馬 帥，馮 欣，孔 寧，周 磊，朱子環(huán)

(1.北京航天試驗技術(shù)研究所，北京 100074；2.北京科技大學，北京 100083)

0 引言

空間交會對接包括空間交會與空間對接兩個步驟，飛行器在太空特定位置會合稱為空間交會，使飛行器在結(jié)構(gòu)和功能上結(jié)合為剛性整體則為空間對接?？臻g交會對接技術(shù)是地空間人貨往返、航天器在軌重組、延長飛行器壽命、建造地球軌道空間站等的技術(shù)基礎(chǔ)和必要條件，更是今后長期進行太空實驗、空間探測的必經(jīng)之路。

空間交會對接面臨著在飛行器運行速度高的條件下完成精確對接的技術(shù)難題，隨著各國綜合實力的提高和對航天事業(yè)的投入，航天領(lǐng)域的難題不斷被突破。冷戰(zhàn)期間的太空競賽是美蘇航天技術(shù)發(fā)展的重要基石，1966和1967兩年美蘇分別實現(xiàn)了世界首次空間手動和自動交會對接，在空間交會對接技術(shù)方面的優(yōu)先權(quán)幫助美蘇完成了多次空間飛行試驗任務(wù)，如阿波羅登月計劃、天空實驗室計劃、航天飛機任務(wù)、禮炮號與和平號空間站的建造等。在航天器可重復使用理念的影響下，世界上大力開展了在軌服務(wù)技術(shù)的研究，大型航天器逐漸向集成化、緊湊性更高的小型航天器發(fā)展，空間對接機構(gòu)也朝著機電液氣熱數(shù)一體化方向演變，在軌可更換模塊(orbital replacement unit, ORU)因具有任務(wù)靈活性也備受關(guān)注，同時進行了如軌道快車計劃、太空鏡片組裝和H2020項目等的技術(shù)探索。我國哈爾濱工業(yè)大學、東北大學、南京航空航天大學等單位也進行了探索。

本文基于空間交會對接機構(gòu)相關(guān)的國內(nèi)外大量文獻，重點概述了多年來機械式對接機構(gòu)的技術(shù)進展和研究成果，展望了未來空間交會對接機構(gòu)研制的探索方向。

1 空間交會對接技術(shù)

1957年蘇聯(lián)將世界上第一顆人造衛(wèi)星發(fā)射升空，這項工程的成功為人類探索空間、開發(fā)太空資源奠定了基礎(chǔ)?？臻g交會對接是一項復雜困難、較難攻關(guān)的技術(shù)，這也是美蘇中成功實現(xiàn)發(fā)射人造衛(wèi)星、宇航員出艙活動后，再投入大量人員和利用先進技術(shù)不斷攻關(guān)的原因。近60年來，為了滿足人類監(jiān)測偵察、通信科研、在軌服務(wù)等各方面的需求，空間交會對接技術(shù)得到了迅速的發(fā)展，其發(fā)展過程主要分為試驗研究、技術(shù)發(fā)展、成熟應(yīng)用這3個階段，其中一些里程碑事件如圖1所示。

圖1 空間交會對接技術(shù)發(fā)展概況Fig.1 Overview of space rendezvous and docking technology development

在幾百次的空間交會對接中，錐桿式對接機構(gòu)最先運用在航天器中，且技術(shù)也最為成熟，之后又相繼研制了導向瓣外翻和內(nèi)翻的異體同構(gòu)周邊式、三爪式等多種形式的對接機構(gòu)，主動航天器的對接接口由執(zhí)行的航天任務(wù)和被動航天器的結(jié)構(gòu)接口確定。3種對接機構(gòu)都已完成了在軌驗證，如雙子座-8與阿金納號、阿波羅號登月飛船、禮炮號空間站、ETS-7衛(wèi)星、國際空間站俄羅斯艙段等使用錐桿式對接機構(gòu)實現(xiàn)交會對接，阿波羅號與聯(lián)盟號使用導向瓣外翻的周邊式對接機構(gòu)完成交會對接，航天飛機與和平號空間站、天宮一號與神舟八號、龍飛船與國際空間站等使用導向瓣內(nèi)翻的周邊式對接機構(gòu)實現(xiàn)交會對接，軌道快車計劃、國際空間站中日本暴露設(shè)施等使用三爪式對接機構(gòu)完成交會對接。

由于科研時間的積累和科研人員的攻關(guān)，錐桿式、周邊式、三爪式這3種空間對接機構(gòu)的設(shè)計與研究已經(jīng)發(fā)展到成熟階段，基本上可以滿足不同的任務(wù)和要求。錐桿式對接機構(gòu)由于對接末段導向桿存在直線段行程，可以滿足電連接器等的被動插接要求，從而達到先捕獲導向，再器件插接后，機械鎖緊的工作模式。周邊式和三爪式對接機構(gòu)只起捕獲導向作用，在無其他輔助設(shè)施下，整個對接過程基本無直線段行程，電連接器大多在對接完成后實現(xiàn)主動插接，因此，這兩種對接形式可以達到先捕獲導向再機械鎖緊后器件插接的工作模式。這3種導向?qū)有问降膬?yōu)缺點對比如表1所示。

表1 導向?qū)有问降膬?yōu)缺點對比Tab.1 Comparison of pros and cons for guided docking forms

2 錐桿式空間交會對接機構(gòu)

錐桿式對接機構(gòu)起源于蘇聯(lián)，經(jīng)過蘇聯(lián)對其的不斷改進，錐桿式對接機構(gòu)已廣泛應(yīng)用于航天領(lǐng)域，如載人/貨飛船與空間站對接、航天器局部模塊更換維修等，技術(shù)比較成熟，至今俄羅斯的飛船仍采用該形式與國際空間站對接。錐桿式對接機構(gòu)由主動導向桿單元和被動接納錐單元組成，兩單元周邊布置鎖緊結(jié)構(gòu)，如圖2所示。導向桿最初設(shè)計剛度較大，導向桿桿頭設(shè)計為圓球形結(jié)構(gòu)可以保證在對接過程中和接納錐始終保持點接觸。為了更好地完成交會對接，避免導向桿和接納錐碰撞彈出，不能捕獲，軍事科學院優(yōu)化了接納錐型面，使得對接桿與接納錐碰撞后反彈進入捕獲區(qū)。

圖2 錐桿式對接機構(gòu)Fig.2 Cone-rod typed docking mechanism

由于剛性導向桿在對接過程中會產(chǎn)生較大的碰撞沖擊力，美國密歇根航空航天公司設(shè)計了一種占用空間小、體積質(zhì)量小的自主交會對接系統(tǒng)(autonomous rendezvous and docking system, ARD)，如圖3(a)所示，ARD的導向桿是一根可以彎曲的電纜，該柔性電纜可以伸展插入被動航天器的接納錐。為了增大對接接口載荷能力，改進設(shè)計了用于大型衛(wèi)星的自主衛(wèi)星對接系統(tǒng)(autonomous satellite docking system, ASDS)，如圖3(b)所示，ASDS改進了鎖緊結(jié)構(gòu)，可以保證接口連接的有效性，但是很難實現(xiàn)6自由度對接下的軸向?qū)R，且用于防止電纜回縮的鎖緊機構(gòu)設(shè)計復雜。

圖3 ARD與ASDS對接機構(gòu)Fig.3 ARD and ASDS docking mechanism

為了適應(yīng)微型衛(wèi)星對接，美國密歇根航空航天公司基于ASDS又研制了自主微衛(wèi)星對接系統(tǒng)(autonomous micro-satellite docking system, AMDS)。如圖4所示，AMDS中心為柔性電纜，周邊均布3個小導向桿，小導向桿桿部為錐形，以便提高整個系統(tǒng)的抗剪切能力，3個小接納錐分別為平面、錐形、V形，在完全對接后限制機構(gòu)的6個自由度。

圖4 AMDS對接機構(gòu)及其對接過程Fig.4 AMDS docking mechanism and its docking process

為保證航天器的對接剛性，避免在徑向或扭轉(zhuǎn)載荷下發(fā)生彎曲，最新的對接機構(gòu)演化為ASDS—Ⅱ，如圖5所示，其與AMDS的結(jié)構(gòu)尺寸大致相同，但通過剛性優(yōu)化，ASDS—Ⅱ能夠在更高的負載下保持界面的對接公差。與ARD的旋轉(zhuǎn)鎖緊不同，ASDS—Ⅱ采用彈簧—棘輪，結(jié)構(gòu)簡單，可靠性高。

圖5 ASDS—Ⅱ?qū)訖C構(gòu)及其鎖緊過程Fig.5 ASDS—Ⅱ docking mechanism and its locking process

在軌服務(wù)的理念來源于方便維護在軌的故障航天器，由于航天器的模塊化設(shè)計，ORU技術(shù)是未來延長航天器壽命、在軌替換升級的重要基礎(chǔ)。歐洲航天局為了推廣空間燃料補給標準，啟動了ASSIST研制項目。ASSIST與ASDS—Ⅱ類似，柔性導向桿位于主動單元對接面中心，周邊均布3個小導向桿，但是ASSIST對接面布置了4個電液接口，實現(xiàn)了機電液一體化，如圖6所示。

圖6 ASSIST對接機構(gòu)Fig.6 ASSIST docking mechanism

如圖7所示，ASSIST通過柔性導向桿實現(xiàn)主被動單元的對接，捕獲后由中心絲杠驅(qū)動四連桿機構(gòu)完成單元靠近和電連接器、流體接口的插接，3個小導向桿承受外部扭轉(zhuǎn)載荷。

圖7 ASSIST對接過程Fig.7 Docking process of ASSIST

為了更好地發(fā)展航天器的模塊化裝配和在軌維修更換，德國亞琛工業(yè)大學、柏林工業(yè)大學等聯(lián)合開發(fā)了智能在軌衛(wèi)星服務(wù)模塊(intelligent building blocks for on-orbit satellite servicing, iBOSS)，iBOSS有兩種結(jié)構(gòu)類型，一種是系統(tǒng)模塊彼此排列，獨立在其他模塊外，另一種是結(jié)構(gòu)模塊承載，系統(tǒng)模塊分布在其周圍，如圖8所示。

圖8 iBOSS結(jié)構(gòu)類型Fig.8 Structural type of iBOSS

經(jīng)過技術(shù)改進，iBOSS更新了3次:第一代采用空間凸輪和卡扣結(jié)構(gòu)實現(xiàn)對接鎖緊，無導向機構(gòu)，要求對接精度高，如圖9(a)所示。

圖9 iBOSS對接機構(gòu)Fig.9 iBOSS docking mechanism

第二代改進了空間凸輪和卡扣結(jié)構(gòu)，增加了導向機構(gòu)(主被動單元對接面各有4根導向桿)，對接面嵌入電力傳輸環(huán)，如圖9(b)所示；第三代主要改變了電力傳輸?shù)姆绞?，取消了對接面上的電力傳輸環(huán)，將電力傳輸裝置內(nèi)置在導向桿，導向桿頭作為傳輸開關(guān)，主被動單元對接面各有8根導向桿，如圖9(c)所示。

在H2020未來空間任務(wù)機器人操縱有效載荷的標準接口(standard interface for robotic manipulation of payloads in future space missions, SIROM)項目中，德國不來梅大學聯(lián)合英國思克萊德大學研發(fā)了機電熱數(shù)一體化的多功能標準接口，如圖10所示。SIROM和iBOSS結(jié)構(gòu)和布局相似，對接面含有4根導向桿、4個接納錐和1個凸輪鎖緊機構(gòu)(見圖10綠色)，含有8個數(shù)據(jù)接口(見圖10紅色)，含有4個電接口(見圖10黃色)，含有4個動力接口(見圖10藍色)。

圖10 SIROM對接機構(gòu)Fig.10 SIROM docking mechanism

在軌道快車計劃中，ORU的主被動單元也使用了錐桿式對接機構(gòu)。ORU由被動接收組件(ORU container assembly, OCA)和主動插入組件(ORU interface assembly, OIA)組成，OIA含有2個導向桿A，2個鎖緊環(huán)B，中心還有一個電連接器C，發(fā)射時對接面四周布有定位銷E，同理，OCA對接面配置與之對應(yīng)，如圖11所示。

圖11 OCA和OIA對接機構(gòu)Fig.11 OCA and OIA docking mechanism

我國對錐桿式對接機構(gòu)的研究內(nèi)容鮮有記載，在ORU研制方面也未有在軌實例應(yīng)用。哈爾濱工業(yè)大學對軌道快車計劃中ORU進行改進，鎖緊機構(gòu)采用有旋轉(zhuǎn)弧度的葉片，對接時，葉片和鎖緊孔間存在間隙，不干涉ORU對接，對接后，兩者產(chǎn)生擠壓預緊力，保證ORU的穩(wěn)定性，如圖12所示。

圖12 哈爾濱工業(yè)大學研制的對接機構(gòu)Fig.12 Docking mechanism developed by Harbin Institute of Technology

東北大學仍以軌道快車計劃中的ORU為設(shè)計原型，采用類螺紋原理設(shè)計了鎖緊機構(gòu)，如圖13所示。鎖緊機構(gòu)末端配有觸點開關(guān)，開關(guān)觸發(fā)后電機停轉(zhuǎn)，完成鎖緊，對接面有電源與數(shù)據(jù)的集成接口，減少了器件插拔的次數(shù)。

圖13 東北大學研制的對接機構(gòu)Fig.13 Docking mechanism developed by Northeastern University

南京航空航天大學摒棄了較為復雜的鎖緊機構(gòu)，鎖緊接口為絲杠—螺母機械組合，該組合將旋轉(zhuǎn)運動轉(zhuǎn)化為直線移動，為元器件的插接提供動力，螺母位于OCA底板，絲杠位于OIA底板，兩根導向桿處于對角位置，如圖14所示。

圖14 南京航空航天大學研制的對接機構(gòu)Fig.14 Docking mechanism developed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics

3 周邊式空間交會對接機構(gòu)

雖然錐桿式對接機構(gòu)技術(shù)成熟，但是載人交會對接后，需要拆除接納錐組件才能實現(xiàn)航天員內(nèi)部互通，因此，美蘇在“阿波羅—聯(lián)盟對接測試計劃”中進行合作，設(shè)計了異體同構(gòu)周邊式對接機構(gòu)——APAS—75。APAS—75的主被動單元上分別布置3片外翻的導向瓣和緩沖減震裝置，單元含有8個結(jié)構(gòu)鎖，如圖15所示。

圖15 APAS—75對接機構(gòu)Fig.15 APAS—75 docking mechanism

導向瓣外翻不便于航天員維修，故美國又研制了導向瓣內(nèi)翻的APAS—89，如圖16所示，APAS—89采用6自由度Stewart平臺作為阻尼部件，具備伸縮減震功能，同時單元上的結(jié)構(gòu)鎖也增加至12個，美國航天飛機與和平號空間站對接以及國際空間站美國艙段接口都采用APAS—89。

圖16 APAS—89對接機構(gòu)Fig.16 APAS—89 docking mechanism

1997年我國將異體同構(gòu)周邊內(nèi)翻式作為航天器交會的對接機構(gòu)，期間經(jīng)歷了無數(shù)次的失敗，在不計其數(shù)的艱難攻關(guān)下，于2011年實現(xiàn)了天宮一號與神州八號首次交會對接，至今中國空間站不同艙段之間的連接也采用該種對接形式，如圖17所示。

圖17 中國空間站節(jié)點艙對接接口Fig.17 Docking port of the node module in China space station

在交會對接中，神州八號作為主動單元，主要由捕獲鎖、絲杠組合、差動組合等組成，天宮一號作為被動單元，主要由卡板器、電路浮動斷接器、分離推桿等組成。對接鎖通過偏心和防逆?zhèn)鲃拥仍O(shè)計達到自鎖形式。

4 三爪式空間交會對接機構(gòu)

為了提高在軌航天器的自主維修能力和壽命而誕生了軌道快車計劃，基于微衛(wèi)星軟對接的目的，美國空軍研究實驗室設(shè)計了多種形式的對接結(jié)構(gòu)，經(jīng)對比論證，采用了三爪式對接機構(gòu)(starsys research corporation, SRC)。SRC主動單元周向均布3個捕獲爪，被動單元與之對應(yīng)的是3個V形槽，如圖18所示。

圖18 SRC對接機構(gòu)Fig.18 SRC docking mechanism

由于SRC對接容差和能力較差，因此，通過放大設(shè)計尺寸研制了捕獲能力強的三爪式機械對接系統(tǒng)(mechanical docking system, MDS)，如圖19所示。

圖19 MDS對接機構(gòu)Fig.19 MDS docking mechanism

主動單元的三爪采用電機和滾珠絲杠進行傳動，通過設(shè)置在電機上的傳感器調(diào)節(jié)抓緊力，對接面布置電液各3個接口，被動單元仍是3個V形槽，槽內(nèi)增加了適應(yīng)偏載的緩沖彈簧。2006年對MDS進行交會對接、補給推進劑和更換模塊的測試，2007年在軌試驗取得成功。

日本為了執(zhí)行Tanpopo任務(wù)，在國際空間站日本實驗艙進行了空間實驗，暴露設(shè)施由暴露設(shè)施單元(exposed facility unit, EFU)和有效載荷接口單元(payload interface unit, PIU)構(gòu)成，如圖20所示。EFU含有3個捕獲爪，周邊布置6個接納錐，PIU含有3個V形槽和6個導向桿，中心還設(shè)有一個阻尼器。3個捕獲爪在電機、滾珠絲杠驅(qū)動下實現(xiàn)粗捕獲，通過導向桿與接納錐的配合實現(xiàn)精確定位。

圖20 EFU和PIU對接機構(gòu)Fig.20 EFU and PIU docking mechanism

為解決單個衛(wèi)星機載資源有限的問題，意大利帕多瓦大學設(shè)計了一種可以實現(xiàn)多平臺重組的新型對接機構(gòu)，該對接機構(gòu)結(jié)構(gòu)簡單，如圖21所示，周邊分布8個捕獲爪，捕獲爪閉合時可以組成一個圓環(huán)，中心為彈簧壓板組成的緩沖預緊裝置，捕獲爪既有俘獲導向作用，又具備鎖緊功能。對接時，彈簧壓板先接觸，再主被動單元包絡(luò)俘獲，后主動單元捕獲爪旋轉(zhuǎn)鎖緊。

圖21 多平臺重組對接機構(gòu)Fig.21 Multi—platform reorganization docking mechanism

哈爾濱工業(yè)大學基于三爪式連接分離方式設(shè)計了一種空間一體化對接機構(gòu)，主要包括3個捕獲爪、電氣液接口、蓋板、中心定位桿等，如圖22所示，捕獲爪由絲杠—螺母傳動，實現(xiàn)捕獲—拉近—鎖緊，氣液接口復用，傳輸時只能單獨工作。

圖22 哈爾濱工業(yè)大學設(shè)計的空間一體化對接機構(gòu)Fig.22 Space integration docking mechanism designed by Harbin Institute of Technology

針對機械臂抓取ORU實施在軌服務(wù)，上海宇航系統(tǒng)工程研究所設(shè)計了一種小型輕量的對接機構(gòu)，該機構(gòu)捕獲容差大，剛度大。如圖23所示，對接機構(gòu)采用蝸輪蝸桿傳動，保證有效自鎖，對接面通過內(nèi)部圓錐面、梯形塊、斜面等實現(xiàn)精確導向。

圖23 上海宇航系統(tǒng)工程研究所設(shè)計的小型輕量對接機構(gòu)Fig.23 Small lightweight docking mechanism designed by Shanghai Aerospace System Engineering Research Institute

華中科技大學提出三指-三瓣式對接機構(gòu)作為機械臂在軌服務(wù)的執(zhí)行器，如圖24所示，該機構(gòu)具有機電數(shù)傳輸功能，捕獲爪的伸展捕獲與拉近鎖緊動作由電機、絲杠—螺母等組合進行，整個對接過程分為直線段、過渡段和斜線段。

圖24 三指-三瓣式對接機構(gòu)Fig.24 Three finger-three petal docking mechanism

5 空間交會對接機構(gòu)總結(jié)與發(fā)展

5.1 空間交會對接機構(gòu)總結(jié)

錐桿式、周邊式、三爪式對接機構(gòu)技術(shù)成熟，在軌應(yīng)用較多，大型對接機構(gòu)到在軌可更換模塊、剛性對接到柔性對接、機械結(jié)構(gòu)的單一結(jié)合到機電液氣熱數(shù)的多用途傳輸?shù)榷喾矫娴难葑兘沂玖丝臻g交會對接技術(shù)的發(fā)展方向。本節(jié)對典型空間交會對接機構(gòu)的性能參數(shù)進行歸納總結(jié)，系統(tǒng)對比和分析各對接機構(gòu)的技術(shù)特點，如表2所示。

表2 典型空間交會對接機構(gòu)的性能參數(shù)及特點Tab.2 Performance parameters and characteristics of typical space rendezvous and docking mechanisms

表2(續(xù))

5.2 空間交會對接機構(gòu)的發(fā)展方向

5.2.1 研制多形式、多變種的空間交會對接機構(gòu)

目前大型航天器都會執(zhí)行送貨或載人等任務(wù)，雖然執(zhí)行的任務(wù)不同，但是對接機構(gòu)形式較為單一，文獻[44]中就記載了我國航天器歷來唯一使用的周邊式空間交會對接機構(gòu)的形式確定和技術(shù)發(fā)展，文獻[3]和文獻[11]中根據(jù)航天任務(wù)的不同將交會對接進行區(qū)分，主要分為載人送貨、非載人航天器、對航天器進行在軌技術(shù)維修服務(wù)這3類對接，為了匹配對接機構(gòu)的特點，還總結(jié)形成了在軌自主對接和停泊輔助對接兩種對接方式，盡管要求空間交會對接機構(gòu)以多形式發(fā)展，但是這3類對接機構(gòu)都以簡單、可靠等性能為設(shè)計使用要求，因此，可以探索結(jié)構(gòu)簡單、捕獲與導向功能齊全、擁有相對較大直徑封閉通道的對接機構(gòu)。航天器交會對接是一個復雜的過程，文獻[18]中提到該過程是運動力學與碰撞力學的復合，要以機構(gòu)的力學參數(shù)為主要因素考慮，故對接機構(gòu)需要具有穩(wěn)定的力學性能，可以承受火箭發(fā)射、運行、對接時的載荷沖擊，還需具備可重復使用性能，能實現(xiàn)航天器多次對接分離的可靠連接，更需要具有良好的可維修性，宇航員在進行操作和工作時滿足人機工程學的規(guī)定要素。文獻[7]和文獻[9]談到美國航天器在空間交會對接時，使用了多種測量敏感器件組合，對接階段的不同，工作的器件也不同，敏感器件的性能差異也會影響對接逼近的策略，這樣多器件的使用和對對接逼近的影響使得空間交會對接表現(xiàn)出一定的變化性和局限性，文獻[3]、文獻[10]、文獻[11]和文獻[17]等提出了發(fā)展對接測量技術(shù)的要求，因此，為了降低對捕獲過程中元器件性能精度的依賴，航天器對接自主性的提高也是一個重要的研究方向，對接過程需要全程人員根據(jù)信號不斷做出指示，且該過程十分依賴于捕獲敏感器的精度性能，因此，使敏感器對地面站的依賴性小、測量范圍不受邊界限制、功耗小、實時性強的敏感器測量技術(shù)可為空間交會對接帶來重大意義。此外，對接機構(gòu)要求可以實現(xiàn)大徑向容差和俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航角容差下的柔性對接，達到兩航天器具備機電液共同利用、同時傳輸?shù)哪康模瑢崿F(xiàn)結(jié)構(gòu)和功能上的有效結(jié)合。除了與合作航天器的交會對接，還應(yīng)積極發(fā)展非合作目標下的交會對接技術(shù)，即與接口參數(shù)、結(jié)構(gòu)未知的航天器交會對接，這在在軌維修本國民用衛(wèi)星和攻防他國軍用衛(wèi)星方面具有很高的價值。

5.2.2 著力發(fā)展在軌可更換模塊對接技術(shù)

ORU是空間交會對接機構(gòu)發(fā)展過程逐漸成熟的一個縮影，它是在大型航天器存在發(fā)射成本高、各系統(tǒng)交錯復雜、在軌維修難等一系列缺點的背景下應(yīng)用而生，雖然國外對ORU的研究正在進行，但是距離ORU在軌成熟使用還需要一個漫長的過程。我國一些單位對ORU進行了設(shè)計與試驗，雖然設(shè)計的結(jié)構(gòu)同時滿足了靜力學和動力學的要求，但是ORU整個系統(tǒng)的協(xié)調(diào)設(shè)計并未做到，文獻[37]、文獻[38]和文獻[40]中對ORU進行了結(jié)構(gòu)框架和對接面導向結(jié)構(gòu)、鎖緊結(jié)構(gòu)、電力傳輸接口等分布的機械系統(tǒng)設(shè)計，但在控制、導航等系統(tǒng)上未開展相應(yīng)的工作，ORU接口的傳輸性功能也十分有限，沒有實現(xiàn)機電液氣熱數(shù)等多用途傳輸，且我國部分單位研制的結(jié)構(gòu)都是以美國軌道快車計劃中的ORU為基礎(chǔ)進行改動設(shè)計，沒有體現(xiàn)出技術(shù)的創(chuàng)新性，因此，發(fā)展與研究整系統(tǒng)的在軌可更換模塊是十分必要的。為了保證發(fā)射和對接時的穩(wěn)定性，ORU的結(jié)構(gòu)存在許多冗余設(shè)計，這些冗余設(shè)計又增加了ORU的比重，降低了空間利用率，不能保證其他載荷的充分搭載；為了實現(xiàn)電液氣熱數(shù)的傳輸功能，ORU的對接界面被電連接器、流體接口等占據(jù)，從而限制了機械接口的設(shè)計。文獻[54]也指出了在有限的空間下實現(xiàn)緊湊布局、達到不同尺寸航天器對接接口的通用性要求以及多用途傳輸接口的集成是ORU研制面臨的挑戰(zhàn)，因此，推進航天器模塊化設(shè)計、優(yōu)化ORU結(jié)構(gòu)冗余設(shè)計、提高ORU空間利用率、探索新型一體化傳輸方式等是ORU技術(shù)走向成熟的關(guān)鍵方向。ORU的更換依賴于機械臂夾持，機械臂是航天領(lǐng)域的高端裝備，集機電熱視等多學科于一體，為了降低以機械臂為主操控下進給模式對航天器能源的消耗，ORU設(shè)計時需考慮對接的自主性、智能性，從而實現(xiàn)機械臂功能為輔、隨動控制的零力對接模式。ORU整體性能受其軟硬件體系結(jié)構(gòu)影響，文獻[12]提出了分布式全總線體系結(jié)構(gòu)，電源、遙測、控制等多個系統(tǒng)由高速總線互聯(lián)，軟硬件均以分層體系結(jié)構(gòu)為框架進行設(shè)計，因此，為了使ORU達到高的可靠性、殘存性和容錯能力，實現(xiàn)網(wǎng)絡(luò)節(jié)點即插即用、信息協(xié)同處理等，應(yīng)對ORU進行軟硬件協(xié)同設(shè)計，以部件功能實現(xiàn)為基礎(chǔ)，注重接口的規(guī)范化和標準化，減少重復的開發(fā)和驗證工作。

5.2.3 大膽探索電磁式空間交會對接技術(shù)

使用推力器不會避免其本身存在控制較難、污染等問題，通過電動機、減速器、傳動部件等組成的鎖緊結(jié)構(gòu)設(shè)計復雜、占用空間大、不同步。電磁技術(shù)通過控制策略實現(xiàn)兩航天器弱撞擊對接，有效地保證結(jié)構(gòu)和儀器的正常工作，并且電磁技術(shù)不會引起羽流污染，因此，將電磁技術(shù)運用到航天器對接過程和結(jié)構(gòu)鎖緊過程是未來空間交會對接技術(shù)的發(fā)展方向。電磁技術(shù)在航天器推進系統(tǒng)和對接系統(tǒng)中都有在軌應(yīng)用實例，美國約翰遜航天中心工程局開發(fā)的用于觀測航天器太空活動的微型自主艙外相機通過軸向?qū)佣丝谂c電磁基座兩者內(nèi)部的電磁鐵實現(xiàn)捕獲，美國馬里蘭大學聯(lián)合麻省理工學院等設(shè)計的衛(wèi)星編隊通過電磁通用端口實現(xiàn)對接，英國薩里大學提出了裝有電磁平面對接系統(tǒng)的小型智能自供電模塊構(gòu)想，并基于該思想開展了可重構(gòu)太空望遠鏡的研究，意大利帕多瓦大學研制了裝備電磁鐵的自主交會控制對接機構(gòu)，我國國防科學技術(shù)大學、哈爾濱工業(yè)大學等單位也對電磁對接機構(gòu)進行設(shè)計與樣機驗證。針對航天器利用電磁對接，文獻[69]中以試驗驗證和原理構(gòu)想為區(qū)分，對多個國家的項目進行了總體論述，對對接系統(tǒng)、控制模型、姿態(tài)檢測3大技術(shù)進行了詳細分析。電磁技術(shù)的理論研究依賴于電磁力/力矩模型，麥克斯韋方程組功不可沒，其可以描述和求解電磁場，但因為初始條件和邊界約束的復雜性，現(xiàn)實工程應(yīng)用中很難直接求解，將相互作用的兩個載流單線圈簡化為偶極子模型，利用安培力公式及坐標變換可以求出精確解，但精確解中包含著不能求解的積分，再利用泰勒近似展開后，就可以得到能計算的解析解，但是其具有一定誤差，使用時也具有局限性，且當電磁裝置的設(shè)計復雜性提高后，利用公式很難求解。電磁力具有非線性特點，在電磁對接及編隊飛行中，有非線性的線性化處理、自適應(yīng)控制率、滑模控制、魯棒控制等非線性控制方法，但是尋求工程中可行的、穩(wěn)定的、誤差偏離小的控制方法和策略仍然具有難度。在目前許多研究項目已經(jīng)驗證了電磁技術(shù)在小型航天器應(yīng)用的可行性，但是電磁技術(shù)在遠距離引導大型航天器對接時表現(xiàn)出能力不足、技術(shù)有限的弊端，多通過使用超導線圈或增加鐵芯的方法增強電磁力，但在低溫條件下，超導材料才能表現(xiàn)出良好的超導性，故需要設(shè)計專門的冷卻系統(tǒng)配合其使用，這就增加了系統(tǒng)的復雜性，另外，增加鐵芯的方法會使系統(tǒng)質(zhì)量上升，這些問題都需通過系統(tǒng)優(yōu)化設(shè)計進行解決。使用電磁技術(shù)必然會給其他電器元件帶來電磁污染、磁場干擾等問題。因此，優(yōu)化電磁力/力矩模型、探索超導材料、擴大電磁技術(shù)的使用范圍、進行電磁防護規(guī)避電磁干擾等是電磁式空間交會對接機構(gòu)發(fā)展過程中的核心技術(shù)。

6 結(jié)語

空間交會對接是6自由度協(xié)調(diào)控制技術(shù)，由于50多年航天事業(yè)的不斷發(fā)展與創(chuàng)新，其已經(jīng)跨過了設(shè)計研究門檻，發(fā)展到了技術(shù)成熟階段。通過對比國內(nèi)外空間交會對接機構(gòu)的發(fā)展歷程可知，不論是針對大型航天器還是小型航天器或是ORU，以美國為首的德日英加等國外發(fā)達國家都進行了設(shè)計與研制，許多結(jié)構(gòu)都已經(jīng)完成了地面試驗和在軌驗證，而我國現(xiàn)有的航天器如神舟系列飛船等對接機構(gòu)都是采用異體同構(gòu)周邊式，雖然一些高校和科研院所在錐桿式、三爪式等對接機構(gòu)方面進行了理論研究和樣機測試，但是在軌成功應(yīng)用實例未見文獻記載。本文總結(jié)了空間交會對接機構(gòu)的技術(shù)成果，重點結(jié)合我國的研究現(xiàn)狀，提出了空間交會對接技術(shù)的發(fā)展方向，為未來空間交會對接機構(gòu)的研制提供了參考。