CN109515765A - 一种空间电磁对接装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于空间在轨加注领域，具体地说是一种空间电磁对接装置，包括追踪飞行器、目标飞行器及捕获机构，追踪飞行器及目标飞行器均包括气瓶、基座、底板、主电磁体、辅助电磁体及气浮平台，基座安装在气浮平台上，基座的一侧安装有气瓶，另一侧设有底板，底板上安装有主电磁体，在主电磁体的周围均布有多个安装在底板上的辅助电磁体；追踪飞行器上安装有捕获机构，捕获机构包括电机、丝杠、丝母、传动杆及捕获爪，电机安装在基座上，输出轴与转动安装在基座上的丝杠相连，丝杠上螺纹连接有丝母，丝母沿周向均匀连接有多个传动杆，每个传动杆上均铰接有捕获爪，捕获爪铰接于基座上。本发明结构简单、可靠，操作方便，能够更有效地进行空间对接。

Description

一种空间电磁对接装置

技术领域

本发明属于空间在轨加注领域，具体地说是一种空间电磁对接装置。

背景技术

航天器交会和对接技术在空间科学研究和军事航天方面有着重要的用途。我国的载人航天工程实行“三步走”战略，在第一阶段已将航天员送入太空并顺利返回，第二阶段中的航天员出舱行走刚刚完成，第三阶段将最终建成自己的空间站。第三阶段的一项关键技术就是“航天器的交会、对接技术”。如何实现自主、精确、安全、高效的交会、对接一直是航天领域科研人员的重要研究内容。航天器交会、对接应用在空间站建设、载人航天、登月和星际旅行等空间活动中，主要体现在大型航天器在轨组装、在轨服务、航天员轮换、太空救援等方面。目前，研究仍多为理论论证和地面演示验证阶段。随着更高性能铁磁材料和导线材料的应用，这个领域的研究将会越来越完善，越来越空间工程实用化。

发明内容

为了满足空间交会、对接的要求，本发明的目的在于提供一种空间电磁对接装置。

本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：

本发明包括追踪飞行器、目标飞行器及捕获机构，其中追踪飞行器及目标飞行器均包括气瓶、基座、底板、主电磁体、辅助电磁体及气浮平台，所述基座安装在气浮平台上，该基座的一侧安装有气瓶，另一侧设有底板，所述底板上安装有主电磁体，在主电磁体的周围均布有多个安装在底板上的辅助电磁体；所述追踪飞行器上安装有捕获机构，该捕获机构包括电机、丝杠、丝母、传动杆及捕获爪，所述电机安装在基座上，输出轴与转动安装在基座上的丝杠相连，该丝杠上螺纹连接有丝母，所述丝母沿周向均匀连接有多个传动杆，每个传动杆上均铰接有捕获爪，所述捕获爪铰接于基座上；

其中：所述主电磁体包括分别安装在底板上的主电磁体铁芯及主电磁线圈，该主电磁线圈缠绕在主电磁体铁芯的外部；所述主电磁体铁芯为空心铁芯；

所述辅助电磁体包括分别安装在底板上的辅助电磁体铁芯及辅助电磁线圈，该辅助电磁线圈缠绕在辅助电磁体铁芯的外部；所述辅助电磁体铁芯为实心铁芯；

所述追踪飞行器上的主电磁体上设有导向杆，所述目标飞行器上的主电磁体上设有导向环，该导向杆在追踪飞行器与目标飞行器对接过程中插入导向环中，起到导向作用。

本发明的优点与积极效果为：

本发明结构简单、可靠，操作方便，通过电磁对接，建立了新型的空间对接装置，能够更有效地进行空间对接，对大型航天器在轨组装、在轨服务、航天员轮换、太空救援等在轨服务领域有较大应用前景，使我国的载人航天工程向前跨出重要的一步。

附图说明

图1为本发明追踪飞行器的立体结构示意图；

图2为本发明目标飞行器的立体结构示意图；

图3为本发明捕获机构的立体结构示意图；

图4为本发明电磁体铁芯中电流设置方向的示意图；

图5为本发明产生斥力时的两对接端口电流示意图；

其中：1为气瓶，2为捕获机构，201为电机，202为丝杠，203为丝母，204为传动杆，205为捕获爪，206为销轴，3为主电磁体铁芯，4为气浮平台，5为追踪飞行器，6为目标飞行器，7为辅助电磁体铁芯，8为基座，9为导向杆，10为底板，11为主电磁线圈，12为辅助电磁线圈，13为导向环。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详述。

实施例一

如图1～5所示，本实施例包括追踪飞行器5、目标飞行器6及捕获机构2，其中追踪飞行器5及目标飞行器6均包括气瓶1、基座8、底板10、主电磁体、辅助电磁体及气浮平台4，基座8安装在气浮平台4上，该基座8的一侧安装有多个气瓶1，另一侧设有底板10，底板10上安装有主电磁体，在主电磁体的周围均布有多个安装在底板10上的辅助电磁体。本实施例追踪飞行器5、目标飞行器6上的气瓶1数量相同，辅助电磁体的数量也相同(每个飞行器上各设置了四个辅助电磁体)。

主电磁体包括分别安装在底板10上的主电磁体铁芯3及主电磁线圈11，该主电磁线圈11缠绕在主电磁体铁芯3的外部。辅助电磁体包括分别安装在底板10上的辅助电磁体铁芯7及辅助电磁线圈12，该辅助电磁线圈12缠绕在辅助电磁体铁芯7的外部。本实施例的主电磁体铁芯3为空心铁芯，辅助电磁体铁芯7为实心铁芯，底板10为空心底板。本实施例的主电磁线圈11和辅助电磁线圈12均由铜导线绕成圆柱环形线圈，用于产生对接电磁力；在对接阶段，通过改变线圈中的电流实现靠近速度的控制。

追踪飞行器5上的主电磁体上设有导向杆9，目标飞行器6上的主电磁体上设有导向环13，该导向杆9在追踪飞行器5与目标飞行器6对接过程中插入导向环13中，起到导向作用。

追踪飞行器5上安装有捕获机构2，该捕获机构2包括电机201、丝杠202、丝母203、传动杆204及捕获爪205，电机201安装在基座8上，输出轴与转动安装在基座8上的丝杠202相连，该丝杠202上螺纹连接有丝母203，丝母203沿周向均匀连接有多个传动杆204，每个传动杆204上均铰接有捕获爪205，每个捕获爪205上均设有销轴206，通过该销轴206铰接于基座8上。每个捕获爪205的一端与传动杆204铰接，另一端为钩状，用于抓捕目标飞行器6。

本发明的气浮平台4为现有技术，包括气浮模拟星和气浮台，气浮模拟星上除电磁系统外还有高压气瓶以及气压调节系统，可以保证从气浮平台4喷出的气体均匀稳定。

本实施例的工作原理为：

通过追踪飞行器5、目标飞行器6上各自的气瓶1提供气源向所需方向喷射气体，进而调整追踪飞行器5、目标飞行器6的位置和位姿。当追踪飞行器5、目标飞行器6通过各自气瓶1初步飞行到设定位置和位姿后，追踪飞行器5、目标飞行器6上各自的主电磁线圈11和辅助电磁线圈12分别通电，使追踪飞行器5上的主电磁体铁芯3、辅助电磁体铁芯7产生的磁力与目标飞行器6上的主电磁体铁芯3、辅助电磁体铁芯7产生的磁力相互吸引。在追踪飞行器5上的主电磁体铁芯3、辅助电磁体铁芯7与目标飞行器6上的主电磁体铁芯3、辅助电磁体铁芯7分别吸引对接后，追踪飞行器6上的电机201工作，通过丝杠202及丝母203形成的螺旋副，带动各捕获爪205向内转动，抓捕目标飞行器6，完成电磁对接。释放时，电机201反向工作，通过丝杠202及丝母203带动各捕获爪205向外转动，实现目标飞行器6的释放。

实施例二

为了更好地完成追踪飞行器5与目标飞行器6的空间电磁对接，本实施例的气浮平台4依靠压缩空气在气浮轴承与轴承座之间形成的气膜,使模拟台体浮起，从而实现近似无摩擦的相对运动条件，以模拟卫星在外层空间微重力条件下所受干扰力矩很小的力学环境。本实施例的主电磁线圈11和辅助电磁线圈12在设计方案中，除了要求能产生较高的电磁力，在有独立姿控系统配合时可以实现国外研究中的控制能力，还试图要求方案通过不同部分的电流的调整产生电磁力矩，从而在没有独立姿控系统配合的情况下也可以独立地实现航天器间的对接。

主电磁线圈11和辅助电磁线圈12能产生对接所需的足够大的电磁力，分析了国外相关研究中的电磁力应用形式和电磁系统结构，根据其不足提出了电磁对接端口的总的设计要求和总体方案，在磁路原理的指导下设计了多种具体方案。

基于面向航天器交会对接的考虑，通过大量不同电磁体构型的设计、计算和对比，最终确定了一种比较合理的电磁体形式。

合磁回路理论对各种构型的仿真结果做了详尽的分析与比较，得出如下重要结论：独立的主电磁线圈11及辅助电磁线圈12阵列组成的对接端口其产生电磁力的能力很小；把各主电磁线圈11及辅助电磁线圈12通过铁磁材料在物理结构层面上连接起来，并且通过合理设置电流把主电磁线圈11及辅助电磁线圈12在磁路层面上统一起来，可以使电磁力大约提高到原来的20倍。

本实施例中，通过气瓶1向各个方向喷射气体从而控制装置整体的运动方向及运动模式，进而调整追踪飞行器5和目标飞行器6的位置和位姿。追踪飞行器5上的捕获机构2通过电机201驱动捕获爪205，实现目标飞行器6的捕捉与释放，确保追踪飞行器5与目标飞行器6对接与释放的稳定可靠。

首先，设计产生力和力矩的电磁体需要对磁场进行分析，磁场的形状即磁力线的走向是电磁体性能的外在表现形式，分析电磁对接端口间的磁场分布离不开精确数值计算的支持，有限元法是一种较理想的求解思路。

(1)指出电磁对接端口的设计应遵循磁路原理，合理的磁路可以增加磁场的强度和电磁力的作用范围。

(2)电磁体的设计要基于不同构型下磁场、电磁力的数值计算、分析与比较。

然后，进行面向空间对接的电磁机构理论设计与分析，具体如下：

(1)空间交会对接涉及两个航天器12个自由度的相对位置控制和姿态控制，面向空间对接的电磁系统，其结构决定了电磁控制力和电磁控制力矩的产生能力。设计电磁系统应综合考虑电磁力作用范围、系统质量、功率和某些对接实际要求；

(2)电磁对接有两种模式，一种是对接时的质心控制有电磁力提供，姿态控制由其他独立于电磁系统的姿控系统(如飞轮系统)提供；另一种模式是对接时的质心控制和姿态控制均由电磁系统提供。为了减小风险和遵循从简到繁的研究方法，本设计中的电磁系统研究立足于首先满足第一种模式，兼顾第二种模式。

(3)设计对接端口

卫星间实现近距离交会对接所需要的力(或者还有力矩)完全由安装在追踪星和目标星上的电磁对接接口提供，接口要能提供对接所要求的特定大小和方向的电磁力。根据研究的应用背景和工程现状，初步定性研究，粗略地对对接端口提出了以下要求：

①对于几何尺寸，端口最大尺寸限制在20×20×4(cm)；

②在0～1m的范围内，两个对接端口之间能产生足够大的力用于质心控制；

③预留燃料补给、电缆等各种通道空间；

④结构优化，即在总体质量及太阳能帆板所能提供有限电能的限制下，使力最大；

⑤对接结构具有一定的冗余度和可靠性；

⑥仅依靠此对接端口，能产生足够大的力矩用于姿态控制(不是必须考虑的要求，最好能做到)。

(4)初步想定

为了增大磁场强度，不采用纯导线结构。两端口之间的作用力由绕在柱形铁芯或环形铁芯上的线电流产生。单个这样的带铁芯螺线环虽可以产生引力和斥力以控制质心的运动，但综合考虑结构优化、质量、力矩等要求，遂使用带铁心的螺线管(环)阵列，但多个电流线圈如何布置需进一步研究。

最后，电磁对接机构方案设计。

设计在一些相同的约束条件下进行。限定接口的最大半径100mm，首先假定对接通道半径为60mm，四周分布的螺线管的半径为15mm，里面铁心的半径为9mm。铁芯的材料均为ASTM 1008，线圈的材料均为铜，电流安匝数均暂设为1000，计算电磁力时假设两端口相距50mm。在仿真中，综合考虑模型的冗余度(设为1)、姿控时的效率和操作的方便性，螺线管个数选定为六个，并沿周向均匀分布。

总的方案：在航天器空间相对运动电磁控制方面，国外研究项目中的电磁机构把考虑重点仅放在电磁力的产生上，电磁力结合独立的姿控系统控制航天器的相对位置，所以电磁力生成系统机构简单，一般为大直径的环形线圈或者简单的带铁芯的螺线管阵列。在本设计中的电磁系统设计方案中，除了要求能产生较高的电磁力，在有独立姿控系统配合时可以实现国外研究中的控制能力，还试图要求方案通过不同部分的电流的调整产生电磁力矩，从而在没有独立姿控系统配合的情况下也可以独立地实现航天器间的对接。这就要求电磁系统在具有轨控能力的同时最好具有姿控能力，可以设想在电磁系统独立作用下，远距离时电磁力使航天器渐渐靠近，运动到较近距离后电磁力矩使航天器靠近的同时姿态渐渐对准。所以简单的单个环形线圈是不可行的，应该由多个线圈组成。又为了增强电磁力，还需有合理几何结构的铁芯材料。

Claims (6)

1.一种空间电磁对接装置，其特征在于：包括追踪飞行器(5)、目标飞行器(6)及捕获机构(2)，其中追踪飞行器(5)及目标飞行器(6)均包括气瓶(1)、基座(8)、底板(10)、主电磁体、辅助电磁体及气浮平台(4)，所述基座(8)安装在气浮平台(4)上，该基座(8)的一侧安装有气瓶(1)，另一侧设有底板(10)，所述底板(10)上安装有主电磁体，在主电磁体的周围均布有多个安装在底板(10)上的辅助电磁体；所述追踪飞行器(5)上安装有捕获机构(2)，该捕获机构(2)包括电机(201)、丝杠(202)、丝母(203)、传动杆(204)及捕获爪(205)，所述电机(201)安装在基座(8)上，输出轴与转动安装在基座(8)上的丝杠(202)相连，该丝杠(202)上螺纹连接有丝母(203)，所述丝母(203)沿周向均匀连接有多个传动杆(204)，每个传动杆(204)上均铰接有捕获爪(205)，所述捕获爪(205)铰接于基座(8)上。

2.根据权利要求1所述的空间电磁对接装置，其特征在于：所述主电磁体包括分别安装在底板(10)上的主电磁体铁芯(3)及主电磁线圈(11)，该主电磁线圈(11)缠绕在主电磁体铁芯(3)的外部。

3.根据权利要求2所述的空间电磁对接装置，其特征在于：所述主电磁体铁芯(3)为空心铁芯。

4.根据权利要求1所述的空间电磁对接装置，其特征在于：所述辅助电磁体包括分别安装在底板(10)上的辅助电磁体铁芯(7)及辅助电磁线圈(12)，该辅助电磁线圈(12)缠绕在辅助电磁体铁芯(7)的外部。

5.根据权利要求4所述的空间电磁对接装置，其特征在于：所述辅助电磁体铁芯(7)为实心铁芯。

6.根据权利要求1所述的空间电磁对接装置，其特征在于：所述追踪飞行器(5)上的主电磁体上设有导向杆(9)，所述目标飞行器(6)上的主电磁体上设有导向环(13)，该导向杆(9)在追踪飞行器(5)与目标飞行器(6)对接过程中插入导向环(13)中，起到导向作用。