我國載人航天器對接機構技術發展

張崇峰 姚建 劉志 丁立超 程芳華 邱華勇

(1 上海航天技術研究院，上海 201109)(2 上海宇航系統工程研究所，上海 201109)

2021年4月29日，中國空間站第一個艙段——天和核心艙由長征五號運載火箭成功發射，揭開了中國空間站建設和運行的序幕，我國載人航天也由此開啟了空間站建設的新征程[1]。我國空間站主要通過交會對接手段進行組建，截至2022年7月，我國載人航天器已經完成了21次對接操作。

空間交會使兩個航天器在空間軌道上會合，而空間對接使兩個航天器在空間軌道上結合并在結構上連接成一個整體。空間對接已成為現代復雜航天器在軌運行的重要操作活動，也是載人航天活動必須掌握的一項基本技術[2]。載人空間對接技術的作用主要體現在3個方面：一是為長期運行的空間設施進行物資補給、設備回收、燃料加注和人員輪換等服務；二是空間站等大型空間設施的在軌建造和運行服務；三是航天器在軌進行重構，實現系統優化降低對運載能力的要求。

空間對接要解決航天器的捕獲、碰撞緩沖、剛性連接、密封以及安全可靠分離等問題，并避免對接過程中的硬碰撞，減小沖擊力。空間對接機構是實施空間對接任務的執行機構，它的研究涉及機構、結構、動力學、控制等方面的理論與技術，同時還要適應復雜空間環境的苛刻要求，因此，對接機構技術的掌握困難重重。

我國從1994年起開展載人空間對接機構的論證工作。2011年11月3日，采用我國自主研制的空間對接機構成功實現了神舟八號飛船和天宮一號目標飛行器的首次在軌對接。在經過神舟九號、神舟十號和神舟十一號載人飛船的對接任務后，2017年4月天舟一號貨運飛船配置改進后的周邊式對接機構(主動式2型)與天宮二號進行了交會對接，后續天舟貨運飛船和神舟載人飛船均配置為主動式2型對接機構，改進后對接機構在對接能力、可靠性和壽命方面有了大幅提高，適用我國空間站建造和運營要求。

本文論述了我國載人航天器對接機構總體方案及主要技術特征，提出了對接動力學設計準則，介紹了對接動力學設計仿真在產品研制中所起到的重要作用。對我國對接機構試驗所遵循的基本準則和研制的各種試驗系統進行了系統介紹。最后，結合我國載人月球探測任務需求，簡要介紹了我國新型對接機構特點和基本方案。

1 對接機構總體技術

空間對接機構是一種復雜空間機電產品，它的研制涉及機、電、熱、控制、空間環境等多學科的交叉與融合。對接過程是一個復雜的過程，它涉及到結構碰撞、能力傳遞與耗散及機構運動等一系列的活動，在設計中必須綜合考慮對接機構的力學參數的設計要求、結構布局約束等方面的協調，同時，必須考慮對接機構的設計要滿足高低溫、熱真空等空間環境的影響[3-5]。載人空間對接機構是經過了多步迭代設計才最終確定結構尺寸和基本參數。

我國載人航天器對接機構采用導向板內翻的異體同構周邊式構型(見圖1)，對接機構組成框圖見圖2。對接時成對使用，分別安裝在來訪航天器前端(稱為主動對接機構，見圖3)和目標航天器前端(稱為被動對接機構，見圖4)。

圖1 對接機構產品Fig.1 Docking mechanism engineering prototype

圖2 對接機構組成Fig.2 Composition diagram of docking mechanism

圖3 主動對接機構總裝模型Fig.3 Assembly model of active docking mechanism

圖4 被動對接機構總裝模型Fig.4 Assembly model of passive docking mechanism

主動對接機構的捕獲子系統實現兩航天器間的導向、捕獲和初始柔性連接，它主要包括捕獲鎖和對接環等組件。傳動緩沖子系統實現主動對接機構對接環的推出、碰撞能量的緩沖、兩航天器間位置與姿態的校正和相互拉近，它主要包括絲杠聯系組合、主驅動組合、絲杠安裝組合和差動組合等組件。連接密封分離子系統實現飛行期間的剛性連接、密封、電路連通和分離，它主要包括對接鎖系、對接框、分離推桿、浮動斷接器和對接面密封圈等組件。其中，浮動斷接器包括電、氣、液路三類，可根據飛行任務需求確定是否安裝。被動對接機構用于配合主動對接機構完成對接和分離任務，未配置傳動緩沖子系統；捕獲子系統配置了卡板器實現與主動對接機構捕獲鎖鎖合配合；連接密封分離子系統未配置密封圈，利用對接框上平面與主動對接機構密封圈實現密封。

為了實現捕獲緩沖系統的柔性力學特性，將較大能量的軸向運動和需要柔順適應的側向運動分解開，并分別實現不同的剛度和阻尼系數。六自由度差動式傳動系統設計原理見圖5[4]，采用絲杠聯系組合、滾珠絲杠、齒輪差動器等機構，將碰撞能量分解到不同的緩沖部件，使對接時縱向運動的能量由摩擦制動器消耗；而其他方向的運動能量分解到彈簧機構和電磁阻尼器。

圖5 對接機構的差動原理Fig.5 Differential principle of docking mechanism

在確定對接機構總體方案中，可靠性安全性是對接機構設計中特別重要因素。載人航天器對接機構的可靠性設計首先必須保證航天員和飛行器的安全，其次是功能任務的完成。對接機構設計有針對性地采取備份措施，確保任務的可靠性。在對接機構設計中，通道密封、對接鎖解鎖、捕獲鎖解鎖以及重要電機等都設置冗余備份功能，這些均用于優先保證航天員安全。

2011年11月我國首次實現在軌交會對接至今，我國載人周邊式對接機構根據需求經改進共形成3個型譜產品(包括2種主動對接機構和1種被動對接機構)。其中，主動式2型對接機構對接框上增加了安裝液路浮動斷接器安裝接口；為適應空間站長壽命需求對電路浮動斷接器進行改進，改進接觸件鍍金層材料與結構，提高電連接器抵御原子氧腐蝕的能力，延緩電接觸性能的退化。同時，為了應對天舟貨運飛船、神舟載人飛船與大噸位空間站對接時偏轉方向大幅增加的碰撞耗能需求，主動式2型對接機構緩沖系統增加3個可控電磁阻尼器[6-7]，分別位于同一組絲杠安裝組合之間(見圖6)。在捕獲之前，可控阻尼器與緩沖系統斷開(不工作狀態)，對捕獲能力無影響；在捕獲完成后，可控阻尼器啟動接入緩沖系統，開始工作。可控阻尼器啟動后可以增加對接環運動阻尼力矩，提高主動對接環橫向和偏轉方向緩沖能力，從而減少對接過程中對接環偏轉方向的運動行程。

我國載人空間對接機構各型譜產品均采用統一接口要求。截至2022年7月，我國現有載人空間對接機構各型譜產品已經過21次在軌對接，對接技術成熟度及可靠性得到充分驗證。

隨著我國空間站工程的啟動，為了統一規范對接接口、滿足國外航天器參與我國空間站對接合作的需求，我國在2017年11月發布了國家標準《載人航天周邊式交會對接機構接口要求》(GB/T 34512-2017)，在2018年底發布了該標準的英文版。該標準與國際對接系統標準[8]具有接口兼容性的基礎，為我國空間站的國際對接合作明確了接口設計規范要求，便于不同載人航天器與我國空間站實現在軌對接任務和協作[9]。

2 對接動力學設計與仿真技術

空間對接機構在對接接觸時，航天器在相對位置和姿態的6個自由度以及速度、角速度上存在偏差(空間對接機構的工作條件，定義為對接初始條件)。對接機構需要適應初始偏差，完成兩個航天器的相互捕獲。捕獲過程中，航天器通過對接機構進行互相碰撞，設計對接機構的動力學特性，可以保證航天器在碰撞中相互接近，不會彈開；同時緩沖碰撞的能量，減小碰撞力，避免對航天器造成破壞。

(1)

(2)

式中：mex為兩個航天器軸向等效質量，Skp為臨界恢復系數。

緩沖性能的設計要求是即使在最高的對接速度下，也能夠消耗掉兩航天器之間相互碰撞的動能，減小對接過程中的沖擊載荷，不會造成航天器太陽帆板等設備的損壞。空間對接機構需要具有緩沖對接撞擊動能的能力，對接機構的緩沖能力(能容)，要大于主、被動航天器相對運動和對接時發動機工作的能量，即

(3)

空間對接機構的捕獲緩沖性能的設計，需要同時滿足捕獲和緩沖這兩個矛盾條件。通過對對接初始條件的分析，可以確定在各個自由度上需要緩沖的能量差別很大(見圖7[10])。對接過程中縱向需要緩沖消耗的能量最大，包括航天器相對接近的動能和發動機所做的功，主要解決緩沖問題；而其他方向需要緩沖的能量較小，但是要求對接機構具有良好的靈活性，以便完成捕獲操作。對接機構采用差動式緩沖系統，利用差動器將對接過程的運動、能量分解，并由阻尼器和彈簧機構進行能量消耗和運動恢復[6]。

圖7 對接時各自由度的碰撞能量Fig.7 Docking contact energy in six directions

對接動力學研究和對接機構產品研制是相互迭代，逐步細化完成的。在研制早期，主要解決對接動力學的3個問題，一是對接機構的參數設計方法；二是對接過程動力學仿真模型和軟件開發；三是對接機構數字樣機的建立。這3個方面是對接動力學參數設計和性能評估的基礎，是一個由簡到繁、由整體到局部再到整體的循環迭代過程。

在工程研制階段，如何利用地面試驗對仿真模型進行修正和驗證是一項重要而關鍵的工作，為此制定了對接機構部件測試、整機性能測試和對接動力學試驗等不同層次及環境條件下的試驗，采用各層級的試驗結果對對接動力學模型各部分進行修正及驗證。這些試驗結果定量的修正了機構摩擦、潤滑、間隙以及溫度影響，如圖8、9所示。

圖8 對接動力學仿真分析模型Fig.8 Docking dynamics simulation model

圖9 對接機構設計、仿真、試驗迭代關系Fig.9 Shows the design, simulation, testing relationship of docking mechanism

基于對接動力學仿真研究，建立了對接機構產品數字化樣機，實現對飛行產品性能的綜合評估，為神舟飛船、貨運飛船和空間站對接任務提供重要支撐，也為后續新型對接技術的開發和拓展提供了保障。

3 對接機構試驗技術

在地面條件下，多因素全面地、同時地模擬所有的飛行環境條件是不可能的，同時各種環境條件有一定的離散性，這也大大增加了試驗的難度。因此需要將試驗條件進行分解，建立對接機構地面試驗系統，并綜合對比試驗結果，研究對空間對接性能產生影響的主要因素，包括各種因素的耦合，合理的設計和劃分試驗項目，確定試驗方案。這樣既達到了試驗目的，同時也降低了設備研制難度，使對接機構地面試驗具有可行性。對接動力學試驗是對接機構最重要的試驗項目，對接動力學試驗需要在模擬失重/高低溫和熱真空耦合環境下實現不同質量特性的飛行器高精度復雜的撞擊動力學過程，同時模擬對接初始條件的11個變量的任意組合，精確地建立和控制對接初始偏差條件。在各種試驗中，常溫的全物理對接和分離試驗(機械式對接動力學試驗)較為直觀，并且在有限的自由度上精度較好，可以有效地考核產品的主要能力，同時作為數學仿真和其他試驗的基礎[11]。

遵循上述原則，我國先后研制了對接機構特性測試臺、對接緩沖試驗臺、六自由度對接綜合試驗臺和熱真空對接試驗臺等地面試驗系統。

對接機構特性測驗臺是靜態性能測試設備，如圖10所示[3]，用于測試主動對接環在六個自由度方向的等效力學性能，可以初步確定對接機構的工作能力，判斷對接機構產品的性能，測試的結果可以用于對接過程的動力學仿真。

圖10 對接機構特性測試臺Fig.10 Mechanical characteristics test bed

對接緩沖試驗臺(見圖11)采用了氣浮平臺加兩軸轉臺的全物理模擬方案，氣浮平臺和轉臺的摩擦力小，可以精確地設定對接初始條件。試驗系統的追蹤航天器和目標航天器均為8 t量級，各具有5個自由度，可以進行精確地對接動力學試驗。該試驗臺用于實現對接機構接觸、捕獲、拉近、鎖緊、密封到分離的全過程模擬，研究對接過程中碰撞、捕獲、緩沖校正過程中對接機構和航天器的動力學行為。該試驗臺在國際上首次實現地面真實模擬航天器在軌分離過程[6]。

圖11 對接緩沖試驗臺Fig.11 Docking buffer test bed

六自由度對接綜合臺(見圖12)是采用半物理仿真的方法實時模擬兩個飛行器在設定對接初始條件下的對接動力學過程。其中主動對接機構安裝綜合臺的上平臺，被動對接機構安裝在運動模擬器上，均為真實產品。兩飛行器的質量、慣量特性和飛行器姿控系統作用采用數學模型模擬，由六自由度運動模擬器實現兩飛行器的相對運動。兩飛行器接觸前的相對運動根據交會的對接初始條件得出，兩個對接飛行器接觸后相對運動，由六維力傳感器測得相互作用力由數學模型實時計算得出。本試驗臺能夠實現空間站全狀態、全溫度范圍的對接緩沖試驗[3]。

圖12 六自由度對接綜合試驗臺Fig.12 Six degrees of freedom docking general test stand

熱真空對接試驗臺(見圖13)用于在熱真空環境條件下考核對接機構的對接與分離全過程的功能及性能滿足情況[6]。將對接機構安裝在熱真空試驗臺上，整體吊入真空罐進行試驗的。該試驗能夠模擬兩飛行器對接縱向等效質量，可以設定一定的對接初始條件，實現主、被動對接機構的碰撞、捕獲、緩沖、校正、拉近、鎖緊與分離的全過程。

圖13 熱真空對接試驗臺Fig.13 Thermal vacuum test docking station

在載人航天器對接機構研制過程中，我國研制建立了一系列設施齊全、技術指標先進、驗證全面的對接機構試驗驗證系統和試驗方法。對接機構試驗已逐步形成行業規范，先后制定發布了《空間對接機構捕獲緩沖試驗方法》(QJ 20419-2016)、《空間對接機構連接分離試驗方法》(QJ 20420-2016)和《空間對接機構熱真空環境對接與分離試驗方法》(QJ 20421-2016)等行業標準。這些在規范對接機構研制與試驗方面發揮了重要作用。我國探月工程三期研制的對接與樣品轉移試驗系統均借鑒了載人航天器對接試驗技術及方法。

4 后續載人對接技術的發展

我國載人月球探測任務提出了輕量化新型對接機構的研制需求，并據此開展未來對接機構的方案設計，其核心是輕量化和新技術，在對接方式上兼顧碰撞對接和停靠對接。與現有周邊式對接機構相比較，新型對接機構應具有以下特點：

(1)為適應載人登月任務和近地空間站運營任務，采用周邊式構型，對接接口兼容近地空間站；

(2)實現對接機構輕量化；

(3)采用新技術，降低對接過程中的相對速度和碰撞力；

(4)有良好的適應能力，具備在軌調整緩沖能力，同一套對接機構可以適應從3噸到幾百噸的航天器的對接任務。

我國現有載人航天工程周邊式對接機構雖然技術成熟度及可靠性得到充分驗證，但仍不能滿足未來載人登月的智能化和輕量化要求。

在弱撞擊對接技術研究方面，NASA早期的弱撞擊對接系統(LIDS)，提出了一種基于六維力閉環力反饋控制的對接系統[12]，可以實現弱撞擊對接，但該系統采用了力傳感器非常復雜，對實時控制系統要求高且復雜。波音公司于2014年提出了一種基于滑動離合器的力管理系統的對接系統，通過設置期望滑動力閥值的方式實現對接過程[13]。

我國在2011年開始啟動新型弱撞擊對接機構研究工作。與美國的技術方案不同，我國在2012年提出一種基于位置速度測量的控制方案，根據每根絲杠獲得的位置速度信息，通過電流實時控制，實時調整該絲杠相連電機的扭矩，實現主動對接環6個方向上等效性能，從而達到剛度阻尼的閉環反饋控制[14]。在此基礎上，簡化六根絲杠電機的扭矩控制律，實現預置的對接環6個方向等效性能。為了能夠實現對小噸位目標航天器的捕獲，在初次接觸時，主動對接環給定一個推出速度，以快速實現兩對接環的貼合捕獲。

為了適應我國載人登月任務輕量化需求，新型對接機構開展了輕量化方案設計。除了采用電機直驅六根絲杠代替傳統的機械式差動系統外，還從材料選擇、剛性連接系統優化、對接環與對接框等結構件減重等方面實現新型對接機構的輕量化。

5 結束語

本文論述了我國載人航天器對接機構的方案與特點，介紹了對接動力學設計思想，以及對接動力學設計仿真與產品研制迭代循環過程，并對我國對接動力學試驗系統進行了簡介，最后，為滿足我國載人月球探測需求和適應近地空間站運營任務，提出我國新型對接機構方案具備周邊式構型、輕量化、低碰撞力和任務適應性強等特點。

我國在載人航天工程初期確定了自主研制周邊式對接機構，經過近30年發展，逐步建立和完善了對接機構一套獨立自主的設計、生產和試驗配套體系，具有對接機構技術和產品的自主知識產權。現有周邊式對接機構在我國載人航天領域得到廣泛應用，技術成熟，制定了對接機構試驗規范，形成了統一標準接口，對我國空間站建造和長期運營起到重要保證作用。現有技術成果為后續載人月球探測任務中新型弱撞擊、輕量化對接機構的研制奠定了良好的基礎。

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