一种微低重力空间展开卸载系统的设计及应用

郭晨亮 杨 涛 王树军 焦云雷 王现冲

（1.天津航天机电设备研究所，天津 300458；2.内蒙古金岗重工有限公司，呼和浩特 010076）

一种微低重力空间展开卸载系统的设计及应用

郭晨亮1杨 涛1王树军2焦云雷1王现冲1

（1.天津航天机电设备研究所，天津 300458；2.内蒙古金岗重工有限公司，呼和浩特 010076）

为验证机构设计的正确性和工作可靠性，通过分析探测器悬梯机构纵向空间展开过程，确定微低重力卸载系统的设计方案并建立数学模型。详细设计微低重力卸载系统，应用于探月工程某探测月面微低重力环境下悬梯机构展开功能测试。同时，为其他机构产品在地面模拟月面环境或其他微低重力环境下的空间展开试验验证提供参考价值。

空间展开机构；微低重力；重力卸载系统；设计与应用

1 引言

为保证某悬梯机构在月球上能正常展开工作，必须在地面模拟月球环境下的功能，验证机构在月球六分之一重力环境下的工作性能。模拟低重力的方法有柔性悬吊法、刚性悬吊法、气浮支撑法、磁悬浮支撑法、液浮支撑法等方法来实现[1]。针对不同机构运动特性采用相应的模拟方法。本文主要介绍采用柔性悬吊法+气浮支撑法来设计月球微低重力卸载系统，实现模拟月球重力环境下悬梯机构纵向展开功能。

2 悬梯机构工作过程及特点

2.1 悬梯纵向展开功能概述

某悬梯由2个并行的分段悬梯通过铰链铰接而成，通过弹簧驱动力在微低重力环境下同时展开并锁定为刚体。在展开过程中较短的悬梯在重力环境下向重力方向运动，因此有利于展开，在微低重力环境下不考虑；较长悬梯展开过程运动方向与微低重力方向相反，因此需进行微低重力补偿。2个悬梯质心跨距850mm，微低重力卸载系统必须满足2个悬梯同时展开的功能，微低重力卸载系统在运动过程中不得发生干涉。某悬梯机构工作过程示意图如图1。

2.2 性能指标要求

a.月球低重力卸载系统应抵消整个运动部件重力的六分之五，允许误差：±10%；

b.地面试验时使外悬梯处于微低重力环境，提供拉力不小于30N；

c.在两悬梯在展开运动过程中模拟月面重力装置不得发生干涉；

d.低重力卸载系统要能够在不同地点及环境重复使用。方法简单、操作方便。

3 微低重力卸载方法及特点分析

3.1 微低重力卸载方法分析

根据重力抵消的原理，目前国际上通用的研究方法主要有落塔法、悬吊法、水浮法和气浮法等[2，3]。通过查阅资料，主要采用悬吊法卸载，选取以下几个方案进行对比、选择，确定适用于此悬梯机构展开的功能的最佳方案。

表1从功能性、可靠性、稳定性、环境条件要求、制造成本、试验成本、实现难易程度等方面，对“气球恒力悬吊法”、“定滑轮低重力提升法”、“机构恒重力提升法”三种月球重力补偿方法进行了比较。

表1 三种月球重力补偿方法优缺点的比较[4]

由表1可以看出，微低重力卸载系统采用气球恒力悬吊法既满足功能要求成本又较低，容易实现，在不同试验场地有很好的便捷性，是三种方法中最适合的一种微低重力补偿方法。

3.2 气球恒力悬吊法微低重力系统方案

在此机构地面微低重力环境试验中，确定将采用气球恒力悬吊法设计微低重力卸载系统。重力补偿设备采用内胆、外皮式结构，因跨距850mm，采用环形与球复合的结构，消除展开过程干涉现象；在绳索的中间连接“恒力转换装置”（弹簧或橡皮筋），补偿气球静止自身惯量的影响，增加气球在悬梯展开过程中的稳定性，同时橡皮筋段增加保险绳，以防止拉断橡皮筋；在气球的根部挂配重袋，调节气球拉力。方案示意图如图2所示。

气球微低重力卸载系统可重复使用，且有一定的强度与可靠度，充气介质选用氦气。气球双层结构不仅具有一定的强度而且还增加提升能力。通过充气、放气过程简便实现功能。

4 建立数学模型

针对气球微低重力卸载系统的气球与悬梯系统进行受力分析，以便建立数学模型。受力分析示意图如图3所示。

整个系统的要求为：

a.在静止初始时刻气球提供的浮力F浮=5/6g；

b.悬梯与竖直方向的初始夹角q=0；

c.弹簧的刚度系数很低，设为变量k；

d.悬梯在运动过程中q要求不能超过2π；

e.说明有弹簧的优点及分析出k与q的关系；

f.L为悬梯质心与转轴间距。

4.1 利用动静法列气球对铰链转轴中心O的力系平衡方程

首先，运动分析过程中存在如下假设：

a.悬梯展开的过程中，所受浮力一直竖着向上；

b.弹簧的质量不计；

c.不考虑气球的运动阻力；

d.绳子一直处于绷直状态。

4.1.1 几何参数关系

系统之间的结构参数关系如图4所示。

假设弹簧在静止时刻长度为L0，变形量为X0，运动过程中变形增量为Dx。

4.1.2 利用动静法列力系平衡方程

a.对弹簧受力分析

如图5所示，弹簧两端力，大小相等方向相反；设弹簧刚度系数为k。

b.对气球受力分析列气球对于铰链转轴中心O的力系平衡方程

受力分析如图6所示，假设气球质量mq，气球速度vq，气球加速度aq。

4.2 利用动静法列悬梯对铰链转轴中心O的力矩平衡方程

以悬梯为研究对象进行受力分析和运动分析，如图7所示。

设铰链处的涡卷弹簧提供的力矩：

4.3 以悬梯理想运动建立系统约束条件

4.4 求满足约束条件的最优解

联立式（1）、式（3）、式（4）、式（5）、式（6）、式（8）、式（9）、式（10）、式（12）得：

其中方程（15）为系统的目标约束。

联立方程（14）、方程（15）可知：kDxLsinθ=0，气球悬吊系统中模拟的悬梯运动符合真实情况，要求弹簧在运动中的变形增量为0，即气球要完全满足悬梯运动。

又根据系统得知，气球是随动的，因此该系统不能完全真实地模拟悬梯的展开运动。但在气球与悬梯之间加上弹簧，能够增加系统模拟的稳定性，可以较为真实地模拟悬梯的受力情况。

为了满足系统的目标约束，较为准确地模拟悬梯受力，因此联立方程（13）、（15）得：

在悬梯整个展开运动过程中弹性绳的变化过程为：变形增量Δx由最大变最小时，真实地模拟月面环境下悬梯展开过程；变形增量Δx由最小变最大时，悬梯已经完成展开锁定，是模拟系统恢复过程。弹性绳变化的前半个过程，正是模拟系统的工作过程，更好地提高了月面环境重力卸载系统的稳定性。

5 气球微低重力卸载系统设计

5.1 承力结构设计

重力补偿设备采用内胆、外皮式结构，内胆用于充气，外皮用于承力。考虑850mm的跨距，采用环形气球和球形气球符合的方式，环形气球的内径半径大于850mm，球形气球的绳索穿过环形气球。内胆采用分瓣式热压连接呈球形，在下端面留充放气口。外皮同样采用分瓣式缝制连接，在四周分别设置4个绳索连接环，在下端留内胆充放气口。绳索中间连接1m的橡皮筋弹性绳（选择高弹性材料），在气球根部设置配重袋，绳索采用棉质尼龙绳，总长4m。

5.2 材料设计

5.2.1 气球内胆材料

气球内胆选取气密性好、重量轻的 TPU（Thermoplastic Urethane）膜。中文名称为热塑性聚氨酯弹性体，属于高分子材料。TPU膜分为聚酯（ESTER）薄膜和聚醚（ETHER）薄膜系列。其中，聚酯薄膜具有强度高、韧性好、耐磨、耐寒、耐油、耐水、耐老化、耐热性、耐化学溶剂性、气密性佳、易加工等特性，厚度能达到0.015～0.80mm。因此，内胆材料为聚酯（ESTER）薄膜TPU膜，密度90g/m2，厚度为0.08mm，颜色为白色[5]。

5.2.2 气球外皮材料

气球外皮选取重量轻、抗拉强度好的30D高强锦纶66降落伞面料。100%高强锦纶66伞布，是由一种高密度、高强度抗断裂的尼龙纤维材料织成，轻薄、柔软性好、较高的抗撕裂强度和抗拉断强度、防灼伤性好、抗老化性能好、耐磨性能好等特性，现已被广泛用于航天航空领域、滑翔伞上、风帆特技风筝上。外皮选用KN601伞布，密度为36g/m2，颜色为白色。

5.3 体积计算过程

假设条件：a.不考虑气球厚度，认为气球排开空气体积和气球内氦气的体积相同；b.假设气球为标准圆球；c.考虑基地气压0.8，取安全系数1.2。

根据阿基米德原理浮力计算公式：F=ρgV；球体体积公式：V=4/3πR3；环形气球体积公式：V=2π2R2(1+R)；气球受力平衡方程：Fn=F浮-M气球-M附，可计算出气球的体积V及气球半径尺寸R。

其中，Fn：静拉力；F浮：气球浮力；V：气球体积；M球：气球重量；R：气球半径；M附：气球附件重量；g取9.8N/kg。

已知条件：气球内胆密度ρ内=90g/m3，气球伞布外胆ρ外=36g/m2，空气密度ρ空=1.29kg/m3，

氦气密度ρ氦=0.18kg/m3，气球附件估算重量：M附=1kg。

通过计算结果：球形气球半径R=1.14m，球形气球体积V=6.21m3。

环形气球内圆半径R=1m，环形气球截面圆直径Φ=1.02m，环形气球体积V=7.75m3。

5.4 恒力装置设计

选取弹性元器件作为恒力装置，根据弹性元器件不同的刚度满足不同拉力需求。弹簧元器件一般选用拉簧、芳纶结构的弹性橡皮绳等。依据公式F=kx，k为弹性系数，根据提供拉力F值和运动行程x的值计算k。x行程取欲度为1.2～1.5。

弹性元器件需经过弹性系数测试，可依据机构质量选取，一般选取弹性系数k大于200N/m。

6 设计验证及应用情况

6.1 气密性检测方法

气球微低重力卸载系统的气球材料选取正规厂家生产合格材料，经热压熔焊制成，其低温性能和抗拉伸强度非常好，为提高载重能力，采用双成结构。热压时主要控制温度和压力，温度一般控制在(85±5)℃，压力一般控制在30～40kg/m2。在内胆成型后进行气密性检验，充空气静止7d无漏气，合格后与外皮组装，最后工序中用空气进行气密性检验，充满空气，放置1kg物体静置7d，物体无下沉现象视为无漏气。

6.2 漏率指标测试

以直径为2.2m的圆球形气球为测试对象，充氦气至浮力52.6N时，通过观测电子秤读数变化来计算气球微低重力卸载系统的泄漏率。测试浮力与漏率相对时间关系曲线如图9所示。

6.3 气球微低重力卸载系统应用情况

微低重力卸载系统成功应用与探月三期工程某机构的空间展开功能测试。经过多次试验验证，无失衡、漂移和干涉现象发生，提供拉力稳定，能满足悬梯机构在微低重力环境下纵向空间展开卸载功能要求。在不同场地快速开展试验，便携性高、操作简单、质量可靠。推广应用于其他机构类似功能测试，为宇航产品研制提供有力保障。空间展开测试照片如图10所示。

7 结束语

a.通过建立数学模型分析，采用气球恒力悬吊法微低重力系统方案合理可行；

b.详细设计出气球微低重力卸载系统解决了机构微低重力下空间展开功能问题；

c.此系统成功应用于探月工程某探测器机构微低重力环境下悬梯机构展开功能测试；

d.为其他机构产品在地面模拟月面环境或其他微低重力环境下的纵向展开试验验证提供参考价值。

1 韦娟芳.卫星天线展开过程零重力环境模拟设备[J].空间电子技术，2006(2)：29～42

2 李团结，张琰，段宝岩.周边桁架可展天线展开过程运动分析及控制[J].西安电子科技大学学报：自然科学版，2007，34(6)：916921

3 赵孟良，吴开成，关富玲.空间可展桁架结构动力学分析[J].浙江大学学报：工学版，2005，39(11)：1669～1674

4 从强.空间机构地面智能管理补偿设备[C].见：航天器公差论文集.北京：北京空间飞行器总体设计部，2010.329～334

5 张一公.常用工程材料选用手册[M].北京：机械工业出版社，2007：587～589

Design andApplication ofAUnloading System of Spatial Deployment for Micro or Low Gravity

Guo Chenliang1Yang Tao1Wang Shujun2Jiao Yunlei1Wang Xianchong1
(1.Tianjin Aerospace Institute of Electrical and Mechanical Equipment,Tianjin 300458; 2.Inner Mongolia Jingang Heavy Industry Co.,Ltd,Hohhot 010076)

To verify the reliability and correctness of the mechanism design,the design programs of gravity unloading system are determined and the mathematical model is built by analyzing the process of the spatial deployment. The detailed design of the unloading system have been applied to a ramp mechanism in the lunar exploration program. This paper can provide some reference value for the spatial deployment experiment of mechanisms in micro or low gravity environment.

spatial deployment mechanism；micro or low gravity；gravity unloading system;design and application

郭晨亮（1983-），工程师，机械设计制造及其自动化专业；研究方向：航天器机构精密制造工艺设计及机电设备结构设计。

2017-02-06