CN114701673B - 可展开臂对接机构及其设计方法以及航天器对接系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种可展开臂对接机构，涉及航天器对接技术领域，包括对接架和可展开臂，所述可展开臂采用柔性材料制成，所述可展开臂的一端缠绕于卷绕机构上，所述可展开臂的另一端穿过所述对接架，并连接有探头；所述对接架以及所述卷绕机构用于安装于对接设备上，所述探头用于与目标设备的被动对接机构接触；所述卷绕机构能够带动所述可展开臂展开或者缠绕于所述卷绕机构上。本发明还公开了包括上述可展开臂对接机构的航天器对接系统。本发明还公开了上述可展开臂对接机构的设计方法。本发明能够防止探测装置干扰其他设备引起的振动损坏，提高鲁棒性。
Description
技术领域
本发明涉及航天器对接技术领域，特别是涉及一种可展开臂对接机构及其设计方法以及航天器对接系统。
背景技术
从目前针对航天器在轨服务的迫切需求来看，航天器对接的研究热点已经向深空探测领域发展。深空自动对接技术将在未来的航天任务中发挥重要作用，对接操作的可行性取决于对接航天器中传感器的计量特性、对接控制系统的精度和对接接口的可允许偏差。目前，基于全球定位导航系统的导航传感器、光探测的传感器在自主交会和对接操作中显示出良好的性能。
航天器对接是实现航天器之间在轨连接、控制分离的关键技术，主要包括航天器远程导引、航天器近程导引、抵址调姿等过程。在太空中有多种重要应用，比如向载人空间站运送物资、回收与母航天器分离的子航天器等。探针-锥体对接结构是目前航天器对接最常用结构，在这种对接结构中，附着在跟踪卫星上的探测器通过圆锥形结构引导至目标卫星的可连接部位。
航天器对接系统中还需要减震机制，以避免对接航天器被弹离目标航天器；在完成软对接后，还需要硬对接来固定航天器的相对姿态。目前，系留对接系统是解决这一问题的有效选择。但是，已有的对接系统灵活性较差、控制难度较大以及对接过程碰撞激烈等缺点，因而，无法高效快速的完成航天器对接任务。
而在深空探测任务中，航天器又处于高度动态的环境中，受太阳辐射、行星扰动、定轨误差等影响较大；在这种环境下，一个健壮可靠的航天器自动对接系统是必要条件。
因此，提供一种可展开臂对接机构及其设计方法以及航天器对接系统，以解决现有技术中所存在的上述问题。
发明内容
本发明的目的是提供一种可展开臂对接机构及其设计方法以及航天器对接系统，以解决现有技术中所存在的上述问题，能够防止探测装置干扰其他设备引起的振动损坏，提高鲁棒性。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
本发明提供一种可展开臂对接机构，包括对接架和可展开臂，所述可展开臂采用柔性材料制成，所述可展开臂的一端缠绕于卷绕机构上，所述可展开臂的另一端穿过所述对接架，并连接有探头；所述对接架以及所述卷绕机构用于安装于对接设备上，所述探头用于与目标设备的被动对接机构接触；所述卷绕机构能够带动所述可展开臂展开或者缠绕于所述卷绕机构上。
优选的，所述柔性材料采用单层编织碳纤维增强基复合材料。
优选的，所述对接架上设置有夹具，所述夹具上开设有用于使所述可展开臂穿过的通孔。
优选的，所述通孔为圆形通孔，所述圆形通孔的直径小于所述可展开臂的宽度；所述可展开臂穿过所述圆形通孔后，经弯曲缠绕变为圆柱形结构。
优选的，所述卷绕机构包括卷绕轮，所述卷绕轮上设置卷绕槽，所述可展开臂能够缠绕于所述卷绕槽上；所述卷绕轮连接有驱动机构。
优选的，所述可展开臂对接机构还包括导轮，所述导轮能够转动安装于所述对接设备上，所述可展开臂经过所述导轮变向后穿过所述对接架。
本发明还提供了一种航天器对接系统，包括主动对接机构和被动对接机构，所述主动对接机构用于安装于对接航天器上，所述被动对接机构安装于目标航天器上；所述主动对接机构采用上述的可展开臂对接机构。
优选的，所述被动对接机构上设置有锥形口，所述锥形口的顶部设置有对接口，当所述可展开臂对接机构的所述可展开臂上的探头到达所述对接口时被所述目标航天器捕获。
优选的，所述锥形口处设置有减震机构。
本发明还提供了一种上述可展开臂对接机构的设计方法，包括以下步骤：
1)：规定目标设备、对接设备、可展开臂对接机构、被动对接机构组成的多体系统的标称参数；
2)：分析对接过程；
3)：可展开臂的参数设计。
本发明相对于现有技术取得了以下技术效果：
本发明设置有可展开臂，可展开臂的端部设置有探头，其整体可以作为探针，探针整体为柔性结构，可以防止探测装置干扰其他设备引起的振动损坏；此外，由于可展开臂的灵活性，可展开臂可以吸收对接冲击力，起到减震器的作用，比传统对接系统更灵活且鲁棒性较高。
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为本发明可展开臂对接机构的结构示意图；
图2为本发明航天器对接系统的对接过程示意图；
图3为本发明中可展开臂的设计流程图；
附图标记说明：1为探头，2为可展开臂，201为圆柱段，3为对接架，4为夹具，5为卷绕轮，6为导轮，7为目标航天器，8为对接航天器。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种可展开臂对接机构及其设计方法以及航天器对接系统，以解决现有技术中所存在的上述问题，能够防止探测装置干扰其他设备引起的振动损坏，提高鲁棒性。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
如图1所示，本实施例提供一种可展开臂对接机构，包括对接架3和可展开臂2，所述可展开臂2采用柔性材料制成，为可展开柔性臂，能够弯曲变形。本发明所使用的柔性材料为单层编织碳纤维增强基复合材料(CFRP)；所述可展开臂2的一端缠绕于卷绕机构上，所述可展开臂2的另一端穿过所述对接架3，并连接有探头1；所述对接架3以及所述卷绕机构均可以安装于对接设备上，所述探头1用于与目标设备的被动对接机构接触；所述卷绕机构能够带动所述可展开臂2展开或者缠绕于所述卷绕机构上。
本实施例中以可展开臂对接机构在航天器对接中的应用为例进行说明，其中，对接设备为对接航天器，目标设备为目标航天器。
在本实施例中，所述对接架3上设置有夹具4，夹具4通过螺栓固定于所述对接架3上，所述夹具4上开设有用于使所述可展开臂2穿过的通孔；优选的，所述通孔为圆形通孔，所述圆形通孔的直径小于所述可展开臂2的宽度，当可展开臂2穿过夹具4上的通孔后，经过弯曲缠绕变为圆柱形结构，此时探头1与夹具4之间的可展开臂2为圆柱段201。
在本实施例中，所述卷绕机构包括卷绕轮5，所述卷绕轮5上设置卷绕槽，所述可展开臂2能够缠绕于所述卷绕槽上；所述卷绕轮5连接有驱动机构，驱动机构可以采用伺服电机，通过伺服电机带动卷绕轮5转动，从而带动可展开臂2延长或者缠绕在卷绕轮5上。
在本实施例中，所述可展开臂对接机构还包括导轮6，所述导轮6能够转动安装于所述对接设备上，所述可展开臂2经过所述导轮6变向后穿过所述对接架3。
如图2所示，本实施例中还提供了一种航天器对接系统，包括主动对接机构和被动对接机构，所述主动对接机构用于安装于对接航天器上，所述被动对接机构安装于目标航天器上；所述主动对接机构采用上述的可展开臂对接机构。
在本实施例中，所述被动对接机构上设置有锥形口，所述锥形口的顶部设置有对接口，当所述可展开臂对接机构的所述可展开臂2上的探头1到达所述对接口时被所述目标航天器捕获。
在本实施例中，所述锥形口处设置有减震机构，减震机构采用弹簧阻尼结构或者其它的减震机构。
本实施例中还提供了一种可展开臂对接机构的设计方法，具体包括以下步骤：
步骤1：规定多体系统的标称参数
(1)对接前过程分析
为了实现新型航天器自动对接系统，需要了解对接航天器与目标航天器直接的碰撞动力学；该动力学过程可建模为对接航天器、目标航天器和可展开臂对接机构组成的多体系统。其中，用于捕获目标航天器中的锥形口部分配有弹簧阻尼机构，以吸收捕获过程的冲击；通过对可展开臂对接机构的对接动力学进行定性和定量分析研究，并通过数值分析方法评价该部分对对接结果的影响程度。
利用仿真软件Maple生成多体系统的运动方程，并在给定的初始条件下进行数值分析；在该运动方程中，假定目标航天器不移动，只考虑对接航天器的运动状态，通过查阅相关参考文献，第一步首先给出多体系统参数的标称值，如表1所示：
表1航天器系统的标称参数
步骤2：分析对接过程
(1)触点压力
利用非线性弹簧模型计算对接锥端和锥壁之间的接触力，δ表示锥壁位移，法向力的范数基于赫兹接触理论可以写成
式中，k为弹簧系数，η为阻尼系数，其表达式为：
式中，r表示为半径，v是泊松比，E为弹性模数，m为质量，e为恢复系数。摩擦力的定义为：
Ff＝μFn (4)
(2)电磁力
将对接航天器建模为圆柱形刚体，可展开臂2以固定端边界连接到该航天器。其中捕捉对接航天器接口的顶端由磁性金属制成，由目标航天器在圆锥体顶部使用电磁力捕获对接航天器。一般来说，电磁力很难用解析的方法来描述。在本项目中，我们提出基于库仑定律的简单电磁估计模型，由磁荷m0产生的磁场H可以写为：
式中，μ0为真空磁导率，r为距离磁荷的距离，对应该磁场的磁通量密度为：
B(r)＝μ0H(r) (6)
当另一种磁化率为χ的磁性物质置于该磁场时，该磁场的磁通量为Bm＝(μ0+χ)H。假设S为磁性物质的横街面积，穿过磁性物质的磁通量为Φ＝BmS，磁性物质的磁荷可以写成：
因此，施加到磁性物质上的磁力可以表示为
所使用的电磁铁的参数如表2所示：
表2电磁铁的参数
航天器自动对接任务的成败主要是取决于对接柔性可展开臂2的灵活性，本实施例从能量角度出发讨论可展开臂2弯曲刚度的影响，并引入动力系统考量指标。然后，利用指标研究各个设计参数对对接动力学的影响。此外，当目标航天器与对接航天器距离较远时，可以认为磁力足够小，也就是说，此时的磁力不影响航天器运动。可展开臂2的灵活性在对接期间的减震中起着重要作用，因此需要系统评估各个设计参数，通过软件模拟并代入真实数值进行实验仿真，最终得到的设计参数要求如表3所示：
表3设计参数要求
| 参数 | 取值 |
| EI | ≤102Pa·m4 |
| L | ≥1.1m |
| Vi | ≥5cm/s |
| α | ≤140deg |
| e | 任意 |
| μ | ≤0.42 |
步骤3.可展开臂2设计过程
在可展开臂2的设计过程中，首先需要确定恢复系数和摩擦系数。因为这两个参数只与材料有关，因此，需要选择光滑的材料，使得摩擦系数尽可能小。然后，确定对接锥部分的顶角，该顶角也应尽可能小。剩下的部分参数主要取决于可展开臂2可展开臂2架的材料和制造工艺。
该对接系统的设计过程如图3所示，包括：
(1)确定对接航天器的基本设计如表1所示。其中，对接锥体采用镀铝壁，则恢复系数和摩擦系数分别为e＝0.46和μ＝0.24；
(2)确定对接锥体的顶角为α＝120°；
(3)假设可展开臂2设计，MapleSlim使用线性模型计算可展开臂2弯曲刚度，计算公式为：
式中，P是压力，δ是位移，L为可展开臂2长度，得出的EI＝37.5Pa·m4。利用已得到的可展开臂2特性，计算当初始速度为Vi＝10cm/s和可展开臂2长度为L＝1.5m时的标称设计足以保证对接任务成功。
本发明利用可展开柔性臂作为探针进行探测-锥头对接，该方法允许两个航天器通过一个紧凑的机构来固定相对姿态；而且，可展开臂的灵活性在很大程度上提高了该方法的鲁棒性。
本说明书中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
Claims (7)
1.一种可展开臂对接机构，其特征在于，包括对接架和可展开臂，所述可展开臂采用柔性材料制成，其中，所述柔性材料采用单层编织碳纤维增强基复合材料；所述可展开臂的一端缠绕于卷绕机构上，所述可展开臂的另一端穿过所述对接架，且所述可展开臂的另一端端部连接有探头，所述可展开臂和所述探头整体作为探针，所述探针整体为柔性结构；所述对接架上设置有夹具，所述夹具上开设有用于使所述可展开臂穿过的通孔，所述通孔为圆形通孔，所述圆形通孔的直径小于所述可展开臂的宽度；所述可展开臂穿过所述圆形通孔后，经弯曲缠绕变为圆柱形结构；所述对接架以及所述卷绕机构用于安装于对接设备上，所述探头用于与目标设备的被动对接机构接触；所述卷绕机构能够带动所述可展开臂展开或者缠绕于所述卷绕机构上。
2.根据权利要求1所述可展开臂对接机构，其特征在于，所述卷绕机构包括卷绕轮，所述卷绕轮上设置卷绕槽，所述可展开臂能够缠绕于所述卷绕槽上；所述卷绕轮连接有驱动机构。
3.根据权利要求1所述可展开臂对接机构，其特征在于，所述可展开臂对接机构还包括导轮，所述导轮能够转动安装于所述对接设备上，所述可展开臂经过所述导轮变向后穿过所述对接架。
4.一种航天器对接系统，包括主动对接机构和被动对接机构，所述主动对接机构用于安装于对接航天器上，所述被动对接机构安装于目标航天器上；其特征在于，所述主动对接机构采用如权利要求1-3任一项所述的可展开臂对接机构。
5.根据权利要求4所述的航天器对接系统，其特征在于，所述被动对接机构上设置有锥形口，所述锥形口的顶部设置有对接口，当所述可展开臂对接机构的所述可展开臂上的探头到达所述对接口时被所述目标航天器捕获。
6.根据权利要求5所述的航天器对接系统，其特征在于，所述锥形口处设置有减震机构。
7.一种如权利要求1-3任一项所述的可展开臂对接机构的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
1）：规定目标设备、对接设备、可展开臂对接机构、被动对接机构组成的多体系统的标称参数；
2）：分析对接过程；
3）：可展开臂的参数设计。
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