摘要：为了给空间对接飞行器提供地面试验的参考依据 ,验证隔框锁结构设计的正确性和对接过程的可行性 ,本文针对隔框锁实例 ,在其运动平面内以均匀 B样条曲线拟合锁钩外轮廓 ,并建立起接触碰撞动力学微分方程和仿真模型。分析了刚体碰撞的过程、刚性接触的单边约束条件和考虑变形接触的法向力计算方法。文章还提出了基于几何引擎的接触点的实时判别算法 ,并给出了对接完成后锁钩的接触力、动能及动量的仿真曲线图。计算过程稳定、所得结果合理 ,具有重要的参考价值。

摘要：柔性索并联机构具有工作空间大、能耗低和惯量小等优点,适合于重载及长径比大的工件吊装对接。提出一种七索驱动的6自由度柔性并联对接机构。借助静力学方程推导出该七索柔性并联机构的结构矩阵,并根据结构矩阵的零空间,计算得到设计参数下的可控工作空间和可行工作空间。通过比较工作空间大小,确定出动平台铰接点角度、动平台半径和下拉索分布半径3个设计参数。以下拉索索力均匀为优化目标,计算出下拉索索力变化情况,并结合工作空间分析和索力变化特点,给出一组满足设计要求的尺度参数。

摘要：提出了一种新颖的晶格式空间自重构机器人模块,并进行了模块的三维结构设计.详细阐述了该自重构机器人模块基于销槽楔合、雌雄同体的对接机构设计方法,分析了系统的运动精度并给出了相应的误差控制方案.设计了静态及动态的2组实物实验,从不同工作条件验证了该对接机构能够快速、可靠地实现对接过程,对接耗时约为2 s,对接完成后的机械连接强度可超过50 N的轴向拉伸负载,较好地完成了机器人模块的自重构任务.

摘要：提出了改进的热控件设计方案,即在对接锁驱动组合外围不实施整个包裹,而是在较小尺寸的对接锁外围单独包裹的对接机构;根据对接机构在轨飞行中可能出现的7个极限工况和拉偏热循环条件,在空间环境模拟器的真空罐中完成了对接机构地面真空热试验,考核了对接机构热控系统的控温性能及其机械组件的运动功能;同时,观测了不同轨道舱边界温度和外热流对不同位置零部件温度的影响,并对热平衡试验数据与仿真计算结果进行了比对.结果表明:所提出的热控设计方案基本能够满足设计要求,在所设计的温度条件下,对接机构能够正常工作;在真空热循环条件下,对接机构对接环的推出/拉回以及对接锁系的锁合/解锁等运动功能和基本性能均满足设计要求.

摘要：根据辐射传热基本原理和计算对象的几何物理特点，采用节点热网络方法，提出空间实验室尾部变轨发动机组和对接机构组合系统的热分析数学模型。利用龙格一库塔法，求得变轨飞行期间变轨发动机瞬态温度的变化历程和对接机构主体结构—对接框架周向、轴向温度的变化规律，着重分析对接机构组件表面辐射特性εd、液体发动机倾角β和间距R对对接机构温度分布的影响，指出两个高温发动机热辐射对尾部对接机构造成的热影响范围，大致在周向角θ=90°±30°和θ=270°±30°区域，最高温度位于对接框底部，其值介于30-90℃之间，温度随发射率的变化率△T／△εd≈96℃，表明发射率εd和发动机间距R是影响对接机构温度水平的重要因素。热分析工作是提出并改进对接机构热控设计方案的技术依据，具有十分重要的工程应用价值。

摘要：基于新型自组装模块化群体机器人Sambot,研究并实现了多个机器人之间的自主对接与自组装控制.首先,提出了一种由对接卡扣与对接卡槽组成的新型对接机构,它可以使多个Sambot在一定对接偏差范围内,从前、后、左、右4个方向同时进行对接;其次,采用基于行为的控制方法,仅依赖机器人自身红外传感器的局部感知和通信能力,实现了对接机器人寻找目标、导航和自主对接等自组装行为;最后,成功完成了两个Sambot的自主对接与自组装控制实验.实验结果表明,本文提出的自组装控制方法可以直接扩展到多个Sambot的情形,来构建任意构型的集合体机器人.

摘要：面向微小卫星在轨服务的连接分离技术的需求,针对一种模块化微小型卫星对接机构,分析其机构原理,推导了机构的运动方程,并利用MATLAB验证机构的运动学模型的正确性,结合仿真定量分析机构可能出现的干涉问题,给出了不干涉条件。为研制用于模块化微小型卫星的对接机构提供一种运动学建模和仿真分析的思路。

摘要：根据空间站尾部变轨发动机和被动式对接机构的几何特点和航天器热控理论,提出一种组合系统的热分析物理、数学模型,着重研究高温变轨发动机热辐射对邻近对接机构的热影响.计算表明,2个高温变轨发动机热辐射对空间站尾部对接机构的热影响范围大致在周向角θ=(90°±30°)^(270°±30°),材料表面的发射率dε是影响对接机构组件温度的重要因素.在整个变轨期间,对接框的周向温差和最高温度已升到90°C,温度绝对增幅高达83°C,均大大超出对接机构温度的设计值,严重威胁机构部件的运动和固定功能,空间站尾部对接机构的热控措施将必不可缺.

摘要：要将微纳卫星拼接成超大型可变构航天器,其中微型高精度相对姿态重复可调的对接机构设计是关键环节。基于Stewart机构,设计了一种高精度的相对姿态重复可调对接机构。该机构针对对接锁定后相对姿态精密调节的问题,分析了对接机构调姿误差传递机理,建立了调姿误差传递模型,仿真计算得出理论调姿精度。通过激光微距传感器与Stewart机构形成闭环控制系统,设计了调姿控制系统误差补偿算法,实现了相对位姿的高精度调节;建立了双模块相对姿态调节场景下的动力学模型,结合调姿运动轨迹分析了机构各个伸缩杆电机驱动力变化规律;仿真分析及实物调姿测试表明,对接机构质量仅为2.43 kg,包络球半径仅为10 cm,三轴姿态调节精度可达±0.02°,对接机构最大调姿负载为65 N,可以应用于微纳组合体航天器精确变构。

摘要：对接锥是对接机构的重要组成部分,在碰撞过程中首先与主动对接机构相接触.比较小的锥角会造成系统在碰撞过程中发生剧烈振动,而比较大的锥角又会使系统的接触碰撞力增大,甚至造成对接失败.本文针对面向在轨服务的小型航天器上使用的锥-杆式对接机构,提出了新的对接锥型面设计目标;利用有限元分析软件ANSYS/LS-DYNA,仿真分析了对接机构碰撞后的运动学特性;通过研究对接锥的型面设计方法,得到了新型对接锥型面.研究结果表明,新型对接机构的整体性能满足设计目标要求.