一种微型航天器对接机构的设计研究

杨 青，杨新海，邵济明，2(.上海宇航系统工程研究所，上海2009；2.上海市空间飞行器机构重点实验室，上海2009)



一种微型航天器对接机构的设计研究

杨 青1，杨新海1，邵济明1，2
(1.上海宇航系统工程研究所，上海201109；2.上海市空间飞行器机构重点实验室，上海201109)

摘要:针对立方星级别的微型航天器在轨对接任务，提出了一种通用对接机构的设计方案。方案采用捕获连接功能一体化设计，利用连接构件在对接靠近阶段形成捕获对接通道，提高了对接初始姿态偏差适应能力和相对姿态校正能力，并引入电磁力辅助对接过程。利用ADAMS软件对对接过程进行动力学仿真分析，结果表明，该设计方案能够实现可靠捕获和连接，完成两微型航天器的对接。

关键词:微型航天器；通用对接机构；校正；仿真

1　引言

空间交会对接技术是一种实现两个独立飞行器在空间形成刚性连接的技术。对接过程中，对接机构的主动端对被动端进行捕获和锁紧，从而完成飞行器之间的连接。空间交会对接技术可以广泛地应用于空间飞行器的功能重构、卫星燃料补给、卫星在轨维修服务、空间微小卫星组合等任务。自20世纪60年代起，美苏两国对空间对接技术进行了大量研究和试验，设计出了应用于不同任务的多种形式的对接机构，目前国际空间站也都是使用美国和俄罗斯设计的对接机构。欧洲[1]与日本[2]也相继开发了弱撞击式的对接机构。我国在2011年11月实现了神舟八号飞船与天宫一号目标飞行器的空间交会对接，独立掌握了空间交会对接技术[3]。

随着电子、控制、通信技术的不断进步，微型航天器技术日趋成熟，微小卫星的应用得到快速发展，由于其成本低、质量轻、占用空间小等优点，微小卫星的应用越来越广泛。立方星是一种具有单元尺寸的标准的微型航天器，每个单元为1U，每U是一个100 mm×100 mm×100 mm尺寸的立方体。一个立方星可以由多个单U模块组成，目前的立方星尺寸多为3U、6U。立方星具有研制周期短、成本低的突出优点，许多航天研究机构，包括高校在内，都有研发这种微型航天器的经济、技术能力。目前立方星多用于航天技术的在轨验证试验，其低成本的特点降低了项目风险。

为微型航天器设计对接机构对于空间飞行器重构、模块化航天器在轨组装、对接机构小型化等有着重要的意义。应用于空间微型航天器的对接机构需要向小尺寸、轻量化的方向发展，模块化的趋势则要求对接机构具有一定的通用性。

以美国为首的航天大国对微型航天器对接机构已经进行了一定的研究，如美国国防高级研究局(DARPA)的轨道快车计划(Orbital Express)使用的三指式对接机构[4]，密歇根航空航天公司(Michigan Aerospace Corporation)设计的自主卫星对接系统(Autonomous Satellite Docking System，ASDS)[5]，麻省理工学院(MIT)为搭建空间模块系统设计的通用对接端口( Universal Docking Port，UDP)[6]，以及美国7815149B1专利中设计的电磁捕获对接机构(Magnetic Capture Docking Mechanism)[7]。这些研究成果为空间模块化组装、微型航天器对接等提供了支持，而我国在这一方面依然处于初步研究阶段。本文以立方星级别的微型卫星为对象，提出了一种具有通用性的对接机构设计方案，为空间微型航天器对接、通用小型化对接机构设计提供一种新的方案思路和参考。

2　对接机构设计

本文选定对接机构的安装对象为3U立方星，长、宽、高尺寸定为100 mm×100 mm× 300 mm。3U立方星是一种典型的立方星构型，能够具有基本的空间机动、控制能力及相对位置测量设备。立方星具有标准尺寸规范，对接机构只能安装在100 mm×100 mm的端面上。为实现两航天器的空间交会、相对姿态校正，还需要在安装端面布置如相机、LED发光器等测控设备和识别标志[8]，机构安装端面需留有足够的剩余空间，因此机构的外形尺寸受到严格限制。如图1所示，以布置相机为例，当对接机构包络直径为Dm且安装在端面中心时，相机的最大外径Dc与

Dm的关系为:。由此可得相机允许的最大外径计算如式(1):

图1　端面尺寸关系Fig. 1 Size relationship of the end faces

通过控制对接机构的包络直径，可以为其余设备的安装留下足够的空间。

2. 1 对接机构构型

对接机构通常是主被动对接形式，主动机构通过一定的运动来捕获被动机构，并完成最终的刚性连接。这导致必须有两套不同的机构相互配合才能完成对接任务。为了解决这个问题，本文为微型航天器设计的对接机构采用了异体同构式的设计方案，安装在追踪星与目标星上的两套机构完全相同，任意两个机构之间均能够实现捕获导向和连接功能，具有很强的通用性。单套机构如图2所示。

图2　通用型对接机构Fig. 2 Universal docking mechanism

机构主要由一个基体和三个锁爪构件组成。基体顶部是一个三齿式的校正限位结构，包括校正齿和校正槽，在对接时提供类似定位销与销孔的功能，能够校正两机构之间的姿态偏差并限制机构自由度。锁爪构件可绕轴旋转，卫星发射时收于基体侧面，有效减少包络体积，在对接过程中能够180°独立旋转运动。

2. 2 工作原理

在对接准备阶段，三个锁爪构件旋转展开，检查机构功能完整性，并锁定在一定角度，减少后期校正、锁定时间。对接过程如图3所示。

图3　对接过程Fig. 3 Docking process

对接开始时，追踪星逼近目标星，两对接机构对接面相对，追踪星相对目标星保持悬停状态，并调整相对姿态。之后追踪星对接机构的三个锁爪构件旋转，做“抱”向目标星对接机构的动作，在此过程中，锁爪起到辅助校正两机构相对姿态的作用。追踪星锁爪旋转至与基体轴线成小角度时保持锁定，此时追踪星三个锁爪与目标星机构基体之间形成“对接通道”。同时追踪星主推力启动，在“对接通道”作用下，追踪星向目标星运动，两机构在校正齿的作用下完成最终的相对姿态校正，两对接面相互贴近直至重合。在传感器检测到对接面重合后，锁爪构件再次旋转，直至“抱住”目标机构的基体，完成对接。此后目标星对接机构锁爪也可旋转“抱”向追踪星对接机构基体，形成更加牢固的连接。

机构在完成对接过程后，需限制两航天器之间6自由度的相对运动。当两个异体同构的校正齿、槽结构紧密结合相对卡死时，能够实现两机构之间除轴向单向分离运动外的所有相对运动。沿轴向的分离运动将由锁爪上的凹槽与对方机构上配合槽内的凸键相配合完成限制。依靠追踪星对接机构的三个锁爪即能完成最终的6自由度限制，而一对对接机构总共六个锁爪的抱合作用能够提供更高的对接刚度，增加机构连接的可靠性。

2. 3 校正能力

校正齿、槽具有最终的相对姿态校正的功能，能够消除相对偏差。在两机构对接面接近过程中，追踪星对接机构的校正齿进入到目标星机构校正槽中(由于机构是异体同构设计，此时目标星的校正齿也进入追踪星的校正槽中)，齿、槽相互作用完成校正。目标星机构对接面处截面如图4所示。图中A、B、C三点表示追踪星对接机构校正齿顶点，同心圆环非阴影处为目标星校正槽。

图4　对接面截面Fig. 4 Cross section of the docking interface

图示位置为在两对接面相距一个校正齿高的距离且没有相对姿态角和横向偏差的情况。为保证校正齿、槽起到应有的作用，A、B、C三点在校正前需保持在各自的非阴影区域内，由此可以得到如图5所示的横向偏差范围，取其内切圆(阴影部分)作为横向偏差校正范围。

图5　校正范围Fig. 5 Alignment range

当取对接面内圆直径为d，校正齿外圆直径为D时，横向偏差校正能力为±(D-d) /2。当有滚转、俯仰、偏航角度偏差存在时，横向校正范围将有所降低。

在校正齿、槽产生校正功能之前，由三个锁爪构件形成的“对接通道”将两机构相对姿态限制在一定范围内。追踪星锁爪旋转至一定角度后与目标星对接机构的基体之间产生限制关系。

如图6所示，当锁爪与机构轴线成α角时，在目标星对接机构校正齿齿根处，配合槽平面在齿根部与锁爪之间的距离m约满足式(2):

其中h为校正齿高度，与校正槽深度相等。

图6　锁爪校正能力Fig. 6 Alignment capability of the lock claw

为了在“对接通道”完成校正功能后，机构能够进入校正齿、槽的校正范围内，需满足不等式(3):

当取h =8 mm，α=5°，D =36 mm，d =24 mm时，可以得到m≈1.4 mm，(D-d)/2 =6 mm，满足(3)式。

当存在滚转、偏航、俯仰角度偏差时，m将减小，“对接通道”的限位能力将增加。

3　对接性能仿真验证

由于在对接过程中存在着多次碰撞、接触、摩擦等复杂过程，本文采用动力学仿真软件ADAMS对对接过程进行仿真分析，初步验证机构功能。

在仿真中，主要验证两方面内容:一是锁爪构件对机构的校正能力；二是在追踪星主推力启动后两机构对接面能否运动贴合到一定的距离范围内并保持一定的时间，完成最终锁紧过程的准备。

3. 1 初始条件设置

ADAMS仿真中微型航天器模型尺寸为100 mm×100 mm×300 mm的长方体，立方星质量一般为1 kg～2 kg每U，考虑到能够完成在轨对接任务需要较重的测控设备和推进组件，假定单个星体重量为5 kg。

坐标系定义如图7所示。图中，下标T表示目标星，下标C表示追踪星，下标1表示校正齿，下标2表示校正槽，即AT1表示目标星校正齿A，AT2表示目标星校正槽A，其余以此类推。追踪星校正齿AC1将插入目标星校正槽AT2中，其余依次类推。目标星对接面坐标系OT-XTYTZT，坐标系原点OT在目标星对接机构对接面中心，OTXT轴指向目标星后端，OTYT轴指向目标星校正齿AT1，OTZT轴符合右手定则。追踪星对接面坐标系OC-XCYCZC，坐标系原点OC在追踪星对接机构对接面中心，OCXC轴指向追踪星前进方向，OCYC轴指向追踪星校正槽AC3，OCZC轴符合右手定则。当两飞行器完成对接时，坐标系OT-XTYTZT与坐标系OC- XCYCZC相重合，各轴相互对应。将追踪星对接面坐标系在目标星对接面坐标系中的相对位置描述为两星对接机构位置偏差。

图7　坐标系定义Fig. 7 Coordinate systems

在仿真软件中定义了表1所示三组初始偏差:

表1　初始偏差Table 1 Initial misalignment

3. 2 碰撞动力学模型建立

在ADAMS仿真中，对于碰撞的模拟采用的是非线性弹簧阻尼模型，摩擦力的模拟采用库伦模型[9]。依据ADAMS软件帮助文档，非线性弹簧阻尼碰撞模型在ADAMS中用式(4)所示Impact函数来描述:

摩擦力采用库伦模型，摩擦力的表达式如式(5):

式中vr为接触点处的相对滑动速度，μs、μd分别为静态摩擦系数和动态摩擦系数，vs、vd分别为静滑移速度和动滑移速度。

在模型参数选择时参考文献[10]及文献[11]中在接触刚度、阻尼系数、摩擦系数等参数的选择设置，并根据微型航天器相对动能小的特点，对模型参数进行了一定的修改，如降低了接触切入量最大值、减小了接触刚度等，使其更加符合微型机构的仿真模拟。

3. 3 追踪星锁爪预校正仿真

在不使用锁爪预校正的情况下，第一、第二组初始偏差均出现了校正齿与对接面相碰撞的情况，导致对接失败；第三组初始偏差在不使用锁爪预校正的条件下，虽能够完成一定的校正，但整个过程耗时很长，且不稳定。

由图8可以看到，当追踪星锁爪构件形成“对接通道”后，在这三组初始条件下，机构均能够实现校正、对接功能。

在ADAMS软件中对两对接面中心点之间的距离建立了测量，以此测量值来量化对接面的贴合程度。图8显示了在三种初始条件下，仅采用追踪星锁爪形成“对接通道”后，对接面贴合距离与时间的关系。

第一组初始条件下，约2. 8 s后两对接面距离稳定在0. 5 mm之内，满足锁紧的要求；第二组初始条件下，约6 s后两对接面距离稳定在0. 5 mm之内；第三种初始条件下，经过了长时间的校正后，两对接面才贴近到较小的距离，且整个过程经过了较多的碰撞调整，过程很不稳定。

上述结果表明，追踪星锁爪形成“对接通道”单向预校正后，能够一定程度上辅助稳定对接过程。

在仿真过程中注意到，仿真结果对于碰撞模型和摩擦力模型的参数选择有一定的敏感性，说明机构零件的材料属性对对接过程与结果有影响，选择大阻尼的材料能够减少碰撞回弹现象，增加接触过程的能量吸收，加速稳定过程。

图8　单向形成对接通道时中心偏移Fig. 8 Center displacement of one-way docking channel

3. 4 追踪、目标星双向预校正仿真

图9显示了三组初始条件下，追踪星与目标星机构锁爪均做抱合动作，共同形成“对接通道”后，对接面贴合程度与时间的关系。可看到，在采用了这种双向对接通道形成机制后，对接面贴合时间有所缩短，接近过程更加平稳，这有利于降低对接过程对整个系统增加的额外冲量，减少微型航天器推进剂的损耗并降低对接过程的不确定性。

图9　双向形成对接通道时中心偏移Fig. 9 Center displacement of two-way docking channel

3. 5 引入模拟电磁力的对接仿真

如果在机构上引入电磁线圈，在对接过程中，两套机构的电磁线圈产生磁场并相互吸引，将有利于减少对接面贴合时间，并且能够降低仿真中碰撞模型参数的敏感性，使对接过程更加稳定。在仿真模型中，相互吸引的电磁力采用如下方式模拟:假定对接面贴合时吸引力为F0，吸引力建立在两对接面中心点之间，与两中心点之间的距离成反比，给定式(6)所示关系式:

式中n为反比阶次，a为比例系数。电磁场在空间中相互作用产生的吸引力计算非常复杂，式(6)仅为模拟式。现采取如下仿真策略:控制n的值分别为1、2、3、4，在连接面贴紧时的电磁吸附力为1 N，在连接面中心相距25 mm时吸引力为0. 1 N，以此计算出不同n值下的a值，来模拟电磁力。仿真时仅针对首次模拟结果不理想的第三组初始条件来进行，针对不同的n值，仿真结果如图10所示。在n取不同值的模拟电磁力下，对接过程均能快速稳定，均在2. 25 s后完成对接面贴合并持续保持。

图10　引入电磁力时中心偏移Fig.10 Center displacement with electro-magnetic forces

结果表明，引入类似电磁力的相互吸引力能够有效减少对接面校正贴合时间，使整个对接过程更加稳定，降低对接过程的不确定性，能够在一定程度上减少对接过程对于碰撞模型参数的敏感性。同时，在两航天器分离时，两机构可以调整电磁力的方向，产生相互排斥的力，以辅助进行分离过程。

4　结论

本文依据微型航天器的特点，提出了锁爪式导向校正和连接功能一体化的、异体同构式的通用微型对接机构方案。分析表明该种对接机构具有良好的位姿偏差校正能力。利用ADAMS软件进行了仿真验证，验证了机构的捕获对接功能，并比较了不同初始条件、不同对接策略下的对接结果；仿真结果表明，通过追踪、目标星双向预校正可减小对接时间，提高对接平稳性；引入电磁力辅助对接，能够提高对接性能，并能够辅助分离过程。本文的研究成果为后续该种通用微型对接机构样机的研制提供了设计参考。

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Study on Design of a Docking Mechanism for Micro Spacecraft

YANG Qing1，YANG Xinhai1，SHAO Jiming1，2
(1. Aerospace System Engineering Shanghai，Shanghai 201109，China；2. Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Mechanism，Shanghai 201109，China)

Abstract:Aiming at the docking of two CubeSat-like spacecrafts，a universal docking mechanism design was proposed in this paper. In this design，the capture function and the connection function were integrated into one component. Using the connection component to form the capture channel could increase the mechanism’s initial error alignment range. Electro-magnetic forces were used to assist the docking. The simulation of the docking mechanism was carried out using ADAMS. The simulation results showed that the proposed design could accomplish the mission of capturing and docking of two micro spacecrafts.

Key words:micro spacecraft；universal docking mechanism；alignment；simulation

作者简介:杨青(1990 - )，男，硕士研究生，研究方向为空间结构与机构设计。E-mail:yangqing_slardar@ foxmail. com

收稿日期:2015-08-13；修回日期:2015-12-01

中图分类号:V526

文献标识码:A

文章编号:1674-5825(2016)01-0093-06