非合作目標(biāo)拖拉式對(duì)接機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析

李隆球 劉偉民 陳萌 張廣玉 張雪敏 柏合民

(1 哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)電學(xué)院，哈爾濱 150001) (2 上海市空間飛行器機(jī)構(gòu)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 210016)

非合作目標(biāo)拖拉式對(duì)接機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析

李隆球1,2劉偉民1陳萌2張廣玉1張雪敏1柏合民2

(1 哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)電學(xué)院，哈爾濱 150001) (2 上海市空間飛行器機(jī)構(gòu)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 210016)

針對(duì)非合作目標(biāo)對(duì)接技術(shù)的要求和特點(diǎn)，提出了一種以衛(wèi)星遠(yuǎn)地點(diǎn)噴管為對(duì)接接口的非合作目標(biāo)拖拉式對(duì)接機(jī)構(gòu)方案。設(shè)計(jì)了拖拉式對(duì)接機(jī)構(gòu)的具體結(jié)構(gòu)并建立其三維CAD模型，根據(jù)此模型，對(duì)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了包絡(luò)范圍的求解；使用ADAMS軟件對(duì)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)仿真，分析了對(duì)接過(guò)程中目標(biāo)星與機(jī)械臂的動(dòng)態(tài)特性，分析了對(duì)接過(guò)程中捕獲力與關(guān)節(jié)受力情況。計(jì)算與仿真結(jié)果表明，提出的對(duì)接機(jī)構(gòu)能夠?qū)δ繕?biāo)進(jìn)行有效、可靠的對(duì)接捕獲，碰撞接觸力小于280 N，不會(huì)造成本體及目標(biāo)的破壞。與以往對(duì)接機(jī)構(gòu)相比，此拖拉式對(duì)接機(jī)構(gòu)具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高、捕獲范圍大、控制方法簡(jiǎn)單等優(yōu)點(diǎn)，且機(jī)構(gòu)受力合理，適合作為空間非合作目標(biāo)對(duì)接的捕獲裝置。

非合作目標(biāo)；對(duì)接機(jī)構(gòu)；拖拉式；運(yùn)動(dòng)學(xué)分析；動(dòng)力學(xué)仿真；衛(wèi)星

1 引言

非合作目標(biāo)對(duì)接，是指與沒(méi)有預(yù)裝對(duì)接接口及應(yīng)答裝置的目標(biāo)航天器進(jìn)行對(duì)接，這就增加了對(duì)目標(biāo)進(jìn)行識(shí)別、測(cè)量和抓捕等操作的技術(shù)難度。非合作目標(biāo)對(duì)接技術(shù)在軍用和民用方面都具有較大的應(yīng)用價(jià)值，對(duì)空間安全意義重大[1]。

目前，該技術(shù)研究尚處于起步階段，研究大都停留在理論研究階段，僅有少數(shù)實(shí)驗(yàn)研究。德國(guó)航天局開(kāi)展了以無(wú)人在軌維修和裝配為目的的TECSAS/DEOS(Technology Satellite for Demonstration and Verification of Space Systems/Deutsche Orbital Servicing Mission)研究計(jì)劃[2]。美國(guó)的FREND(Front End Robotics Enabling Near-term Demonstration)計(jì)劃以星箭對(duì)接接口作為對(duì)接目標(biāo)接口，對(duì)目標(biāo)衛(wèi)星進(jìn)行抓捕，并進(jìn)行軌道修正等操作[3-5]。在FREND項(xiàng)目的基礎(chǔ)上美國(guó)又提出了針對(duì)GEO衛(wèi)星的重用計(jì)劃“鳳凰計(jì)劃”，該計(jì)劃設(shè)想從一顆退役衛(wèi)星上剝離大型天線，并重新構(gòu)造一顆新衛(wèi)星置于GEO軌道[6]。

文獻(xiàn)[7-9]以地球同步軌道衛(wèi)星為對(duì)接捕獲目標(biāo)進(jìn)行了一系列設(shè)計(jì)與研究,研究選擇的對(duì)接接口為遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管，提出了關(guān)節(jié)型三臂對(duì)接機(jī)構(gòu)、耦合桿型三臂對(duì)接機(jī)構(gòu)以及欠驅(qū)動(dòng)型三臂對(duì)接機(jī)構(gòu)等，選用的三臂型包絡(luò)捕獲方案合理高效，有很高的研究與應(yīng)用價(jià)值。這些機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，但大都存在可靠性低、速度慢等缺點(diǎn)。

本文在結(jié)合非合作目標(biāo)對(duì)接技術(shù)要求、特點(diǎn)及現(xiàn)有對(duì)接機(jī)構(gòu)優(yōu)缺點(diǎn)的基礎(chǔ)上，以衛(wèi)星遠(yuǎn)地點(diǎn)噴管為對(duì)接接口，提出了一種拖拉式非合作目標(biāo)對(duì)接機(jī)構(gòu)方案。該方案結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，可靠性高，容錯(cuò)能力強(qiáng)，控制方法簡(jiǎn)單。

2 對(duì)接機(jī)構(gòu)捕獲原理及方案

2.1 對(duì)接捕獲原理

表1 噴管尺寸參數(shù)表

本拖拉式對(duì)接機(jī)構(gòu)選擇同步軌道衛(wèi)星為目標(biāo)，該類衛(wèi)星數(shù)量眾多，種類齊全，研究也最具有代表性，且衛(wèi)星至少都有一個(gè)近似錐形的衛(wèi)星遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管,其尺寸范圍如表1所示[11-12]。

設(shè)計(jì)的對(duì)接機(jī)構(gòu)工作原理如圖1所示。該機(jī)構(gòu)安裝在本體衛(wèi)星上，并在其下部安裝提升機(jī)構(gòu)，可對(duì)對(duì)接機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)上下提升。

圖1 對(duì)接機(jī)構(gòu)原理Fig.1 Principle sketch of the docking mechanism

在本體衛(wèi)星與目標(biāo)衛(wèi)星完成交會(huì)后，對(duì)接過(guò)程如下：

首先，通過(guò)位置傳感器與圖像傳感器等設(shè)備確定目標(biāo)衛(wèi)星噴管的位置與尺寸等信息，啟動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)；然后，電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)機(jī)械臂執(zhí)行機(jī)構(gòu)快速?gòu)堥_(kāi)，形成能夠使目標(biāo)噴管自由進(jìn)入的包絡(luò)空間；提升機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)對(duì)接機(jī)構(gòu)靠近目標(biāo)衛(wèi)星，此時(shí)緩沖機(jī)構(gòu)進(jìn)入噴管內(nèi)部，位置檢測(cè)裝置確定相對(duì)位置關(guān)系后，電動(dòng)機(jī)反向驅(qū)動(dòng)機(jī)械臂執(zhí)行機(jī)構(gòu)收攏，將噴管包絡(luò)在包絡(luò)空間內(nèi)；機(jī)械臂執(zhí)行機(jī)構(gòu)在緩沖對(duì)心機(jī)構(gòu)的協(xié)助下將噴管拖拉至?？科脚_(tái)，使噴管與對(duì)接機(jī)構(gòu)軸線對(duì)齊并鎖緊；最后，提升機(jī)構(gòu)將對(duì)接結(jié)構(gòu)與噴管一起拉近本體衛(wèi)星，完成捕獲對(duì)接。

2.2 對(duì)接機(jī)構(gòu)方案設(shè)計(jì)

整體機(jī)械結(jié)構(gòu)分為5部分：

1)對(duì)噴管進(jìn)行抓取的機(jī)械臂與和噴管直接進(jìn)行接觸的末端機(jī)構(gòu)組成的執(zhí)行機(jī)構(gòu)；

2)具有緩沖減震作用的緩沖機(jī)構(gòu)；

3)驅(qū)動(dòng)整個(gè)機(jī)構(gòu)的傳動(dòng)系統(tǒng)；

4)對(duì)機(jī)架提供軸向移動(dòng)量的提升機(jī)構(gòu)；

5)機(jī)架。

根據(jù)總體對(duì)接捕獲原理與方案以及總體設(shè)計(jì)，本文使用Pro/E對(duì)捕獲機(jī)構(gòu)進(jìn)行了詳細(xì)設(shè)計(jì)，具體結(jié)構(gòu)如圖2所示。

3 對(duì)接機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)學(xué)分析

3.1 機(jī)械臂的運(yùn)動(dòng)軌跡求解

圖3 對(duì)接機(jī)構(gòu)工作簡(jiǎn)圖Fig.3 Schematic diagram of the docking mechanism

對(duì)接機(jī)構(gòu)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)采用平行四桿機(jī)構(gòu)。該機(jī)構(gòu)的特點(diǎn)是連桿AD與連桿BC以相同的角速度同時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)，連桿CD作平行移動(dòng)。機(jī)械臂能夠順利張開(kāi)與收回，依賴于安裝在機(jī)械臂內(nèi)的扭簧與外殼體的聯(lián)合作用。對(duì)接機(jī)構(gòu)工作簡(jiǎn)圖如圖3所示。

滾子安裝在上殼體上(見(jiàn)圖2)，機(jī)械臂收回時(shí)，電動(dòng)機(jī)旋轉(zhuǎn)帶動(dòng)螺桿絲杠旋轉(zhuǎn)，繼而帶動(dòng)機(jī)械臂整體向下運(yùn)動(dòng)。由于外殼體上的滾子的限制，平行四桿機(jī)構(gòu)不僅繞A點(diǎn)旋轉(zhuǎn)，也會(huì)沿著滾子向下運(yùn)動(dòng)，CD桿作平面運(yùn)動(dòng)，直到AD桿與AB垂直。由于BC桿與AB桿之間安裝了一個(gè)扭簧，致使AD桿不再繞A點(diǎn)旋轉(zhuǎn)，只沿滾子向下運(yùn)動(dòng)(見(jiàn)圖3)。

根據(jù)對(duì)接機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)圖，可得：

(1)

式中LyBF、LyEF分別為BF、EF在y軸上投影的長(zhǎng)度；LzEF為EF在z軸投影的長(zhǎng)度；L2為桿BC的長(zhǎng)度；h為B點(diǎn)到電動(dòng)機(jī)距離在z軸的值；v為四桿機(jī)構(gòu)的垂直速度；t為時(shí)間；α為桿到DA與y軸的夾角。

根據(jù)式(1)得出機(jī)械臂末端的軌跡散點(diǎn)結(jié)果，如表2所示。

表2 機(jī)械臂末端機(jī)構(gòu)軌跡散點(diǎn)結(jié)果

將機(jī)械臂的末端軌跡曲線按照誤差最小的原理擬合，曲線如圖4所示。

圖4 末端機(jī)構(gòu)軌跡圖Fig.4 Trajectory of the tip mechanis

以機(jī)械臂的上升過(guò)程為例，由軌跡曲線可知末端機(jī)構(gòu)在軸向先上升后下降，并同時(shí)向外側(cè)運(yùn)動(dòng)，符合前面所述的執(zhí)行機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)規(guī)律。當(dāng)徑向位置為30.66 mm時(shí)，軸向位置為129.903 0 mm；當(dāng)徑向位置為98.87 mm時(shí)，軸向位置為128.665 4 mm。這表示由三個(gè)末端機(jī)構(gòu)張開(kāi)的空間半徑可以達(dá)到98.87 mm，機(jī)械臂收攏并完成閉合時(shí)由三個(gè)末端機(jī)構(gòu)圍成的空間半徑為30.66 mm，與平臺(tái)的距離為202.903 0 mm。由前述提出的噴管尺寸可以得到，噴管上距離噴管末端202.903 0 mm處的直徑小于30 mm，噴管上的點(diǎn)與抓捕機(jī)構(gòu)中心最遠(yuǎn)的距離為79 mm，最小噴管的最大直徑為80 mm。根據(jù)本文提出的抓捕原理可以得到，三個(gè)末端機(jī)構(gòu)張開(kāi)的空間可以使所有噴管順利進(jìn)入，閉合的空間可以將所有噴管包絡(luò)。

按多項(xiàng)式對(duì)軌跡進(jìn)行擬合，得出：

(2)

式中y為末端機(jī)構(gòu)徑向位置數(shù)值；z為末端機(jī)構(gòu)軸向位置數(shù)值。

3.2 機(jī)械臂與緩沖柱聯(lián)合工作空間求解

機(jī)械臂的工作空間是末端機(jī)構(gòu)能到達(dá)的點(diǎn)的集合，是機(jī)械臂的活動(dòng)范圍。求解機(jī)械臂與緩沖機(jī)構(gòu)聯(lián)合圍成的工作空間，能保證目標(biāo)噴管順利進(jìn)入機(jī)械臂包絡(luò)范圍內(nèi)，以及將緩沖機(jī)構(gòu)順利伸入噴管腔內(nèi)，對(duì)于噴管成功捕獲顯得尤為重要。通過(guò)確定機(jī)械臂的工作空間來(lái)設(shè)計(jì)機(jī)械臂整體的結(jié)構(gòu)尺寸，可以保證機(jī)構(gòu)的合理性。由機(jī)械臂在圓周上以120°均勻分布，可以確定三個(gè)機(jī)械臂圍成的工作空間，將擬合出的式(2)以z軸為中心軸，旋轉(zhuǎn)360°得：

同理，緩沖機(jī)構(gòu)是由曲柄滑塊機(jī)構(gòu)組成，當(dāng)滑塊運(yùn)動(dòng)至上極限位置時(shí)，根據(jù)緩沖機(jī)構(gòu)的幾何尺寸求解緩沖機(jī)構(gòu)圍成的最大包絡(luò)空間為

金安區(qū)耕地質(zhì)量定級(jí)數(shù)據(jù)庫(kù)主要分為空間數(shù)據(jù)和屬性數(shù)據(jù)，其中空間數(shù)據(jù)主要包含定級(jí)單元圖斑及其加注；屬性數(shù)據(jù)包括必選因子與備選因子的質(zhì)量分值、定級(jí)指數(shù)、耕地級(jí)別及其相關(guān)輔助圖斑屬性。

當(dāng)滑塊運(yùn)動(dòng)至下極限位置時(shí)，圍成的空間最小為

表3 工作空間對(duì)比

根據(jù)初始對(duì)接條件以及對(duì)接原理，得出對(duì)目標(biāo)成功實(shí)施抓捕所需要的空間范圍，如表3所示。其中d1表示外部張開(kāi)空間直徑，d2表示外部閉合空間直徑，d3表示外部上升高度，d4表示內(nèi)部最大張開(kāi)空間直徑，d5表示內(nèi)部最小張開(kāi)空間直徑。

通過(guò)對(duì)需求空間與實(shí)際工作空間的對(duì)比分析得出，機(jī)械臂與緩沖機(jī)構(gòu)形成的空間滿足成功抓捕目標(biāo)的條件，可以使所有噴管順利進(jìn)入包絡(luò)空間內(nèi)。機(jī)械臂可以將噴管成功包絡(luò)，緩沖機(jī)構(gòu)起作用，與噴管、機(jī)械臂無(wú)干涉狀況。

4 對(duì)接捕獲過(guò)程的動(dòng)力學(xué)仿真分析

不考慮對(duì)接機(jī)構(gòu)各構(gòu)件的自身變形等影響，將對(duì)接機(jī)構(gòu)各構(gòu)件簡(jiǎn)化為剛體[13-14]，使用ADAMS軟件建立模型。

進(jìn)入ADAMS環(huán)境，添加各個(gè)彈簧與旋轉(zhuǎn)約束，在限位與存在接觸的地方添加接觸力，在各個(gè)約束副處設(shè)置摩擦系數(shù)，添加摩擦力。模型包括62個(gè)構(gòu)件，23個(gè)旋轉(zhuǎn)副，38個(gè)固定副，3個(gè)移動(dòng)副，2個(gè)螺旋副，3個(gè)點(diǎn)線副，1個(gè)圓柱副，2個(gè)電動(dòng)機(jī)，11處接觸，3個(gè)扭簧與1個(gè)壓簧。接觸方式選擇impact，剛度系數(shù)設(shè)為2 855，阻尼系數(shù)設(shè)為0.57，力指數(shù)設(shè)為1.1，滲透深度設(shè)置為0.1，靜摩擦系數(shù)設(shè)為0.3。扭簧的剛度設(shè)為15 N/mm，扭簧預(yù)載為50 N，壓簧的剛度設(shè)為10 N/mm。

4.1 目標(biāo)星及機(jī)械臂動(dòng)態(tài)特性分析

根據(jù)對(duì)接初始條件與對(duì)接要求，對(duì)不同初始條件下的對(duì)接捕獲情況進(jìn)行仿真，以驗(yàn)證對(duì)接機(jī)構(gòu)的適應(yīng)性與可靠性。本文以目標(biāo)衛(wèi)星偏離本體衛(wèi)星的最遠(yuǎn)位置為初始條件進(jìn)行對(duì)接。

兩衛(wèi)星徑向偏差為17 mm,軸向相對(duì)距離為70 mm,滾動(dòng)角、俯仰角、偏航角均為5°,繞各軸轉(zhuǎn)動(dòng)的相對(duì)角速度為0.8(°)/s。

對(duì)接包括伸展、包絡(luò)、拖拽、自鎖、收回等過(guò)程。對(duì)接過(guò)程中，末端機(jī)構(gòu)與噴管接觸時(shí)會(huì)產(chǎn)生接觸碰撞，這可能使機(jī)械臂失效或使目標(biāo)星逃脫，因此研究機(jī)械臂的運(yùn)動(dòng)軌跡以及受力情況顯得尤為重要。設(shè)置目標(biāo)衛(wèi)星質(zhì)量為50 kg，上電動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速為20 r/min。

仿真運(yùn)行結(jié)果如圖5所示。

圖5 目標(biāo)星位移曲線Fig.5 Displacement of target satellite

圖5(a)所示為目標(biāo)噴管X、Y向位移變化規(guī)律。初始狀態(tài)目標(biāo)衛(wèi)星與本體衛(wèi)星有徑向偏差，在機(jī)械臂的抓捕與緩沖裝置的矯正作用下，徑向偏差最終為零。圖5(b)所示為目標(biāo)噴管Z向位移變化規(guī)律。目標(biāo)噴管Z向偏移量較大，衰減也較快。捕獲過(guò)程中，目標(biāo)噴管會(huì)與末端機(jī)構(gòu)和緩沖機(jī)構(gòu)發(fā)生碰撞而使Z向位移產(chǎn)生波動(dòng)。

目標(biāo)星的轉(zhuǎn)速與速度曲線如圖6、圖7所示。

在57 s前與77 s后，目標(biāo)星的轉(zhuǎn)速在很小范圍內(nèi)波動(dòng)。抓捕過(guò)程中目標(biāo)噴管與末端機(jī)構(gòu)和緩沖機(jī)構(gòu)發(fā)生碰撞，會(huì)使目標(biāo)噴管在XYZ方向上發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)，轉(zhuǎn)速在摩擦力的作用下逐漸減小為零。目標(biāo)噴管在20 s時(shí)與末端機(jī)構(gòu)發(fā)生接觸碰撞，轉(zhuǎn)速與速度產(chǎn)生波動(dòng)，噴管向下運(yùn)動(dòng)；目標(biāo)噴管在40 s時(shí)與緩沖機(jī)構(gòu)發(fā)生接觸碰撞而回彈上升，與末端機(jī)構(gòu)接觸碰撞后重新向下運(yùn)動(dòng)。目標(biāo)衛(wèi)星在60 s時(shí)突然噴氣，產(chǎn)生150 N的逃逸力，速度達(dá)到40 mm/s。至75 s時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)熄火。噴管在末端機(jī)構(gòu)與緩沖機(jī)構(gòu)的作用下，X、Y向的速度逐漸變?yōu)?，至90 s時(shí)抓捕完畢。

圖6 目標(biāo)星的轉(zhuǎn)速曲線Fig.6 Curve of the angular velocity of target satellite

圖7 目標(biāo)星各坐標(biāo)軸速度曲線Fig.7 Curve of the velocity of target satellite in every axis

末端機(jī)構(gòu)的軌跡曲線及速度曲線如圖8、圖9所示。

圖8 末端機(jī)構(gòu)的軌跡曲線Fig.8 Trajectory curve of the tip

圖9 末端機(jī)構(gòu)的速度曲線Fig.9 Curve of the velocity of the tip mechanism

圖8所示的末端機(jī)構(gòu)的軌跡曲線的仿真結(jié)果與理論分析結(jié)果相吻合。

由于扭簧的存在，末端機(jī)構(gòu)在與目標(biāo)噴管碰撞后發(fā)生振蕩，應(yīng)合理設(shè)置扭簧的剛度。由于噴管在三組機(jī)械臂的碰撞作用下左右運(yùn)動(dòng)，從而不斷與末端機(jī)構(gòu)碰撞，導(dǎo)致末端機(jī)構(gòu)Y向上的速度振動(dòng)較大?？稍谀┒藱C(jī)構(gòu)上安裝阻尼彈簧減輕振蕩。在樣機(jī)制作中末端機(jī)構(gòu)安裝了彈簧，起到了緩沖作用。

4.2 對(duì)接機(jī)構(gòu)捕獲抓取力及關(guān)節(jié)受力的仿真分析

圖10所示為末端機(jī)構(gòu)接觸力曲線。

對(duì)接初始條件下目標(biāo)星與本體衛(wèi)星有一定的徑向與角度偏差，所以目標(biāo)噴管與末端機(jī)構(gòu)碰撞之初三個(gè)末端機(jī)構(gòu)接觸力差異較大，且由于初始速度較小，所以碰撞力較小。隨著執(zhí)行機(jī)構(gòu)向下運(yùn)動(dòng)，逐漸將噴管包絡(luò)在一個(gè)較小范圍內(nèi)。在對(duì)接過(guò)程第60 s時(shí)噴管噴氣，接觸力增大，峰值為250 N左右，噴氣過(guò)程中末端機(jī)構(gòu)始終與目標(biāo)星噴管在小范圍內(nèi)接觸碰撞。噴氣結(jié)束后，在機(jī)械臂的拖拽與緩沖機(jī)構(gòu)的緩沖作用下，接觸力逐漸減小且趨于穩(wěn)定，在圖10中表現(xiàn)為受力曲線逐漸趨于平滑。為將噴管壓緊，末端機(jī)構(gòu)受力最終穩(wěn)定在10 N左右，三組機(jī)械臂受力趨于一致。至抓捕完畢，兩星體之間相對(duì)靜止，通過(guò)梯形絲杠的自鎖功能實(shí)現(xiàn)對(duì)噴管的鎖緊。

三個(gè)機(jī)械臂關(guān)節(jié)處鉸鏈?zhǔn)芰η闆r如圖11所示。

圖10 末端機(jī)構(gòu)的接觸力曲線Fig.10 Curve of the contact force of the tip mechanism

圖11 機(jī)械臂的關(guān)節(jié)受力曲線Fig.11 Curve of the force of the joints

15s左右時(shí)末端機(jī)構(gòu)與噴管開(kāi)始接觸，末端機(jī)構(gòu)接觸力先增大后減小，使得機(jī)械臂關(guān)節(jié)受力先增大后減小。60 s左右噴管噴氣后關(guān)節(jié)受力增大至峰值(約為1 200 N)，不會(huì)給整個(gè)機(jī)械臂帶來(lái)破壞。噴氣結(jié)束后，關(guān)節(jié)處的受力值在50 N范圍內(nèi)波動(dòng)。

5 結(jié)束語(yǔ)

1)根據(jù)空間非合作目標(biāo)對(duì)接的條件與特點(diǎn)，提出了包絡(luò)捕獲的對(duì)接原理，并設(shè)計(jì)了一種新型的以平行四桿機(jī)構(gòu)為基礎(chǔ)的拖拉式對(duì)接機(jī)構(gòu)。該對(duì)接機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高、控制簡(jiǎn)便。

2)非合作目標(biāo)拖拉式對(duì)接機(jī)構(gòu)捕獲范圍大，能對(duì)現(xiàn)有研究的同步衛(wèi)星噴管進(jìn)行有效捕獲，由執(zhí)行機(jī)構(gòu)與緩沖機(jī)構(gòu)聯(lián)合構(gòu)成的工作空間最大直徑為197.6 mm，最小直徑為60.4 mm。

3)拖拉式對(duì)接機(jī)構(gòu)在對(duì)目標(biāo)進(jìn)行捕獲時(shí)，目標(biāo)衛(wèi)星會(huì)在一定范圍內(nèi)振動(dòng)，但是在緩沖機(jī)構(gòu)的緩沖對(duì)心作用下，最終噴管與對(duì)接機(jī)構(gòu)軸線對(duì)齊、相對(duì)速度為零，成功完成捕獲對(duì)接。

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(編輯：高珍)

Design and Analysis of Non-cooperative Target Drag-and-drop Docking Mechanism

LI Longqiu1,2LIU Weimin1CHEN Meng2ZHANG Guangyu1ZHANG Xuemin1BAI Hemin2

(1 School of Mechatronics Engineering, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001)

(2 Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Institutions, Shanghai 210016)

According to the requirements of the non-cooperative target docking technology, a type of non-cooperative target drag-and-drop docking mechanism was proposed. The drag-and-drop docking mechanism is more reliable compared to the previous docking mechanisms. A three-dimensional model of the drag-and-drop docking mechanism was established. The range of the envelope space of the docking mechanism was determined. Kinematics and dynamics simulations were performed for the docking mechanism using the ADAMS software, to identify the dynamic characteristics of the docking process between the target satellite and the docking mechanism, and the capture force and the stress on the joints in the docking process. The simulation results show that the drag-and-drop docking mechanism can capture the target satellite effectively and reliably, and is suitable as a potential non-cooperative target docking mechanism.

Non-cooperative target;Docking mechanism;Drag-and-drop;Kinematic analysis;Dynamic simulation;Satellite

上海市空間飛行器機(jī)構(gòu)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室開(kāi)放課題基金(06DZ22105)，哈爾濱工業(yè)大學(xué)科研創(chuàng)新基金(HIT.NSRIF.2014052)資助項(xiàng)目

2014-08-28。收修改稿日期：2014-12-19

10.3780/j.issn.1000-758X.2015.02.006

李隆球 1982年生，2010年獲哈爾濱工業(yè)大學(xué)航空宇航制造工程博士學(xué)位，副教授。研究方向?yàn)楹教斓孛嫜b備與測(cè)試技術(shù)、微納機(jī)電系統(tǒng)控制與分析技術(shù)、石油裝備機(jī)電一體化技術(shù)。