空间对接半物理仿真原型试验系统

为研制用于对接机构地面测试的空间对接半物理仿真系统,建立能够体现其主要功能的原型试验系统。试验系统通过六维力传感器检测对接机构模拟元件的相互作用力和力矩,根据所建立的航天器动力学模型实时解算对接过程中两航天器的相对运动,并由6自由度运动平台模拟被动航天器来实现此相对运动。针对此原型试验系统,提出系统的动力学解算方案并据此构建动力学仿真大回路,着重对大回路仿真系统的稳定性进行分析,得到稳定性条件,讨论运动平台滞后对仿真的影响和解决方法。在此基础上,用所研究系统成功地模拟了航天器对接的全过程,从而为实际空间对接半物理仿真系统提供了必要的设计依据。     

卫星对接捕获的地面微重力验证系统

以航天器（卫星等）在轨服务的对接捕获操作为研究背景，介绍了两卫星对接捕获系统及其对接捕获的接触动力学特性。基于硬件在环仿真原理,采用两地面工业机器人建立了两卫星对接捕获操作的地面微重力验证系统，模拟了在太空微重力环境下两卫星对接捕获操作过程中的接触碰撞的情况。利用该地面微重力验证系统，通过专门针对卫星火箭发动机喷嘴的接捕获机构实现了两卫星对接捕获操作。实验结果验证了在空间微重力环境下，基于硬件在环仿真原理建立的地面验证系统对卫星对接捕获验证实验的有效性。     

空间对接超大型地面运动模拟器系统的基础问题研究

<正>突破空间对接技术是921载人航天工程二期的主要目的,对接机构的研制是实现航天器空间对接的关键。对接机构综合试验台是研制对接机构及其复杂动态对接过程的重大关键试验装备,空间对接超大型地面运动模拟器系统是其最重要的核心。国际上,只有美国和俄罗斯拥有地面模拟真实空间环境下对接动态过程的运动模拟器系统。目前,美国对接模拟系统已不能正常工作,俄罗斯对接模拟系统仍在正常运行,已为"礼炮号"、"和平号"空间站对接机构进行了大量的试验。但依赖     

大容差空间合作目标捕获对接装置设计的研究

空间合作目标的捕获与对接技术是航天领域特别是空间在轨服务任务中一项关键技术,在役航天器的维修、补给,失效航天器的回收及离轨报废都与此紧密相关。介绍了一种基于空间连杆-柔性索捕获机构,与锥套-导引销对接定位形式的空间合作目标捕获对接装置的设计方案,可以实现大容差、较柔顺、高刚度、高可靠与6DOF精确定位的捕获对接动作,并建立任务星与目标星的电气连接与流体传输通道。通过对该装置的设计变量进行几何分析,为各参数的合理化设计提出思路,以达到更优秀的性能参数。     

一种在轨空间对接机构动力学分析

空间对接是在航天领域内倍受关注的研究热点和难点问题。由于空间对接的最后阶段推力器是关闭的,依靠惯性使两航天器实现"刚对接",因此缺乏有效应对突发情况的预知能力。为了有效解决依靠惯性使两航天器实现空间刚对接所固有的问题,设计出一种新型电磁对接锁紧机构,并针对该机构的工作原理及在不同工况下的对接过程进行了动力学分析。     

锥杆式对接机构捕获锁的创新设计

锥杆式对接机构是目前国际空间站上的标准配置之一.为满足我国将来空间站建设的需要,应用功能分析法对锥杆式对接机构捕获锁进行了自主创新设计,并在基于空间凸轮的捕获锁概念设计基础上进行了工程化设计研发.最终生产的捕获锁产品经测试符合设计预期,并装配整机进行后续试验,推进了我国空间对接机构类型多样化的发展.     

空间机器人在轨双臂辅助航天器对接力/位置嵌套双层滑模阻抗控制

为了实现空间机器人捕获航天器及辅助对接操作的柔顺化，对航天器对接装置的输出力与位姿的精确控制进行了研究，且在关节电机与机械臂之间添加了弹簧阻尼缓冲装置，以防止接触、碰撞时产生的巨大冲击力造成关节破坏。首先，结合Newton第三定律、捕获点的速度约束及闭链系统的几何约束，获得了捕获航天器后的混合体系统动力学方程，通过动量守恒关系计算了碰撞冲击效应与冲击力。接着，通过航天器对接装置相对载体坐标系的运动学关系，建立了对接操作过程中的阻抗模型。然后，设计了一种鲁棒自适应双层滑模控制策略，其与阻抗控制相结合，采用力加载随动控制系统实现对接装置的位姿与输出力的精确控制，以降低接触、碰撞时的冲击力。该控制策略具有双层滑模结构，其第一层保证混合体系统在有限时间内收敛，第二层用于解决控制的高增益问题。最后，通过Lyapunov定理证明了系统的稳定性；利用数值仿真验证了所提控制策略的有效性。仿真结果表明，在给定的速度下缓冲装置最大可将碰撞冲击力矩降低46.78%，输出力的控制精度优于0.5 N，位置、姿态的控制精度优于10-3 m,0.5°。     

空间机器人捕获航天器操作的避撞柔顺无源神经网络H∞控制

研究了空间机器人在轨捕获非合作航天器过程避免关节受冲击破坏的避撞柔顺控制问题。为此在关节电机与机械臂之间配置了一种柔顺机构--旋转型串联弹性执行器(RSEA),可通过其内置弹簧的变形来吸收捕获过程目标航天器对空间机器人关节产生的冲击能量;结合所设计的开、关机控制策略可保证关节冲击力矩受限在安全范围内。首先利用拉格朗日方法及牛顿-欧拉法分别获得了捕获前空间机器人及目标航天器的分体系统动力学模型;之后,结合冲量定理、系统运动几何关系及力的传递规律,建立了捕获后两者形成混合体系统的动力学模型,并计算了碰撞过程的冲击力矩;最后,基于无源性理论提出了一种神经网络鲁棒H∞避撞柔顺控制策略以实现失稳混合体的镇定控制。数值仿真结果表明,配置柔顺空间机器人在捕获碰撞阶段最大可减小61.9%的关节冲击力矩,最小也可减小47.8%;而在镇定运动阶段,各关节冲击力矩均受限在安全范围内,实现了对关节有效地保护。     

航天器对接与捕获技术综述

航天器对接与捕获技术（Docking&capture technology,DCT）是实现航天器之间在轨连接、控制与分离,建立组合体间人员或资源交互的技术。对航天器对接与捕获技术的研究背景、发展历程、发展趋势、应用前景、技术内涵等内容进行了综述,首先从运载局限性催生对接技术发展、在轨服务需求爆发促进对接技术发展、空间碎片清理任务推动捕获技术发展等角度阐述了航天器对接与捕获技术的研究背景。从时间维度总结了该技术发展的三个历程,从技术途径角度概括了该技术的五个发展趋势。从在轨延寿、在轨手术、地外基建、轨道修正四个方面梳理了该技术的应用前景,提炼了该研究领域的八项关键技术。最后,给出了我国在该领域开展研究的方向和建议,为航天器在轨对接与捕获技术的未来研究提供参考。     

空间充气展开绳网捕获系统动力学建模与分析

空间充气展开绳网系统在空间捕获中具有自身特殊的优势：占用体积小,展开后捕获范围大,且绳网由充气杆支撑,结构更加稳固,比空间飞网系统更加具有应用潜力。基于绝对节点坐标法（Absolute node coordinate method,ANCF）建立空间充气展开绳网捕获系统动力学模型,应用Hertz理论建立柔性体碰撞动力学模型,对系统进行动力学仿真分析。仿真表明,静力学和振动分析能够为机构力学参数选型提供参考,相比充气杆末端激励,绳网中部受到激励时对捕获机构振动影响更大;机构收口拉力随着充气杆刚度的增加而增大,对充气杆的放气处理可以降低其刚度,从而减小收口拉力,约为原来的10%,易于收口机构的设计。通过对期望目标的捕获仿真,分析了影响收口过程的关键指标,证明了捕获策略的合理性和动力学模型的准确性。研究结果能够对空间充气展开绳网捕获系统设计提供有效的依据。     

6自由度索并联机构的振动特性

6自由度索并联机构可以实现空间大范围的6自由度运动,在装配、对接和定位等应用中具有较大的优势.针对柔性绳索容易引起系统振动的特点,对6自由度索并联机构的振动特性进行分析.利用Newton-Euler方法建立系统的动力学模型,对动力学方程线性化获得系统的振动方程.在此基础上,得出各阶固有频率的分布情况,并分析一阶固有频率对结构参数的灵敏度特性.通过绳索受力频谱分析试验,获得6自由度索并联机构试验平台的一阶和二阶固有频率.试验结果与理论计算值接近,验证了所提方法的正确性.     

航天器对接、收集和舱门开关机构设计

航天器对接、航天垃圾收集和舱门开关是航天任务中重要的环节。本文首先设计了一套航天器对接和锁定机构,接下来结合展收机构设计了大型的垃圾收集机构,最后针对开关舱门设计了一套具有自锁功能的开关机构。设计的机构使得航天器对接自动快捷、太空垃圾收集数量多、舱门开关简单。     

大型空间末端执行器在轨操作运输舱策略

针对空间运输舱具有较大的速度和惯量,在对运输舱的操作过程中存在着冲击和碰撞,严重的时候会影响系统的安全的问题,研制中国大型空间末端执行器,设计大容差柔性钢丝绳捕获机构和基于滚珠丝杠螺旋传动副的拖动机构,并且对其捕获传感器系统进行设计。根据末端执行器机构特点和工作原理,提出基于Loop/Contact控制模型的捕获控制策略,有效地减小了操作对系统的冲击。建立空间微重力环境下末端执行器系统和运输舱系统的动力学模型,推导大型末端执行器在轨操作运输舱的动力学方程。计算机仿真试验证明,捕获过程中捕获力较传统方式降低50%,试验证明捕获力小于700 N,二者验证了末端执行器的实用性和控制策略的可行性,对提高大型空间末端执行器的工作稳定性具有重要意义。     

面向空间软捕获的双模传动关节设计与仿真

星载抓捕机构在空间目标捕获任务中发挥着重要作用，然而空间捕获时的对接碰撞很容易导致抓捕机构失稳。针对空间捕获软对接问题，设计了一种双模传动软接触关节，既能实现双自由度刚性传动，同时可通过阻尼吸振实现空间六维碰撞的缓冲和卸载。在ADAMS仿真软件中建立单关节星载抓捕机构模型，通过空间单维和六维碰撞下的仿真研究，验证了软接触关节缓冲和卸载空间六维碰撞的原理及其对基座与关节稳定的有效性。进一步建立三关节星载抓捕机构模型，通过空间六维碰撞下的仿真试验，说明了双模传动软接触关节在多关节抓捕机构中应用的有效性。     

基于粒子群优化算法的航天器惯性参数辨识

在地面上精确测量航天器的惯性参数是困难的,并且由于燃料的消耗、航天器的交会对接、载荷及姿态的变化等因素将会使航天器的惯性参数在轨发生变化。因而航天器的控制系统、状态估计系统将会受到航天器惯性参数变化的影响。在轨辨识出航天器的惯性参数,可以为更加优化、实时的控制航天器服务。文中提出了一种基于粒子群优化算法的航天器惯性参数辨识算法。建立了引入带有模型误差以及由于航天器惯性参数变化引起的误差的航天器姿态运动学与动力学模型,基于模型误差最小准则建立目标函数,利用改进的粒子群优化算法对模型误差进行实时估计,从而实现对航天器惯性参数的辨识,并将其应用到航天器的姿态控制中,并通过仿真实验证明了该算法的有效性以及实用性。     

自动卫星对接结构设计及关键参数研究

首先阐述了自动卫星对接机构的发展历史、结构组成与各部分的工作原理.在参考国外相关对接初始条件文献的基础上,根据捕获过程的位置关系对该对接机构进行设计,确定了结构锥半径等基准尺寸,按照几何关系和强度设计准则,设计了软轴和传动机构的关键参数;依据上述关键参数,基于三维建模软件CATIA建立了对接机构的几何模型,并完成了装配,检验了所提出的关键参数合理性.论文研究工作对我国自动卫星对接机构设计具有借鉴及参考意义.     

空间相机调焦机构自锁特性评价与试验

空间相机调焦机构需具有一定的锁止能力,以应对火箭发射中的冲击与振动,因此,对机构的自锁特性进行评价是保证空间光学遥感器正常工作的关键。针对某型空间相机调焦机构,研究了螺纹接触面的滑移机理,建立了工程分析模型,详细分析了两种螺距(1mm,1.5 mm)的螺纹的接触应力、切应力分布特征及其自锁性。结果表明:螺纹螺距为1mm的调焦机构Mises应力值大于其自锁标定值,自锁失效;螺距为1.5mm的调焦机构Mises应力值小于其自锁标定值,满足自锁要求。最后,对调焦机构进行了振动试验,结果显示:螺距为1mm的调焦机构焦平面位移达2 753μm,自锁失效;螺距为1.5mm的调焦机构焦平面位移为6μm,小于测量误差,机构自锁正常,验证了分析方法的可靠性。这种动力学环境下研究机构自锁性的新方法对工程应用具有重要的意义。     

索驱轮系传动误差建模及其参数敏感度研究

索驱轮系运动同步性是涉及两航天器交会对接的一项关键技术,其保证的难易程度可用参数敏感度来反映。为获得索驱轮系传动误差对参数的敏感度,先基于索驱轮系驱动过程钢索产生的形变建立了其传动误差模型,确定了传动误差影响因素。然后针对传动误差与参数间存在的复杂非线性关系,采用指数曲线拟合法,将该模型简化成传动误差与单因素关系,建立了参数敏感度方程,分析了参数敏感度对索驱轮系传动误差的影响,为实现航天器对接同步性有效控制,提高其装配效率提供一定参考。     

汽车安全带带感系统动力学研究

带感系统作为汽车安全带中的关键机构之一，对汽车被动安全性能具有极大影响。分析安全带卷收器的锁止工作原理，建立带感锁止系统的等效机构模型，并建立其动力学方程，分析带感机构中核心结构参数对系统锁止加速度以及织带拉出长度的影响，确定带感机构中带敏弹簧的刚度以及弹簧的初始压缩量的参数设计范围，通过实验验证动力学模型的正确性。为汽车安全带锁止性能的稳定性提供保障，为安全带锁止系统的结构优化设计提供理论依据。     

基于ADAMS的锁紧臂机构的动力学仿真及参数化分析

在一自动对接机构设计中,为了获得符合应用要求的锁紧臂机构参数,采用系统动力学仿真软件ADAMS建立了锁紧臂机构的动力学仿真模型,利用ADAMS软件的分析工具对参数化锁紧臂机构模型进行分析研究,获得了符合应用要求的参数值,从而实现了锁紧臂机构的优化设计.