空间站实验舱对接与转位机构分系统技术及研制

受运载工具运载能力的限制,大型空间站须在太空对接组装。对接与转位机构在空间站组建过程中具有关键作用,用于实验舱与核心舱的对接及转位,实现空间站实验舱的组装。空间站实验舱对接与转位机构分系统是实施对接与转位任务的主动端,为复杂的空间机电热一体化机构产品,在正常模式下,由主动端实施分系统所有动作。在研制过程中,分系统充分论证系统方案,集中攻克关键技术,充分试验产品样机,并先后在轨圆满完成了实验舱Ⅰ和实验舱Ⅱ的对接与转位任务。论述空间站实验舱对接与转位机构分系统的研制技术,对后续空间机构产品研制具有启示作用。

用于空间站组建的平面式转位方案设计

针对中国空间站工程规划,借鉴和平号空间站的组建经验,提出了一种不同于和平号空间站翻转式转位方案的空间站建造方案,即平面式转位技术方案。首先,通过对接机构实现实验舱与核心舱的轴向对接;利用平面式转位机构将实验舱转位至侧向对接口,并支持对接机构完成侧向对接。然后,通过对转位机构进行任务及功能分析、构型分析、自由度分析,确定了平面式转位机构工作原理、具体组成及布局、系统工作过程以及工作时序。最后,将平面式转位方案与机械臂和翻转式转位方案进行对比,为空间站工程提供参考。

空间站转位机构制动动力学特性研究

针对中国空间站组建过程中转位机构的制动动力学问题,将其简化为两自由度弹簧阻尼扭振模型。选取工作载荷更恶劣的核心舱受控工况建立制动过程的动力学方程,通过解析法得到理想状态下关节制动后的动态响应结果。采用龙格-库塔数值计算的方法,进一步研究了关节传动链摩擦和间隙因素对关节动态响应的影响,比较了不同间隙大小下的动态响应结果。将关节的动态响应计算结果与试验结果进行了对比,定位精度的最大误差为8%,证明了制动动力学模型的合理性和结果的正确性。

空间对接机构热真空环境对接与分离试验技术研究

为了验证对接机构在空间环境下的运动性能是否能满足设计要求,在研制过程中必须进行对接机构热真空环境下的对接与分离试验,试验方案的正确与否直接影响到航天器对接与分离的成败。针对对接机构在轨对接的工作过程,提出了利用飞轮模拟对接等效质量的试验方案,并根据提出的方案研制了对接机构热真空对接试验台,完成了对接机构热真空对接与分离试验。由试验结果可知,飞轮模拟等效质量的技术方案有效可行,可保证对接机构热真空对接与分离试验圆满完成。

田口方法在电磁阻尼器参数设计上的应用

根据对接机构电磁阻尼器的特点和构成,从提高电磁阻尼器输出性能稳定性的角度引入优化设计方法(田口方法),产品测试数据分析取得良好效果。

空间对接机构钢丝绳应力松弛加速退化试验研究

针对空间对接机构在轨工作15年,寿命试验周期长的难题,提出了以温度为加速应力的加速退化试验(ADT)方案,设计了钢丝绳应力松弛测试装置。开展不同温度下的钢丝绳应力松弛试验,并获取寿命特征量数据,用加速退化寿命模型对钢丝绳应力松弛情况进行预测。结果表明:钢丝绳在初始预紧力为3400 N时,可以满足空间对接机构25℃在轨工作20年的需求。并将ADT分析结果与空间对接机构产品存贮9年后的实测值进行对比,表明ADT分析结果与实测数值接近,用ADT分析结果作为对接机构钢丝绳在轨寿命考核评估具有指导意义。

基于缓冲阻尼的空间大惯量负载驱动系统的研究

为了实现某空间飞行器在空间低功耗平稳转动,从提高其动态性能和稳态性能的角度,提出了基于缓冲阻尼的空间大惯量负载驱动系统的设计方法。通过系统阻尼参数匹配设计,并利用弹簧阻尼技术,实现了驱动系统大惯量转动过程的快速启动和平稳制动,解决了其转角行程过冲较大的问题,满足了运动精度要求。采用SimulationX软件对该驱动系统进行了动力学建模,对传动刚度和阻尼特性对驱动系统启动和制动的影响进行了仿真分析,最终通过实验验证了该驱动系统可以较平稳地启动和制动大惯量负载,且性能稳定,运动精度高,说明了驱动系统设计方法的合理性。研究结果为以小功率驱动大惯量负载提供了一种较好的实现方法。