對接機構動(dòng)力學(xué)仿真

上海航天第28卷2011年第6期A(yíng)EROSPACE SHANGHAI文章編號:1006-1630(2011)06-0017-06對接機構動(dòng)力學(xué)仿真時(shí)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(dòng)力工程學(xué)院,上海200240;2.上海市空間飛行器機構重點(diǎn)實(shí)驗室,上海20108)摘要:以神舟飛船的對挾機構為研究對象,介紹了不同研制階段仿真的任務(wù)規劃,給出了研究中的對接機構仿真分析的捕獲緩沖參數設計、數字樣機、對接過(guò)程動(dòng)力學(xué)仿真評估、試驗驗證與模型修正’以及對接動(dòng)力學(xué)試驗等關(guān)鍵詞:對接機構;動(dòng)力學(xué)仿真;虛擬樣機;試驗中圖分類(lèi)號文獻標志碼: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引言驅動(dòng)組合六個(gè)功能單元。其中:對接環(huán)由3個(gè)導向我國的載人航天二期工程將突破交會(huì )對接技術(shù)板和1個(gè)環(huán)體組成,主要起導向消除主被動(dòng)環(huán)初始作為關(guān)鍵技術(shù),其中對接機構構型采用異體同構周偏差的作用;捕獲鎖在兩環(huán)體重合過(guò)程中實(shí)現兩對邊內翻式口。異體同構周邊內翻式對接機構可分為接環(huán)的連接;絲杠聯(lián)系機構由1對滾珠絲杠副和絲主動(dòng)和被動(dòng)兩部分,主動(dòng)部分有可移動(dòng)的對接環(huán)、對杠聯(lián)系機構組成,單軸彈簧機構、電磁阻尼器各自分接框和對接鎖系,被動(dòng)部分由不可移動(dòng)的對接環(huán)、對別通過(guò)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(chēng)為捕分管對接環(huán)橫向滾轉方向的運動(dòng)自由度和緩沖性獲緩沖機構,對接框和對接鎖系稱(chēng)為連接密封機構。能;絲杠安裝組合提供6根絲杠的安裝擺動(dòng)及向差對接過(guò)程中通過(guò)主、被動(dòng)對接環(huán)及捕獲鎖實(shí)現捕獲動(dòng)組合的運動(dòng)傳遞;差動(dòng)組合由3個(gè)相互嵌套的差緩沖,通過(guò)對接鎖系和對接框實(shí)現連接與分離。兩動(dòng)器和部分中間傳動(dòng)軸組成雙軸彈簧機構裝于其飛行器對接過(guò)程的動(dòng)力學(xué)主要取決于對接機構的捕中2個(gè)差動(dòng)器中,差動(dòng)組合對絲杠聯(lián)系組合的輸出獲緩沖系統進(jìn)行差動(dòng),提供對接環(huán)偏航、俯仰方向的自由度和緩對接機構的捕獲緩沖系統主要包括對接環(huán)、捕沖性能;絲杠聯(lián)系組合與差動(dòng)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(dòng)組合和主構聯(lián)系;主驅動(dòng)組合前裝有自動(dòng)調整摩擦制動(dòng)器和始端彈簧機構,它佀與中間彈簧機構提供對接機構軸向的緩沖性中國煤化工相互配合實(shí)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(huì )資助項目(06DZ22105)現控制對接HCNMHG具緩沖阻尼作者簡(jiǎn)介時(shí)軍委(1976-),男,高級工程師,主要研究方向為對功能接機構動(dòng)力學(xué)仿真技術(shù)空間對接時(shí),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(dòng)對接環(huán)相互碰撞、捕獲,隨后緩沖相對運動(dòng)的能量等,是一典型的復雜動(dòng)力學(xué)過(guò)程(2。在數設計絹果:9個(gè)彈兩飛行器對接過(guò)程中,對接機構緩沖系統的性能直慘數,預緊力接關(guān)系空間對接的成敗,須采用針對性的仿真與試設計輸入與剛度;3驗技術(shù)研究對接過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題,保證對接機量:初始條件緩沖性能門(mén)厘尼器參數,行器質(zhì)量、載荷與結構參數設計下阻尼器系數最高轉速構的設計能滿(mǎn)足在軌對接任務(wù)34。程限制個(gè)摩擦制動(dòng)基于仿真先行的理念,本文對我國神舟飛船對打滑力刻是)轉速;傳接機構研制中對接機構的捕獲緩沖參數設計、數字比參數樣機、對接過(guò)程動(dòng)力學(xué)仿真評估、試驗驗證與模型修正,以及對接動(dòng)力學(xué)試驗等仿真進(jìn)行了研究。對接過(guò)程對接機構數對接機構組動(dòng)力學(xué)仿真字樣機建模件、部件、緩沖元件設計1任務(wù)規劃第三方復核整機等效性能預示L部件投對接機構的對接動(dòng)力學(xué)研究具有長(cháng)期性和系統性,不同的數學(xué)模型、仿真程序、試驗設備均涉及對圖2對接動(dòng)力學(xué)設計與仿真流程接機構動(dòng)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)規劃,分期分批解決,達到最終目標?；趯訖C構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(dòng)力學(xué)仿真任務(wù)主要是設計、預產(chǎn)品研制階段劃分,根據產(chǎn)品在技術(shù)攻關(guān)、方案、初示和驗證,即設計捕獲緩沖系統的參數,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動(dòng)設計并為產(chǎn)品試驗提供支撐。仿結果和對接試驗結果分別驗證數字樣機和對接動(dòng)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不同研制階段仿真任務(wù)如下)初樣階段進(jìn)行了大量和全面的試驗。如對接a)攻關(guān)階段解決的動(dòng)力學(xué)仿真技術(shù)有:對接機初始條件的參數有11個(gè),須合理安排試驗工況,用構的參數設計方法;對接過(guò)程動(dòng)力學(xué)仿真模型和軟有限試驗達到目的。除設計初樣參數外,該階段的件開(kāi)發(fā);對接機構數字樣機建立。三者均為對接機動(dòng)力學(xué)仿真主要是通過(guò)大量仿真制定有限的試驗工構緩沖參數設計和性能評估的基礎,由此可解決相況考核對接機構的捕獲緩沖性能,試驗分別在緩沖關(guān)設計和仿真工具問(wèn)題。相關(guān)的攻關(guān)和第三方復核試驗臺綜合試驗臺和熱真空試驗臺進(jìn)行。此外,動(dòng)及部件設計為一由簡(jiǎn)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(jìn)行對接初始條件的隨的循環(huán)選代過(guò)程如圖2所示。經(jīng)反復迭代計算和機打靶仿真和給定故障的仿真。優(yōu)化,最終的參數可達到部件投產(chǎn)水平。d)正樣階段動(dòng)力學(xué)仿真進(jìn)行了根據遙測數據進(jìn)對接動(dòng)力學(xué)仿真軟件進(jìn)行評估并制定試驗工況用整機臺試驗結果驗證設計方法正確性據遙測對接初始條件再現對接動(dòng)力學(xué)過(guò)程;動(dòng)力學(xué)緩沖試驗臺結果驗證仿真軟件正確性仿真任務(wù)沒(méi)計方法和仿真模型修正根據對接機構遙測數據再現機構運動(dòng)空間站階段對接機構適應性仿真、載荷計算滲數敏感性分析====產(chǎn)品研制階段攻關(guān)階段正樣階段樣階段緩沖參數設計解決和掌握參數設計方法用方案階段性能評估初樣對接動(dòng)力動(dòng)力學(xué)建立對接動(dòng)力學(xué)模型,開(kāi)發(fā)對接動(dòng)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(guò)第三方復核開(kāi)發(fā)綜建立對接機構數字樣機,預示整機性能制定緩中國煤化工隨機打幕CNMH圖1動(dòng)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(shí)軍委,等:對接機構動(dòng)力學(xué)仿真19行在軌交會(huì )對接初始條件的再現仿真,以及空間站捕獲后以對接環(huán)的大范圍運動(dòng)為特征,此時(shí)解階段對接機構捕獲緩沖參數的適應性仿真。耦和小位移假設會(huì )導致較大誤差,須建立詳細計算模型。捕獲后的緩沖在縱向尤其重要,因對接機構2捕獲緩沖系統參數設計傳動(dòng)鏈上的轉動(dòng)部件(6個(gè)滾珠絲杠副、傳動(dòng)元件和對接機構設計的關(guān)鍵是捕獲緩沖系統參數。參差動(dòng)器)需加速的慣量很大這導致縱向力慣性成分數設計須保證在對接初始條件范圍內,接觸碰撞后很大。工程設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(dòng)能須在對接件可有效解決該問(wèn)題機構給定的行程和時(shí)間限制范圍內衰減結束;對接另外因對接機構的傳動(dòng)鏈長(cháng)且均涂有潤滑脂,過(guò)程中的沖擊載荷須在飛行器太陽(yáng)帆板和對接機構對接機構的摩擦不可忽略載荷限制范圍內。周邊式對接機構采用差動(dòng)緩沖阻尼系統,對接3數字樣機過(guò)程中兩對接環(huán)的相互碰撞及由此引起的動(dòng)力學(xué)過(guò)在實(shí)際產(chǎn)品未實(shí)現之前,用MSC. ADAMS多程,以及捕獲緩沖系統本身均涉及多個(gè)參數和過(guò)程,體系統動(dòng)力學(xué)仿真軟件建立了對接機構的數字樣分析過(guò)程復雜。對接機構參數設計采用簡(jiǎn)化模型,機,仿真分析了機構特性流程如圖3所示。在產(chǎn)可快速計算緩沖系統的力變形速度緩沖行程和撞品試驗的同時(shí)又對已建立的數字樣機模型進(jìn)行了修擊恢復系數等特征參數,這些近似值對緩沖系統參正,使數字樣機更接近真實(shí)物理對象。數的設計有很高的參考價(jià)值模型簡(jiǎn)化時(shí),將兩個(gè)視為剛體的對接飛行器的對接機構案設計;機電系統設計構CAD設計相對運動(dòng)和碰撞視作一有等效質(zhì)量、慣量的物體與維實(shí)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(guò)在 MECH/Pro中定義剛體程中捕獲緩沖系統的狀態(tài)涉及接觸點(diǎn)的變形聯(lián)系方數字樣機建攜佩施加運動(dòng),彈簧阻尼程,其中變形方程6個(gè),聯(lián)系方程6個(gè),運動(dòng)方程12出至 MSC. ADAMS/View個(gè)。最重要的聯(lián)系方程是基于兩物體在相互碰撞點(diǎn)MSC. ADAMS/View中處的速度之和與緩沖系統在該點(diǎn)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(xiàn)的投影相等定義仿真設置,進(jìn)行仿真數字樣機同回成仿真動(dòng)畫(huà)模型簡(jiǎn)化后仍屬復雜,還需根據對接機構特點(diǎn)仿真結果分析儈制仿真結果曲線(xiàn)作進(jìn)一步簡(jiǎn)化,簡(jiǎn)化可分為對接正碰、有滾轉偏差的直接碰撞和軌道面內的二維情況三種。對這三種模否∠果正確型進(jìn)行捕獲前的捕獲狀況和捕獲后的緩沖阻尼狀況數字樣機給出行程、力矩的分析。捕獲前要求系統足夠“軟”,以保證很好的捕[躍接機構闕值獲;捕獲后要求系統要足夠“硬”,以保證在有限變形特性試驗進(jìn)行對接機構整機特性試驗,處理試驗曲線(xiàn);量?jì)鹊木彌_。緩沖參數設計以“軟硬適度”進(jìn)行分析對比仿真與試驗曲線(xiàn)和設計。是否捕獲前可認為在對接環(huán)各自由度解耦,環(huán)位移較小的條件下進(jìn)行。其中有滾轉偏差的捕獲對緩沖數字樣機識別摩擦、間隙并加入模型系統的要求最高,其捕獲主要與該方向的臨界恢復L模型修正修改模型中不坐的定義真研究參數的敏感性;系數有關(guān),成立關(guān)系多任務(wù)仿真計試驗優(yōu)化仿真案微調可行性研究式中:s為恢復系數;m2,m2分別為縱向等效質(zhì)量和碰撞點(diǎn)在飛行器軸向的等效質(zhì)量。滾轉偏差的對接中國煤化工圖以對飛行器擾動(dòng)最大為特征,為保證有滾轉偏差時(shí)CNMHGprototype的捕獲,須有正推發(fā)動(dòng)機的輔助和足夠低的恢復系數,應保證s=0.4~0.6,否則捕獲不能實(shí)現。通過(guò)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(dòng)組合、主驅動(dòng)組合,以數的敏感性,其中主要關(guān)注傳動(dòng)比參數、結構行程及彈簧9個(gè)、阻尼器3個(gè)和摩擦制動(dòng)器1個(gè)的數字元件性能等部分重要原始輸入參數對緩沖系統性能樣機如圖4所示。參數的影響。研究發(fā)現傳動(dòng)比變化與對接環(huán)運動(dòng)行程間存在近似線(xiàn)性關(guān)系,絲杠到單軸的傳動(dòng)比影響對接環(huán)的滾轉與橫向行程;絲杠到雙軸彈簧的傳動(dòng)比影響對接環(huán)的偏航角行程;絲杠到雙軸彈簧的傳動(dòng)比影響俯仰角。絲杠到電磁阻尼器的傳動(dòng)比與阻尼系數間的關(guān)系為非線(xiàn)性。傳動(dòng)比越高,參數的敏感性就越低4對接過(guò)程動(dòng)力學(xué)仿真根據捕獲緩沖系統的工作特性,將對接機構的圖4對接機構數字樣機整個(gè)對接過(guò)程分為首次接觸至捕獲、捕獲至相對運Fig 4 Virtual prototype of APAs動(dòng)的停止、拉緊、組合體飛行和分離五個(gè)階段模擬。因為前兩個(gè)階段是對接過(guò)程的關(guān)鍵,而且有最大碰利用數字樣機可研究對接機構捕獲緩沖系統的撞載荷產(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(gè)自由方向的性能與量,故對接過(guò)程動(dòng)力學(xué)分析的重點(diǎn)是前兩個(gè)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(guò)程動(dòng)力學(xué)仿真一般就是指前兩個(gè)階段。已知時(shí)對等效性能進(jìn)行預示。圖6(a)給出了對接仿真中最難且最復雜的是對接過(guò)程的動(dòng)力學(xué)仿環(huán)橫向行程的數字樣機計算值與產(chǎn)品整機測試結真建模與軟件開(kāi)發(fā)。隨著(zhù)對接機構的研制模型與軟果,圖6(b)給出了數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(guò)渡到定整機特性測試性能曲線(xiàn)。由圖可知:計算值與實(shí)測量分析為主,模擬功能和任務(wù)均不同,模型內容也略結果一致有差別,主要包括基于主被動(dòng)對接環(huán)相互接觸點(diǎn)確定、接觸力計算、因相互接觸作用產(chǎn)生的緩沖系統運動(dòng)關(guān)系的描述、運動(dòng)方程求解,以及控制系統作用確定等建立模型。31￥:行包對周邊式對接機構來(lái)說(shuō),尋找導向板間相互接觸作用點(diǎn)的模型非常復雜。為分析歸納接觸類(lèi)型對主被動(dòng)導向板的邊緣分別編號,如圖6所示。l10101050(a)橫向行程(a)主動(dòng)(b)被動(dòng)506主被動(dòng)導向板邊綠編號07090110Fig. 6 Contact analysis pointy/mm(b)縱向性能圖5數字樣機曲線(xiàn)與實(shí)測曲線(xiàn)分析Fig 5 Simulation result and test result程中可能H中國煤化工現接觸碰撞過(guò)CNMH況,即主、被動(dòng)導向板的6條邊緣對應接觸(1~6);主動(dòng)導向板的6用對接機構數字樣機模型分析對接機構相關(guān)參條邊緣與被動(dòng)對接環(huán)接觸(7~12);被動(dòng)導向板的6第28卷2011年第6期時(shí)軍委,等:對接機構動(dòng)力學(xué)仿真條邊緣與主動(dòng)對接環(huán)接觸(13~18);主動(dòng)環(huán)與被動(dòng)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(dòng)導向板的外表面與被動(dòng)環(huán)用點(diǎn)處的幾何外形等相關(guān);C1,C2為阻尼項系數;接觸(21);被動(dòng)導向板的外表面與主動(dòng)環(huán)接觸(22)。1.5;6,δ分別為接觸點(diǎn)處法向相互“嵌入量”和為確定主被動(dòng)對接機構導向板間的相對位置關(guān)相對速度,所得撞擊力作用于法線(xiàn)方向口。根據系與相互接觸撞擊力,對22種接觸類(lèi)型應分別定義緩沖系統特性,F,M可表示為主動(dòng)對接環(huán)相對主接觸作用點(diǎn)處的公法線(xiàn)方向和作用點(diǎn)間距離。當作動(dòng)飛行器運動(dòng)的函數,有用點(diǎn)間的距離小于零時(shí)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(dòng)模型坐標(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)轉角。當不考慮傳動(dòng)鏈慣量的影響時(shí),式(9)可直接用圖5中的數字樣機或整機等效性能曲線(xiàn)代替。2在詳細模型中,式(9)與緩沖系統的元件工作關(guān)主動(dòng)飛行器主動(dòng)對接機構被動(dòng)飛行器聯(lián),主動(dòng)對接環(huán)的運動(dòng)與緩沖元件的力通過(guò)6根絲杠的運動(dòng)聯(lián)系。為獲得式(9),推導中應用了虛功原圖7對接坐標系理、環(huán)運動(dòng)與6根絲杠運動(dòng)間的關(guān)系、6根絲杠運動(dòng)Fig. 7 Docking coordinate與元件運動(dòng)的關(guān)系、傳動(dòng)鏈的傳動(dòng)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-微分方程,編寫(xiě)的仿真軟件=二(F+Fm)+(F+F)可在已知時(shí)刻主被動(dòng)對接飛行器、主動(dòng)對接環(huán)的相對位置、姿態(tài)獲知后,通過(guò)積分確定下一時(shí)刻可能的v×o;(3)相互作用點(diǎn),以及相互作用力與力矩,再求解主、被Io,+01X(Io)=M,+M。;動(dòng)飛行器和主動(dòng)對接環(huán)的運動(dòng)方程r21=v21+r21×1;(5)仿真軟件結構如圖8所示。為保證軟件的整體r3=v31+ra×o1;(6)水平,根據軟件工程化要求,采用的措施有:規范的數據格式與文件管理;輸人輸出數據的標準接口;保02=m2-A201;證緩沖阻尼系統模型模塊的相對獨立性;允許用戶(hù)A3101式中:r31=r1+r3;1,2,o3分別為各自坐標系中設置足夠和必要的參數,以便對過(guò)程進(jìn)行監控和處理主動(dòng)飛行器、被動(dòng)飛行器和主動(dòng)對接環(huán)的角速度;m1,m2,m3分別為主動(dòng)飛行器、被動(dòng)飛行器和主動(dòng)公共數據庫前處理!對接環(huán)的質(zhì)量;v21為被動(dòng)飛行器相對主動(dòng)飛行器的參數文件下用戶(hù)定義數相關(guān)系統(判1制系統)數據運動(dòng);v為主動(dòng)對接環(huán)相對主動(dòng)飛行器的運動(dòng);Fn,--------5--------M,分別為作用于主動(dòng)端的緩沖力和力矩;Fw,M參數輸入仿真計算分別為作用于被動(dòng)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(dòng)飛行器、被動(dòng)飛行器和主動(dòng)對接環(huán)的慣量021,031分別為被動(dòng)飛行器和主動(dòng)對接環(huán)相對主動(dòng)【代數方程組[微分方程組飛行器的角速度;A21,A31分別為被動(dòng)飛行器和主動(dòng)輸出計算仿真跟蹤顯示對接環(huán)相對主動(dòng)飛行器的坐標轉換陣;Fwm為發(fā)動(dòng)機據輸出后處理推力;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(diǎn)的公法線(xiàn)方向上,撞擊力CNMHGF=Ko+C8+C88 8>0;(9)圖8仿真軟件結構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(jìn)行專(zhuān)門(mén)的第三方復核。統對接初始條件各變量假設的分布規律進(jìn)行隨機打主軟件利用 Fortran程序開(kāi)發(fā),第三方復核模型采靶結果的對接分析,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套復核模型,見(jiàn)表1。采用統一的輸人坐標系d)部分故障狀態(tài)對產(chǎn)品或試驗設備來(lái)說(shuō),某定義統一的輸入參數。因建模簡(jiǎn)化、求解方法等采些故障難以模擬甚至不可出現。利用仿真軟件可分用了不同的方法,故通過(guò)比對計算結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。仿真結果的正確性。最終,比較仿真與試驗結果,以檢驗其正確性。5仿真與試驗關(guān)系滾轉中為5°,接近速度v2為200mm/s時(shí)對接試驗基于對接機構動(dòng)力學(xué)模型和對接過(guò)程動(dòng)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,以及相應的試驗設備,可對對接機構的整一致機性能和對接過(guò)程進(jìn)行仿真與分析,如仿真(性能與綜合臺試驗;對接過(guò)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對接機構動(dòng)力學(xué)仿真與試驗在對接機構研制過(guò)程中是“你中有我,我中有你”的循環(huán)迭代過(guò)程。其中主要是仿真評估、整機特性測試與數字樣機,以及對接過(guò)程動(dòng)力學(xué)仿真與對接動(dòng)力學(xué)試驗等迭代時(shí)間/s過(guò)程地面試驗臺的動(dòng)力學(xué)試驗可有效驗證仿真軟件圖9仿真與試驗結果比較正確性,且試驗臺自身也是研究對接動(dòng)力學(xué)的關(guān)鍵Fig 9 Simulation and test result環(huán)節之一。試驗臺上的物理試驗在對接動(dòng)力學(xué)研究和整個(gè)對接機構系統的可靠性考核中均相當復雜對接機構的仿真,機構參數眾多,對接初始重要7條件不可窮舉,需有目的地進(jìn)行仿真歸類(lèi)和組織。根據任務(wù)要求,對接過(guò)程仿真一般可分為以下四類(lèi)基本分析:6結束語(yǔ)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為對象,以對接機極限偏差進(jìn)行分析,該分析方法有一定的針對性和構的捕獲緩沖參數設計數字樣機、對接過(guò)程動(dòng)力學(xué)保守性,為地面試驗工況指定提供指導。仿真評估試驗驗證與模型修正以及對接動(dòng)力學(xué)試b)參數教感性在某參數變化條件下研究其驗為主要研究?jì)热?介紹了我國對接機構研制中動(dòng)對整體系統的影響如從捕獲速度的由大到小來(lái)說(shuō)力學(xué)仿真。神舟飛船對接機構研制經(jīng)驗表明,欲實(shí)依次為滾轉、橫向、偏航俯仰到正碰,為交會(huì )系統提現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)設計仿真和硬件系統的研制與試驗,尤其是系統c)正態(tài)隨機實(shí)際在軌交會(huì )時(shí)對接初始條件具的設計與研制,以及相應的對接動(dòng)力學(xué)仿真和地面體值總是未知。根據制導、導航和控制(GNC)分系對接動(dòng)力學(xué)試驗表I三套對接過(guò)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捕獲后模型被動(dòng)飛行器與主動(dòng)對接環(huán)固接限位彈簧近似模擬真實(shí)CNMHG動(dòng)對接環(huán)固接積分法變步長(cháng)積分變步長(cháng)積分變步長(cháng)積分(下轉第48頁(yè)AEROSPACE SHANGHAI第28卷2011年第6期圖11衛顯的二階彎曲模態(tài)(41.08Hz)圖12衛星的三階彎曲模態(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計算結果與試驗比較力學(xué)行為的復雜度。另外,動(dòng)態(tài)接觸過(guò)程中會(huì )發(fā)生Tab 2 Comparison of simulation and experiment接觸面間的滑動(dòng)及接觸分離等現象,在進(jìn)入接觸過(guò)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(jìn)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.包帶式星箭緊鎖預緊力分析[].國4結束語(yǔ)防科技大學(xué)學(xué)報,1996,18(2):2025本文對包帶連接分離機構進(jìn)行力學(xué)建模,分析3] TOLLAR D, ERNST M. Nonlinear finite element e-了包帶預緊力、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,并在此基礎上將接觸力等效為單AIAA1994-1346.元節點(diǎn)力實(shí)現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(kāi)對模型進(jìn)行線(xiàn)性化,討論了包帶連接對結構固有flat section band clamp[J]. Int Journal Mechanic Science,2003,217(7):821-830頻率的影響。某衛星的算例結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(yè))[6] KANE T R, LEVINSON D A. Dynamics: theory and參考文獻applications[M]. 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