CN108482709B - 分舱段载人航天器在轨组装方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种分舱段载人航天器在轨组装方法，包括(a)划分航天器的组装阶段，确定组装过程中组合体构型；(b)确定所述航天器各舱段的基本构型；(c)根据所述组合体长期飞行需求确定各舱段交会对接轨道高度；(d)确定组装辅助机构的功能和指标；(e)确定各所述舱段在轨组装过程的控制方案；(f)确定所述分舱段载人航天器在轨组装的工作流程。本发明的方法能够有效降低航天器在轨组装的风险，提高组装过程的可靠性。

Description

分舱段载人航天器在轨组装方法

技术领域

本发明涉及载人航天器总体设计技术领域，尤其涉及一种分舱段载人航天器在轨组装方法。

背景技术

航天器在轨组装技术是在空间中将不同的部件连接起来构建成一个结构、子系统、子系统的单元体等空间设施，或是把一个或多个结构分离开来进行重新组合的技术。它包括航天器、空间系统或空间结构的在轨连接、替换、构建、组合和重组，小到模块更换、电池阵、天线等的安装与展开，大到大型独立舱的在轨对接，以及更大规模的大型空间结构的构建。已经对接舱段的转移是大型载人航天器在轨组装与扩展的重要任务，各舱段具有大惯量、大尺寸和大质量的特点，导致对接舱段的位置转移具有相当大的难度。当前，利用空间机械臂完成各舱段的移动、转位和对接，成为实现大载人航天器对接舱段的转移工作的重要手段。

随着航天技术的发展，载人航天器由单舱段结构逐渐发展到多舱段结构，这其中的典型代表是“和平号”空间站和国际空间站，多舱段在轨组装的问题也由此逐渐引起重视。

大型航天器各个舱段可以采用直接交会对接完成在轨组装，这种设计方法的弊端在于：

1.各被动对接口均需要配置交会对接敏感器，布局困难。过多的交会对接敏感器不但造成系统重量的加大，还可能因安装面积不够造成方案无法实现。

2.构型单一，不能改变。由于空间站要在轨运行多年，长期飞行和应用需要提出了对构型的要求，简单交会对接组合不能兼顾。

3.动力学问题复杂。交会对接组装方法需要满足平行或垂直飞行方向的对接，对组合体柔性部件冲击载荷方向不同，特别是垂直飞行方向的对接冲击不通过组合体的质心，对接过程动力学问题复杂。

发明内容

本发明的目的在于解决上述技术问题，提供一种分舱段载人航天器在轨组装方法，有效降低航天器在轨组装的风险，提高组装过程的可靠性。

为实现上述发明目的，本发明提供一种分舱段载人航天器在轨组装方法，包括：

(a)划分航天器的组装阶段，确定组装过程中组合体构型；

(b)确定所述航天器各舱段的基本构型；

(c)根据所述组合体长期飞行需求确定各舱段交会对接轨道高度；

(d)确定组装辅助机构的功能和指标；

(e)确定各所述舱段在轨组装过程的控制方案；

(f)确定所述分舱段载人航天器在轨组装的工作流程。

根据本发明的一个方面，按照应用需求约束及平台约束进行所述组合体构型约束条件的分析并确定所述组合体构型。

根据本发明的一个方面，在步骤b中，根据分舱段组装的需求确定所述各舱段的基本构型，并确定所述各舱段的动力学特性和质量特性。

根据本发明的一个方面，在步骤c中，通过分析所述组合体长期飞行推进剂补给和维修备件补给需求、长期飞行运能支持能力和飞行器交会对接、返回能力来确定各所述分舱段交会对接轨道高度、各所述分舱段发射顺序、交会对接顺序和转位顺序。

根据本发明的一个方面，在步骤d中，

根据所述各分舱段组装需求进行多种组装辅助机构的方案设计；

选择最优的所述组装辅助机构确定转位方案。

根据本发明的一个方面，所述组装辅助机构包括单臂机构和双臂机构。

根据本发明的一个方面，在步骤e中，分析在轨组装过程中所述各分舱段的姿态变化对能源、测控系统的影响，进行所述组合体姿态控制与所述组装辅助机构配合控制方案设计。

根据本发明的一个方面，在步骤f中，

发射舱段I进行在轨测试；

测试合格后发射舱段II对所述舱段I对接形成组合体在轨飞行；

所述舱段II转位让出对接口，发射舱段III通过所述对接口与所述组合体对接并转位让出舱段III的对接口；

依次发射剩余舱段与上一步骤形成的组合体对接，并转位让出每次发射舱段的对接口，直至完成所有舱段的对接。

本发明的分舱段载人航天器在轨组装方法，相比于现有技术中采用直接交会对接完成在轨组装的方法，减少了对接敏感器的配置，降低了航天器系统重量，同时降低了布局难度。

本发明的分舱段载人航天器在轨组装方法，配置单臂机构和双臂机构两种组装辅助机构，可以根据不同的需求选择使用单臂机构和双臂机构，并且当中机构出现故障时，可以使用另一种机构作为备份方案，提高了舱段在轨组装的可靠性和稳定性。

本发明的分舱段载人航天器在轨组装方法，整个在轨组装过程是自动完成的，不需要人为操作，但人可以在轨监视整个过程，提高了系统的安全性和可靠性。

本发明的分舱段载人航天器在轨组装方法，采用上述组装辅助机构进行在轨组装，相比于现有技术中采用直接交会对接完成在轨组装的方法，使得大型舱段的对接为轴向对接，规避了现有技术中动力学问题较为复杂、难以解决的困扰。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是示意性表示根据本发明的分舱段载人航天器在轨组装方法的流程图；

图2是示意性表示根据本发明各舱段在轨组装的工作流程图；

图3是示意性表示根据本发明的组装辅助机构的示图；

图4是示意性表示根据本发明的组装辅助机构辅助舱段对接过程图。

具体实施方式

此说明书实施方式的描述应与相应的附图相结合，附图应作为完整的说明书的一部分。在附图中，实施例的形状或是厚度可扩大，并以简化或是方便标示。再者，附图中各结构的部分将以分别描述进行说明，值得注意的是，图中未示出或未通过文字进行说明的元件，为所属技术领域中的普通技术人员所知的形式。

此处实施例的描述，有关方向和方位的任何参考，均仅是为了便于描述，而不能理解为对本发明保护范围的任何限制。以下对于优选实施方式的说明会涉及到特征的组合，这些特征可能独立存在或者组合存在，本发明并不特别地限定于优选的实施方式。本发明的范围由权利要求书所界定。

图1是示意性表示根据本发明的分舱段载人航天器在轨组装方法的流程图。如图1所示，根据本发明的分舱段载人航天器在轨组装方法包括以下步骤：a.划分航天器的组装阶段，确定组装过程中组和体构型；b.确定航天器各舱段的基本构型；c.根据组合体长期飞行需求确定各舱段交会对接轨道高度；d.确定组装辅助机构的功能和指标；e.确定各舱段在轨组装过程的控制方案；f.确定分舱段载人航天器在轨组装的工作流程。以下对本发明方法的各个步骤进行详细说明。

在步骤a中，按照航天器应用需求约束和航天器平台约束进行组合体构型的约束条件分析，进行组合体构型设计，包括组装过程构型设计和最终构型设计。

确定好组合体构型后，进行步骤b，根据舱段组装需求，对各舱段基本构型提出要求，确定各舱段的动力学特性和质量特性。

接着进行步骤c，分析组合体长期飞行推进补给、维修备件补给、生保及航天员用品的补给等需求，分析航天器舱段飞行运能支持能力，分析飞行器交会对接及返回能力，确定各舱段交会对接轨道高度，明确各个舱段的发射顺序、交会对接顺序和转位顺序。

在步骤d中，根据舱段组装的需求进行多种组装辅助机构的方案设计，根据安全性与可靠性的需要进行备份设计，以应对各种工况。本发明的组装辅助机构包括两种，一种是自由度较少的单臂机构，单臂机构可保证航天器任务的可靠性。另一种是自由度较多的双臂机构，双臂机构可提高任务可覆盖的空间范围。在本实施方式中，将单臂机构作为舱段转位的主份手段，将双臂机构作为舱段转位的备份手段，当单臂机构故障时可采用双臂机构进行操作。另外，双臂机构还可以在对接机构发生故障时采用捕获的方法将悬浮的舱段直接抓到停泊口停泊。

然后在步骤e中，根据上述步骤中确定的各舱段的构型、各舱段的交会对接轨道高度、和组装辅助机构，分析各舱段在轨组装过程中的姿态变化对能源、测控等系统的影响，进行组合体姿态控制与组装辅助机构配合控制方案的设计，确保各舱段在轨组装过程的控制安全。之后，综合以上设计过程，确定分舱段载人航天器在轨组装的工作流程。

图2是示意性表示根据本发明各舱段在轨组装的工作流程图。如图2所示，各舱段在轨组装的工作流程如下:首先发射舱段I，舱段I带有多个被动对接机构用于舱段对接与舱段停泊，舱段I发射入轨后进行在轨测试，包括各种组装辅助机构的测试，可行后发射舱段II，与舱段I交会对接，舱段I和舱段II形成组合体后在轨飞行。舱段III发射前舱段II转位让出其对接口，舱段III发射与组合体交会对接……第n个舱段发射前，舱段(n-1)转位让出其对接口，发射舱段n与组合体交会对接，转位后让出其对接口。

图3是示意性表示根据本发明的组装辅助机构的示图。图4是示意性表示根据本发明的组装辅助机构辅助舱段对接过程图。参照如图3、图4所示，在本实施方式中，以单臂机构详细说明采用组装辅助机构对舱段进行对接的方法。如图3所示，单臂机构可与安装在节点舱的侧面的底座接口配合使用。在第II，III象限(BJXB机械臂)和第I，IV象限(AJXB机械臂)之间各安置一个单臂机械臂底座接口，安装两个的原因是让它们各负责近旁对接口的转位工作。图4表示的是BJXB机械臂从轴向对接口向第III象限位移对接舱段的过程。图中以双点划线表示对接到轴向对接口的舱段或飞行器，图示机械臂已经将舱段抓紧，即将开始转位的阶段，虚线表示的是舱段已被转移至规定位置，整个过程即将结束的情况。图中，β角是机械臂在转位过程中旋转的角度，其数值是机械臂在对接舱上安装位置、手腕抓取被转移舱段时的抓取点位置的函数，范围约在180°～270°。图示的情况机械臂的转位过程，转位过程的控制采用组装辅助机构与组合体配合控制的方案，调整组合体飞行姿态，保证能源的需求，保证系统的安全性。

本发明的分舱段载人航天器在轨组装方法，相比于现有技术中采用直接交会对接完成在轨组装的方法，减少了对接敏感器的配置，降低了航天器系统重量，同时降低了布局难度。

本发明的分舱段载人航天器在轨组装方法，配置单臂机构和双臂机构两种组装辅助机构，可以根据不同的需求选择使用单臂机构和双臂机构，并且当中机构出现故障时，可以使用另一种机构作为备份方案，提高了舱段在轨组装的可靠性和稳定性。

本发明的分舱段载人航天器在轨组装方法，整个在轨组装过程是自动完成的，不需要人为操作，但人可以在轨监视整个过程，提高了系统的安全性和可靠性。

本发明的分舱段载人航天器在轨组装方法，采用上述组装辅助机构进行在轨组装，相比于现有技术中采用直接交会对接完成在轨组装的方法，大型舱段的对接为轴向对接，规避了现有技术中动力学问题较为复杂的问题。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种分舱段载人航天器在轨组装方法，包括：

(a)划分航天器的组装阶段，确定组装过程中组合体构型；

(b)确定所述航天器各舱段的基本构型；

(c)根据所述组合体长期飞行需求确定各舱段交会对接轨道高度；

(d)确定组装辅助机构的功能和指标；

(e)确定各所述舱段在轨组装过程的控制方案；

(f)确定所述分舱段载人航天器在轨组装的工作流程；

在步骤c中，通过分析所述组合体长期飞行推进剂补给和维修备件补给需求、长期飞行运能支持能力和飞行器交会对接、返回能力来确定各所述分舱段交会对接轨道高度、各所述分舱段发射顺序、交会对接顺序和转位顺序。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在步骤a中，按照应用需求约束及平台约束进行所述组合体构型约束条件的分析并确定所述组合体构型。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在步骤b中，根据分舱段组装的需求确定所述各舱段的基本构型，并确定所述各舱段的动力学特性和质量特性。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在步骤d中，

根据所述各分舱段组装需求进行多种组装辅助机构的方案设计；

选择最优的所述组装辅助机构确定转位方案。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述组装辅助机构包括单臂机构和双臂机构。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在步骤e中，分析在轨组装过程中所述各分舱段的姿态变化对能源、测控系统的影响，进行所述组合体姿态控制与所述组装辅助机构配合控制方案设计。

7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在步骤f中，

发射舱段I进行在轨测试；

测试合格后发射舱段II对所述舱段I对接形成组合体在轨飞行；

所述舱段II转位让出对接口，发射舱段III通过所述对接口与所述组合体对接并转位让出舱段III的对接口；

依次发射剩余舱段与上一步骤形成的组合体对接，并转位让出每次发射舱段的对接口，直至完成所有舱段的对接。