錢海鯤，沈曉鵬，張崇峰

（1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109；2.上海市空間飛行器機構(gòu)重點實驗室，上海 201109；3.上海航天技術(shù)研究院，上海 201109）

0 引言

艙門是航天員出入航天器的通道，同時也是保障密封艙密封的重要組成部分，以提供航天員安全的生存環(huán)境［1］。航天員在空間失重環(huán)境中，身著宇航服難以從事復雜動作，能施加的操作力較小。目前，我國艙門機構(gòu)主要用于載人飛船和貨運飛船，艙門機構(gòu)操作方式為手動，航天員需在雙腳固定的條件下操作，費時費力。根據(jù)艙門的任務(wù)需求，艙門包括結(jié)構(gòu)單元、機構(gòu)單元和控制單元三個部分。其中：結(jié)構(gòu)單元包括門框、門體、把手、密封圈和均壓閥；機構(gòu)單元包括翻轉(zhuǎn)和鎖緊機構(gòu)；控制單元包括傳感器、控制器和操控面板。航天器艙門設(shè)計的關(guān)鍵是機構(gòu)單元。研究表明，艙門機構(gòu)的鎖緊、解鎖、驅(qū)動，以及密封技術(shù)是關(guān)鍵技術(shù)。采用大通徑、手動兼電動艙門機構(gòu)是航天器艙門機構(gòu)設(shè)計的趨勢［2］。文獻［3］電動兼手動艙門技術(shù)方案僅能在艙內(nèi)實現(xiàn)艙門電動啟動，在艙內(nèi)和艙外手動操作，但電動手電切換裝置采用多套電磁離合器吸合與斷開實現(xiàn)，結(jié)構(gòu)復雜，功耗大。為減輕航天員負擔，正常情況下艙門采用電機驅(qū)動實現(xiàn)鎖緊和解鎖，故障或需緊急開關(guān)艙門情況下，航天員可通過切換工作模式手動實現(xiàn)鎖緊和解鎖，手動操作為電動工作模式的備份，本文對一種新型艙門鎖緊機構(gòu)設(shè)計進行了研究。

1 艙門機構(gòu)方案

1.1 鎖緊執(zhí)行機構(gòu)

1.1.1 布局

一般艙門機構(gòu)鎖緊主要有中心式和周邊式壓緊兩種方式。因中心式鎖緊方案需將壓緊機構(gòu)布局在中間，故在需要形成通道的艙門機構(gòu)中很少采用。本艙門機構(gòu)鎖緊方案采用周邊式布局方案，不僅利于減小門內(nèi)外壓差對機構(gòu)部件變形的影響，而且可利用中間位置布置觀察窗或其他部件。為在通道口均勻產(chǎn)生壓緊力，鎖緊執(zhí)行機構(gòu)通常在艙門上均布多個壓緊點。壓緊點過少，密封性能差，一般不少于6個，但壓緊點不宜過多，否則機構(gòu)復雜且重量大。根據(jù)綜合通道直徑和機構(gòu)構(gòu)型，選擇壓緊點8個，通過滾輪架與壓緊支架作用實現(xiàn)，如圖1所示。8個壓緊點設(shè)計的密封效果優(yōu)于文獻［3］的6個壓緊點設(shè)計。鎖緊過程如下：鎖緊驅(qū)動機構(gòu)通過中間齒輪正向驅(qū)動扇形齒輪轉(zhuǎn)動，扇形齒輪帶動左連桿運動，左連桿帶動滾輪架1定軸轉(zhuǎn)動并依次傳遞動力至滾輪架8，滾輪架上滾輪運動至門框上壓緊支架中，使?jié)L輪產(chǎn)生壓力壓緊門體。解鎖過程則相反，通過鎖緊驅(qū)動機構(gòu)帶動右連桿運動，右連桿帶動滾輪架8轉(zhuǎn)動并將動力依次傳遞至滾輪架1，通過滾輪架轉(zhuǎn)出壓緊支架，釋放門體。

圖1 鎖緊執(zhí)行機構(gòu)布局Fig.1 Layout of lock actuator

1.1.2 自由度

鎖緊機構(gòu)為平面機構(gòu)，其自由度

式中：D為機構(gòu)自由度；N為構(gòu)件總數(shù)（包括機架1個）；P4，P5分別為4，5級副的總數(shù)［4］。因鎖緊驅(qū)動機構(gòu)功能獨立，運動確定，不計入構(gòu)件總數(shù)，則構(gòu)件總數(shù)為20個，其中5級副（此處為轉(zhuǎn)動副）28個，無4級副，則鎖緊過程中機構(gòu)自由度D1＝3×19－2×28－0＝1，可知鎖緊過程運動確定。

同理可得解鎖過程中機構(gòu)自由度D2＝3×19－2×28－0＝1，解鎖過程運動確定。

1.1.3 壓緊原理

壓緊支架型面設(shè)計為導向面、過渡面和壓緊面三段。導向面用于引導滾輪進入支架，壓緊面用于保持滾輪壓緊狀態(tài)，過渡面連接兩者使其平緩過渡，防止壓緊載荷突變。滾輪架帶動滾輪滾入壓緊支架過程中，通過滾輪與壓緊支架、門體的相互作用產(chǎn)生壓緊力將密封圈壓緊，如圖2所示。與文獻［3］鎖塊壓緊方式相比，其優(yōu)點有：滾動壓緊阻力小于鎖塊的滑動壓緊阻力，所需驅(qū)動力矩?。晃墨I［3］方案在鎖緊狀態(tài)下，鎖塊受到徑向力，傳動機構(gòu)和驅(qū)動機構(gòu)受力較大，本文方案的壓緊面與門體平行，壓緊狀態(tài)下滾輪不受側(cè)向力，保持壓緊時鎖緊執(zhí)行機構(gòu)和鎖緊驅(qū)動機構(gòu)受力良好。

圖2 壓緊原理Fig.2 Principle of compaction

1.2 鎖緊驅(qū)動機構(gòu)

鎖緊驅(qū)動機構(gòu)可在艙內(nèi)電動工作或手動操作以及艙外電動工作或手動操作驅(qū)動。正常情況下由電機驅(qū)動，電動故障及緊急情況下由航天員手動操作。電動驅(qū)動由航天員通過操控面板起動電機完成，手動操作通過轉(zhuǎn)動手柄完成。鎖緊驅(qū)動機構(gòu)組成如圖3所示。

1.2.1 艙門鎖緊狀態(tài)

當艙門處于鎖緊狀態(tài)時，滑動桿在復位彈簧1、2的作用下處于穿艙軸的中間。滑動齒輪連接于滑動桿上，可相對穿艙軸滑動，滑動齒輪同時與蝸輪齒輪嚙合。穿艙軸齒輪與中間齒輪嚙合，并通過扇形齒輪與連桿、滾輪架形成傳動鏈路。由于蝸輪蝸桿的自鎖作用，滾輪架將保持鎖緊位置。

1.2.2 電動驅(qū)動

圖3 鎖緊驅(qū)動機構(gòu)組成Fig.3 Composition of lock driver

操控面板為航天員提供操作界面，用于航天員電動操作和監(jiān)控艙門狀態(tài)。當航天員通過按鈕起動電機后，動力經(jīng)電機傳遞至行星減速器，再由行星減速器傳給蝸輪蝸桿副、穿艙軸、中間齒輪、扇形齒輪，最終通過左右連桿傳遞給滾輪架，完成鎖緊和解鎖動作。穿艙軸密封圈用于穿艙軸轉(zhuǎn)動時的動密封。

1.2.3 手動驅(qū)動

當需要進行手動驅(qū)動時，航天員在艙內(nèi)或艙外將手柄上的方形結(jié)構(gòu)對準穿艙軸的方形孔結(jié)構(gòu)，插入穿艙軸。插入過程中，穿艙軸將滑動桿推至另外一側(cè)，安裝于滑動桿上的滑動齒輪與蝸輪齒輪脫開嚙合。手柄插入后，轉(zhuǎn)動手柄，驅(qū)動穿艙軸轉(zhuǎn)動，動力由中間齒輪、扇形齒輪，最終通過左右連桿傳遞給滾輪架，完成鎖緊和解鎖動作。由于手動操作時滑動齒輪與蝸輪齒輪脫開嚙合，可操作手柄轉(zhuǎn)動。手動操作完成后，退出手柄，滑動桿在復位彈簧1或2的作用下復位，滑動齒輪與蝸輪齒輪重新嚙合，保持艙門鎖緊或解鎖狀態(tài)。

由上述工作過程可知，該方案采用機械方式實現(xiàn)手動和電動切換，在航天員插入和拔出手柄的過程中，聯(lián)動完成切換動作，切換便捷，避免了文獻［3］中采用電磁離合器實現(xiàn)產(chǎn)生的功耗增加、操作繁瑣等問題。

2 關(guān)鍵參數(shù)

2.1 鎖緊驅(qū)動力矩

鎖緊驅(qū)動力矩直接決定了電機功率和航天員操作力大小，是鎖緊機構(gòu)的關(guān)鍵參數(shù)。

根據(jù)壓緊原理以及壓緊支架型面，密封圈壓縮量h與滾輪架轉(zhuǎn)角φ的關(guān)系如圖4所示?？粘潭螡L輪與壓緊支架無接觸。

圖4 滾輪架轉(zhuǎn)角與密封圈壓縮量關(guān)系Fig.4 Relationship between angle of roller brackets and compression of sealing ring

艙門鎖緊和解鎖過程緩慢，以準靜態(tài)過程分析滾輪驅(qū)動力，滾輪受力如圖5所示。圖中：P為密封圈抗力；α為滾輪架斜面傾角；R1，R2分別為滾輪外、內(nèi)圈半徑；N1為壓緊支架對滾輪外圈的壓力；M1為滾輪外圈受到的滾動阻力偶；Fs1為滾輪外圈受到的摩擦力；N2為門體對滾輪內(nèi)圈的壓力；M2為滾輪內(nèi)圈受到的滾動阻力偶；Fs2為滾輪內(nèi)圈受到的摩擦力。

圖5 滾輪受力Fig.5 Free body diagram of rollers

在密封圈壓緊過程中，驅(qū)動阻力F1由滾輪內(nèi)圈阻力Fin和外圈阻力Fout組成。其中：Fin＝M2／R2＝δN2／R2＝δP2／R2。此處：δ滾動摩阻因數(shù)，對鋼輪與鋼制壓緊支架作用δ＝0.05mm［5］。滾輪外圈與壓緊支架作用滿足M1＝δN1。則

根據(jù)通道及密封要求設(shè)計密封圈，并對密封圈樣件進行抗力測試，結(jié)果如圖6所示。用多項式擬合可得

圖6 密封圈測試結(jié)果Fig.6 Result of sealing ring test

根據(jù)扇形齒輪與滾輪架位置關(guān)系，可知扇形齒輪驅(qū)動力矩M與滾輪架阻力F1傳遞路徑，如圖7所示。圖中：O－XYZ為參考坐標系；d1為滾輪驅(qū)動阻力與滾輪架回轉(zhuǎn)軸的距離；d2為擺桿與扇形齒輪回轉(zhuǎn)軸Y向距離；d3為扇形齒輪回轉(zhuǎn)中心與擺桿鉸接點b的距離；d4為滾輪架與擺桿回轉(zhuǎn)軸X向距離；d5為滾輪架與擺桿回轉(zhuǎn)軸Y向距離；d6為扇形齒輪回轉(zhuǎn)軸與擺桿鉸接點b的X向距離；L1為滾輪架回轉(zhuǎn)軸與左連桿鉸接點a的距離；L2為左連桿長度；L3為擺桿上段長度；L4為擺桿下段長度；β1為滾輪架回轉(zhuǎn)軸和左連桿鉸接點a的連線與Y軸夾角；β2為左連桿與X軸夾角；β3為擺桿與Y軸夾角。

由虛功原理可得扇形齒輪驅(qū)動力矩

由幾何關(guān)系可知d3滿足關(guān)系

根據(jù)各連桿矢量在O－XY系投影，可得連桿L1，L2，L3的夾角β1，β2，β3滿足關(guān)系

圖7 扇形齒輪驅(qū)動力矩與滾輪架阻力傳遞路徑Fig.7 Transfer path of sector gear driving moment and roller brackets resistance

為使電機功率和航天員操作力最小，需鎖緊過程中驅(qū)動力矩的最大值最小。驅(qū)動力矩求解為典型的多約束條件下的優(yōu)化設(shè)計。

將鎖緊驅(qū)動力矩最小作為目標進行優(yōu)化設(shè)計，minf（x）＝M。因β1，β2，β3為過程量，不作為設(shè)計變量，取設(shè)計變量

根據(jù)布局尺寸、壓緊支架形狀及密封圈測試結(jié)果?。?8°≤φ1≤23°；23°≤φ2≤26°；36°≤φ3≤39°；52°≤φ4≤55°；0.55mm≤h1≤0.8mm；1.8mm≤h2≤2.2mm；55mm≤d2≤62mm；130mm≤d4≤138mm；0mm≤d5≤8mm。選取初始復合形的頂點10個，用復合形法對目標函數(shù)進行優(yōu)化求解，得目標函數(shù)最小值minf（x）＝22N·m，對應最小值的有約 束 最 優(yōu) 解 為：φ1＝21.2°；φ2＝24.5°；φ3＝37.7°；φ4＝54°；h1＝0.75mm；h2＝2mm；d2＝60.2mm；d4＝135.8mm；d5＝5mm。

考慮左連桿和右連桿擺動幅度限制，令扇形齒輪轉(zhuǎn)動角θ＝140°，可算得驅(qū)動力矩M與θ的關(guān)系如圖8所示。由圖8可知：力矩曲線與壓緊支架型面段相互對應，分為導向、過渡和壓緊三段。在滾輪與壓緊支架作用后，因滾輪受到壓緊支架約束而導致力矩變化較大。在過渡段，力矩隨過渡面形狀和密封圈壓縮逐漸上升。壓緊段密封圈壓縮量不變，力矩變化僅受到扇形齒輪與左連桿位置關(guān)系影響。在驅(qū)動過程中最大力矩為22N·m，與優(yōu)化目標值相同。

由θ與連桿3擺角β3的幾何關(guān)系，可得兩者角速度滿足

圖8 扇形齒輪驅(qū)動力矩理論曲線Fig.8 Theory curve of sector gear driving moment

聯(lián)立式（4）、（5）可求得滾輪架角速度與扇形齒輪角度的關(guān)系。根據(jù)電動鎖緊和解鎖艙門的時間t≤20s及θ＝140°，設(shè)＝7（°）／s，可得滾輪架角速度如圖9所示。由圖可知：鎖緊過程中滾輪架角速度按由快至慢再到快的規(guī)律變化。在扇形齒輪驅(qū)動力矩較大的范圍［對應轉(zhuǎn)角范圍55°～110°（圖8），角速度變化范圍為2.0～2.5（°）／s］。因此，動力由扇形齒輪傳至滾輪架過程中起到減速增扭的效果。

圖9 滾輪架角速度Fig.9 Angular velocity of roller brackets

2.2 電機參數(shù)及驅(qū)動力

鎖緊執(zhí)行機構(gòu)的連桿中鉸鏈24個，采用球軸承支承，按稀油潤滑形式效率為0.99，則執(zhí)行機構(gòu)連桿傳遞效率ηL＝0.9924＝0.785［6］。

扇形齒輪最大理論負載M＝22N·m，為保證驅(qū)動動作可靠，取驅(qū)動系數(shù)k＝2，并考慮連桿效率，則扇形齒輪上的最大力矩M′＝kM／ηL＝56N·m。

根據(jù)電動工作時間和扇形齒輪轉(zhuǎn)角范圍，并以各級傳動的承載能力（齒面接觸強度）相等為原則，分配各級傳動比，得扇形齒輪至穿艙軸傳動比i1＝10.2，穿艙軸至電機傳動比i2＝151.2。

考慮空間環(huán)境影響，按直齒輪和蝸輪蝸桿傳動效率，取扇形齒輪至穿艙軸效率η1＝0.95，穿艙軸至電機效率η2＝0.4，可得電機參數(shù)為：額定轉(zhuǎn)速nN≥θi1i2／（6t）＝1 800r／min；額定轉(zhuǎn)矩TN≥M′／（i1i2η1η2）＝0.096N·m。

設(shè)計電機空載轉(zhuǎn)速n0＝2 200r／min，由額定點和空載點得電機機械特性曲線如圖10所示。

圖10 電機特性曲線Fig.10 Motor characteristic curve

根據(jù)電機特性曲線計算電機輸出功率p如圖11所示。最大輸出功率30.5W。

圖11 電機輸出功率曲線Fig.11 Motor output power

根據(jù)操作空間大小，取操作手柄半徑L＝0.16m，由i1，M′可得最大操作力F＝M′／（i1η1L）＝36N，手柄轉(zhuǎn)動圈數(shù)n＝4。

可知航天員在鎖緊和解鎖艙門過程中，操作快捷省力。

3 仿真分析

3.1 運動學仿真

用Pro／E軟件建立艙門完整三維模型并進行運動裝配，模型如圖12所示。在Pro／E的機構(gòu)模塊中建立齒輪副和伺服電動機，對艙門模型進行運動學仿真，結(jié)果表明艙門機構(gòu)打開和關(guān)閉無干涉，鎖緊和解鎖運動關(guān)系滿足滾輪架最大轉(zhuǎn)角54°的設(shè)計要求，手柄轉(zhuǎn)角為1 428°（合4圈）。滾輪架與手柄轉(zhuǎn)角關(guān)系如圖13所示，扇形齒輪與8個滾輪架的轉(zhuǎn)角關(guān)系如圖14所示。由圖可知：8個滾輪架運動一致，艙門鎖緊執(zhí)行機構(gòu)鎖緊同步性良好，可保證艙門8個壓緊點同步壓緊，門體結(jié)構(gòu)受力均勻。

圖12 艙門Pro／E運動模型Fig.12 Pro／E kinematics model of hatch

圖13 滾輪架－手柄轉(zhuǎn)角關(guān)系Fig.13 Relationship between roller brackets angle and handle angle

3.2 動力學仿真

用MSC／ADAMS軟件建立艙門鎖緊機構(gòu)動力學模型。在滾輪與齒輪支架與門體間建立接觸約束，用非線性彈簧模擬密封圈特性，以齒輪副、耦合副建立傳動鏈，在電機上建立轉(zhuǎn)動驅(qū)動，根據(jù)圖10電機機械特性建立驅(qū)動函數(shù)，仿真所得不同扇形齒輪轉(zhuǎn)角下驅(qū)動力矩如圖15所示，與理論計算結(jié)果一致。不同扇形齒輪轉(zhuǎn)角下電機轉(zhuǎn)速如圖16所示。由圖可知：電機在鎖緊過程中一直工作在額定點以上，可保證電動工作時間小于20s。

圖14 扇形齒輪－滾輪架轉(zhuǎn)角關(guān)系Fig.14 Relationship between sector gear angle and roller brackets angle

圖15 扇形齒輪力矩Fig.15 Sector gear moment

圖16 電機轉(zhuǎn)速Fig.16 Motor speed

不同扇形齒輪轉(zhuǎn)角下電機功率如圖17所示。由圖可知：電動工作過程中電機最大輸出功率17.5W，電機功率裕度0.7。

4 結(jié)束語

針對現(xiàn)有艙門設(shè)計中功耗大、結(jié)構(gòu)復雜和無法艙外電動起動的缺點，本文研究了一種新型艙外和艙內(nèi)均可手電一體化操作的艙門機構(gòu)設(shè)計，求解出關(guān)鍵參數(shù)。研究結(jié)果表明：設(shè)計的艙門通過翻轉(zhuǎn)機構(gòu)可實現(xiàn)打開和關(guān)閉功能；艙門能完成鎖緊和解鎖運動，8個滾輪架運動同步，密封圈壓縮均勻。與現(xiàn)有設(shè)計相比，提高了密封效果，電動工作功率低，航天員操作便捷，動作力小。本艙門可用于空間站工程、登月工程和深空探測領(lǐng)域等載人航天器。

圖17 電機功率Fig.17 Motor power

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