基于非线性特性的空间站转位机构拓扑优化

针对含非线性特性的空间站转位机构轻量化设计问题,建立了考虑非线性特性的结构/机构拓扑优化分析方法,通过模拟静力试验过程方法得到其力–位移曲线,按照特定的原则提取出非线性结构的等效刚度,得出转位机构捕获连接机构考虑非线性特性的分析结果与静刚度试验结果误差在10%以内,满足工程实际应用需要,说明了捕获连接机构非线性刚度分析方法的可行性.采用变密度法(SIMP),建立了含非线性特性的转位机构拓扑优化模型,开展了空间站转位机构中间支架拓扑优化分析和减重设计,结构减重24%.分析结果表明,转位机构满足刚度和强度要求,实现了空间站转位机构轻量化设计的目标,说明了该分析方法的有效性.本研究建立的含局部非线性特性的拓扑优化分析方法为空间站转位机构轻量化设计提供了解决途径,也为其他非线性结构机构拓扑优化提供了参考,同时为中国空间站重点工程项目的建设提供了技术支撑.

空间站实验舱柔性电池翼约束释放机构设计与验证

柔性太阳电池翼国内首次在中国空间站成功应用,是空间站系统最复杂、难度最大的机电产品之一,而约束释放机构作为柔性太阳电池翼系统的关键构成,用于实现太阳翼上升段压紧保护和在轨段解锁释放,其成败直接影响航天器任务成败。基于任务需求,本文介绍了柔性电池翼约束释放机构的构成、工作原理、详细设计以及仿真验证和在轨应用情况,分析其技术特点及关键技术。地面验证及在轨飞行试验验证了约束释放机构设计的正确性与合理性,为我国航天器多点大面积可重复压紧及解锁方面提供了一种新颖且可靠的解决方案。

航天器用回转支撑机构设计优化及试验验证

本文结合国内空间站对日定向驱动机构所采用的回转支撑机构方案,重点围绕滚轮-导轨运动副接触形式,分析了圆柱形滚轮外形方案所存在的“滚中带滑”情况,针对性地开展了滚轮外形结构设计优化,提出了圆锥形设计改进方案。为了验证该方案的设计正确性、工程可行性以及改进有效性,计算了改进方案的运动副滚滑比,评估了零件加工精度、产品装配偏差以及空间温度环境等对滚滑比的影响,分析了改进方案对机械接口和载荷条件的影响,开展了真空寿命试验。结果表明:改进方案能够实现在理论上滚轮-导轨运动副为纯滚动运动,对零件加工精度、产品装配偏差以及空间温度环境有较好的容差性和适应性,并且对机械接口和载荷条件无影响,能够有效改善滚轮-导轨运动副接触状态,延长寿命,满足使用需求。

永磁同步电机在航天指向机构产品中的应用

针对基于步进电机加减速器驱动的传统指向机构产品伺服性能偏低的问题,将新一代指向机构产品中的执行单元升级为永磁同步直驱方式,在位置、速度指令接口的基础上,增加跟踪偏差指令接口以实现大系统闭环控制架构,并设计了合理的跟踪偏差校正算法。经系统级实验验证,永磁同步电机直驱类指向机构产品可以满足激光通信、高分辨率遥感相机等载荷对运动平台的伺服性能需求。

大型空间展开机构常压高低温环境模拟试验系统研制

为各类大型空间展开机构地面可靠性验证试验提供高低温环境,研制了一种常压高低温环境模拟试验系统。该系统的保温箱体结构采用内、外框架的结构形式,内、外框架之间的连接采用绝热玻璃纤维增强复合塑料杆,其目的是:在进行大温差高低温交变环境试验时,有助于结构的热边界条件稳定;合理的气流组织布局设计有助于内部高低温环境的快速建立,使温度分布更加均匀;冷热源供给系统可稳定地提供高低温环境建立所需冷量及热量;干燥氮气置换系统可实现高低温环境下的超低露点温度;基于PLC的测控系统对试验系统进行高精度测量及控制。试验表明,此大型空间展开机构常压高低温环境模拟试验系统能满足型号产品试验过程中对温度范围、变温速率、温度场均匀性及露点温度的要求。

大型空间展开机构微重力环境模拟悬吊装置热结构耦合分析

以大型空间展开机构高低温展开试验系统微重力环境模拟悬吊装置为对象,采用Solidworks软件建立悬吊装置有限元分析模型,并利用ANSYS软件针对不同展开机构产品悬吊载荷及不同工作温度状态进行热-结构耦合分析.通过数值分析得出不同工况下悬吊装置的热变形及应力情况,并分析了其对展开机构展开长滑轨倾斜角的影响.研究内容对应用于高低温环境下的微重力环境模拟悬吊装置优化设计提供参考,并对空间展开机构高低温微重力展开试验的有效实施和参数调试具有指导意义.

面向知识的空间机构创新设计过程模型

为了满足空间机构在概念设计阶段越来越高的设计要求,需要对其进行创新设计,提出了一种面向知识的空间机构创新设计过程模型。针对空间机构设计过程中所需知识离散性、模糊性的特点进行了研究,构建了本体库系统模型,在此基础上分析了在机构设计阶段知识的组织、应用过程,提出了知识和创新方法策略的运行机制,并搭建了知识层、方法层和设计过程之间的逻辑结构。最后,以一发明专利实例验证了该模型可引导设计人员应用创新设计方法及多学科知识完成空间机构的创新设计。

空间太阳电池阵双轴驱动机构设计及热分析

针对空间太阳电池阵驱动机构的轻量化和长寿命两大关键技术,研制了一种轻小型双轴驱动机构,该机构由连续转动轴(A轴)和有限角度转动轴(B轴)组成,连续转动轴利用导电滑环传输电能,机构具有结构紧凑、刚度好以及重量轻等优点.并通过了包括导电滑环和谐波减速器在内的关键活动部件加速寿命试验考核.利用热分析软件对双轴驱动机构进行了热分析仿真,通过比较不同热控方案下的温度场分布,确定了可以采用的热控措施.

空间桁架式展开机构拓扑特性分析

空间桁架式展开机构是一个复杂的多连杆变胞机构,工作周期内具有多拓扑结构和多自由度等变化特征。笔者提出了基于变胞原理的机构拓扑特性分析方法。分析了机构展开过程的构态变化,建立了拓扑图及相对应的邻接矩阵,描述工作周期内机构的演变规律,有利于全面地理解变胞机构组成和拓扑关系。进一步推导了桁架机构的静态和动态距离矩阵以及刚度矩阵,分析了结构的空间紧凑性、动态灵敏度和整体刚度,有助于概念设计阶段从系统设计的角度进行机构的性能评价,由于把结构分析问题转化为矩阵的运算,有利于在计算机上进行型分析。

空间对接机构缓冲试验台分离性能分析

为了模拟空间的分离过程,在地面上研制了具备五自由度的大型缓冲试验台,以此研究在对接分离过程中运输飞船和空间站相对分离速度、姿态角及姿态角速度等的变化规律。地面五自由度状态试验台获得的试验数据能否代表空间零重力六自由度实际状态,需要对分离试验台做分离性能分析。建立了地面环境及空间零重力环境两种状态下的理论分离模型,对比了两种状态下的分离过程和结果;同时还建立了两种状态下的全数值样机仿真模型,依据某工况下的试验条件,计算分析了运输飞船和空间站在分离过程中的运动特性。从理论和数值仿真两方面阐述了缓冲试验台在模拟分离时的情况,论证了利用缓冲试验台模拟空间状态下两飞行器分离过程的有效性。

空间站柔性展开机构仿真方法研究

空间站展开机构是典型的大型多柔体系统,其展开收拢过程涉及非线性大变形以及接触碰撞问题。首先采用绝对节点坐标法作为柔性体的建模方法,建立了梁单元的有限元单元格式,然后基于拉格朗日方法和Hertz接触理论建立了考虑接触碰撞问题的柔性多体系统动力学方程,采用向后差分方法数值求解柔性多体系统的微分代数方程,最后以自由梁、简支梁和柔性单摆进行数学仿真验证。结果表明,该方法可用作我国空间站大型柔性太阳电池翼的设计分析参考。

空间对接机构在轨连接分离动力学仿真研究

两空间飞行器在空间零重力环境下需要实现空间的多次对接和分离,为保证空间飞行器的下一次再次成功对接,需要空间飞行器在上一次分离时满足一定的分离速度、姿态角和姿态角速度。空间飞行器在空间零重力状态下具备六个自由度,在地面上由于重力的存在无法释放垂直于地面的平动自由度,因此难以通过地面全物理模型来模拟空间实际的分离过程。为此,建立了空间对接机构的分离动力学仿真数字模型,通过该动力学模型来研究两飞行器在零重力空间环境下的分离过程和运行规律,辨识空间对接机构的主要设计参数对两飞行器分离过程中运动特性的影响,为参数设计提供创新性指导和理论支撑,解决在轨分离过程中飞行器角速度及姿态过大等设计难题。同时依据仿真确定的设计参数开展工况覆盖性分析,验证设计参数的有效性和合理性,为后续工程实践奠定有力基础。

空间直线驱动机构伺服系统建模与仿真

针对高精度、宽频响、大负载空间直线驱动机构的伺服系统建模研究,分析了伺服系统的组成,设计了电流调节器,速度调节器和位置调节器的结构和参数。为提高空间直线驱动机构伺服系统建模的准确性,联合Simulink建立的控制系统数学模型与Simscape建立的空间直线驱动机构的物理模型,对伺服系统的动态响应能力进行仿真和分析。仿真结果表明,基于Simscape的物理模型更加接近实际系统,空间直线驱动机构的随动能力良好,验证了控制方案的正确性和可行性,满足了设计输入要求。

基于双四杆机构的可重复自动锁紧解锁装置

针对梦天实验舱对接、转位等工况,对日定向转动关节在轨多次锁紧解锁的需求,采用双四杆机构、自适应末端效应器等,设计一款可重复自动锁紧解锁装置。为了验证该锁紧解锁装置,利用研制产品,展开真空高温、真空低温、大气环境等多种状态下的锁紧解锁试验。结果表明:该机构可实现多种状态下的可重复自动锁紧解锁功能;在28 V直流工作电压下,锁紧动作执行时间为17.09~17.15 s,解锁动作执行时间为16.51~16.89 s。该机构具有高可靠、全角度、在轨可重复锁紧解锁等优点,在航天器锁紧解锁方面具有较大的工程应用潜力。

高频响空间直线驱动机构方案设计与研究

弱撞击式对接机构作为控制式对接机构,兼具对接、停靠等多种功能,其特点是采用碰撞力主动柔顺控制技术实现飞行器在轨对接,在降低传统对接机构复杂度的同时,可显著提高对接机构灵活性,适应后续载人登月和深空探测发展的需要。目前国内对于弱撞击对接机构的直线驱动机构研究还处于起步阶段,前期研制样机频响太低、无法满足使用需求,需要对其进行全面系统的研究。以弱撞击对接机构中的高频响直线驱动机构为对象,对其性能影响因素分析、方案比对、设计验证等方面进行研究,取得了良好的效果,为弱撞击对接机构原理样机研制奠定基础。

空间对接机构缓冲试验台对连接分离试验的影响

为了模拟空间的分离过程,在地面上研制了具备五自由度的大型缓冲试验台,以此研究在对接分离过程中运输飞船和空间站相对分离速度、姿态角及姿态角速度等的变化规律.本文建立了地面环境及空间零重力环境两种状态下的理论分离模型,对比了两种状态下的分离过程和结果;同时还建立了两种状态下的全数值样机仿真模型,依据某工况下的试验条件,计算分析了运输飞船和空间站在分离过程中的运动特性.从理论和数值仿真两方面阐述了缓冲试验台在模拟分离时的情况,论证了利用缓冲试验台模拟空间状态下两飞行器分离过程的有效性.

石墨与MoS_2配比对空间对接用摩擦材料性能的影响

采用粉末冶金技术制备含石墨与MoS2的空间对接机构用铜基摩擦材料,研究石墨与MoS2的配比(石墨与MoS2的质量比)对材料的显微组织、物理性能和摩擦学性能的影响。结果表明:随着MoS2含量的增加(石墨含量相应地减少),材料的显微组织逐渐趋向均匀,其密度与表观硬度逐渐增加;当石墨与MoS2的质量比为4:8时,摩擦材料具有较高的摩擦因数、较高的摩擦因数稳定度和较小的磨损量,且大气与低真空中的摩擦因数相差较小;大气与低真空下的对比实验验证了材料具有良好的真空摩擦学性能。

中性浮力水下机械臂关键技术研究

水下机械臂可为航天员中性浮力训练提供转运和定点支持功能,提高训练过程的连贯性和效率。针对水下密封、中性浮力配平和防腐蚀3项水下机械臂关键技术,提出了采用多重冗余密封、浮力块与关节外壳赋形设计的技术方案,选用钛合金和双相不锈钢材料提升了机械臂的防腐蚀性能。研制的水下机械臂产品参与出舱活动训练已超过2年,最长在水下连续使用超过226天,工作状态良好,保证了空间站出舱活动水下试验的质量与有效性。

基于输入整形技术的太阳翼调姿残余振动抑制实验研究

在非惯性系下建立太阳翼调姿过程中横向弯曲振动运动方程,将零位移输入整形技术应用于调姿输入指令,以抑制太阳翼调姿后的残余振动。搭建步进电机驱动的太阳翼缩比梁模型,根据模型结构固有特性设计四阶输入整形器,并应用于调姿步进电机输入信号,进行六种工况的调姿实验。实验结果表明,该方案可有效抑制实验模型调姿后的残余振动,具有较强的鲁棒性。

基于关键点检测的服装廓形识别

为精准且快速地实现对服装廓形的判断,以秀场连衣裙为研究对象,提出了基于关键点检测的服装廓形分类算法。使用YOLO v8-Pose模型对秀场连衣裙进行关键点检测,提取服装的肩部、胸部、腰部、臀部和底摆两侧共10个关键点,并生成服装廓形图。通过加入Sobel边缘提取算法改进的DenseNet网络深度提取服装廓形特征,采用余弦相似度算法将其与标准的廓形库中提取的特征相比较,最终实现服装廓形的判别与分类。结果表明,该方法能够快速且准确地实现服装廓形的分类,廓形分类准确率达到了95.9%。