对接机构动力学仿真

上海航天第28卷2011年第6期AEROSPACE SHANGHAI文章编号:1006-1630(2011)06-0017-06对接机构动力学仿真时军委12,徐峰2,胡雪平2,肖余之2(1.上海交通大学机械与动力工程学院,上海200240;2.上海市空间飞行器机构重点实验室,上海20108)摘要:以神舟飞船的对挟机构为研究对象,介绍了不同研制阶段仿真的任务规划,给出了研究中的对接机构仿真分析的捕获缓冲参数设计、数字样机、对接过程动力学仿真评估、试验验证与模型修正’以及对接动力学试验等关键词:对接机构;动力学仿真;虚拟样机;试验中图分类号文献标志码: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引言驱动组合六个功能单元。其中:对接环由3个导向我国的载人航天二期工程将突破交会对接技术板和1个环体组成,主要起导向消除主被动环初始作为关键技术,其中对接机构构型采用异体同构周偏差的作用;捕获锁在两环体重合过程中实现两对边内翻式口。异体同构周边内翻式对接机构可分为接环的连接;丝杠联系机构由1对滚珠丝杠副和丝主动和被动两部分,主动部分有可移动的对接环、对杠联系机构组成,单轴弹簧机构、电磁阻尼器各自分接框和对接锁系,被动部分由不可移动的对接环、对别通过锥齿轮与丝杠联系,丝杠联系组合的功能是接框和对接锁系等组成。对接环捕获锁等称为捕分管对接环横向滚转方向的运动自由度和缓冲性获缓冲机构,对接框和对接锁系称为连接密封机构。能;丝杠安装组合提供6根丝杠的安装摆动及向差对接过程中通过主、被动对接环及捕获锁实现捕获动组合的运动传递;差动组合由3个相互嵌套的差缓冲,通过对接锁系和对接框实现连接与分离。两动器和部分中间传动轴组成双轴弹簧机构装于其飞行器对接过程的动力学主要取决于对接机构的捕中2个差动器中,差动组合对丝杠联系组合的输出获缓冲系统进行差动,提供对接环偏航、俯仰方向的自由度和缓对接机构的捕获缓冲系统主要包括对接环、捕冲性能;丝杠联系组合与差动组合间由中间弹簧机获锁、丝杠联系组合丝杠安装组合、差动组合和主构联系;主驱动组合前装有自动调整摩擦制动器和始端弹簧机构,它佀与中间弹簧机构提供对接机构轴向的缓冲性中国煤化工相互配合实收稿日期:2011-0921修回日期:2011-11-15基金项目:上海科学技术委员会资助项目(06DZ22105)现控制对接HCNMHG具缓冲阻尼作者简介时军委(1976-),男,高级工程师,主要研究方向为对功能接机构动力学仿真技术空间对接时,两飞行器以一定的相对速度接近,上海航天18AEROSPACE SHANGHAI第28卷2011年第6期直至主、被动对接环相互碰撞、捕获,随后缓冲相对运动的能量等,是一典型的复杂动力学过程(2。在数设计绢果:9个弹两飞行器对接过程中,对接机构缓冲系统的性能直惨数,预紧力接关系空间对接的成败,须采用针对性的仿真与试设计输入与刚度;3验技术研究对接过程中的动力学问题,保证对接机量:初始条件缓冲性能门厘尼器参数,行器质量、载荷与结构参数设计下阻尼器系数最高转速构的设计能满足在轨对接任务34。程限制个摩擦制动基于仿真先行的理念,本文对我国神舟飞船对打滑力刻是)转速;传接机构研制中对接机构的捕获缓冲参数设计、数字比参数样机、对接过程动力学仿真评估、试验验证与模型修正,以及对接动力学试验等仿真进行了研究。对接过程对接机构数对接机构组动力学仿真字样机建模件、部件、缓冲元件设计1任务规划第三方复核整机等效性能预示L部件投对接机构的对接动力学研究具有长期性和系统性,不同的数学模型、仿真程序、试验设备均涉及对图2对接动力学设计与仿真流程接机构动力学研究的某部分,须分阶段制定全面的Fig 2 Docking dynamic design and simulation flowchart任务规划,分期分批解决,达到最终目标。基于对接机构研制早期制定的仿真先行方法,确定仿真亦按b)方案阶段的动力学仿真任务主要是设计、预产品研制阶段划分,根据产品在技术攻关、方案、初示和验证,即设计捕获缓冲系统的参数,顶示整机性样及正样阶段的研制任务,明确了各自的工作内容,能和对接捕获性能,利用方案样机的整机特性测试目的是以仿真驱动设计并为产品试验提供支撑。仿结果和对接试验结果分别验证数字样机和对接动力真参与产品研制的流程如图1所示。神舟飞船对接学仿真模型的正确性,并对模型作局部修正机构不同研制阶段仿真任务如下)初样阶段进行了大量和全面的试验。如对接a)攻关阶段解决的动力学仿真技术有:对接机初始条件的参数有11个,须合理安排试验工况,用构的参数设计方法;对接过程动力学仿真模型和软有限试验达到目的。除设计初样参数外,该阶段的件开发;对接机构数字样机建立。三者均为对接机动力学仿真主要是通过大量仿真制定有限的试验工构缓冲参数设计和性能评估的基础,由此可解决相况考核对接机构的捕获缓冲性能,试验分别在缓冲关设计和仿真工具问题。相关的攻关和第三方复核试验台综合试验台和热真空试验台进行。此外,动及部件设计为一由简到繁、由整体到局部再到整体学仿真的另一重要任务是进行对接初始条件的随的循环选代过程如图2所示。经反复迭代计算和机打靶仿真和给定故障的仿真。优化,最终的参数可达到部件投产水平。d)正样阶段动力学仿真进行了根据遥测数据进对接动力学仿真软件进行评估并制定试验工况用整机台试验结果验证设计方法正确性据遥测对接初始条件再现对接动力学过程;动力学缓冲试验台结果验证仿真软件正确性仿真任务没计方法和仿真模型修正根据对接机构遥测数据再现机构运动空间站阶段对接机构适应性仿真、载荷计算渗数敏感性分析====产品研制阶段攻关阶段正样阶段样阶段缓冲参数设计解决和掌握参数设计方法用方案阶段性能评估初样对接动力动力学建立对接动力学模型,开发对接动力学仿真软件:建立综合台仿真模型,给出试验台控制策略;仿真任务“仿真模型与敦件通过第三方复核开发综建立对接机构数字样机,预示整机性能制定缓中国煤化工随机打幕CNMH图1动力学仿真不同阶段的任务Fig. 1 Simulation mission in four phases第28卷2011年第6期时军委,等:对接机构动力学仿真19行在轨交会对接初始条件的再现仿真,以及空间站捕获后以对接环的大范围运动为特征,此时解阶段对接机构捕获缓冲参数的适应性仿真。耦和小位移假设会导致较大误差,须建立详细计算模型。捕获后的缓冲在纵向尤其重要,因对接机构2捕获缓冲系统参数设计传动链上的转动部件(6个滚珠丝杠副、传动元件和对接机构设计的关键是捕获缓冲系统参数。参差动器)需加速的惯量很大这导致纵向力惯性成分数设计须保证在对接初始条件范围内,接触碰撞后很大。工程设计中采用降低惯量和增加中间缓冲元能完成捕获;两飞行器间相互接近的动能须在对接件可有效解决该问题机构给定的行程和时间限制范围内衰减结束;对接另外因对接机构的传动链长且均涂有润滑脂,过程中的冲击载荷须在飞行器太阳帆板和对接机构对接机构的摩擦不可忽略载荷限制范围内。周边式对接机构采用差动缓冲阻尼系统,对接3数字样机过程中两对接环的相互碰撞及由此引起的动力学过在实际产品未实现之前,用MSC. ADAMS多程,以及捕获缓冲系统本身均涉及多个参数和过程,体系统动力学仿真软件建立了对接机构的数字样分析过程复杂。对接机构参数设计采用简化模型,机,仿真分析了机构特性流程如图3所示。在产可快速计算缓冲系统的力变形速度缓冲行程和撞品试验的同时又对已建立的数字样机模型进行了修击恢复系数等特征参数,这些近似值对缓冲系统参正,使数字样机更接近真实物理对象。数的设计有很高的参考价值模型简化时,将两个视为刚体的对接飞行器的对接机构案设计;机电系统设计构CAD设计相对运动和碰撞视作一有等效质量、惯量的物体与维实体PoE装配定义所有部件的质量和惯一仅有几何形状的固定障碍物的撞击。研究撞击过在 MECH/Pro中定义刚体程中捕获缓冲系统的状态涉及接触点的变形联系方数字样机建携佩施加运动,弹簧阻尼程,其中变形方程6个,联系方程6个,运动方程12出至 MSC. ADAMS/View个。最重要的联系方程是基于两物体在相互碰撞点MSC. ADAMS/View中处的速度之和与缓冲系统在该点的变形速度沿公法模型仿真伽或修改缓冲元件;定义仿真输入输出线的投影相等定义仿真设置,进行仿真数字样机同回成仿真动画模型简化后仍属复杂,还需根据对接机构特点仿真结果分析侩制仿真结果曲线作进一步简化,简化可分为对接正碰、有滚转偏差的直接碰撞和轨道面内的二维情况三种。对这三种模否∠果正确型进行捕获前的捕获状况和捕获后的缓冲阻尼状况数字样机给出行程、力矩的分析。捕获前要求系统足够“软”,以保证很好的捕[跃接机构阙值获;捕获后要求系统要足够“硬”,以保证在有限变形特性试验进行对接机构整机特性试验,处理试验曲线;量内的缓冲。缓冲参数设计以“软硬适度”进行分析对比仿真与试验曲线和设计。是否捕获前可认为在对接环各自由度解耦,环位移较小的条件下进行。其中有滚转偏差的捕获对缓冲数字样机识别摩擦、间隙并加入模型系统的要求最高,其捕获主要与该方向的临界恢复L模型修正修改模型中不坐的定义真研究参数的敏感性;系数有关,成立关系多任务仿真计试验优化仿真案微调可行性研究式中:s为恢复系数;m2,m2分别为纵向等效质量和碰撞点在飞行器轴向的等效质量。滚转偏差的对接中国煤化工图以对飞行器扰动最大为特征,为保证有滚转偏差时CNMHGprototype的捕获,须有正推发动机的辅助和足够低的恢复系数,应保证s=0.4~0.6,否则捕获不能实现。通过图3的流程建立包括对接环捕获锁、丝杠海航天AEROSPACE SHANGHAI第28卷2011年第6期联系组合、丝杠安装组合、差动组合、主驱动组合,以数的敏感性,其中主要关注传动比参数、结构行程及弹簧9个、阻尼器3个和摩擦制动器1个的数字元件性能等部分重要原始输入参数对缓冲系统性能样机如图4所示。参数的影响。研究发现传动比变化与对接环运动行程间存在近似线性关系,丝杠到单轴的传动比影响对接环的滚转与横向行程;丝杠到双轴弹簧的传动比影响对接环的偏航角行程;丝杠到双轴弹簧的传动比影响俯仰角。丝杠到电磁阻尼器的传动比与阻尼系数间的关系为非线性。传动比越高,参数的敏感性就越低4对接过程动力学仿真根据捕获缓冲系统的工作特性,将对接机构的图4对接机构数字样机整个对接过程分为首次接触至捕获、捕获至相对运Fig 4 Virtual prototype of APAs动的停止、拉紧、组合体飞行和分离五个阶段模拟。因为前两个阶段是对接过程的关键,而且有最大碰利用数字样机可研究对接机构捕获缓冲系统的撞载荷产生,要求在保证捕获条件下吸收很大的能性能,如对接环行程、对接环6个自由方向的性能与量,故对接过程动力学分析的重点是前两个阶段。缓冲元件性能间的关系及其敏感性,能在元件性能对接过程动力学仿真一般就是指前两个阶段。已知时对等效性能进行预示。图6(a)给出了对接仿真中最难且最复杂的是对接过程的动力学仿环横向行程的数字样机计算值与产品整机测试结真建模与软件开发。随着对接机构的研制模型与软果,图6(b)给出了数字样机等效性能计算值与产品件的完善和细化,从初期的定性分析为主,过渡到定整机特性测试性能曲线。由图可知:计算值与实测量分析为主,模拟功能和任务均不同,模型内容也略结果一致有差别,主要包括基于主被动对接环相互接触点确定、接触力计算、因相互接触作用产生的缓冲系统运动关系的描述、运动方程求解,以及控制系统作用确定等建立模型。31￥:行包对周边式对接机构来说,寻找导向板间相互接触作用点的模型非常复杂。为分析归纳接触类型对主被动导向板的边缘分别编号,如图6所示。l10101050(a)横向行程(a)主动(b)被动506主被动导向板边绿编号07090110Fig. 6 Contact analysis pointy/mm(b)纵向性能图5数字样机曲线与实测曲线分析Fig 5 Simulation result and test result程中可能H中国煤化工现接触碰撞过CNMH况,即主、被动导向板的6条边缘对应接触(1~6);主动导向板的6用对接机构数字样机模型分析对接机构相关参条边缘与被动对接环接触(7~12);被动导向板的6第28卷2011年第6期时军委,等:对接机构动力学仿真条边缘与主动对接环接触(13~18);主动环与被动式中:K为 Hertz接触刚度,其取值与材料、撞击作环彼此接触(19,20);主动导向板的外表面与被动环用点处的几何外形等相关;C1,C2为阻尼项系数;接触(21);被动导向板的外表面与主动环接触(22)。1.5;6,δ分别为接触点处法向相互“嵌入量”和为确定主被动对接机构导向板间的相对位置关相对速度,所得撞击力作用于法线方向口。根据系与相互接触撞击力,对22种接触类型应分别定义缓冲系统特性,F,M可表示为主动对接环相对主接触作用点处的公法线方向和作用点间距离。当作动飞行器运动的函数,有用点间的距离小于零时产生接触。F=f(r3r3v31);建立的飞行器及对接环三体相对运动模型坐标(10)M=μ(e311i1)系如图7所示。由牛顿欧拉矢量力学法可得式中:的为对接环转角。当不考虑传动链惯量的影响时,式(9)可直接用图5中的数字样机或整机等效性能曲线代替。2在详细模型中,式(9)与缓冲系统的元件工作关主动飞行器主动对接机构被动飞行器联,主动对接环的运动与缓冲元件的力通过6根丝杠的运动联系。为获得式(9),推导中应用了虚功原图7对接坐标系理、环运动与6根丝杠运动间的关系、6根丝杠运动Fig. 7 Docking coordinate与元件运动的关系、传动链的传动比,以及缓冲元件的刚度与阻尼特性等。(Fa+F)、十V×01;(2式(2)~(9)为代数-微分方程,编写的仿真软件=二(F+Fm)+(F+F)可在已知时刻主被动对接飞行器、主动对接环的相对位置、姿态获知后,通过积分确定下一时刻可能的v×o;(3)相互作用点,以及相互作用力与力矩,再求解主、被Io,+01X(Io)=M,+M。;动飞行器和主动对接环的运动方程r21=v21+r21×1;(5)仿真软件结构如图8所示。为保证软件的整体r3=v31+ra×o1;(6)水平,根据软件工程化要求,采用的措施有:规范的数据格式与文件管理;输人输出数据的标准接口;保02=m2-A201;证缓冲阻尼系统模型模块的相对独立性;允许用户A3101式中:r31=r1+r3;1,2,o3分别为各自坐标系中设置足够和必要的参数,以便对过程进行监控和处理主动飞行器、被动飞行器和主动对接环的角速度;m1,m2,m3分别为主动飞行器、被动飞行器和主动公共数据库前处理!对接环的质量;v21为被动飞行器相对主动飞行器的参数文件下用户定义数相关系统(判1制系统)数据运动;v为主动对接环相对主动飞行器的运动;Fn,--------5--------M,分别为作用于主动端的缓冲力和力矩;Fw,M参数输入仿真计算分别为作用于被动端的碰撞力和力矩;I1~I3分别[用意计]气b庭彩][作用力矩]为主动飞行器、被动飞行器和主动对接环的惯量021,031分别为被动飞行器和主动对接环相对主动【代数方程组[微分方程组飞行器的角速度;A21,A31分别为被动飞行器和主动输出计算仿真跟踪显示对接环相对主动飞行器的坐标转换阵;Fwm为发动机据输出后处理推力;i=1,2,320。可用经典 Hertz假定计算F中国煤化工M。,接触作用点的公法线方向上,撞击力CNMHGF=Ko+C8+C88 8>0;(9)图8仿真软件结构δ≤0Fig8 Simulation software configuration上海航天AEROSPACE SHANGHAI第28卷2011年第6期为保证软件的正确性,进行专门的第三方复核。统对接初始条件各变量假设的分布规律进行随机打主软件利用 Fortran程序开发,第三方复核模型采靶结果的对接分析,可粗略估计在轨对接的成功用成熟的商业软件DADS和MSC. ADAMS分别建概率立2套复核模型,见表1。采用统一的输人坐标系d)部分故障状态对产品或试验设备来说,某定义统一的输入参数。因建模简化、求解方法等采些故障难以模拟甚至不可出现。利用仿真软件可分用了不同的方法,故通过比对计算结果验证模型与析机械效率大幅降低、初始条件超差等故障的后果。仿真结果的正确性。最终,比较仿真与试验结果,以检验其正确性。5仿真与试验关系滚转中为5°,接近速度v2为200mm/s时对接试验基于对接机构动力学模型和对接过程动力学模和仿真所得位移如图9所示。由图可知:两者较为型的程序,以及相应的试验设备,可对对接机构的整一致机性能和对接过程进行仿真与分析,如仿真(性能与综合台试验;对接过程仿真)和试验(整机试验缓冲台缓冲试验、仿真综合台缓冲试验、热真空对接试验)等[。0对接机构动力学仿真与试验在对接机构研制过程中是“你中有我,我中有你”的循环迭代过程。其中主要是仿真评估、整机特性测试与数字样机,以及对接过程动力学仿真与对接动力学试验等迭代时间/s过程地面试验台的动力学试验可有效验证仿真软件图9仿真与试验结果比较正确性,且试验台自身也是研究对接动力学的关键Fig 9 Simulation and test result环节之一。试验台上的物理试验在对接动力学研究和整个对接机构系统的可靠性考核中均相当复杂对接机构的仿真,机构参数众多,对接初始重要7条件不可穷举,需有目的地进行仿真归类和组织。根据任务要求,对接过程仿真一般可分为以下四类基本分析:6结束语a)典型工况针对对接初始条件中的各种单项本文以神舟飞船的对接机构为对象,以对接机极限偏差进行分析,该分析方法有一定的针对性和构的捕获缓冲参数设计数字样机、对接过程动力学保守性,为地面试验工况指定提供指导。仿真评估试验验证与模型修正以及对接动力学试b)参数教感性在某参数变化条件下研究其验为主要研究内容,介绍了我国对接机构研制中动对整体系统的影响如从捕获速度的由大到小来说力学仿真。神舟飞船对接机构研制经验表明,欲实依次为滚转、横向、偏航俯仰到正碰,为交会系统提现高可靠性和高成功率须重视相关单机、部件的技供参考。术设计仿真和硬件系统的研制与试验,尤其是系统c)正态随机实际在轨交会时对接初始条件具的设计与研制,以及相应的对接动力学仿真和地面体值总是未知。根据制导、导航和控制(GNC)分系对接动力学试验表I三套对接过程仿真模型Tab. 1 Three simulation models of docking模型FortranDADS撞击力力平衡方程小弹簧模型小弹簧模型捕获模型考虑锁舌与卡板器的作用、位置关系考虑锁舌与卡板器的作用位置关系考虑锁舌与卡板器的作用、位置关系缓冲系统模型等效模型,六自由度解耦等效模型,六自由度解中国煤化工入元件性能参数捕获后模型被动飞行器与主动对接环固接限位弹簧近似模拟真实CNMHG动对接环固接积分法变步长积分变步长积分变步长积分(下转第48页AEROSPACE SHANGHAI第28卷2011年第6期图11卫显的二阶弯曲模态(41.08Hz)图12卫星的三阶弯曲模态(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计算结果与试验比较力学行为的复杂度。另外,动态接触过程中会发生Tab 2 Comparison of simulation and experiment接触面间的滑动及接触分离等现象,在进入接触过模态刚性连接/Hz包带模型连接/Hz试验/Hz程中还常伴有冲击发生,这些尚需作进一步研究。阶弯曲14.31二阶弯曲43.2241.0839.99争考文献三阶弯曲66.4168.08[1 NASA Goddard Space Flight Centre. Marman clampsystem design guidelines[R]. GD-Ed-2214, 2000[2]唐乾刚,孙世贤.包带式星箭紧锁预紧力分析[].国4结束语防科技大学学报,1996,18(2):2025本文对包带连接分离机构进行力学建模,分析3] TOLLAR D, ERNST M. Nonlinear finite element e-了包带预紧力、卡块与连接环间的接触力,以及两连valuation of marman clamp structure capability [R]接环间的接触力,并在此基础上将接触力等效为单AIAA1994-1346.元节点力实现了包带连接的有限元建模,用泰勒展[4] SHOGHI K, RAOH V, BARRANS SM. Stress in a开对模型进行线性化,讨论了包带连接对结构固有flat section band clamp[J]. Int Journal Mechanic Science,2003,217(7):821-830频率的影响。某卫星的算例结果验证了方法的有效[5] SHOGHI K, BARRANS S M, RAO H V. Stress in性。但包带连接涉及的接触面多,接触面的摩擦和V-section band clamps[J]. Int, Journal Mechanic Sci常伴有的应力集中与塑性变形均增加了包带连接ence,2004,218(3):251-261(上接第22页)[6] KANE T R, LEVINSON D A. Dynamics: theory and参考文献applications[M]. 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