上海航天第28卷2011年第6期AEROSPACE SHANGHAI文章編號:1006-1630(2011)06-0017-06對接機構(gòu)動力學(xué)仿真時軍委12,徐峰2,胡雪平2,肖余之2(1.上海交通大學(xué)機械與動力工程學(xué)院,上海200240;2.上海市空間飛行器機構(gòu)重點實驗室,上海20108)摘要:以神舟飛船的對挾機構(gòu)為研究對象,介紹了不同研制階段仿真的任務(wù)規(guī)劃,給出了研究中的對接機構(gòu)仿真分析的捕獲緩沖參數(shù)設(shè)計、數(shù)字樣機、對接過程動力學(xué)仿真評估、試驗驗證與模型修正’以及對接動力學(xué)試驗等關(guān)鍵詞:對接機構(gòu);動力學(xué)仿真;虛擬樣機;試驗中圖分類號文獻標(biāo)志碼:ADocking Mechanism Dynamic SimulationSHI Jun-wei,2, XU Feng, HU Xue ping XIAO Yu-zhi2(l. School of Mechanical Engineering, Shanghai Jiao Tong University, Shanghai 200240, China;2, Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Mechanism, Shanghai 201108, China)Abstract: The mission planning during various research phase was given out while the docking mechanism ofShenzhou spaceship was served as the research target in this paper. The capture and cushion parameter design,digital virtual prototype, verification of docking dynamic simulation, testing and model modification, and dockingdynamics test were presented.Keywords: Docking mechanism; Dynamic simulation; Virtual prototype; Test0引言驅(qū)動組合六個功能單元。其中:對接環(huán)由3個導(dǎo)向我國的載人航天二期工程將突破交會對接技術(shù)板和1個環(huán)體組成,主要起導(dǎo)向消除主被動環(huán)初始作為關(guān)鍵技術(shù),其中對接機構(gòu)構(gòu)型采用異體同構(gòu)周偏差的作用;捕獲鎖在兩環(huán)體重合過程中實現(xiàn)兩對邊內(nèi)翻式口。異體同構(gòu)周邊內(nèi)翻式對接機構(gòu)可分為接環(huán)的連接;絲杠聯(lián)系機構(gòu)由1對滾珠絲杠副和絲主動和被動兩部分,主動部分有可移動的對接環(huán)、對杠聯(lián)系機構(gòu)組成,單軸彈簧機構(gòu)、電磁阻尼器各自分接框和對接鎖系,被動部分由不可移動的對接環(huán)、對別通過錐齒輪與絲杠聯(lián)系,絲杠聯(lián)系組合的功能是接框和對接鎖系等組成。對接環(huán)捕獲鎖等稱為捕分管對接環(huán)橫向滾轉(zhuǎn)方向的運動自由度和緩沖性獲緩沖機構(gòu),對接框和對接鎖系稱為連接密封機構(gòu)。能;絲杠安裝組合提供6根絲杠的安裝擺動及向差對接過程中通過主、被動對接環(huán)及捕獲鎖實現(xiàn)捕獲動組合的運動傳遞;差動組合由3個相互嵌套的差緩沖,通過對接鎖系和對接框?qū)崿F(xiàn)連接與分離。兩動器和部分中間傳動軸組成雙軸彈簧機構(gòu)裝于其飛行器對接過程的動力學(xué)主要取決于對接機構(gòu)的捕中2個差動器中,差動組合對絲杠聯(lián)系組合的輸出獲緩沖系統(tǒng)進行差動,提供對接環(huán)偏航、俯仰方向的自由度和緩對接機構(gòu)的捕獲緩沖系統(tǒng)主要包括對接環(huán)、捕沖性能;絲杠聯(lián)系組合與差動組合間由中間彈簧機獲鎖、絲杠聯(lián)系組合絲杠安裝組合、差動組合和主構(gòu)聯(lián)系;主驅(qū)動組合前裝有自動調(diào)整摩擦制動器和始端彈簧機構(gòu),它佀與中間彈簧機構(gòu)提供對接機構(gòu)軸向的緩沖性中國煤化工相互配合實收稿日期:2011-0921修回日期:2011-11-15基金項目:上?？茖W(xué)技術(shù)委員會資助項目(06DZ22105)現(xiàn)控制對接HCNMHG具緩沖阻尼作者簡介時軍委(1976-),男,高級工程師,主要研究方向為對功能接機構(gòu)動力學(xué)仿真技術(shù)空間對接時,兩飛行器以一定的相對速度接近,上海航天18AEROSPACE SHANGHAI第28卷2011年第6期直至主、被動對接環(huán)相互碰撞、捕獲,隨后緩沖相對運動的能量等,是一典型的復(fù)雜動力學(xué)過程(2。在數(shù)設(shè)計絹果:9個彈兩飛行器對接過程中,對接機構(gòu)緩沖系統(tǒng)的性能直慘數(shù),預(yù)緊力接關(guān)系空間對接的成敗,須采用針對性的仿真與試設(shè)計輸入與剛度;3驗技術(shù)研究對接過程中的動力學(xué)問題,保證對接機量:初始條件緩沖性能門厘尼器參數(shù),行器質(zhì)量、載荷與結(jié)構(gòu)參數(shù)設(shè)計下阻尼器系數(shù)最高轉(zhuǎn)速構(gòu)的設(shè)計能滿足在軌對接任務(wù)34。程限制個摩擦制動基于仿真先行的理念,本文對我國神舟飛船對打滑力刻是)轉(zhuǎn)速;傳接機構(gòu)研制中對接機構(gòu)的捕獲緩沖參數(shù)設(shè)計、數(shù)字比參數(shù)樣機、對接過程動力學(xué)仿真評估、試驗驗證與模型修正,以及對接動力學(xué)試驗等仿真進行了研究。對接過程對接機構(gòu)數(shù)對接機構(gòu)組動力學(xué)仿真字樣機建模件、部件、緩沖元件設(shè)計1任務(wù)規(guī)劃第三方復(fù)核整機等效性能預(yù)示L部件投對接機構(gòu)的對接動力學(xué)研究具有長期性和系統(tǒng)性,不同的數(shù)學(xué)模型、仿真程序、試驗設(shè)備均涉及對圖2對接動力學(xué)設(shè)計與仿真流程接機構(gòu)動力學(xué)研究的某部分,須分階段制定全面的Fig 2 Docking dynamic design and simulation flowchart任務(wù)規(guī)劃,分期分批解決,達到最終目標(biāo)?；趯訖C構(gòu)研制早期制定的仿真先行方法,確定仿真亦按b)方案階段的動力學(xué)仿真任務(wù)主要是設(shè)計、預(yù)產(chǎn)品研制階段劃分,根據(jù)產(chǎn)品在技術(shù)攻關(guān)、方案、初示和驗證,即設(shè)計捕獲緩沖系統(tǒng)的參數(shù),頂示整機性樣及正樣階段的研制任務(wù),明確了各自的工作內(nèi)容,能和對接捕獲性能,利用方案樣機的整機特性測試目的是以仿真驅(qū)動設(shè)計并為產(chǎn)品試驗提供支撐。仿結(jié)果和對接試驗結(jié)果分別驗證數(shù)字樣機和對接動力真參與產(chǎn)品研制的流程如圖1所示。神舟飛船對接學(xué)仿真模型的正確性,并對模型作局部修正機構(gòu)不同研制階段仿真任務(wù)如下)初樣階段進行了大量和全面的試驗。如對接a)攻關(guān)階段解決的動力學(xué)仿真技術(shù)有:對接機初始條件的參數(shù)有11個,須合理安排試驗工況,用構(gòu)的參數(shù)設(shè)計方法;對接過程動力學(xué)仿真模型和軟有限試驗達到目的。除設(shè)計初樣參數(shù)外,該階段的件開發(fā);對接機構(gòu)數(shù)字樣機建立。三者均為對接機動力學(xué)仿真主要是通過大量仿真制定有限的試驗工構(gòu)緩沖參數(shù)設(shè)計和性能評估的基礎(chǔ),由此可解決相況考核對接機構(gòu)的捕獲緩沖性能,試驗分別在緩沖關(guān)設(shè)計和仿真工具問題。相關(guān)的攻關(guān)和第三方復(fù)核試驗臺綜合試驗臺和熱真空試驗臺進行。此外,動及部件設(shè)計為一由簡到繁、由整體到局部再到整體學(xué)仿真的另一重要任務(wù)是進行對接初始條件的隨的循環(huán)選代過程如圖2所示。經(jīng)反復(fù)迭代計算和機打靶仿真和給定故障的仿真。優(yōu)化,最終的參數(shù)可達到部件投產(chǎn)水平。d)正樣階段動力學(xué)仿真進行了根據(jù)遙測數(shù)據(jù)進對接動力學(xué)仿真軟件進行評估并制定試驗工況用整機臺試驗結(jié)果驗證設(shè)計方法正確性據(jù)遙測對接初始條件再現(xiàn)對接動力學(xué)過程;動力學(xué)緩沖試驗臺結(jié)果驗證仿真軟件正確性仿真任務(wù)沒計方法和仿真模型修正根據(jù)對接機構(gòu)遙測數(shù)據(jù)再現(xiàn)機構(gòu)運動空間站階段對接機構(gòu)適應(yīng)性仿真、載荷計算滲數(shù)敏感性分析====產(chǎn)品研制階段攻關(guān)階段正樣階段樣階段緩沖參數(shù)設(shè)計解決和掌握參數(shù)設(shè)計方法用方案階段性能評估初樣對接動力動力學(xué)建立對接動力學(xué)模型,開發(fā)對接動力學(xué)仿真軟件:建立綜合臺仿真模型,給出試驗臺控制策略;仿真任務(wù)“仿真模型與敦件通過第三方復(fù)核開發(fā)綜建立對接機構(gòu)數(shù)字樣機,預(yù)示整機性能制定緩中國煤化工隨機打幕CNMH圖1動力學(xué)仿真不同階段的任務(wù)Fig. 1 Simulation mission in four phases第28卷2011年第6期時軍委,等:對接機構(gòu)動力學(xué)仿真19行在軌交會對接初始條件的再現(xiàn)仿真,以及空間站捕獲后以對接環(huán)的大范圍運動為特征,此時解階段對接機構(gòu)捕獲緩沖參數(shù)的適應(yīng)性仿真。耦和小位移假設(shè)會導(dǎo)致較大誤差,須建立詳細計算模型。捕獲后的緩沖在縱向尤其重要,因?qū)訖C構(gòu)2捕獲緩沖系統(tǒng)參數(shù)設(shè)計傳動鏈上的轉(zhuǎn)動部件(6個滾珠絲杠副、傳動元件和對接機構(gòu)設(shè)計的關(guān)鍵是捕獲緩沖系統(tǒng)參數(shù)。參差動器)需加速的慣量很大這導(dǎo)致縱向力慣性成分?jǐn)?shù)設(shè)計須保證在對接初始條件范圍內(nèi),接觸碰撞后很大。工程設(shè)計中采用降低慣量和增加中間緩沖元能完成捕獲;兩飛行器間相互接近的動能須在對接件可有效解決該問題機構(gòu)給定的行程和時間限制范圍內(nèi)衰減結(jié)束;對接另外因?qū)訖C構(gòu)的傳動鏈長且均涂有潤滑脂,過程中的沖擊載荷須在飛行器太陽帆板和對接機構(gòu)對接機構(gòu)的摩擦不可忽略載荷限制范圍內(nèi)。周邊式對接機構(gòu)采用差動緩沖阻尼系統(tǒng),對接3數(shù)字樣機過程中兩對接環(huán)的相互碰撞及由此引起的動力學(xué)過在實際產(chǎn)品未實現(xiàn)之前,用MSC. ADAMS多程,以及捕獲緩沖系統(tǒng)本身均涉及多個參數(shù)和過程,體系統(tǒng)動力學(xué)仿真軟件建立了對接機構(gòu)的數(shù)字樣分析過程復(fù)雜。對接機構(gòu)參數(shù)設(shè)計采用簡化模型,機,仿真分析了機構(gòu)特性流程如圖3所示。在產(chǎn)可快速計算緩沖系統(tǒng)的力變形速度緩沖行程和撞品試驗的同時又對已建立的數(shù)字樣機模型進行了修擊恢復(fù)系數(shù)等特征參數(shù),這些近似值對緩沖系統(tǒng)參正,使數(shù)字樣機更接近真實物理對象。數(shù)的設(shè)計有很高的參考價值模型簡化時,將兩個視為剛體的對接飛行器的對接機構(gòu)案設(shè)計;機電系統(tǒng)設(shè)計構(gòu)CAD設(shè)計相對運動和碰撞視作一有等效質(zhì)量、慣量的物體與維實體PoE裝配定義所有部件的質(zhì)量和慣一僅有幾何形狀的固定障礙物的撞擊。研究撞擊過在 MECH/Pro中定義剛體程中捕獲緩沖系統(tǒng)的狀態(tài)涉及接觸點的變形聯(lián)系方數(shù)字樣機建攜佩施加運動,彈簧阻尼程,其中變形方程6個,聯(lián)系方程6個,運動方程12出至 MSC. ADAMS/View個。最重要的聯(lián)系方程是基于兩物體在相互碰撞點MSC. ADAMS/View中處的速度之和與緩沖系統(tǒng)在該點的變形速度沿公法模型仿真伽或修改緩沖元件;定義仿真輸入輸出線的投影相等定義仿真設(shè)置,進行仿真數(shù)字樣機同回成仿真動畫模型簡化后仍屬復(fù)雜,還需根據(jù)對接機構(gòu)特點仿真結(jié)果分析儈制仿真結(jié)果曲線作進一步簡化,簡化可分為對接正碰、有滾轉(zhuǎn)偏差的直接碰撞和軌道面內(nèi)的二維情況三種。對這三種模否∠果正確型進行捕獲前的捕獲狀況和捕獲后的緩沖阻尼狀況數(shù)字樣機給出行程、力矩的分析。捕獲前要求系統(tǒng)足夠“軟”,以保證很好的捕[躍接機構(gòu)闕值獲;捕獲后要求系統(tǒng)要足夠“硬”,以保證在有限變形特性試驗進行對接機構(gòu)整機特性試驗,處理試驗曲線;量內(nèi)的緩沖。緩沖參數(shù)設(shè)計以“軟硬適度”進行分析對比仿真與試驗曲線和設(shè)計。是否捕獲前可認(rèn)為在對接環(huán)各自由度解耦,環(huán)位移較小的條件下進行。其中有滾轉(zhuǎn)偏差的捕獲對緩沖數(shù)字樣機識別摩擦、間隙并加入模型系統(tǒng)的要求最高,其捕獲主要與該方向的臨界恢復(fù)L模型修正修改模型中不坐的定義真研究參數(shù)的敏感性;系數(shù)有關(guān),成立關(guān)系多任務(wù)仿真計試驗優(yōu)化仿真案微調(diào)可行性研究式中:s為恢復(fù)系數(shù);m2,m2分別為縱向等效質(zhì)量和碰撞點在飛行器軸向的等效質(zhì)量。滾轉(zhuǎn)偏差的對接中國煤化工圖以對飛行器擾動最大為特征,為保證有滾轉(zhuǎn)偏差時CNMHGprototype的捕獲,須有正推發(fā)動機的輔助和足夠低的恢復(fù)系數(shù),應(yīng)保證s=0.4~0.6,否則捕獲不能實現(xiàn)。通過圖3的流程建立包括對接環(huán)捕獲鎖、絲杠海航天AEROSPACE SHANGHAI第28卷2011年第6期聯(lián)系組合、絲杠安裝組合、差動組合、主驅(qū)動組合,以數(shù)的敏感性,其中主要關(guān)注傳動比參數(shù)、結(jié)構(gòu)行程及彈簧9個、阻尼器3個和摩擦制動器1個的數(shù)字元件性能等部分重要原始輸入?yún)?shù)對緩沖系統(tǒng)性能樣機如圖4所示。參數(shù)的影響。研究發(fā)現(xiàn)傳動比變化與對接環(huán)運動行程間存在近似線性關(guān)系,絲杠到單軸的傳動比影響對接環(huán)的滾轉(zhuǎn)與橫向行程;絲杠到雙軸彈簧的傳動比影響對接環(huán)的偏航角行程;絲杠到雙軸彈簧的傳動比影響俯仰角。絲杠到電磁阻尼器的傳動比與阻尼系數(shù)間的關(guān)系為非線性。傳動比越高,參數(shù)的敏感性就越低4對接過程動力學(xué)仿真根據(jù)捕獲緩沖系統(tǒng)的工作特性,將對接機構(gòu)的圖4對接機構(gòu)數(shù)字樣機整個對接過程分為首次接觸至捕獲、捕獲至相對運Fig 4 Virtual prototype of APAs動的停止、拉緊、組合體飛行和分離五個階段模擬。因為前兩個階段是對接過程的關(guān)鍵,而且有最大碰利用數(shù)字樣機可研究對接機構(gòu)捕獲緩沖系統(tǒng)的撞載荷產(chǎn)生,要求在保證捕獲條件下吸收很大的能性能,如對接環(huán)行程、對接環(huán)6個自由方向的性能與量,故對接過程動力學(xué)分析的重點是前兩個階段。緩沖元件性能間的關(guān)系及其敏感性,能在元件性能對接過程動力學(xué)仿真一般就是指前兩個階段。已知時對等效性能進行預(yù)示。圖6(a)給出了對接仿真中最難且最復(fù)雜的是對接過程的動力學(xué)仿環(huán)橫向行程的數(shù)字樣機計算值與產(chǎn)品整機測試結(jié)真建模與軟件開發(fā)。隨著對接機構(gòu)的研制模型與軟果,圖6(b)給出了數(shù)字樣機等效性能計算值與產(chǎn)品件的完善和細化,從初期的定性分析為主,過渡到定整機特性測試性能曲線。由圖可知:計算值與實測量分析為主,模擬功能和任務(wù)均不同,模型內(nèi)容也略結(jié)果一致有差別,主要包括基于主被動對接環(huán)相互接觸點確定、接觸力計算、因相互接觸作用產(chǎn)生的緩沖系統(tǒng)運動關(guān)系的描述、運動方程求解,以及控制系統(tǒng)作用確定等建立模型。31￥:行包對周邊式對接機構(gòu)來說,尋找導(dǎo)向板間相互接觸作用點的模型非常復(fù)雜。為分析歸納接觸類型對主被動導(dǎo)向板的邊緣分別編號,如圖6所示。l10101050(a)橫向行程(a)主動(b)被動506主被動導(dǎo)向板邊綠編號07090110Fig. 6 Contact analysis pointy/mm(b)縱向性能圖5數(shù)字樣機曲線與實測曲線分析Fig 5 Simulation result and test result程中可能H中國煤化工現(xiàn)接觸碰撞過CNMH況,即主、被動導(dǎo)向板的6條邊緣對應(yīng)接觸(1~6);主動導(dǎo)向板的6用對接機構(gòu)數(shù)字樣機模型分析對接機構(gòu)相關(guān)參條邊緣與被動對接環(huán)接觸(7~12);被動導(dǎo)向板的6第28卷2011年第6期時軍委,等:對接機構(gòu)動力學(xué)仿真條邊緣與主動對接環(huán)接觸(13~18);主動環(huán)與被動式中:K為 Hertz接觸剛度,其取值與材料、撞擊作環(huán)彼此接觸(19,20);主動導(dǎo)向板的外表面與被動環(huán)用點處的幾何外形等相關(guān);C1,C2為阻尼項系數(shù);接觸(21);被動導(dǎo)向板的外表面與主動環(huán)接觸(22)。1.5;6,δ分別為接觸點處法向相互“嵌入量”和為確定主被動對接機構(gòu)導(dǎo)向板間的相對位置關(guān)相對速度,所得撞擊力作用于法線方向口。根據(jù)系與相互接觸撞擊力,對22種接觸類型應(yīng)分別定義緩沖系統(tǒng)特性,F,M可表示為主動對接環(huán)相對主接觸作用點處的公法線方向和作用點間距離。當(dāng)作動飛行器運動的函數(shù),有用點間的距離小于零時產(chǎn)生接觸。F=f(r3r3v31);建立的飛行器及對接環(huán)三體相對運動模型坐標(biāo)(10)M=μ(e311i1)系如圖7所示。由牛頓歐拉矢量力學(xué)法可得式中:的為對接環(huán)轉(zhuǎn)角。當(dāng)不考慮傳動鏈慣量的影響時,式(9)可直接用圖5中的數(shù)字樣機或整機等效性能曲線代替。2在詳細模型中,式(9)與緩沖系統(tǒng)的元件工作關(guān)主動飛行器主動對接機構(gòu)被動飛行器聯(lián),主動對接環(huán)的運動與緩沖元件的力通過6根絲杠的運動聯(lián)系。為獲得式(9),推導(dǎo)中應(yīng)用了虛功原圖7對接坐標(biāo)系理、環(huán)運動與6根絲杠運動間的關(guān)系、6根絲杠運動Fig. 7 Docking coordinate與元件運動的關(guān)系、傳動鏈的傳動比,以及緩沖元件的剛度與阻尼特性等。(Fa+F)、十V×01;(2式(2)~(9)為代數(shù)-微分方程,編寫的仿真軟件=二(F+Fm)+(F+F)可在已知時刻主被動對接飛行器、主動對接環(huán)的相對位置、姿態(tài)獲知后,通過積分確定下一時刻可能的v×o;(3)相互作用點,以及相互作用力與力矩,再求解主、被Io,+01X(Io)=M,+M。;動飛行器和主動對接環(huán)的運動方程r21=v21+r21×1;(5)仿真軟件結(jié)構(gòu)如圖8所示。為保證軟件的整體r3=v31+ra×o1;(6)水平,根據(jù)軟件工程化要求,采用的措施有:規(guī)范的數(shù)據(jù)格式與文件管理;輸人輸出數(shù)據(jù)的標(biāo)準(zhǔn)接口;保02=m2-A201;證緩沖阻尼系統(tǒng)模型模塊的相對獨立性;允許用戶A3101式中:r31=r1+r3;1,2,o3分別為各自坐標(biāo)系中設(shè)置足夠和必要的參數(shù),以便對過程進行監(jiān)控和處理主動飛行器、被動飛行器和主動對接環(huán)的角速度;m1,m2,m3分別為主動飛行器、被動飛行器和主動公共數(shù)據(jù)庫前處理!對接環(huán)的質(zhì)量;v21為被動飛行器相對主動飛行器的參數(shù)文件下用戶定義數(shù)相關(guān)系統(tǒng)(判1制系統(tǒng))數(shù)據(jù)運動;v為主動對接環(huán)相對主動飛行器的運動;Fn,--------5--------M,分別為作用于主動端的緩沖力和力矩;Fw,M參數(shù)輸入仿真計算分別為作用于被動端的碰撞力和力矩;I1~I3分別[用意計]氣b庭彩][作用力矩]為主動飛行器、被動飛行器和主動對接環(huán)的慣量021,031分別為被動飛行器和主動對接環(huán)相對主動【代數(shù)方程組[微分方程組飛行器的角速度;A21,A31分別為被動飛行器和主動輸出計算仿真跟蹤顯示對接環(huán)相對主動飛行器的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換陣;Fwm為發(fā)動機據(jù)輸出后處理推力;i=1,2,320?？捎媒?jīng)典 Hertz假定計算F中國煤化工M。,接觸作用點的公法線方向上,撞擊力CNMHGF=Ko+C8+C88 8>0;(9)圖8仿真軟件結(jié)構(gòu)δ≤0Fig8 Simulation software configuration上海航天AEROSPACE SHANGHAI第28卷2011年第6期為保證軟件的正確性,進行專門的第三方復(fù)核。統(tǒng)對接初始條件各變量假設(shè)的分布規(guī)律進行隨機打主軟件利用 Fortran程序開發(fā),第三方復(fù)核模型采靶結(jié)果的對接分析,可粗略估計在軌對接的成功用成熟的商業(yè)軟件DADS和MSC. ADAMS分別建概率立2套復(fù)核模型,見表1。采用統(tǒng)一的輸人坐標(biāo)系d)部分故障狀態(tài)對產(chǎn)品或試驗設(shè)備來說,某定義統(tǒng)一的輸入?yún)?shù)。因建模簡化、求解方法等采些故障難以模擬甚至不可出現(xiàn)。利用仿真軟件可分用了不同的方法,故通過比對計算結(jié)果驗證模型與析機械效率大幅降低、初始條件超差等故障的后果。仿真結(jié)果的正確性。最終,比較仿真與試驗結(jié)果,以檢驗其正確性。5仿真與試驗關(guān)系滾轉(zhuǎn)中為5°,接近速度v2為200mm/s時對接試驗基于對接機構(gòu)動力學(xué)模型和對接過程動力學(xué)模和仿真所得位移如圖9所示。由圖可知:兩者較為型的程序,以及相應(yīng)的試驗設(shè)備,可對對接機構(gòu)的整一致機性能和對接過程進行仿真與分析,如仿真(性能與綜合臺試驗;對接過程仿真)和試驗(整機試驗緩沖臺緩沖試驗、仿真綜合臺緩沖試驗、熱真空對接試驗)等[。0對接機構(gòu)動力學(xué)仿真與試驗在對接機構(gòu)研制過程中是“你中有我,我中有你”的循環(huán)迭代過程。其中主要是仿真評估、整機特性測試與數(shù)字樣機,以及對接過程動力學(xué)仿真與對接動力學(xué)試驗等迭代時間/s過程地面試驗臺的動力學(xué)試驗可有效驗證仿真軟件圖9仿真與試驗結(jié)果比較正確性,且試驗臺自身也是研究對接動力學(xué)的關(guān)鍵Fig 9 Simulation and test result環(huán)節(jié)之一。試驗臺上的物理試驗在對接動力學(xué)研究和整個對接機構(gòu)系統(tǒng)的可靠性考核中均相當(dāng)復(fù)雜對接機構(gòu)的仿真,機構(gòu)參數(shù)眾多,對接初始重要7條件不可窮舉,需有目的地進行仿真歸類和組織。根據(jù)任務(wù)要求,對接過程仿真一般可分為以下四類基本分析:6結(jié)束語a)典型工況針對對接初始條件中的各種單項本文以神舟飛船的對接機構(gòu)為對象,以對接機極限偏差進行分析,該分析方法有一定的針對性和構(gòu)的捕獲緩沖參數(shù)設(shè)計數(shù)字樣機、對接過程動力學(xué)保守性,為地面試驗工況指定提供指導(dǎo)。仿真評估試驗驗證與模型修正以及對接動力學(xué)試b)參數(shù)教感性在某參數(shù)變化條件下研究其驗為主要研究內(nèi)容,介紹了我國對接機構(gòu)研制中動對整體系統(tǒng)的影響如從捕獲速度的由大到小來說力學(xué)仿真。神舟飛船對接機構(gòu)研制經(jīng)驗表明,欲實依次為滾轉(zhuǎn)、橫向、偏航俯仰到正碰,為交會系統(tǒng)提現(xiàn)高可靠性和高成功率須重視相關(guān)單機、部件的技供參考。術(shù)設(shè)計仿真和硬件系統(tǒng)的研制與試驗,尤其是系統(tǒng)c)正態(tài)隨機實際在軌交會時對接初始條件具的設(shè)計與研制,以及相應(yīng)的對接動力學(xué)仿真和地面體值總是未知。根據(jù)制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制(GNC)分系對接動力學(xué)試驗表I三套對接過程仿真模型Tab. 1 Three simulation models of docking模型FortranDADS撞擊力力平衡方程小彈簧模型小彈簧模型捕獲模型考慮鎖舌與卡板器的作用、位置關(guān)系考慮鎖舌與卡板器的作用位置關(guān)系考慮鎖舌與卡板器的作用、位置關(guān)系緩沖系統(tǒng)模型等效模型,六自由度解耦等效模型,六自由度解中國煤化工入元件性能參數(shù)捕獲后模型被動飛行器與主動對接環(huán)固接限位彈簧近似模擬真實CNMHG動對接環(huán)固接積分法變步長積分變步長積分變步長積分(下轉(zhuǎn)第48頁AEROSPACE SHANGHAI第28卷2011年第6期圖11衛(wèi)顯的二階彎曲模態(tài)(41.08Hz)圖12衛(wèi)星的三階彎曲模態(tài)(66,41Hz)Fig. 11 Modal shape of some satellite with 2 order ofFig. 12 Modal shape of some satellite with 3 order ofbend (41. 08 Hz)bend (66. 41 Hz)表1計算結(jié)果與試驗比較力學(xué)行為的復(fù)雜度。另外,動態(tài)接觸過程中會發(fā)生Tab 2 Comparison of simulation and experiment接觸面間的滑動及接觸分離等現(xiàn)象,在進入接觸過模態(tài)剛性連接/Hz包帶模型連接/Hz試驗/Hz程中還常伴有沖擊發(fā)生,這些尚需作進一步研究。階彎曲14.31二階彎曲43.2241.0839.99爭考文獻三階彎曲66.4168.08[1 NASA Goddard Space Flight Centre. Marman clampsystem design guidelines[R]. GD-Ed-2214, 2000[2]唐乾剛,孫世賢.包帶式星箭緊鎖預(yù)緊力分析[].國4結(jié)束語防科技大學(xué)學(xué)報,1996,18(2):2025本文對包帶連接分離機構(gòu)進行力學(xué)建模,分析3] TOLLAR D, ERNST M. Nonlinear finite element e-了包帶預(yù)緊力、卡塊與連接環(huán)間的接觸力,以及兩連valuation of marman clamp structure capability [R]接環(huán)間的接觸力,并在此基礎(chǔ)上將接觸力等效為單AIAA1994-1346.元節(jié)點力實現(xiàn)了包帶連接的有限元建模,用泰勒展[4] SHOGHI K, RAOH V, BARRANS SM. Stress in a開對模型進行線性化,討論了包帶連接對結(jié)構(gòu)固有flat section band clamp[J]. Int Journal Mechanic Science,2003,217(7):821-830頻率的影響。某衛(wèi)星的算例結(jié)果驗證了方法的有效[5] SHOGHI K, BARRANS S M, RAO H V. Stress in性。但包帶連接涉及的接觸面多,接觸面的摩擦和V-section band clamps[J]. Int, Journal Mechanic Sci常伴有的應(yīng)力集中與塑性變形均增加了包帶連接ence,2004,218(3):251-261(上接第22頁)[6] KANE T R, LEVINSON D A. Dynamics: theory and參考文獻applications[M]. Columbus: McGraw-Hill Book Cor[1]婁漢文,曲廣吉,劉濟生.空間對接機構(gòu)[M].北京pany, 1985航天工業(yè)出版社,1992[7]孔祥安.固體接觸力學(xué)[M].北京:中國鐵道出版社[2]洪嘉振.計算多體系統(tǒng)動力學(xué)[M].北京:高等教育出版社,1999[8] GLADWELL G ML.經(jīng)典彈性理論中的接觸問題[3]婁漢文,張柏楠,劉宇,空間對接機構(gòu)的試驗技術(shù)[M].范天佐(譯).北京:北京理工大學(xué)出版社,J.飛行器工程,1994,3(3):23-31.1991[4]林來興,航天器空間交會對接的仿真技術(shù)和仿真試驗[9]LNHA AIT A N c CrHMIDT M, et al方法[J].載人航天,1997(2):28-37中國煤化工[5]賈長治. MDADAMS虛擬樣機技術(shù)入門到精通[M]CNMHGAIAA95-1371北京:機械工業(yè)出版社,2010