(1.北京航天试验技术研究所,北京100074;2.北京科技大学,北京100083)
(1.Beijing Institute of Aerospace Testing Technology, Beijing 100074, China; 2.University of Science and Technology Beijing,Beijing 100083, China)
space rendezvous; docking mechanism; spacecraft; orbital replacement unit; locking structure; docking technology
空间交会对接是发展航天事业、探索未知空间的必要技术,针对航天工程中载人送货或在轨维修的航天器交会对接技术需求,重点梳理了多年来国内外空间交会对接机构的研究进展与成果。将利用火箭发动机推进技术实现航天器结合的机械式空间交会对接机构区分成锥杆式、周边式、三爪式3类,并对比阐述了它们工作模式的不同。沿着空间交会对接技术的发展主线,概述了大小型航天器、在轨可更换模块的对接机构形式、锁紧结构和工作原理。通过国内外的综述内容对比,揭示了国内空间交会对接机构发展的技术差距,提出了空间交会对接机构发展的关键方向与核心技术,为我国航天事业的发展提供参考。
Space rendezvous and docking is a necessary technology for developing aerospace industry and exploring unknown space.Aiming at the technical requirements of spacecraft rendezvous and docking for manned delivery or on-orbit maintenance in aerospace engineering, the research progress and achievements of space rendezvous and docking mechanism at home and abroad over the years were emphatically reviewed.The mechanical space rendezvous and docking mechanism utilizing the rocket engine propulsion technology to complete the spacecraft integration was divided into three types:cone-rod, peripheral and three-claw, and their different working modes were compared.Along the development of space rendezvous and docking technology, the docking mechanism, locking structure and working principle of large and small spacecraft and orbital replacement unit were summarized.Through the comparison of the review content at home and abroad, the technological gaps in domestic space rendezvous and docking mechanism development are revealed, and the key directions and core technologies for the space rendezvous and docking mechanism development are proposed, which provides reference for the development of China's aerospace industry.
空间交会对接包括空间交会与空间对接两个步骤[1],飞行器在太空特定位置会合称为空间交会,使飞行器在结构和功能上结合为刚性整体则为空间对接[2]。空间交会对接技术是地空间人货往返[3]、航天器在轨重组、延长飞行器寿命、建造地球轨道空间站[4]等的技术基础和必要条件,更是今后长期进行太空实验、空间探测的必经之路。
空间交会对接面临着在飞行器运行速度高的条件下完成精确对接的技术难题[5],随着各国综合实力的提高和对航天事业的投入,航天领域的难题不断被突破。冷战期间的太空竞赛是美苏航天技术发展的重要基石[6],1966和1967两年美苏分别实现了世界首次空间手动和自动交会对接[7-8],在空间交会对接技术方面的优先权帮助美苏完成了多次空间飞行试验任务[9],如阿波罗登月计划、天空实验室计划、航天飞机任务、礼炮号与和平号空间站的建造等[10]。在航天器可重复使用理念的影响下,世界上大力开展了在轨服务技术的研究[11],大型航天器逐渐向集成化、紧凑性更高的小型航天器发展,空间对接机构也朝着机电液气热数一体化方向演变,在轨可更换模块(orbital replacement unit, ORU)因具有任务灵活性也备受关注[12],同时进行了如轨道快车计划[13]、太空镜片组装[14]和H2020项目[15]等的技术探索。我国哈尔滨工业大学、东北大学、南京航空航天大学等单位也进行了探索。
本文基于空间交会对接机构相关的国内外大量文献,重点概述了多年来机械式对接机构的技术进展和研究成果,展望了未来空间交会对接机构研制的探索方向。
1957年苏联将世界上第一颗人造卫星发射升空,这项工程的成功为人类探索空间、开发太空资源奠定了基础。空间交会对接是一项复杂困难、较难攻关的技术[16],这也是美苏中成功实现发射人造卫星、宇航员出舱活动后[17],再投入大量人员和利用先进技术不断攻关的原因。近60年来,为了满足人类监测侦察、通信科研、在轨服务等各方面的需求,空间交会对接技术得到了迅速的发展,其发展过程主要分为试验研究、技术发展、成熟应用这3个阶段,其中一些里程碑事件如图1所示。
图1 空间交会对接技术发展概况
Fig.1 Overview of space rendezvous and docking technology development
在几百次的空间交会对接中,锥杆式对接机构最先运用在航天器中,且技术也最为成熟,之后又相继研制了导向瓣外翻和内翻的异体同构周边式、三爪式等多种形式的对接机构,主动航天器的对接接口由执行的航天任务和被动航天器的结构接口确定。3种对接机构都已完成了在轨验证,如双子座-8与阿金纳号、阿波罗号登月飞船、礼炮号空间站、ETS-7卫星、国际空间站俄罗斯舱段等使用锥杆式对接机构实现交会对接,阿波罗号与联盟号使用导向瓣外翻的周边式对接机构完成交会对接,航天飞机与和平号空间站、天宫一号与神舟八号、龙飞船与国际空间站等使用导向瓣内翻的周边式对接机构实现交会对接,轨道快车计划、国际空间站中日本暴露设施等使用三爪式对接机构完成交会对接。
由于科研时间的积累和科研人员的攻关,锥杆式、周边式、三爪式这3种空间对接机构的设计与研究已经发展到成熟阶段,基本上可以满足不同的任务和要求。锥杆式对接机构由于对接末段导向杆存在直线段行程,可以满足电连接器等的被动插接要求,从而达到先捕获导向,再器件插接后,机械锁紧的工作模式。周边式和三爪式对接机构只起捕获导向作用,在无其他辅助设施下,整个对接过程基本无直线段行程,电连接器大多在对接完成后实现主动插接,因此,这两种对接形式可以达到先捕获导向再机械锁紧后器件插接的工作模式。这3种导向对接形式的优缺点对比如表1所示。
表1 导向对接形式的优缺点对比
Tab.1 Comparison of pros and cons for guided docking forms
锥杆式对接机构起源于苏联[18],经过苏联对其的不断改进,锥杆式对接机构已广泛应用于航天领域,如载人/货飞船与空间站对接、航天器局部模块更换维修等,技术比较成熟[19],至今俄罗斯的飞船仍采用该形式与国际空间站对接。锥杆式对接机构由主动导向杆单元和被动接纳锥单元组成,两单元周边布置锁紧结构,如图2所示。导向杆最初设计刚度较大,导向杆杆头设计为圆球形结构可以保证在对接过程中和接纳锥始终保持点接触。为了更好地完成交会对接,避免导向杆和接纳锥碰撞弹出,不能捕获,军事科学院优化了接纳锥型面,使得对接杆与接纳锥碰撞后反弹进入捕获区[20]。
图2 锥杆式对接机构
Fig.2 Cone-rod typed docking mechanism
由于刚性导向杆在对接过程中会产生较大的碰撞冲击力,美国密歇根航空航天公司设计了一种占用空间小、体积质量小的自主交会对接系统(autonomous rendezvous and docking system, ARD),如图3(a)所示,ARD的导向杆是一根可以弯曲的电缆,该柔性电缆可以伸展插入被动航天器的接纳锥[21]。为了增大对接接口载荷能力,改进设计了用于大型卫星的自主卫星对接系统(autonomous satellite docking system, ASDS),如图3(b)所示,ASDS改进了锁紧结构,可以保证接口连接的有效性,但是很难实现6自由度对接下的轴向对齐,且用于防止电缆回缩的锁紧机构设计复杂[22]。
图3 ARD与ASDS对接机构
Fig.3 ARD and ASDS docking mechanism
为了适应微型卫星对接,美国密歇根航空航天公司基于ASDS又研制了自主微卫星对接系统(autonomous micro-satellite docking system, AMDS)[23-24]。如图4所示,AMDS中心为柔性电缆,周边均布3个小导向杆,小导向杆杆部为锥形,以便提高整个系统的抗剪切能力,3个小接纳锥分别为平面、锥形、V形,在完全对接后限制机构的6个自由度。
为保证航天器的对接刚性,避免在径向或扭转载荷下发生弯曲,最新的对接机构演化为ASDS—Ⅱ,如图5所示,其与AMDS的结构尺寸大致相同,但通过刚性优化,ASDS—Ⅱ能够在更高的负载下保持界面的对接公差[25]。与ARD的旋转锁紧不同,ASDS—Ⅱ采用弹簧—棘轮,结构简单,可靠性高。
图4 AMDS对接机构及其对接过程
Fig.4 AMDS docking mechanism and its docking process
图5 ASDS—Ⅱ对接机构及其锁紧过程
Fig.5 ASDS—Ⅱ docking mechanism and its locking process
在轨服务的理念来源于方便维护在轨的故障航天器[26],由于航天器的模块化设计,ORU技术是未来延长航天器寿命、在轨替换升级的重要基础[27]。欧洲航天局为了推广空间燃料补给标准,启动了ASSIST研制项目[28]。ASSIST与ASDS—Ⅱ类似,柔性导向杆位于主动单元对接面中心,周边均布3个小导向杆,但是ASSIST对接面布置了4个电液接口,实现了机电液一体化,如图6所示。
图6 ASSIST对接机构
Fig.6 ASSIST docking mechanism
如图7所示,ASSIST通过柔性导向杆实现主被动单元的对接,捕获后由中心丝杠驱动四连杆机构完成单元靠近和电连接器、流体接口的插接,3个小导向杆承受外部扭转载荷。
图7 ASSIST对接过程
Fig.7 Docking process of ASSIST
为了更好地发展航天器的模块化装配和在轨维修更换,德国亚琛工业大学、柏林工业大学等联合开发了智能在轨卫星服务模块(intelligent building blocks for on-orbit satellite servicing, iBOSS)[29],iBOSS有两种结构类型,一种是系统模块彼此排列,独立在其他模块外,另一种是结构模块承载,系统模块分布在其周围,如图8所示[29]。
图8 iBOSS结构类型
Fig.8 Structural type of iBOSS
经过技术改进,iBOSS更新了3次:第一代采用空间凸轮和卡扣结构实现对接锁紧[30],无导向机构,要求对接精度高,如图9(a)所示。
图9 iBOSS对接机构
Fig.9 iBOSS docking mechanism
第二代改进了空间凸轮和卡扣结构,增加了导向机构(主被动单元对接面各有4根导向杆),对接面嵌入电力传输环[31-32],如图9(b)所示; 第三代主要改变了电力传输的方式,取消了对接面上的电力传输环,将电力传输装置内置在导向杆,导向杆头作为传输开关[33],主被动单元对接面各有8根导向杆,如图9(c)所示。
在H2020未来空间任务机器人操纵有效载荷的标准接口(standard interface for robotic manipulation of payloads in future space missions, SIROM)项目中[34],德国不来梅大学联合英国思克莱德大学研发了机电热数一体化的多功能标准接口[35],如图 10所示。SIROM和iBOSS结构和布局相似,对接面含有4根导向杆、4个接纳锥和1个凸轮锁紧机构(见图 10绿色),含有8个数据接口(见图 10红色),含有4个电接口(见图 10黄色),含有4个动力接口(见图 10蓝色)。
图 10 SIROM对接机构
Fig.10 SIROM docking mechanism
在轨道快车计划中,ORU的主被动单元也使用了锥杆式对接机构。ORU由被动接收组件(ORU container assembly, OCA)和主动插入组件(ORU interface assembly, OIA)组成[36],OIA含有2个导向杆A,2个锁紧环B,中心还有一个电连接器C,发射时对接面四周布有定位销E,同理,OCA对接面配置与之对应,如图 11所示[36]。
图 11 OCA和OIA对接机构
Fig.11 OCA and OIA docking mechanism
我国对锥杆式对接机构的研究内容鲜有记载,在ORU研制方面也未有在轨实例应用。哈尔滨工业大学对轨道快车计划中ORU进行改进,锁紧机构采用有旋转弧度的叶片[37],对接时,叶片和锁紧孔间存在间隙,不干涉ORU对接,对接后,两者产生挤压预紧力,保证ORU的稳定性,如图 12所示。
图 12 哈尔滨工业大学研制的对接机构
Fig.12 Docking mechanism developed by Harbin Institute of Technology
东北大学仍以轨道快车计划中的ORU为设计原型,采用类螺纹原理设计了锁紧机构,如图 13所示。锁紧机构末端配有触点开关,开关触发后电机停转,完成锁紧,对接面有电源与数据的集成接口,减少了器件插拔的次数[38-39]。
图 13 东北大学研制的对接机构
Fig.13 Docking mechanism developed by Northeastern University
南京航空航天大学摒弃了较为复杂的锁紧机构,锁紧接口为丝杠—螺母机械组合,该组合将旋转运动转化为直线移动[40],为元器件的插接提供动力,螺母位于OCA底板,丝杠位于OIA底板,两根导向杆处于对角位置,如图 14所示。
图 14 南京航空航天大学研制的对接机构
Fig.14 Docking mechanism developed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
虽然锥杆式对接机构技术成熟,但是载人交会对接后,需要拆除接纳锥组件才能实现航天员内部互通,因此,美苏在“阿波罗—联盟对接测试计划”中进行合作,设计了异体同构周边式对接机构——APAS—75[41-42]。APAS—75的主被动单元上分别布置3片外翻的导向瓣和缓冲减震装置,单元含有8个结构锁,如图 15所示。
图 15 APAS—75对接机构
Fig.15 APAS—75 docking mechanism
导向瓣外翻不便于航天员维修,故美国又研制了导向瓣内翻的APAS—89,如图 16所示,APAS—89采用6自由度Stewart平台作为阻尼部件,具备伸缩减震功能,同时单元上的结构锁也增加至12个[43],美国航天飞机与和平号空间站对接以及国际空间站美国舱段接口都采用APAS—89。
图 16 APAS—89对接机构
Fig.16 APAS—89 docking mechanism
1997年我国将异体同构周边内翻式作为航天器交会的对接机构[44],期间经历了无数次的失败,在不计其数的艰难攻关下,于2011年实现了天宫一号与神州八号首次交会对接,至今中国空间站不同舱段之间的连接也采用该种对接形式,如图 17所示。
图 17 中国空间站节点舱对接接口
Fig.17 Docking port of the node module in China space station
在交会对接中,神州八号作为主动单元,主要由捕获锁、丝杠组合、差动组合等组成,天宫一号作为被动单元,主要由卡板器、电路浮动断接器、分离推杆等组成[45]。对接锁通过偏心和防逆传动等设计达到自锁形式。
为了提高在轨航天器的自主维修能力和寿命而诞生了轨道快车计划[46],基于微卫星软对接的目的,美国空军研究实验室设计了多种形式的对接结构,经对比论证,采用了三爪式对接机构(starsys research corporation, SRC)[47]。SRC主动单元周向均布3个捕获爪,被动单元与之对应的是3个V形槽,如图 18所示。
图 18 SRC对接机构
Fig.18 SRC docking mechanism
由于SRC对接容差和能力较差,因此,通过放大设计尺寸研制了捕获能力强的三爪式机械对接系统(mechanical docking system, MDS)[48],如图 19所示。
图 19 MDS对接机构
Fig.19 MDS docking mechanism
主动单元的三爪采用电机和滚珠丝杠进行传动,通过设置在电机上的传感器调节抓紧力,对接面布置电液各3个接口,被动单元仍是3个V形槽,槽内增加了适应偏载的缓冲弹簧。2006年对MDS进行交会对接、补给推进剂和更换模块的测试[49],2007年在轨试验取得成功[50]。
日本为了执行Tanpopo任务[51],在国际空间站日本实验舱进行了空间实验[52],暴露设施由暴露设施单元(exposed facility unit, EFU)和有效载荷接口单元(payload interface unit, PIU)构成,如图 20所示[53]。EFU含有3个捕获爪,周边布置6个接纳锥,PIU含有3个V形槽和6个导向杆,中心还设有一个阻尼器[54]。3个捕获爪在电机、滚珠丝杠驱动下实现粗捕获,通过导向杆与接纳锥的配合实现精确定位[55]。
图 20 EFU和PIU对接机构
Fig.20 EFU and PIU docking mechanism
为解决单个卫星机载资源有限的问题,意大利帕多瓦大学设计了一种可以实现多平台重组的新型对接机构[56],该对接机构结构简单,如图 21所示,周边分布8个捕获爪,捕获爪闭合时可以组成一个圆环,中心为弹簧压板组成的缓冲预紧装置,捕获爪既有俘获导向作用,又具备锁紧功能。对接时,弹簧压板先接触,再主被动单元包络俘获,后主动单元捕获爪旋转锁紧。
图 21 多平台重组对接机构
Fig.21 Multi—platform reorganization docking mechanism
哈尔滨工业大学基于三爪式连接分离方式设计了一种空间一体化对接机构[57],主要包括3个捕获爪、电气液接口、盖板、中心定位杆等,如图 22所示,捕获爪由丝杠—螺母传动,实现捕获—拉近—锁紧,气液接口复用,传输时只能单独工作。
针对机械臂抓取ORU实施在轨服务,上海宇航系统工程研究所设计了一种小型轻量的对接机构,该机构捕获容差大,刚度大[58]。如图 23所示,对接机构采用蜗轮蜗杆传动,保证有效自锁,对接面通过内部圆锥面、梯形块、斜面等实现精确导向。
图 22 哈尔滨工业大学设计的空间一体化对接机构
Fig.22 Space integration docking mechanism designed by Harbin Institute of Technology
图 23 上海宇航系统工程研究所设计的小型轻量对接机构
Fig.23 Small lightweight docking mechanism designed by Shanghai Aerospace System Engineering Research Institute
华中科技大学提出三指-三瓣式对接机构作为机械臂在轨服务的执行器,如图 24所示,该机构具有机电数传输功能,捕获爪的伸展捕获与拉近锁紧动作由电机、丝杠—螺母等组合进行,整个对接过程分为直线段、过渡段和斜线段[59]。
图 24 三指-三瓣式对接机构
Fig.24 Three finger-three petal docking mechanism
锥杆式、周边式、三爪式对接机构技术成熟,在轨应用较多,大型对接机构到在轨可更换模块、刚性对接到柔性对接、机械结构的单一结合到机电液气热数的多用途传输等多方面的演变揭示了空间交会对接技术的发展方向。本节对典型空间交会对接机构的性能参数进行归纳总结,系统对比和分析各对接机构的技术特点,如表2所示。
表2 典型空间交会对接机构的性能参数及特点
Tab.2 Performance parameters and characteristics of typical space rendezvous and docking mechanisms
目前大型航天器都会执行送货或载人等任务,虽然执行的任务不同,但是对接机构形式较为单一,文献[44]中就记载了我国航天器历来唯一使用的周边式空间交会对接机构的形式确定和技术发展,文献[3]和文献[11]中根据航天任务的不同将交会对接进行区分,主要分为载人送货、非载人航天器、对航天器进行在轨技术维修服务这3类对接,为了匹配对接机构的特点,还总结形成了在轨自主对接和停泊辅助对接两种对接方式,尽管要求空间交会对接机构以多形式发展,但是这3类对接机构都以简单、可靠等性能为设计使用要求,因此,可以探索结构简单、捕获与导向功能齐全、拥有相对较大直径封闭通道的对接机构。航天器交会对接是一个复杂的过程,文献[18]中提到该过程是运动力学与碰撞力学的复合,要以机构的力学参数为主要因素考虑,故对接机构需要具有稳定的力学性能,可以承受火箭发射、运行、对接时的载荷冲击,还需具备可重复使用性能,能实现航天器多次对接分离的可靠连接,更需要具有良好的可维修性,宇航员在进行操作和工作时满足人机工程学的规定要素。文献[7]和文献[9]谈到美国航天器在空间交会对接时,使用了多种测量敏感器件组合,对接阶段的不同,工作的器件也不同,敏感器件的性能差异也会影响对接逼近的策略,这样多器件的使用和对对接逼近的影响使得空间交会对接表现出一定的变化性和局限性,文献[3]、文献[10]、文献[11]和文献[17]等提出了发展对接测量技术的要求,因此,为了降低对捕获过程中元器件性能精度的依赖,航天器对接自主性的提高也是一个重要的研究方向,对接过程需要全程人员根据信号不断做出指示,且该过程十分依赖于捕获敏感器的精度性能,因此,使敏感器对地面站的依赖性小、测量范围不受边界限制、功耗小、实时性强的敏感器测量技术可为空间交会对接带来重大意义。此外,对接机构要求可以实现大径向容差和俯仰、滚转、偏航角容差下的柔性对接,达到两航天器具备机电液共同利用、同时传输的目的,实现结构和功能上的有效结合。除了与合作航天器的交会对接,还应积极发展非合作目标下的交会对接技术,即与接口参数、结构未知的航天器交会对接,这在在轨维修本国民用卫星和攻防他国军用卫星方面具有很高的价值。
ORU是空间交会对接机构发展过程逐渐成熟的一个缩影,它是在大型航天器存在发射成本高、各系统交错复杂、在轨维修难等一系列缺点的背景下应用而生,虽然国外对ORU的研究正在进行,但是距离ORU在轨成熟使用还需要一个漫长的过程。我国一些单位对ORU进行了设计与试验,虽然设计的结构同时满足了静力学和动力学的要求,但是ORU整个系统的协调设计并未做到,文献[37]、文献[38]和文献[40]中对ORU进行了结构框架和对接面导向结构、锁紧结构、电力传输接口等分布的机械系统设计,但在控制、导航等系统上未开展相应的工作,ORU接口的传输性功能也十分有限,没有实现机电液气热数等多用途传输,且我国部分单位研制的结构都是以美国轨道快车计划中的ORU为基础进行改动设计,没有体现出技术的创新性,因此,发展与研究整系统的在轨可更换模块是十分必要的。为了保证发射和对接时的稳定性,ORU的结构存在许多冗余设计,这些冗余设计又增加了ORU的比重,降低了空间利用率,不能保证其他载荷的充分搭载; 为了实现电液气热数的传输功能,ORU的对接界面被电连接器、流体接口等占据,从而限制了机械接口的设计。文献[54]也指出了在有限的空间下实现紧凑布局、达到不同尺寸航天器对接接口的通用性要求以及多用途传输接口的集成是ORU研制面临的挑战,因此,推进航天器模块化设计、优化ORU结构冗余设计、提高ORU空间利用率、探索新型一体化传输方式等是ORU技术走向成熟的关键方向。ORU的更换依赖于机械臂夹持,机械臂是航天领域的高端装备,集机电热视等多学科于一体,为了降低以机械臂为主操控下进给模式对航天器能源的消耗,ORU设计时需考虑对接的自主性、智能性,从而实现机械臂功能为辅、随动控制的零力对接模式。ORU整体性能受其软硬件体系结构影响,文献[12]提出了分布式全总线体系结构,电源、遥测、控制等多个系统由高速总线互联,软硬件均以分层体系结构为框架进行设计,因此,为了使ORU达到高的可靠性、残存性和容错能力,实现网络节点即插即用、信息协同处理等,应对ORU进行软硬件协同设计,以部件功能实现为基础,注重接口的规范化和标准化,减少重复的开发和验证工作。
使用推力器不会避免其本身存在控制较难、污染等问题,通过电动机、减速器、传动部件等组成的锁紧结构设计复杂、占用空间大、不同步。电磁技术通过控制策略实现两航天器弱撞击对接,有效地保证结构和仪器的正常工作,并且电磁技术不会引起羽流污染,因此,将电磁技术运用到航天器对接过程和结构锁紧过程是未来空间交会对接技术的发展方向。电磁技术在航天器推进系统[60]和对接系统中都有在轨应用实例,美国约翰逊航天中心工程局开发的用于观测航天器太空活动的微型自主舱外相机通过轴向对接端口与电磁基座两者内部的电磁铁实现捕获[61],美国马里兰大学联合麻省理工学院等设计的卫星编队通过电磁通用端口实现对接[62],英国萨里大学提出了装有电磁平面对接系统的小型智能自供电模块构想[63],并基于该思想开展了可重构太空望远镜的研究[64],意大利帕多瓦大学研制了装备电磁铁的自主交会控制对接机构[65],我国国防科学技术大学[66-67]、哈尔滨工业大学[68]等单位也对电磁对接机构进行设计与样机验证。针对航天器利用电磁对接,文献[69]中以试验验证和原理构想为区分,对多个国家的项目进行了总体论述,对对接系统、控制模型、姿态检测3大技术进行了详细分析。电磁技术的理论研究依赖于电磁力/力矩模型,麦克斯韦方程组功不可没,其可以描述和求解电磁场,但因为初始条件和边界约束的复杂性,现实工程应用中很难直接求解,将相互作用的两个载流单线圈简化为偶极子模型,利用安培力公式及坐标变换可以求出精确解,但精确解中包含着不能求解的积分,再利用泰勒近似展开后,就可以得到能计算的解析解,但是其具有一定误差,使用时也具有局限性,且当电磁装置的设计复杂性提高后,利用公式很难求解。电磁力具有非线性特点,在电磁对接及编队飞行中,有非线性的线性化处理、自适应控制率、滑模控制、鲁棒控制等非线性控制方法,但是寻求工程中可行的、稳定的、误差偏离小的控制方法和策略仍然具有难度。在目前许多研究项目已经验证了电磁技术在小型航天器应用的可行性,但是电磁技术在远距离引导大型航天器对接时表现出能力不足、技术有限的弊端,多通过使用超导线圈或增加铁芯的方法增强电磁力,但在低温条件下,超导材料才能表现出良好的超导性,故需要设计专门的冷却系统配合其使用,这就增加了系统的复杂性,另外,增加铁芯的方法会使系统质量上升,这些问题都需通过系统优化设计进行解决。使用电磁技术必然会给其他电器元件带来电磁污染、磁场干扰等问题。因此,优化电磁力/力矩模型、探索超导材料、扩大电磁技术的使用范围、进行电磁防护规避电磁干扰等是电磁式空间交会对接机构发展过程中的核心技术。
空间交会对接是6自由度协调控制技术,由于50多年航天事业的不断发展与创新,其已经跨过了设计研究门槛,发展到了技术成熟阶段。通过对比国内外空间交会对接机构的发展历程可知,不论是针对大型航天器还是小型航天器或是ORU,以美国为首的德日英加等国外发达国家都进行了设计与研制,许多结构都已经完成了地面试验和在轨验证,而我国现有的航天器如神舟系列飞船等对接机构都是采用异体同构周边式,虽然一些高校和科研院所在锥杆式、三爪式等对接机构方面进行了理论研究和样机测试,但是在轨成功应用实例未见文献记载。本文总结了空间交会对接机构的技术成果,重点结合我国的研究现状,提出了空间交会对接技术的发展方向,为未来空间交会对接机构的研制提供了参考。
