構(gòu)的軟軸開(kāi)始快速前伸；在距離目標(biāo)飛行器1 m時(shí)，軟軸減速至0.1 m/s并緩慢地插入對(duì)接機(jī)構(gòu)的中心錐；當(dāng)軟軸伸至鎖定位置之后，輔助電機(jī)開(kāi)始工作，使軟軸旋轉(zhuǎn)60°，然后軟軸前段與凸輪配合，使凸輪再旋轉(zhuǎn)3°，完成鎖緊；之后，主電機(jī)開(kāi)始反轉(zhuǎn)，將軟軸和目標(biāo)飛行器回收，完成抓捕工作。

圖1　抓捕機(jī)構(gòu)工作原理Fig.1　The working principle of the capture

1.2軟軸的設(shè)計(jì)

為了保證抓捕后的可靠鎖緊，軟軸式對(duì)接抓捕機(jī)構(gòu)采用了軟軸與凸輪鎖相配合的鎖緊方式，而軟軸和凸輪鎖的合理設(shè)計(jì)是本方案的技術(shù)難點(diǎn)。

軟軸的前段是柔性體，后段是剛性體。在回收過(guò)程中，軟軸后段的剛性軸可以對(duì)飛行器的姿態(tài)起到一定的限位作用。因此，通過(guò)剛性體和柔性體的組合，既能有效解決2個(gè)飛行器之間位置和角度的容差問(wèn)題，又能有助于抓捕收回過(guò)程的穩(wěn)定性。軟軸的結(jié)構(gòu)和主要尺寸如圖2所示。

圖2　軟軸的尺寸Fig.2　The size of the soft shaft

1.3 凸輪鎖的設(shè)計(jì)

軟軸緩慢地伸入飛行器的中心錐之后，軟軸前段的球面與凸輪鎖配合，進(jìn)而將軟軸鎖緊。因此，可靠的鎖緊是保證飛行器在回收過(guò)程中不脫出的關(guān)鍵因素。凸輪鎖的結(jié)構(gòu)與尺寸設(shè)計(jì)如圖3所示。

圖3　凸輪鎖的結(jié)構(gòu)與尺寸Fig.3　The structure and sizes of the CAM lock

2　ADAMS動(dòng)力學(xué)仿真

在完成結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)之后，為了掌握其工作運(yùn)動(dòng)規(guī)律和軟軸的受力情況，需要開(kāi)展動(dòng)力學(xué)仿真。

動(dòng)力學(xué)仿真的初始條件：

1）服務(wù)飛行器質(zhì)量2850 kg；

2）目標(biāo)飛行器質(zhì)量2000 kg；

3）2個(gè)飛行器相對(duì)位置容差≤100mm；

4）2個(gè)飛行器相對(duì)角度容差≤15°；

5）2個(gè)飛行器相對(duì)靜止。

2.1模型簡(jiǎn)化與基本假設(shè)

影響對(duì)接抓捕過(guò)程的因素很多，為了簡(jiǎn)化對(duì)接抓捕過(guò)程，需作如下假設(shè)：

1）ADAMS動(dòng)力學(xué)模型按照實(shí)際的運(yùn)動(dòng)規(guī)律添加約束，其模型不考慮各種誤差；

2）除了軟軸前段的柔性體部分有變形外，其余零部件均作為剛體處理。

2.2 建立動(dòng)力學(xué)模型

利用CATIA軟件對(duì)對(duì)接抓捕機(jī)構(gòu)進(jìn)行三維建模。然后將模型經(jīng)過(guò)文件類型的轉(zhuǎn)換，導(dǎo)入到ADAMS仿真軟件中。根據(jù)機(jī)構(gòu)在實(shí)際工作中的情況，添加材料的材質(zhì)和約束，并設(shè)置變量參數(shù)，最后完成動(dòng)力學(xué)仿真模型的建立。

2.3 仿真分析

工作在太空中的飛行器即使受到微小的力，也會(huì)產(chǎn)生較大的位移。因此，2個(gè)飛行器的接觸力和位移將是我們最關(guān)心的數(shù)據(jù)。軟軸在不同速度下的接觸力和位移如表1所示。

表1　軟軸在不同速度下的接觸力和位移Table 1　The contact force and displacement of the soft shaft at different speeds

該抓捕機(jī)構(gòu)主要是利用速度差來(lái)完成抓捕的。由表1可以看出，當(dāng)速度偏小時(shí)，位移反而增大，這說(shuō)明不利于實(shí)施抓捕操作；隨著速度的增加，接觸力隨之增大，位移反而減小，有助于完成抓捕；若速度繼續(xù)增加，不僅接觸力增大，而且位移也增大，這就不利于抓捕。經(jīng)過(guò)比較，本文最終決定采用100mm/s的速度進(jìn)行抓捕。

經(jīng)仿真分析，鎖緊前軟軸與中心錐的接觸力見(jiàn)圖4，鎖緊過(guò)程中目標(biāo)飛行器的位移變化見(jiàn)圖5。

圖4　鎖緊前軟軸與中心錐的接觸力Fig.4　Contact force between the soft shaftand the centre cone before locking

圖5　鎖緊過(guò)程中目標(biāo)飛行器的位移變化Fig.5　The displacement change of the target vehicle during locking

由圖4可以得出，在100mm/s的速度下，鎖緊前軟軸與中心錐的接觸力在160 N左右，目標(biāo)飛行器向后運(yùn)動(dòng)3mm。由圖5可以得出，在軟軸旋轉(zhuǎn)60°鎖緊時(shí)，目標(biāo)飛行器的最大位移為26mm。經(jīng)過(guò)矩陣轉(zhuǎn)化計(jì)算，目標(biāo)飛行器沿軸向旋轉(zhuǎn)了2.7°。

3　ABAQUS有限元分析

在軟軸伸出和回收的過(guò)程中，飛行器都存在一定的振顫。由于軟軸的前段是柔性體，為了確保軟軸能伸入中心錐完成抓捕和回收，故對(duì)軟軸前段的柔性體進(jìn)行受力分析。

3.1模型的導(dǎo)入

將CATIA建好的模型導(dǎo)入ABAQUS中，其中數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換方法如下：

1）ABAQUS的6.12版本可以直接打開(kāi)CATIA文件；

2）通過(guò)使用通用格式igs/stp來(lái)完成數(shù)據(jù)的轉(zhuǎn)換。

3.2模態(tài)分析

軟軸的材料為鈦合金，其密度為4.4×103kg/m3，彈性模量為110 GPa，泊松比為0.3。模態(tài)分析了比較典型的軟軸前10階振型圖，其中選取第8、9階（如圖6和圖7所示）進(jìn)行比對(duì)。在第9階模態(tài)下的位移如圖8所示。

圖6　第8階振型圖Fig.6　The eighth order vibration mode

圖7　第9階振型圖Fig.7　The ninth order vibration mode

圖8　第9階模態(tài)下位移Fig.8　The displacement of the ninth order mode

4　結(jié)束語(yǔ)

本機(jī)構(gòu)與ASDS-Ⅱ相比，具有以下特點(diǎn)：

1）該機(jī)構(gòu)的軟軸旋轉(zhuǎn)60°之后與凸輪鎖配合鎖緊，在此過(guò)程中，目標(biāo)飛行器也會(huì)有2.7°的轉(zhuǎn)動(dòng)。因此，該機(jī)構(gòu)的角度容差比ASDS-Ⅱ大，更容易實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)飛行器的抓捕。

2）ASDS-Ⅱ抓捕時(shí)需要檢測(cè)接觸球面上的壓力，為此需要在球面上布置傳感器，因而傳感器的選型和安裝都具有一定難度；而本機(jī)構(gòu)在檢測(cè)方面更簡(jiǎn)單、更容易實(shí)現(xiàn)。

3）通過(guò)ADAMS軟件和ABAQUS軟件的仿真與分析，進(jìn)一步驗(yàn)證了機(jī)構(gòu)抓捕的可靠性。

（

）

［1］陽(yáng)仁貴， 袁運(yùn)斌， 歐吉坤.相位實(shí)時(shí)差分技術(shù)應(yīng)用于飛行器交會(huì)對(duì)接研究［J］.中國(guó)科學(xué)： 物理學(xué) 力學(xué) 天文學(xué)， 2010， 40（5）： 651-657 Yang Rengui，YuanYunbin， Ou Jikun.Phase difference technique is applied to real-time spacecraft rendezvous and docking study［J］.Chinese Science： Physics，Mechanics， Astronomy， 2010， 40（5）： 651-657

［2］Motaghedi P， Stamm S.6 DOF testing of the Orbital Express capture system［J］.SPIE， 2005， 5799： 66-81

［3］原永亮， 楊臻， 王圣輝， 等.輪系在翻轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)中的應(yīng)用與分析［J］.包裝工程， 2014， 35（17）： 86-90 Yuan Yongliang， Yang Zhen， Wang Shenghui， et al.Gear train in the application of reverse institutions and analysis［J］.Packaging Engineering， 2014， 35（17）： 86-90

［4］Hays A， Tchoryk P， Pavlich J， et al.Dynamic simulation and validation of a satellite docking system［C］//SPIE AeroSense.Orlando， FL， 2003-04-21

［5］袁安福， 陳俊.ANSYS在模態(tài)分析中的應(yīng)用［J］.中國(guó)制造業(yè)信息化， 2007， 36（11）： 42-44 Yuan Anfu， Chen Jun.ANSYS in the application of modal analysis［J］.China's Manufacturing Industry Informatization， 2007， 36（11）： 42-44

［6］王曉雪.非合作目標(biāo)對(duì)接捕獲機(jī)構(gòu)的研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)， 2009： 20-26

（編輯：肖福根）

Design and analysis of a new capture mechanism for space docking

Yuan Yongliang1， Yang Zhen2， Qiu Feng2
（1.CNAC photoelectric Polytron Technologies Inc， Luoyang 471000， China；2.Mechanical and Electronic Engineering College， North University of China， Taiyuan 030051， China）

This paper presents the design of a new type of docking mechanism， with advantages of simple structure， capability of end speed control， simultaneous reduction of the impact forces of two satellites during their adsorption union.First， the principle of the docking mechanism is discussed.And then， a three-dimension model is established by using the CATIA software and it is analyzed using the ADAMS software to obtain the motion pattern and the dynamic curve.At last， the force with the flexible shaft in the catching mechanism is analyzed using the ABAQUS finite element software.Simulation results show that the angle allowance of the new capture mechanism is better than the ASDS-Ⅱ， thus the satellite docking may be implemented more easily.

space docking； capture mechanism； ADAMS software； ABAQUS software

V476

A

1673-1379（2015）06-0626-04

10.3969/j.issn.1673-1379.2015.06.011

原永亮（1989—），男，碩士學(xué)位，主要從事結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與仿真技術(shù)的研究。E-mail：yuan-yong-liang@163.com。

2015-05-14；

2015-07-14