空間站艙段平轉式轉位方案設計與驗證

羅超 羅文成 劉冬雨 史紀鑫

(北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)

空間站是一個國家科技水平和制造能力綜合實力的體現,當前在軌運行的只有中國空間站和以美國為主導、16國參與的“國際空間站”[1-2]。中國空間站已于2022年年底正式建成并投入運營,由核心艙和2個實驗艙組成T字構型,提供3個對接口,支持載人飛船、貨運飛船及其他來訪航天器的對接和停靠[3]。

空間站規模龐大,在沒有航天飛機規模的大型運輸工具情況下,無法一次發射入軌。另外,從軌道面外直接側向交會對接在軌道/姿態控制、對接機構捕獲連接、艙體沖擊擾動等方面均存在困難,截至目前還未能在軌實現[4-5]。因此,空間站在軌道面外的艙段級擴展,一般要通過軸向交會對接加側向轉位方式來實現,最終完成積木加局部桁架混合構型的大型空間站組裝建造。根據組建工具不同,空間站有轉位機構組建和機械臂組建2種方案。和平號空間站采用翻轉式轉位機構實現艙段從軸向對接口轉位至側向對接口[6]。其特點是:翻轉式轉位機構結構簡單、尺寸小,可以實現從軸向對接口轉位至2個相鄰側向對接口;但被轉艙段在轉位前后發生90°滾轉,即艙體指向發生了改變[7]。“國際空間站”則采用空間機械臂直接捕獲、抓取艙體到側向對接口,但需要通用停靠機構(CBM)配合實現無撞擊式對接[8]。

我國空間站采用以轉位機構為主份、大機械臂為備份的組建方案。根據任務需求,2個實驗艙在轉位前后艙體對天/地指向均要求保持不變,主要原因有:①實驗艙配置的姿態敏感器、測控天線等設備,在獨立飛行期間和轉位停靠后對天/地指向均保持不變,既可保證單艙飛行需求,又可作為整站冗余備份,提高系統可靠性;②問天實驗艙在艙體對地方向配置有專用氣閘艙,要求在轉位后仍朝向地面,提高航天員出艙安全性;③2個實驗艙在對天/地方向安裝的艙外載荷,要求轉位后仍維持指向不變,提高對載荷的支持能力。根據上述任務需求,為滿足系統性能最優的目標,本文首次提出了平轉式艙段轉位方案,經地面試驗和在軌任務實施驗證了方案的正確性,能保障空間站組裝建造順利完成。

1 平轉式轉位方案設計

1.1 總體方案

我國空間站組裝建造過程可概述為:2個實驗艙先后與核心艙軸向交會對接,再通過艙段轉位方式分別將其轉移至節點艙的左右兩側,與節點艙剛性連接,組成空間站三艙T字基本構型,見圖1。

圖1 我國空間站組裝建造過程

采用國際上已有的翻轉式艙段轉位方案也能夠完成實驗艙轉位任務,但實驗艙在轉位前后艙體指向會發生改變,這將導致:實驗艙單獨飛行時配置的姿態敏感器、測控天線無法在三艙構型下使用,降低了整站系統可靠性;問天實驗艙的氣閘艙在轉位后不再朝向地面,更易受空間碎片撞擊,航天員出艙安全性下降;實驗艙載荷在發射時必須安裝在艙體側向,才能夠滿足轉位后艙外載荷對天/地指向的要求,艙體側向安裝位置有限,導致對載荷支持能力下降。因此,從系統最優角度考慮,翻轉式艙段轉位方案不適合我國空間站組裝建造任務。

為滿足2個實驗艙在轉位前后艙體對天/地指向均保持不變的任務需求,我國空間站艙段轉位需要采用與國際上翻轉式轉位不同的平轉式轉位方案,即要求被轉艙段只在平面內旋轉,艙體本身無滾轉運動,確保艙體對天/地指向保持不變,從而提升空間站平臺備份能力、航天員出艙安全性和對載荷的支持能力,實現系統最優的目標。同時,由于我國空間站配置的異體同構周邊式對接機構,屬于撞擊捕獲式對接機構,在實驗艙轉動到側向對接口后,需要克服較大的阻力才能完成捕獲對接。如果采用機械臂轉位,由于臂桿尺寸較大,其關節出力不足以克服對接機構捕獲力,因而需要實驗艙軌控發動機點火實現撞擊式捕獲,這就會對空間站組合體姿態產生較大干擾,影響轉位期間的測控通信,降低任務可靠性。因此,需要設計適合平面轉位的平轉式轉位機構,作為轉位任務的專用工具。

結合以上任務需求可知,轉位機構需要具備轉動精度高、臂桿尺寸短、關節出力大的特點,不僅能夠帶動艙體在平面內精準轉動90°,還能夠克服側向對接的捕獲力,與對接機構配合完成轉位后再對接,即實驗艙平面轉動到側向對接口后,由轉臂關節鎖定來保持實驗艙相對核心艙的位置和姿態不變,之后對接機構對接環推出,壓緊捕獲鎖,進而實現無撞擊的靜態捕獲。這樣,全程不需要實驗艙軌控發動機點火來輔助對接,對組合體姿態無干擾,能有效提高轉位任務可靠性。據此設計的轉位機構分為轉臂和基座2個部分,如圖2所示。其中:轉臂可以看作2自由度的小機械臂,安裝在實驗艙上,具有2個回轉軸線平行的關節,與實驗艙固聯的轉臂關節為肩關節,另一端關節為腕關節,用于捕獲核心艙上的基座;2個基座安裝在核心艙節點艙左右兩側,與實驗艙轉臂配合,分別將2個實驗艙轉位至節點艙的兩側對接口。

圖2 平轉式轉位機構基座與轉臂

轉臂通過肩、腕關節交替轉動,帶動實驗艙在平面內旋轉90°,從軸向對接口轉位至側向對接口。圖3以問天實驗艙為例給出了平轉式轉位機構路徑,夢天實驗艙轉位路徑與之鏡像對稱。

圖3 問天實驗艙轉位路徑

相對翻轉式轉位方案,平轉式轉位方案具有被轉艙段指向不變的優點,滿足我國空間站任務需求,實現系統性能最優。同時,平轉式轉位機構也存在關節運動耦合、緩沖系統復雜、結構質量大、只能“一對一”轉位(翻轉式轉位可以由軸向對接口轉位至2個相鄰側向對接口,實現“一對二”轉位)等特點。

在明確采用上述平轉式轉位方案后,設計艙段轉位實現方案,解決轉位過程中空間站姿態穩定指向難題,設計選取了轉位任務窗口,以確保轉位全程測控鏈路暢通、能源充足,從而提高任務安全性和可靠性。

1.2 艙段轉位實現方案

1.2.1 實驗艙轉位流程

實驗艙轉位流程始于主動對接機構的對接鎖解鎖,對接機構與轉位機構配合動作,轉位流程如圖4所示。①對接鎖解鎖,對接環推出,實驗艙和核心艙仍由對接機構連接;②轉位機構肩關節轉動,帶動腕關節捕獲核心艙基座,對接環收回,實驗艙和核心艙由轉位機構連接;③腕關節轉動45°,帶動實驗艙相對于核心艙在平面內轉動45°;④腕關節繼續轉動117°,同時肩關節轉動117°,帶動實驗艙在平面內平動,實驗艙和核心艙軸線夾角保持45°不變;⑤腕關節最后轉動45°,帶動實驗艙轉位至側向對接口,實驗艙和核心艙軸線夾角達到90°;⑥對接環推出,捕獲核心艙側向對接機構,轉位機構轉臂與基座解鎖、收回,對接環拉回,對接鎖鎖緊,轉位完成。從整個空間站測控和能源安全角度考慮,實驗艙轉位時長不超過90min。

圖4 轉位機構與對接機構配合轉位流程

1.2.2 轉位姿態飛行方案

實驗艙轉位過程中,空間站組合體從初始狀態的對接機構剛性連接變為轉位機構連接,整站剛度將下降2個數量級,轉位機構負載23t實驗艙艙體后的組合體基頻只有約0.02Hz,形成大慣量、超低頻、變構型的剛柔耦合多體系統,給動力學建模和姿態控制均帶來較大困難[9]。同時,對接機構、轉位機構在機構動作期間的抗載荷能力較弱,限制姿態控制力矩不能超過100N·m,使得姿態控制方案設計難度極大。因此,為減小轉位期間艙體激勵載荷,采用空間站姿態主動停控的方案,即:從對接機構對接鎖解鎖時刻起,空間站姿態處于停控狀態;直至轉位完成,對接鎖重新鎖緊,空間站恢復為對接機構剛性連接,姿態控制啟動,恢復3軸穩定飛行姿態。

通過仿真分析發現,在3軸穩定對地飛行姿態下開始實驗艙轉位,在姿態主動控制停止后,空間站組合體將處于自由漂浮狀態。在重力梯度力矩和大氣阻力力矩等環境干擾力矩影響下,空間站姿態角會發生大幅度漂移:滾動軸和偏航軸漂移大于360°、俯仰軸漂移大于180°,姿態角速度大于0.3(°)/s,導致轉位期間天地測控通信斷斷續續,嚴重影響任務安全性和可靠性。

為滿足空間站指向穩定的需求,采用以重力梯度力矩和氣動力矩為主要控制力矩的被動穩定飛行姿態,作為轉位開始時刻的初始姿態,如圖5(a)圖所示。具體為:核心艙后端對接口向下指向地球,空間站太陽翼水平/垂直歸零鎖定,以最小迎風面飛行,核心艙3-1-2歐拉角為(0°,90°,90°)。該飛行姿態有效利用了空間站組合體大長徑比的構型特點,俯仰(沿本體坐標系oxyz的oy軸)和偏航(沿oz軸)通道由重力梯度力矩分量My和Mz控制,滾轉通道(沿ox軸)由實驗艙太陽翼產生的大氣阻力力矩Mx控制,如圖5(b)所示,從而實現空間站在姿態停控下的3軸被動穩定控制。為保障轉位期間測控通信暢通,空間站3軸姿態角漂移應不超過50°,姿態角速度不大于0.1(°)/s。

注:本體坐標系oxyz與空間站本體固連;軌道坐標系OXYZ通過3-1-2轉序(0°,90°,90°)轉動得到本體坐標系oxyz。

1.2.3 轉位窗口選取方案

空間站轉位期間采用重力梯度被動穩定姿態飛行,該姿態與常規3軸穩定對地定向飛行姿態不同,必須選取合適的任務窗口,才能使得艙段轉位過程中空間站中繼測控鏈路持續保持暢通,確保地面飛控人員對轉位任務全程可見可控,并在故障情況下及時采取處置措施,進而大幅度提高任務安全性和可靠性。

實驗艙開始轉位后,與核心艙間的電氣連接將斷開,兩艙通過各自配置的中繼天線下行遙測數據及接收地面指令,即采用雙目標測控體制:核心艙中繼天線、實驗艙中繼天線分別跟蹤中繼衛星,建立穩定的天地測控鏈路。

為提高轉位過程的測控覆蓋率,結合轉位構型及初始姿態、中繼天線在空間站上的安裝位置、中繼衛星位置等因素,通過軌道特點分析和測控仿真的方法將轉位窗口選擇在目標中繼衛星位于空間站軌道面同側的飛行弧段,以使核心艙和實驗艙的中繼天線持續朝向同側中繼衛星方向,由2顆相鄰的中繼衛星接力提供測控區,可滿足測控覆蓋時長大于轉位時長的任務需求。仿真結果表明,轉位過程測控覆蓋率達到100%,保證了轉位全程可見可控。

1.2.4 能源平衡方案

空間站轉位采用非常規的飛行姿態,為盡可能降低氣動力矩對姿態的干擾影響,各艙段太陽翼應鎖定在水平或垂直狀態,這將導致整個空間站發電能力相應降低。為確保轉位期間空間站平臺能源充足,在轉位前狀態設置期間,將各艙段儲能電池電壓升高以儲備更多電能,并將太陽翼鎖定方向朝向光照面;另外,對于耗能較高的設備和載荷,則根據任務優先級分別采取降檔、待機或關機的措施,以降低整個空間站負載。轉位過程中,空間站各艙段放電深度應不超過50%。

1.2.5 大機械臂備份轉位待命方案

空間站大機械臂同樣具備轉位艙段的功能,負載能力、到位精度、可靠性均能夠滿足轉位任務要求[10]。它與轉位機構轉位的區別在于:①機械臂除艙段轉位任務外,還承擔艙外設備安裝及維修、輔助航天員出艙等多項任務,轉位機構則是專為轉位任務設計的專用工具;②機械臂具備7個自由度,與轉位機構相比更加靈活,操作空間更大,剛度則較低,尤其在大負載情況下,柔性特性明顯;③機械臂末端承載較轉位機構小,轉位后側向再對接時需要實驗艙軌控發動機點火輔助捕獲對接,會對空間站姿態產生較大干擾,不利于測控通信。綜合考慮后,我國空間站確定以轉位機構為主份、大機械臂為備份的艙段轉位方案。

轉位機構執行轉位任務期間,大機械臂一端固定在核心艙上,另一端懸停在實驗艙上方。一方面,利用機械臂相機居高臨下拍攝轉位高清圖像,并通過天地測控鏈路向地面實時傳輸;另一方面,在轉位機構出現嚴重故障導致無法繼續轉位時,及時介入接手,捕獲實驗艙,繼續接力完成轉位任務。機械臂相對艙體的慣量不足1%、迎流面積不足0.1%,其位置和姿態對組合體姿態影響可以忽略不計,但必須確保機械臂不遮擋測控鏈路和敏感器視場。

1.2.6 艙外攝像支持方案

轉位期間,除機械臂相機外,還可調用空間站多臺艙外攝像機從不同角度拍攝轉位過程,并向地面實時傳輸多路高清圖像,實現無死角、全方位監控在軌轉位全程,并輔助地面判斷轉位狀態及應急故障處置,進一步提高任務可靠性。為滿足轉位過程地面可見的需求,在設計選取轉位窗口時還綜合考慮太陽光照的約束條件,進一步優選出轉位任務窗口。

2 方案驗證

2.1 仿真驗證

將核心艙、實驗艙艙體作為剛體考慮,核心艙太陽翼、實驗艙太陽翼、轉位機構轉臂作為柔性體考慮,建立空間站轉位多體動力學仿真模型。通過空間站組合體動力學與控制聯合仿真軟件,開展重力梯度力矩、大氣阻力力距計算模型的聯合交互式仿真,如圖6所示。

圖6 空間站組合體動力學與控制聯合仿真架構

以空間站轉位初始姿態角(0°,90°,90°)、3-1-2轉序作為仿真初始條件,開始艙段轉位仿真。在停止姿態主動控制的情況下飛行約4000s后,核心艙3軸歐拉角最大漂移量不超32°,姿態角速度不超過0.05(°)/s,滿足3軸歐拉角漂移不超過50°、姿態角速度不大于0.1(°)/s的指標要求,如圖7所示。仿真結果表明:①轉位全程空間站組合體姿態處于被動穩定,確保測控鏈路通暢;②滾動軸指向在1000s后變化顯著增大,該時刻實驗艙相對于核心艙開始轉動,此時核心艙姿態變化是由于實驗艙轉動引起的兩艙間角動量交換。

注:Az,Ax,Ay分別為按3-1-2轉序第1次、第2次和第3次旋轉角。

2.2 地面試驗驗證

為驗證空間站艙段平轉式轉位方案的正確性,在地面利用氣浮臺和艙體模擬器搭建轉位機構轉位實驗艙地面驗證試驗平臺,如圖8所示。

圖8 轉位機構轉位實驗艙地面驗證試驗

在圖8中,轉位機構、對接機構均采用與空間站狀態一致的產品,安裝在艙體模擬器上。艙體模擬器底座上安裝氣足,放置在氣浮平臺上,通過氣浮方式實現重力卸載,以減小在平面內2維運動及偏航轉動的摩擦力,模擬轉位期間的失重環境,可以真實驗證平轉式轉位路徑、轉位流程、機構動作時序、機構精度匹配的正確性。指令發送、遙測信息接收的設備及鏈路與空間站狀態一致,可以驗證艙段轉位信息流交互的協調性和接口匹配性。試驗結果為:①轉位機構能夠帶動實驗艙模擬器從核心艙模擬器的軸向對接口轉位至側向對接口,表明平轉式轉位路徑設計正確;②對接機構與轉位機構動作協調匹配,按時序完成了解鎖、分離、轉位、側向捕獲、對接鎖緊等動作,轉位流程中涉及機構精度匹配的3個環節——轉臂捕獲基座精度、實驗艙轉動到位精度、對接機構側向捕獲精度均優于精度鏈分配的指標要求,表明轉位流程、機構動作時序、機構精度鏈匹配性設計正確;③轉位相關指令發送、遙測信息接收正確,驗證了艙段轉位信息流交互的協調性和空間站產品信息接口匹配性。

2.3 在軌驗證

2022年9月30日11:45,問天實驗艙轉位開始;45min后轉位至核心艙IV象限對接口,見圖9;12:44,問天實驗艙對接機構側向鎖緊完成,空間站組合體由兩艙一字構型變為L字構型并恢復至剛性連接,姿態控制啟動,問天實驗艙轉位任務圓滿完成。

圖9 問天實驗艙轉位任務

2022年11月3日08:33,夢天實驗艙轉位開始;45min后夢天實驗艙轉位至核心艙II象限對接口;09:32,夢天實驗艙對接機構側向鎖緊完成,空間站組合體由三艙├構型變為T字構型并恢復至剛性連接,姿態控制啟動,夢天實驗艙轉位任務圓滿完成。

在2次實驗艙轉位任務中,空間站姿態角實測數據與仿真結果吻合(如圖10所示),仿真誤差優于4%,姿態角速度不超過0.05(°)/s,整個空間站指向穩定,驗證了轉位姿態飛行方案的正確性。

圖10 2次轉位任務姿態實測數據與仿真結果對比

轉位全程測控鏈路暢通,地面通過遙測數據和高清視頻圖像監控實驗艙轉位。空間站能源充足,轉位時長滿足指標要求,并留有裕度,有效保障了空間站平臺和航天員的安全,全面驗證了空間站艙段平轉式轉位方案的正確性。

3 結束語

空間站艙段轉位作為空間站組裝建造階段最重要的任務,不容有失。針對我國空間站自身特點,首次提出了平轉式艙段轉位方案,滿足了實驗艙轉位前后艙體指向保持不變的任務需求,實現了系統性能最優;設計了空間站轉位飛行姿態,解決了停控狀態下空間站姿態穩定指向的難題;設計選取轉位任務窗口,確保轉位全程測控鏈路暢通、光照充足,提高了轉位任務的可靠性。地面試驗和在軌2次實驗艙轉位任務,全面驗證了空間站艙段平轉式轉位方案的正確性。空間站艙段轉位作為一項已經成功在軌應用的技術,未來還可以應用于空間站擴展建造、大型空間設施在軌組建等領域。