Page 93 - 《真空与低温》2025年第5期

632 真空与低温 第 31 卷 第 5 期

空间站科学计划涉及空间科学的绝大部分领域，我 块承担垂直平面内的分离力、倾覆力矩；锁紧楔块 b
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国规划了大批面向国际前沿的项目 。按照我国 的上表面与锁紧楔块 a 的下表面为摩擦自锁结构，
载人航天工程三步走战略，载人空间站实验舱Ⅱ以 实现振动、冲击载荷作用下 6 自由度的可靠锁紧
应用实验任务为主，实验舱Ⅰ兼有组合体控制任务 能力。为提高解锁可靠性，以丝杠螺母副为基础进
和应用实验任务两项功能，航天员在实验舱开展长 行解锁，丝杠一端采用输出力矩较大的电机组件进
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期在轨驻留的空间应用和新技术实验 。舱外暴 行驱动，丝杠另一端预留手动工具操作接口，实现
露实验、在轨航天器或平台部件替换维修等任务 冗余驱动。
需要航天器舱外载荷适配器支持舱外载荷在轨安
锁紧楔块 b 平台侧剪切孔
装、拆卸，为舱外载荷提供通用化的机械、电能、 锁紧楔组件
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信息、热控、流体等部分或全部接口 。随着空间 锁紧 1 2 载荷侧锁紧/
楔块 a 光轴 解锁单元
机械臂、航天员舱外活动（Extra Vehicular Activity， 抗剪腰形
EVA）技术的发展，通过机械臂或机械臂配合 EVA 剪切孔 机架 a 机架 b 手动操作口
剪切销 b
进行暴露载荷的安装和更换，极大地提高了舱外暴 电机组件
丝杠
露资源的利用效率和灵活性，但同时带来如无法精 精定位圆 螺母副 抗转腰形
剪切孔
确定位、驱动力不足等问题。机械臂的操作精度 剪切孔
剪切销 a 剪切销 c
有限，EVA 时存在操纵误差，导致载荷无法直接精
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确定位。机械臂的功率限制及长臂结构的特性，造
成机械臂输出力有限。舱外活动时处于失重状态
图 1 空间楔形自锁式重复锁紧机构结构图
的航天员操作力有限，无法直接完成载荷的锁紧连 Fig. 1 Composition diagram of the repeated locking device for
通/拆卸。机械臂或机械臂配合 EVA 操作下的机 space vehicles based on wedge self-locking principle

械连接是舱外载荷适配器的基础功能，必须由具体
1.1 锁紧执行机构
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的重复锁紧机构实现。杨泽川等 综述了空间重
1.1.1 布局
复锁紧技术，详细阐述了机械式锁紧、记忆合金式
为了实现可靠锁紧，航天器舱外有效载荷适配
锁紧、电磁式锁紧技术的研究进展，对比了不同锁
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器 、空间对接机构 等通常均匀分布多个锁紧执
紧方案的优劣，分析认为，机械式重复锁紧机构多
行机构，避免由于锁紧点过少造成的连接强度和刚
用于恶劣的空间环境，其作动时间短，具有大承载、
度差的问题。大型空间对接机构一般不少于 6 个，
抗冲击特性的机构更具优势。为支持空间飞行器
小型航天器舱外有效载荷适配器一般不少于 2 个，
舱外机械臂操作或机械臂配合 EVA 操作，正常情
但锁紧点也不宜过多，否则机构复杂且质量大。根
况下重复锁紧机构采用电机驱动实现锁紧和解锁，
据尺寸包络要求和机构构型，空间楔形自锁式重复
故障或断电情况下，航天员可手动实现锁紧和解锁。
锁紧机构通过 4 对锁紧楔块 b、锁紧楔块 a 和 3 对
本文对一种能够适应舱外机械臂或 EVA 操作，受
剪切销孔作用实现锁紧（见图 1）。
载条件下自锁可靠，定位精度良好，能够在−45～
锁紧执行机构由精确定位圆剪切孔、抗剪腰
60 ℃ 真空环境下可靠锁紧和解锁的空间楔形自锁
形剪切孔、抗转腰形剪切孔、锁紧楔块 a、剪切销 a、
式重复锁紧机构进行了研究。
剪切销 b、剪切销 c、压紧弹簧、锁紧楔块 b 和锁紧
1 方案设计
支架组成。
空间楔形自锁式重复锁紧机构按布局位置分 锁紧过程如下：剪切销 a、剪切销 b、剪切销 c
为平台侧剪切孔锁紧楔组件、在轨可更换单元侧 分别插入精确定位圆剪切孔、抗剪腰形剪切孔和
锁紧/解锁单元两部分，如图 1 所示。按功能分为 抗转腰形剪切孔内；锁紧驱动机构带动 4 个锁紧楔
锁紧执行机构和锁紧驱动机构。锁紧执行机构具 块 b 从中间向两侧直线运动，锁紧楔块 b 自锁斜面
体实现锁紧，锁紧驱动机构驱动锁紧执行机构实现 运动至与锁紧楔块 a 上自锁斜面贴合，并压缩压紧
锁紧和解锁。 弹簧，进而压紧平台侧剪切孔锁紧楔组件与在轨可
通过 3 个剪切销、孔配合承担平行平面内的 更换单元侧锁紧/解锁单元，如图 2 所示。解锁过
剪切力、扭转力矩；通过 4 个运行至四角的锁紧楔 程则相反，通过锁紧驱动机构带动锁紧楔块 b 脱离