随着航天技术的快速发展，新型航天飞行器如无人轨道飞行器成为目前航天系统发展的重要方向^[1]。2010年4月22日，美国空军利用宇宙神5运载火箭将X37-B^[2]“轨道实验飞行器”送入近地轨道，标志着“无人天地转运体系”取得初步成功。X37-B是一种可往返天地且可重复使用的航天器，它必须既能够承受发射和再入过程的严峻环境，又能在空间环境正常运行。航天器在轨运行期间，需要打开舱门、太阳能电池阵和辐射器，返回地面前，太阳能电池阵和辐射器收回，舱门收拢并关闭锁紧。为满足航天器重复使用的功能要求，舱门展收和锁紧机构也必须可重复使用。

针对舱门锁紧机构可重复使用的需求，周少程^[3]基于传统的四杆机构的死点自锁原理，提出并优选了可重复锁紧方案，对各个零部件进行了初步结构设计以及参数设计。利用动力学仿真软件对其进行功能与性能参数仿真，试制了舱门重复锁紧机构及舱门模拟结构的原理样机，并试验验证了该机构的可重复锁紧释放功能。特别需要注意的是，每扇舱门两端布置展收机构，一旦某一端展收机构发生故障，舱门关闭过程无法正常进行，舱门锁紧机构的捕获域将会受到影响，很可能导致航天器无法返回地面，造成巨大损失。因此，必须研究上述工况，保证在单侧展收机构故障情况下舱门锁紧机构捕获域满足捕获锁紧要求。然而，地面试验需要耗费大量经费，且周期很长，数值仿真则可以在设计初期为捕获域研究提供趋势性预测。

Grunbin^[4]对2个飞行器从对接到锁紧过程进行了刚体动力学分析，分析结果可用于估计主飞行器上的作用力和力矩。Erkaya^[5]研究了铰链间隙对多刚体机械手运动学和动力学的影响，发现即便很小的间隙也会对机械手加速度和关节力产生显著影响。Akhadkar等^[6]对含间隙转动副多刚体四连杆机构进行仿真分析，结果表明在低输入转速下，间隙副处接触碰撞力会导致机构动态性能下降。张华等^[7]指出对接锁系运动同步性是空间对接机构完成刚性连接和分离的关键技术，通过采用正交试验的方法合理设计仿真试验，找出了影响对接锁系运动同步性的主要因素，明确了提高锁系运动同步性的改进方向，并最终确定了提高锁系运动同步性的关键在于降低绳轮间的摩擦系数。Chen等^[8]建立了曲柄滑块的刚柔耦合模型，对其动态特性进行研究。通过仿真结果与试验结果的对比，指出刚柔耦合模型比刚体模型能够更有效反映机构的动态特性。张锐^[9]对某型飞机前起落架收放机构进行了运动学和动力学分析，研究了舱门开度问题。若视飞机前起落架相关构件为刚性体，气动载荷对起落架前、后舱门开度影响较小。若将飞机起落架前后舱门及相关构件视为柔体，气动载荷所引起的飞机起落架前、后舱门的最大开度分别为29.56 mm和3.559 mm。可见，在舱门锁紧机构捕获域的分析过程中，必须采用刚柔耦合的分析方法。Schwab等^[10]考虑刚体与柔体的相互作用，分析了间隙和杆件弹性变形对曲柄滑块机构动态性能的影响。Khemili等^[11]通过数值仿真和试验验证相结合的方式，研究了多刚体和刚柔耦合2种方式下含间隙机构的动态特性。Zhao等^[12]研究了铰链处间隙及杆件弹性变形对空间机械手动态特性的影响, 有助于空间机械手的操作及性能改善。Wang等^[13]基于刚柔耦合技术，对飞机副翼捕获可靠性进行了研究，获得了飞机副翼捕获失效模式。在航天器刚柔耦合研究方面，岳宝增等^[14]对航天器刚柔耦合动力学的最新研究进展进行了概述。蒋建平等^[15]以带有梁式挠性附件和太阳帆板的航天器为研究对象，计及变形位移场的非线性耦合项，采用假设模态离散变形，基于Kane方程建立了系统的刚柔耦合一次近似动力学模型，研究了大范围运动下挠性航天器的动力学行为。

上述工作都是在系统正常工作基础上进行的研究，若飞行器舱门单侧展收机构发生故障，无法提供驱动载荷，舱门将会在单侧展收机构的作用下收拢，故障侧展收机构随动。由于框面密封结构阻力的作用，舱门中心锁紧机构的捕获域将会受到直接影响。此外，考虑空间冷热环境变化，舱门本身的热变形也会对舱门捕获域造成影响。因此，针对单侧展收机构发生故障的工况，本文提出基于刚柔耦合的舱门锁紧机构捕获域研究，考虑舱门大梁的间距和数目变化以及舱门的热变形等，研究各因素对捕获域变化的影响。

1 柔性体动力学控制方程

刚柔耦合分析前，首先定义如图 1所示的坐标系，建立系统控制方程^[16]。其中O-xyz为惯性坐标系, O₁-abc为柔性体局部坐标系, A为柔性体上一点。

从图 1的相对关系可以得到, 点A的位移矢量为

(1)

式中, r为惯性坐标系圆点到局部坐标系圆点的位置矢量; s_A为局部坐标系下A点未变形时的位置矢量; u_A为局部坐标系下A点的位移变形矢量, u_A=Φ_Aq; Φ_A为对应于点A平移自由度的部分模态矩阵, q为模态坐标; A为欧拉变换矩阵。

对(1)式进行求导, 可得A点的速度为

(2)

柔性体的动能为

(3)

式中，, ρ为材料密度, V为柔性体的体积。

柔性多体系统中, 并非所有广义坐标都相对独立, 各构件通过各种铰链联接在一起。约束方程中需要考虑弹性变形, 其方程为非线性方程组

(4)

式中，q=[q₁^T, q₂^T, …, q_nb^T]^T为系统的全部广义坐标, n_b为广义坐标个数; C=[C₁, C₂, …C_n]^T, n为约束方程的个数, 各约束方程间要求线性独立。

对于第i柔性体或刚体, 系统方程拉格朗日形式为

(5)

式中, 广义力Q_i包括单元弹性变形引起的以及外加载荷(包括单元间载荷)引起的广义力两部分; λ为拉氏乘子。

可以得出

(6)

令, 该项也称为速度二次项, 其中包含陀螺力和哥氏力引起的力学效应。把上面结果代入(5)式可以得到

(7)

有柔性多体系统动力学方程为

(8)

2 模型建立

新型航天器舱门主体结构如图 2所示，主要由舱门结构、舱门端面锁机构、密封结构、铰链机构、舱门展收机构和中心锁紧机构等组成，其中舱门结构组件中大梁分布情况在图 3中给出。

刚柔耦合分析前，对模型进行简化，将舱门内外蒙皮、内埋框和大梁设置为柔体，其他结构设置为刚体，内外蒙皮材料为T800，内埋框材料为M55J，大梁材料为M55J。选取大梁数目分别为2、3和5根，本文主要研究舱门中心锁的捕获域以及大梁间距、大梁数目以及舱门热变形等对中心锁捕获域的影响规律，并对不同大梁数目时的大梁间距进行优化。

3 结果与讨论

已知舱门的轴向长度为2.925 m，舱门原有设计大梁数目为3根，其中1根大梁位于舱门正中间，另外2根大梁关于中间梁对称分布(如图 3所示)，大梁间距为1.112 5 m。舱门收拢至一定角度，展收机构停止工作，中心锁主动端锁钩拉紧被动端锁销，捕获域定义为开始捕获时锁钩与锁销的距离。在展收机构正常工作状态下，中心锁捕获位置框面密封阻力按照密封条每米变形3 mm提供300 N的载荷来施加，不考虑舱门的热变形及中心锁紧机构的回差，中心锁捕获域为17.51 mm。在单侧展收机构故障时，中心锁捕获域变化(增大)为3.826 mm。在舱门其他结构确定后，舱门捕获域将受到大梁间距及大梁数目的影响，以下各节将对大梁间距、大梁数目以及舱门热变形等因素进行具体研究。

3.1 大梁间距对舱门中心锁捕获域变化的影响

本节选择3根大梁，研究大梁间距对中心锁捕获域的影响。首先，选取大梁间距(假设1根大梁始终位于舱门的正中间，另外2根大梁关于中间大梁对称分布)分别为0.7 m、0.8 m、0.9 m、1.0 m、1.1 m、1.2 m、1.3 m和1.4 m，得到展收机构故障侧舱门中心锁捕获域变化的情况，如表 1及图 4所示。

可以发现，在大梁间距为1.2m时，捕获域变化最小(3.565 mm)，更有利于舱门锁紧机构的安全捕获。可见，由于大梁间距影响了舱门的刚度，对捕获域变化情况造成了一定影响，因此，有必要对大梁间距进行优化设计。

采用黄金分割法，对大梁间距进行优化，大梁间距变化及其相应捕获域变化的情况如表 2所示。相应的变化图如图 5所示。由表 2及图 5可见，大梁间距的优化结果为1.252 m，此时捕获域变化为3.629 mm，值得注意的是，此时的捕获域变化大于大梁间距为1.2 m的情况，这可能是由于黄金分割法取点时的算法造成的。由于表 1和表 2中大梁间距的最优值都在1.1~1.3 m之间，因此在1.1~1.3 m之间再次对故障侧捕获域变化情况进行计算，得到如图 6所示的变化曲线。捕获域变化随大梁间距的改变存在很大波动，但总体呈现出先减小后增大的趋势，此时对应的最优大梁间距为1.163 m，捕获域变化为3.505 mm。

从上述数据分析可知，当大梁数目一定时，大梁间距对故障侧中心锁捕获域变化的影响较小，捕获域变化最大值(4.149 mm)与最小值(3.505 mm)仅差0.644 mm。

3.2 大梁数目对舱门中心锁捕获域的影响

除大梁间距外，大梁数目同样会对舱门整体刚度造成影响，当舱门单侧展收机构故障时，大梁数目将会进一步影响舱门捕获域。因此，本节分别选取大梁数目分别为2根和5根，并改变大梁间距，研究大梁数目对舱门捕获域变化的影响，同时对大梁间距进行优化。当大梁数目为2根时，等间距变化时故障侧中心锁捕获域变化如表 3所示。

从表 3中可以发现，在大梁间距为2.4 m时，捕获域变化最小(3.617 mm)，而大梁间距为其他值时，捕获域变化都大于4 mm。进一步采用黄金分割法研究大梁间距对捕获域变化的影响情况，所得数据如表 4所示，相应的关系图如图 7所示。图 7中，捕获域变化随大梁间距的增大呈现出先减小后增大的趋势，因此，大梁间距存在最优值。此时，大梁间距的优化结果为2.446 m，捕获域变化为3.642 mm。与3根大梁情况类似，采用等间距变化与黄金分割法得到的捕获域变化存在差异。表 3和表 4中大梁间距的优化结果都在2.2 m与2.6 m之间，因此在2.2~2.6 m之间再次对故障侧捕获域变化情况进行计算，得到如图 8所示的变化曲线。与3根大梁的情况类似，捕获域变化存在先减小后增大的趋势，此时对应的最优大梁间距为2.326 m，捕获域变化为3.556 mm。

当大梁数目为5根时，等间距变化时故障侧中心锁捕获域变化如表 5所示。表 5中，当大梁间距为0.6 m时，捕获域变化最小(3.460 mm)，大梁间距为给定的其他值时，捕获域变化都大于3.8 mm。根据捕获域变化趋势，进一步对大梁间距进行优化，所得结果如表 6及图 9所示。图 9中，捕获域变化随大梁间距的增大先减小后增大，在间距为0.6 m附近出现最优值。此时，大梁间距的优化结果为0.581 6 m，捕获域变化为3.395 mm，略小于大梁间距为0.6 m的情况。表 5和表 6中大梁间距的优化结果都在0.5~0.7 m之间，因此在0.5~0.7 m之间再次对故障侧捕获域变化情况进行计算，得到如图 10所示的变化曲线。图 10中，故障侧捕获域变化随大梁间距变化存在较大波动，总体呈现出先减小后增大的趋势。此时对应最优大梁间距为0.581 5 m，捕获域变化为3.394 mm。

从2根、3根和5根大梁的捕获域变化情况来看，捕获域随大梁数目的增大而减小，但大梁数目对捕获域影响的程度有限，捕获域变化小于5%。造成这种现象的主要原因是，舱门已有内埋框与内外蒙皮组成的结构，已经具有较大的刚度，由于大梁截面为矩形，壁厚仅为1.2 mm，在内埋框和蒙皮间增加大梁的数目，尽管可以增加舱门的刚度，但此时大梁对舱门刚度的贡献很有限。因此，在满足捕获域要求的前提下，从系统减重的角度考虑，舱门系统可以选择2根大梁。

3.3 舱门热变形对舱门中心锁捕获域的影响

空间环境中高低温极限温差较大，可以使舱门产生较大的热变形，对舱门中心锁捕获域造成影响。在单侧展收机构故障工况下，由于缺少了单侧的约束，舱门的热变形进一步增大。本节采用原有3根大梁的结构设计，分别考虑空间高温为150℃，低温为-120℃，计算舱门的热变形，研究舱门热变形对中心锁捕获域的影响。

与常温环境(25℃)相比，在空间高温为150℃时，热变形发生在捕获域增大方向，舱门展收机构故障侧的热变形为0.625 mm，而在低温为-120℃时，热变形发生在捕获域减小方向，舱门展收机构故障侧的热变形为1.325 mm。可见，舱门在高温环境下，中心锁捕获域增大，不利于舱门的正常闭合，而在低温环境下，中心锁捕获域减小，舱门的热变形更有利于中心锁捕获。因此，对于新型航天飞行器，一旦舱门单侧展收机构发生故障，舱门收拢过程应选择低温环境进行。

4 结论

本文建立了新型航天飞行器舱门主体结构的模型，考虑单侧展收机构发生故障的工况，对舱门中心锁紧机构的捕获域进行了研究。保持舱门其他参数不变，改变舱门大梁的间距和数目，并考虑空间高低温环境，研究了3种因素对捕获域变化的影响，得到如下结论：

1) 单侧展收机构故障后，舱门收拢过程受到一定影响，故障侧舱门中心锁紧机构捕获域增大3.826 mm；

2) 舱门大梁间距对舱门中心锁紧机构的捕获域变化产生一定的影响，对于3根大梁的情况，当大梁间距为1.163 m，舱门中心锁紧机构捕获域增大3.505 mm；

3) 对于大梁数目分别为2根、3根和5根的情况，随大梁数目的增加，舱门中心锁紧机构捕获域变化逐渐减小，但其对捕获域的影响有限。因此，从系统减重的角度考虑，在满足捕获域要求的前提下，可以选择2根大梁；

4) 在空间高低温环境作用下，舱门的热变形对中心锁紧机构捕获域存在一定的影响，高温环境不利于舱门的闭合，而低温环境有利于舱门的闭合。因此，一旦发生单侧展收机构失效，舱门收拢过程应选择低温环境进行。