空間站通用?？繖C(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及動(dòng)力學(xué)分析*

陳金寶， 成 玫， 聶 宏， 楊銘波

(1.南京航空航天大學(xué)航天學(xué)院 南京，210016) (2.上海衛(wèi)星工程研究所 上海，201100)

(3.南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院 南京，210016)

空間站通用?？繖C(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)及動(dòng)力學(xué)分析*

陳金寶1， 成 玫2， 聶 宏3， 楊銘波2

(1.南京航空航天大學(xué)航天學(xué)院 南京，210016) (2.上海衛(wèi)星工程研究所 上海，201100)

(3.南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院 南京，210016)

結(jié)合我國(guó)現(xiàn)有異體同構(gòu)周邊式對(duì)接機(jī)構(gòu)的研究基礎(chǔ)，對(duì)大通過范圍通用?？繖C(jī)構(gòu)開展研究。首先,從空間站的基本任務(wù)需求出發(fā)，對(duì)國(guó)內(nèi)外現(xiàn)有常用對(duì)接/?？繖C(jī)構(gòu)功能及適用范圍進(jìn)行了詳細(xì)對(duì)比總結(jié)；其次，對(duì)雄/雌式?？繖C(jī)構(gòu)進(jìn)行了詳細(xì)設(shè)計(jì)，重點(diǎn)對(duì)導(dǎo)向組件、捕獲鎖組件等機(jī)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)及原理分析；然后，建立了?？繖C(jī)構(gòu)接觸過程數(shù)學(xué)模型，重點(diǎn)對(duì)停靠機(jī)構(gòu)接觸過程作用點(diǎn)的確定開展了研究，同時(shí)對(duì)停靠機(jī)構(gòu)進(jìn)行了多工況虛擬樣機(jī)仿真分析；最后，對(duì)該?？繖C(jī)構(gòu)進(jìn)行了模態(tài)分析，分析了?？繖C(jī)構(gòu)的固有頻率和振型。通過上述分析驗(yàn)證了所設(shè)計(jì)機(jī)構(gòu)模型的準(zhǔn)確性，尋找了機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的薄弱點(diǎn)，并給出了解決方案，所研究成果為我國(guó)發(fā)展空間站停靠機(jī)構(gòu)提供技術(shù)參考。

停靠機(jī)構(gòu); 接觸; 動(dòng)力學(xué); 模態(tài)分析

1 問題的引出

空間對(duì)接技術(shù)的研究始于20世紀(jì)60年代初期。1963年3月，美國(guó)“雙子星座”載人飛船的“阿金娜”火箭在宇航員的參與下實(shí)現(xiàn)了人類歷史上首次空間對(duì)接作業(yè)。1967年10月，蘇聯(lián)發(fā)射的“宇宙-186”和“宇宙-188”兩個(gè)無人航天器實(shí)現(xiàn)了空間自動(dòng)交會(huì)對(duì)接。迄今為止，人類已經(jīng)完成了近300次交會(huì)對(duì)接/?？咳蝿?wù)[1-2]。目前，世界范圍內(nèi)應(yīng)用最為廣泛的對(duì)接/?？繖C(jī)構(gòu)包括俄式桿-錐對(duì)接機(jī)構(gòu)(russian probe & drogue mechanism)[3]、異體同構(gòu)周邊式對(duì)接機(jī)構(gòu)(androgynous peripheral attachment system,簡(jiǎn)稱APAS)、通用?？繖C(jī)構(gòu)(common berthing mechanism,簡(jiǎn)稱CBM)[4]以及弱撞擊對(duì)接機(jī)構(gòu)[5]。目前，國(guó)際上對(duì)弱撞擊對(duì)接機(jī)構(gòu)的研究仍處于起步階段[6]，但對(duì)其他3種機(jī)構(gòu)的研究均已應(yīng)用于空間站建設(shè)當(dāng)中，上述3種主要類型對(duì)接機(jī)構(gòu)性能對(duì)比如表1所示。我國(guó)經(jīng)過十余年的研究，針對(duì)異體同構(gòu)周邊式對(duì)接機(jī)構(gòu)(APAS)及桿-錐對(duì)接機(jī)構(gòu)均已研制成功，并突破了相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)，但針對(duì)空間站?？繖C(jī)構(gòu)的研究尚未開展。

我國(guó)未來將建設(shè)長(zhǎng)期有人照料的空間站，參考國(guó)際空間站的建設(shè)經(jīng)驗(yàn)，小型空間站建設(shè)可利用我國(guó)現(xiàn)已掌握的APAS對(duì)接機(jī)構(gòu)技術(shù)。由于APAS系統(tǒng)可通過范圍較小[7-8]，嚴(yán)重限制了大型實(shí)驗(yàn)設(shè)備等有效載荷的轉(zhuǎn)運(yùn)，因此對(duì)具有大通過范圍的空間對(duì)接/停靠機(jī)構(gòu)提出了需求?？紤]到我國(guó)空間站將裝備有遙控機(jī)械臂系統(tǒng)及未來可重復(fù)運(yùn)載的發(fā)展趨勢(shì)，結(jié)合國(guó)際空間站相關(guān)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，除了現(xiàn)有對(duì)接機(jī)構(gòu)之外，?？繖C(jī)構(gòu)也成為一個(gè)可行的發(fā)展方向。此外，基于空間站建設(shè)需要，僅有一套APAS對(duì)接機(jī)構(gòu)技術(shù)是遠(yuǎn)遠(yuǎn)不夠的，建立多套對(duì)接機(jī)構(gòu)乃至?？繖C(jī)構(gòu)十分必要。盡管NASA正在研制的下一代先進(jìn)對(duì)接/?？繖C(jī)構(gòu)可實(shí)現(xiàn)雙重功能，但其較小的通過范圍仍無法通過大型貨物，同時(shí)考慮研發(fā)成本等因素，我國(guó)未來研制大通過范圍的停靠機(jī)構(gòu)是必要及可行的。

表1 國(guó)際3種廣泛應(yīng)用的對(duì)接/?？繖C(jī)構(gòu)性能對(duì)比

2 通用停靠機(jī)構(gòu)介紹及設(shè)計(jì)

2.1 通用?？繖C(jī)構(gòu)介紹

通用停靠機(jī)構(gòu)(common berthing mechanism, 簡(jiǎn)稱CBM)是利用軌道飛行器遙控機(jī)械臂系統(tǒng)(shuttle remote manipulator system,簡(jiǎn)稱SRMS)或空間站遙控機(jī)械臂系統(tǒng)(space station remote manipulator system,簡(jiǎn)稱SSRMS)將國(guó)際空間站(international space station,簡(jiǎn)稱ISS)的各個(gè)密封單元實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)連接的通用裝置，如圖1所示。機(jī)構(gòu)的主動(dòng)部分和被動(dòng)部分之間可保持氣壓密封，宇航員和物資可自由通過，同時(shí)提供連接單元之間結(jié)構(gòu)的剛性連接[9]。

圖1 典型通用停靠機(jī)構(gòu)操作示意圖Fig.1 The schematic of typical CBM

圖2 國(guó)際通用停靠機(jī)構(gòu)Fig.2 The international CBM

筆者結(jié)合國(guó)際最新研究成果對(duì)雄/雌式停靠機(jī)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)，該機(jī)構(gòu)主要由帶有執(zhí)行機(jī)構(gòu)的主動(dòng)?？繖C(jī)構(gòu)(ACBM)和被動(dòng)?？繖C(jī)構(gòu)(PCBM)組成，見圖2。主動(dòng)停靠機(jī)構(gòu)是?？繖C(jī)構(gòu)的核心部件，所有耗能組件均安裝在主動(dòng)?？繖C(jī)構(gòu)上，該機(jī)構(gòu)主要由結(jié)構(gòu)環(huán)、對(duì)齊導(dǎo)向組件、捕獲鎖組件、電動(dòng)螺栓組件、控制面板組件、密封組件及壓力檢測(cè)組件等構(gòu)成。

2.2 通用?？繖C(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

異體同構(gòu)周邊式對(duì)接機(jī)構(gòu)是目前國(guó)際常用對(duì)接機(jī)構(gòu)類型，我國(guó)“神舟”系列飛船與天宮一號(hào)對(duì)接就是使用該類型對(duì)接機(jī)構(gòu)。雄/雌式?？繖C(jī)構(gòu)與異體同構(gòu)對(duì)接機(jī)構(gòu)類似，該停靠機(jī)構(gòu)主動(dòng)部分和被動(dòng)部分可延續(xù)異體同構(gòu)對(duì)接機(jī)構(gòu)的相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)，視具體任務(wù)要求可執(zhí)行主動(dòng)部分或被動(dòng)部分功能，因此，任意?？繖C(jī)構(gòu)可與任意其他停靠機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)配對(duì)停靠操作[10-11]。筆者設(shè)計(jì)的雄/雌式?？繖C(jī)構(gòu)見圖3。

圖3 筆者設(shè)計(jì)的?？繖C(jī)構(gòu)Fig.3 The design of docking mechanism

該?？繖C(jī)構(gòu)對(duì)齊導(dǎo)向組件模型如圖4所示，這種導(dǎo)向瓣是呈環(huán)形安裝在停靠機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)環(huán)上的，共有90°間隔安裝4組。在每組導(dǎo)向瓣中，被動(dòng)?？繖C(jī)構(gòu)上的2個(gè)導(dǎo)向瓣的夾角為30°，主動(dòng)?？繖C(jī)構(gòu)的2個(gè)導(dǎo)向瓣的夾角為15°，因而主動(dòng)?？繖C(jī)構(gòu)的導(dǎo)向瓣被被動(dòng)?？繖C(jī)構(gòu)的導(dǎo)向瓣限制在一定范圍內(nèi)，在兩部分靠近過程中通過接觸實(shí)現(xiàn)導(dǎo)向操作[12]。

圖4 對(duì)齊導(dǎo)向組件Fig.4 The alignment guide assembly

捕獲鎖組件是通用?？繖C(jī)構(gòu)重要組件之一，圖5為帶驅(qū)動(dòng)器的捕獲鎖機(jī)構(gòu)，從中可以清楚地看到該系列捕獲鎖組件由常用四連桿機(jī)構(gòu)所構(gòu)成。適配器由與捕獲臂配合的抓鉤和導(dǎo)向板共兩部分組成。通過螺栓安裝在PCBM結(jié)構(gòu)環(huán)內(nèi)側(cè)的雙排螺孔上，每個(gè)適配器為一段16°的圓弧。單個(gè)捕獲機(jī)構(gòu)捕獲范圍示意如圖6所示。

圖5 帶驅(qū)動(dòng)器的捕獲鎖機(jī)構(gòu)Fig.5 The capture mechanism with drive system

圖6 單個(gè)捕獲鎖捕獲機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)示意圖Fig.6 The diagram of single capture mechanism motion

3 通用停靠機(jī)構(gòu)接觸過程分析

?？繖C(jī)構(gòu)?？坎僮鬟^程中必然存在航天器相互作用的動(dòng)力學(xué)問題。在研制?？繖C(jī)構(gòu)系統(tǒng)時(shí)，相互碰撞作用力的大小、?？侩p方相對(duì)位移等都是重要的動(dòng)力學(xué)參數(shù)。本部分對(duì)整個(gè)?？窟^程進(jìn)行理論分析，建立?？窟^程數(shù)學(xué)模型。需要說明的是,與一般對(duì)接機(jī)構(gòu)利用導(dǎo)向瓣產(chǎn)生機(jī)械接觸，然后通過導(dǎo)向瓣的配對(duì)作用慢慢實(shí)現(xiàn)捕獲的過程不同，通用?？繖C(jī)構(gòu)依靠4個(gè)捕獲鎖機(jī)構(gòu)首先與捕獲鎖適配器產(chǎn)生機(jī)械接觸，然后與對(duì)齊導(dǎo)向組件配合實(shí)現(xiàn)捕獲和拉緊。

3.1 坐標(biāo)系定義

筆者對(duì)停靠機(jī)構(gòu)接觸過程進(jìn)行運(yùn)動(dòng)學(xué)分析，建立如圖7所示的坐標(biāo)系系統(tǒng)。相關(guān)定義說明如下：

1) 固結(jié)于帶有主動(dòng)?？繖C(jī)構(gòu)(ACBM)的航天器1上的坐標(biāo)系，稱為坐標(biāo)系O1x1y1z1，坐標(biāo)原點(diǎn)為航天器(不包括ACBM)的質(zhì)心位置；

2) 固結(jié)于帶有被動(dòng)?？繖C(jī)構(gòu)(PCBM)的航天器2上的坐標(biāo)系，稱為坐標(biāo)系O2x2y2z2，坐標(biāo)原點(diǎn)為航天器(包含PCBM)的質(zhì)心位置；

3) 固結(jié)于主動(dòng)?？繖C(jī)構(gòu)(ACBM)的坐標(biāo)系，稱為坐標(biāo)系O3x3y3z3，坐標(biāo)原點(diǎn)為ACBM質(zhì)心位置；

4) 慣性坐標(biāo)系，主要用于推導(dǎo)系統(tǒng)模型時(shí)作為臨時(shí)的或過渡的坐標(biāo)系，坐標(biāo)原點(diǎn)可任意方便地選取。

圖7 ?？繖C(jī)構(gòu)?？窟^程坐標(biāo)系系統(tǒng)Fig.7 The coordinate system of CBM

取xiyizi作為中心慣量主軸。x1,2軸的方向規(guī)定為：通過停靠機(jī)構(gòu)系統(tǒng)對(duì)稱縱軸，完成停靠操作后，兩軸重合，并由O1指向O2。為了減少未知數(shù)的數(shù)量，一般把航天器2質(zhì)心的運(yùn)動(dòng)看作是在坐標(biāo)系1中的相對(duì)運(yùn)動(dòng)，而相對(duì)于質(zhì)心的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，則需要對(duì)每個(gè)物體進(jìn)行獨(dú)立描述，這樣可以計(jì)算控制系統(tǒng)產(chǎn)生的力矩。

任意矢量由坐標(biāo)系1向坐標(biāo)系2轉(zhuǎn)換可采用以下方式進(jìn)行：a.繞y1軸轉(zhuǎn)過一偏航角ψ；b.繞中間軸z1,2轉(zhuǎn)過一俯仰角θ；c.繞x2軸轉(zhuǎn)過一滾轉(zhuǎn)角φ。相應(yīng)轉(zhuǎn)置矩陣A21如下

(1)

(2)

其中

(3)

同理，任意矢量從坐標(biāo)系3向坐標(biāo)系1轉(zhuǎn)換時(shí)可借助相應(yīng)的轉(zhuǎn)換矩陣A31來實(shí)現(xiàn)，該矩陣只需將A21中的φ，ψ，θ用φ3，ψ3，θ3代替即可得到。

3.2 ?？繖C(jī)構(gòu)?？窟^程接觸點(diǎn)分析

對(duì)于異體同構(gòu)周邊式這類帶有導(dǎo)向瓣的對(duì)接結(jié)構(gòu)，尋找其大量可能存在的相互作用點(diǎn)的問題是該類系統(tǒng)最為復(fù)雜的問題。?？繖C(jī)構(gòu)接觸過程也屬于這類問題，因此本研究的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型首先應(yīng)重點(diǎn)對(duì)相互接觸作用點(diǎn)的確定開展研究[13]。如圖8所示，該?？繖C(jī)構(gòu)中系統(tǒng)共存在3類26種獨(dú)立的可能接觸模式，說明如下：

1) 導(dǎo)向瓣之間的相互接觸(V=1,2,…，8)；

2) 導(dǎo)向瓣與?？繉?duì)方法蘭面之間的接觸(V=9,10,…，24)；

3) ?？糠ㄌm面之間的接觸(V=25,26)。

圖8 停靠機(jī)構(gòu)可能的接觸模式Fig.8 The possible contact mode of CBM

結(jié)合圖7所示的坐標(biāo)系系統(tǒng)及圖8所示的接觸模式示意圖，?？繖C(jī)構(gòu)導(dǎo)向瓣邊緣上任意點(diǎn)可用以下矢量和來表示

(主動(dòng)?？繖C(jī)構(gòu)上的接觸點(diǎn))

(被動(dòng)停靠機(jī)構(gòu)上的接觸點(diǎn))

其中：矢量gi(u),qj(v)的取值與參數(shù)u,v有關(guān)，這里有0≤u，v≤1。

筆者以V=1～24的接觸點(diǎn)搜索為例，為了尋找接觸點(diǎn)，引入取決于參數(shù)w的輔助矢量p(w)，并選取ACBM停靠法蘭邊緣任意點(diǎn)g7和PCBM?？糠ㄌm邊緣任意點(diǎn)q7，利用空間封閉多變形可得所有接觸模式下的矢量方程

(4)

當(dāng)矢量p=0時(shí)，式(4)中相應(yīng)的矢量方程轉(zhuǎn)化為聯(lián)系方程，而參數(shù)u，v便可相應(yīng)地確定了相互接觸作用點(diǎn)的坐標(biāo)位置。

4 ?？繖C(jī)構(gòu)接觸過程動(dòng)力學(xué)分析

結(jié)合上述研究?jī)?nèi)容，筆者以雄/雌式?？繖C(jī)構(gòu)為研究對(duì)象，建立了該?？繖C(jī)構(gòu)模型，考慮到機(jī)構(gòu)具有一定的捕獲包絡(luò)，筆者分析的工況給出了一定初始偏差，用以初步考核該?？繖C(jī)構(gòu)的捕獲能力。如圖9所示，本研究的模型設(shè)置初始偏差為：軸向偏差為120 mm；滾轉(zhuǎn)偏差約為5°。

圖9 ?？繖C(jī)構(gòu)分析工況的偏差示意圖Fig.9 The deviation of CBM

實(shí)現(xiàn)捕獲任務(wù)是?？繖C(jī)構(gòu)能完成?？咳蝿?wù)的第一要素。筆者對(duì)停靠機(jī)構(gòu)虛擬樣機(jī)仿真中，對(duì)捕獲過程進(jìn)行全過程動(dòng)力學(xué)分析。如圖10所示，在初始狀態(tài)a時(shí)，PCBM進(jìn)入可捕獲范圍，觸發(fā)相應(yīng)信號(hào)，接收到捕獲指令后，4個(gè)捕獲機(jī)構(gòu)的電機(jī)開始工作；b狀態(tài)表示捕獲臂與適配器發(fā)生初始接觸；c～f狀態(tài)表示捕獲電機(jī)持續(xù)工作，捕獲臂抓鉤與適配器抓鉤實(shí)現(xiàn)良好配合，反向驅(qū)動(dòng)機(jī)械臂將PCBM拉近ACBM，靠近過程中，導(dǎo)向組件起到良好作用，?？糠ㄌm最終良好配對(duì)。

圖10 停靠機(jī)構(gòu)捕獲過程運(yùn)動(dòng)圖Fig.10 The diagram of CBM capture motion

圖11 PCBM質(zhì)心位置時(shí)域曲線Fig.11 The displacement curve of centroid in PCBM

圖12 PCBM滾轉(zhuǎn)角速度時(shí)域曲線Fig.12 The roll angular velocity curve of PCBM

在該工況下，PCBM的運(yùn)動(dòng)特性如圖11,12所示?？梢钥吹剑S著?？侩p方法蘭間距的減小，PCBM的速度也越來越小，有利于減少碰撞能量。

當(dāng)?？繖C(jī)構(gòu)完成停靠任務(wù)以后，首先由電動(dòng)螺栓驅(qū)動(dòng)電機(jī)反向轉(zhuǎn)動(dòng)，解除螺栓連接，然后捕獲機(jī)構(gòu)電機(jī)反向轉(zhuǎn)動(dòng)。通用停靠機(jī)構(gòu)的釋放過程見圖13。

圖13 ?？繖C(jī)構(gòu)釋放過程運(yùn)動(dòng)圖Fig.13 The release motion of CBM

5 停靠機(jī)構(gòu)模態(tài)分析

在空間站?？繖C(jī)構(gòu)實(shí)際操作中，裝有ACBM的航天器一般已預(yù)先安裝入軌，后期大量的發(fā)射任務(wù)中，一般為安裝有PCBM的裝配單元的航天器陸續(xù)

發(fā)射升空。因此,筆者著重對(duì)PCBM固有頻率和振型進(jìn)行分析。結(jié)合上述模型，在MSC.Patran中對(duì)PCBM有限元模型施加邊界條件，并在MSC.Nastran中進(jìn)行模態(tài)分析，表2給出了PCBM前13階固有頻率。

表2 PCBM固有頻率分析

相關(guān)主要振型如圖14～16所示，結(jié)合上述模態(tài)振型及表2所總結(jié)的PCBM的前13階模態(tài)固有頻率和振型描述，分析如下。

圖14 適配器導(dǎo)向瓣扭轉(zhuǎn)(mode 3)Fig.14 The torsion of PCBM(mode 3)

圖15 相鄰非配對(duì)導(dǎo)向瓣180°相位差彎曲(mode 9)Fig.15 The 180°bending pf the adjacent non paired guide pedal (model 9)

圖16 導(dǎo)向瓣同步彎曲(mode 13)Fig.16 The synchronous bending of the guide pedal (model 13)

1) PCBM的前13階模態(tài)的固有頻率集中在20～110 Hz的范圍內(nèi)。

2) 1～4階模態(tài)的固有頻率基本相同，這是由結(jié)構(gòu)的基本對(duì)稱性引起的。由于網(wǎng)格劃分帶來一定的不對(duì)稱性，從而這些固有頻率不是完全相同；4～8階模態(tài)基于相同的原因，固有頻率也基本相同。綜合看來，前8階模態(tài)均為適配器導(dǎo)向板剛度不足引起的振動(dòng)。若20 Hz的基頻不能滿足火箭發(fā)射要求，需進(jìn)行相應(yīng)的設(shè)計(jì)修改，提高適配器導(dǎo)向板剛度，從而提升結(jié)構(gòu)的基頻。

3) 9～13階模態(tài)為導(dǎo)向瓣剛度問題引起的振動(dòng)，由于其振動(dòng)頻率較高，該處對(duì)系統(tǒng)整體影響不大。

4) 第8階模態(tài)與第10階模態(tài)相差約62 Hz, 為實(shí)際工程可用的激振頻率區(qū)間，為防止?？繖C(jī)構(gòu)產(chǎn)生共振，系統(tǒng)周邊的可調(diào)激振頻率應(yīng)盡量控制在這一區(qū)段。隨著設(shè)計(jì)的修改，適配器導(dǎo)向板剛度得到相應(yīng)提高后這一區(qū)間可能縮小，但仍為可用區(qū)段。

6 結(jié) 論

1) ?？繖C(jī)構(gòu)是未來大型空間站建設(shè)的發(fā)展趨勢(shì)，筆者對(duì)現(xiàn)有的主要類型對(duì)接/?？繖C(jī)構(gòu)進(jìn)行對(duì)比總結(jié)，對(duì)雄/雌式?？繖C(jī)構(gòu)進(jìn)行了詳細(xì)設(shè)計(jì)與分析。

2) 雄/雌式?？繖C(jī)構(gòu)采用導(dǎo)向瓣為對(duì)齊導(dǎo)向組件，尋找大量可能存在的相互作用點(diǎn)問題是該類系統(tǒng)的關(guān)鍵問題，筆者通過建立?？繖C(jī)構(gòu)接觸過程數(shù)學(xué)模型，重點(diǎn)對(duì)?？繖C(jī)構(gòu)接觸過程作用點(diǎn)的確定開展研究。

3) 筆者建立了雄/雌式?？繖C(jī)構(gòu)模型，并對(duì)其?？窟^程及分離過程進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)分析，驗(yàn)證了機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的合理性。

4) 筆者對(duì)所設(shè)計(jì)的雄/雌式?？繖C(jī)構(gòu)進(jìn)行了模態(tài)分析，研究了機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的薄弱環(huán)節(jié)，并提出了改進(jìn)方案。

[1] Lydon B. Interface definition document for international space station visiting vehicles (NASA-SSP50235)[R]. Houston: Johnson Space Center, 2000:5-21.

[2] 陳寶東,鄭云青,邵濟(jì)民,等.對(duì)接機(jī)構(gòu)分系統(tǒng)研制[J].上海航天,2011,28(6):1-6.

Chen Baodong, Zheng Yunqing, Shao Jimin, et al. Development of docking subsystem[J]. Aerospace Shanghai, 2011,28(6):1-6. (in Chinese)

[3] John C, Valley A, Thomas H. ISS interface mechanisms and their heritage[R]. Houston: Space Center Boulevard, 2011:7-39．

[4] George P. Overview of the NASA docking system and the international docking system standard[C]∥AIAA Annual Technical Symposium, 2011.Houston, US: NASA/JSC,2011:5-10.

[5] James L L. Advanced docking berthing system[R]. Houston: Johnson Space Center, 2010:1-2．

[6] James L L. Androgynous, reconfigurable closed loop feedback controlled low impact docking system with load sensing electromagnetic capture ring: US, 6354540[P]. 2002-03-12.

[7] Brandan R. Advanced docking/berthing system[R]. Houston: Johnson Space Center, 2004:1-8.

[8] Walter C, Maria C F, Robert C. Space station program: node 3 to habitation module interface control document[R]. Houston: Johnson Space Center, 1999:17-50.

[9] Richard J M, William H W. The common berthing mechanism for international space station[C]∥31st International Conference on Environmental Systems, 2001. Orlando, US: [s.n.], 2001:1-8.

[10]Erik I. Space station freedom common berthing mechanism[C]∥Proceedings of the 26th Aerospace Mechanisms Symposium, 1992. Sunnyvale, US: [s.n.], 1992:281-296.

[11]Valin T. Commercial crew& cargo program overview[C]∥45th AIAA Aerospace Sciences Meeting, 2007. Reno, US: [s.n.], 2007:5-16.

[12]David E A, Debra A M, Kashyap S. International space station EVA operations-phase 2 hardware lessons learned[C]∥31st International Conference on Environmental Systems, 2001. Orlando, US: [s.n.], 2001:7-13.

[13]婁漢文,曲廣吉,劉濟(jì)生.空間對(duì)接機(jī)構(gòu)[M].北京:航空工業(yè)出版社,1992：164-170.

10.16450/j.cnki.issn.1004-6801.2015.03.002

*上海航天SAST基金(2013年)重點(diǎn)資助項(xiàng)目；上海市深空探測(cè)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室開放課題資助項(xiàng)目(13d22260100);南京航空航天大學(xué)基本科研業(yè)務(wù)費(fèi)資助項(xiàng)目(NS2015085)

2013-07-10；

2013-12-06

TP242; TH113

陳金寶，男，1980年6月生，副教授。主要研究方向?yàn)楹教炱鹘Y(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)與控制、飛行器起落裝置設(shè)計(jì)等。曾發(fā)表《Overloading of landing based on the deformation of the lunar lander》(《Chinese Journal of Aeronautics》2008，Vol.21,No.1)等論文。 E-mail: chenjbao@nuaa.edu.cn