一种微纳卫星电磁对接机构及其设计方法

1.本发明涉及卫星对接设备的技术领域，尤其涉及一种微纳卫星电磁对接机构及其设计方法。


背景技术：

2.近年来，空间任务的多样性持续增加，航天器在轨组装、补加更换、扩展升级等需求随之增加，微纳卫星在轨对接变构技术以其功能可拓展、可重复使用、发射成本低等优点成为空间技术发展的主流。空间对接机构作为其中的关键部件，对航天器空间任务中的对接、锁紧、分离产生重要作用。
3.传统航天器所采用的连接技术大多是基于喷射产生反作用力的推力器，空间电磁对接技术相较于传统对接技术，具有无燃料消耗、无羽流污染、对接冲击易控等优势。使用电磁对接技术将解决微纳卫星的重复对接需求，避免因推进剂枯竭而产生的对接变构功能失效，提升工作寿命。其提供的连续稳定的非接触力，理论上可将对接接触速度控制到零，防止因对接碰撞产生的仪器损坏，实现柔性对接。
4.自2000年国外提出空间电磁对接概念以来，目前已有多个项目开展了相关研究，主要包括华盛顿大学的oasis(on orbit autonomous servicing satellite)项目、nasa约翰逊空间中心的miniaercam(miniature autonomous extravehicular robotic camera)项目、德克萨斯大学的egads(electromagnetically guided autonomous docking and separation in micro-gravity)项目、萨里大学的isms(intelligent self-powered modules)项目和aarest(autonomous assembly of a reconfigurable space telescope)项目等。这些项目大多由一个或多个电磁线圈产生的电磁相互作用，实现卫星间的连接、分离、释放、回收等功能。目前大多数的电磁对接技术研究均关于电磁控制方向，很少有相关的项目或报道对于电磁线圈等核心部件的立项研究。


技术实现要素：

5.本发明意在提供一种微纳卫星电磁对接机构及其设计方法，以解决现有航天器电磁对接技术研究多以控制层面出发，缺乏对电磁线圈等核心电磁对接元件的分析研究的问题。
6.为了实现上述目的，本发明提供的一种技术方案如下技术方案：
7.一种微纳卫星电磁对接机构，包括安装在主卫星上的主动对接组件和安装在次级卫星上的被动对接组件，
8.所述主动对接组件包括从左至右依次设置的碗状的头部外壳、两个头部连接件、电磁铁圆筒、锁紧组件和定位圆台，所述头部外壳、头部连接件和定位圆台外壁的相同处均设有凸台，每两个所述凸台之间通过螺钉连接，所述头部外壳的侧壁中心设有通孔，所述通孔用于安装待装丝杆的轴承；
9.每个所述头部连接件靠近头部连接件一侧的最大直径均小于头部外壳的最大直
径，两个所述头部连接件连接在头部外壳和定位圆台之间；
10.所述定位圆台由两个对称设置的半圆锥结构组成，两个所述半圆锥结构内共同开设有空腔；
11.所述电磁铁圆筒与定位圆台连接，所述电磁铁圆筒的内部设有电磁铁，所述电磁铁圆筒与卫星通过轴承过盈配合，所述电磁铁圆筒螺栓连接有后端盖；
12.所述锁紧组件包括丝杆、锁紧电机和插销，所述丝杆连接在头部外壳的轴承和锁紧电机之间，所述丝杆上设有分别位于头部外壳和定位圆台上空腔内的旋向相反的正逆螺纹，所述正逆螺纹上均螺纹连接有与头部外壳内壁滑动连接的正逆锥面螺母和与定位圆台内空腔滑动连接的正逆锥面螺母，所述锁紧电机安装与电磁铁圆筒后端盖上，所述插销为t字形，所述插销的两端分别设有两个正逆锥面螺母相抵触的楔面，所述插销的另一端位于两个头部连接件围合的间隙内，且所述插销的另一端尺寸小于两个头部连接件围合的空间尺寸，两个所述插销分别与两个头部连接件滑动连接，两个所述插销之间连接有拉力弹簧；
13.所述被动对接组件包括电磁铁、与电磁铁的铁芯螺纹连接的对接限位齿和与电磁铁的铁芯螺纹连接的对接导向筒，所述对接导向筒的尺寸与定位圆台相卡和；
14.所述对接限位齿的数量共10个，所述对接限位齿的通过螺纹与电磁铁的铁芯连接，所述对接限位齿的上斜面与所述对接导向筒一致，所述对接限位齿的下斜面与所述插销倾斜角度相同。
15.优选地，所述旋转组件包括旋转电机、蜗轮和与蜗轮相连接的蜗杆，所述旋转电机安装于卫星内表面，所述蜗轮安装于电磁铁圆筒上，所述蜗杆与旋转电机连接。
16.本发明提供的另一种技术方案如下技术方案：
17.所述对接机构的设计方法包括如下步骤：
18.步骤一，根据工程项目的需求，确定设计参数：
19.确定微纳卫星对接作用范围及需用电磁力大小，或根据卫星质量与对接时间确定星间相对加速度，并由此计算需用电磁力；
20.给出电磁对接机构尺寸要求，或根据电磁对接机构质量要求得到电磁铁尺寸要求：
[0021][0022]
步骤二，给出基于磁偶极子假设的星间电磁力远场模型，根据远场模型及工程项目需求进行初步设计并给出初始参数：
[0023]
对于空间中的a、b两线圈，计算其二者相互作用力与力矩；
[0024]
设空间一点与线圈a上电流微元的相对矢量为r，运用毕奥-萨伐尔定理，得到线圈a的所有电流微元在此处的磁场强度为：
[0025][0026]
式中，μ0＝4π
×
10-7
n/a2为真空磁导率，ia为线圈a的电流强度，dla为线圈a沿电流方向的矢量微元；
[0027]
记ib为线圈b的电流强度，则线圈b上任一矢量微元dlb在ba作用下受到的安培力与力矩分别为：
[0028]
dfb＝ibdlb×
ba[0029]
dτb＝rb×
dfb[0030]
联立两式并积分可以得到线圈a对线圈b的电磁力与力矩为：
[0031][0032][0033]
记s为线圈中心距空间一点的相对矢量，则：
[0034]
r＝s-r
[0035]
由于是远场模型，r＜＜s，将两线圈均视作磁偶极子，其磁矩为：
[0036]
μ＝isez[0037]
其中i为线圈总电流，s为线圈面积，ez为线圈轴线法向单位向量；
[0038]
由于上述电磁力与力矩模型非解析，因此采用泰勒展开进行近似，记a、b两线圈中心连线的向量为d，则远场下线圈a产生的磁感应强度为：
[0039][0040]
则通电线圈b在通电线圈a的磁场中受到的电磁力与力矩分别为：
[0041][0042]
τb＝μb×
ba[0043]
代入后整理得到两通电线圈电磁力与电磁线圈的远场模型：
[0044][0045][0046][0047][0048]
根据设计要求确定电磁铁尺寸后，其所需电流与匝数可根据远场模型估算。当两线圈轴线重合时，将上式简化为：
[0049][0050]
联立得：
[0051][0052]
定义电流匝数密度ja、jb代表每单位线圈长度上每单位绕制厚度通过的电流大小，该量为一常值，为3a/mm2；
[0053]
因此，将电流ia、ib分解为长度la、lb、绕制厚度ha、hb与电流匝数密度ja、jb的乘积：
[0054][0055]
由于理论计算不考虑铁芯，令h＝r，即无铁芯，电磁铁完全由线圈组成，上式变为：
[0056][0057]
将目标距离与需求电磁力代入上式，计算得到a、b电磁铁得尺寸设计参数范围，结合步骤一得尺寸要求初步设计电磁铁；
[0058]
步骤三，根据电磁场基本原理给出以积分形式表达的电磁力精确模型进行数值仿真，改进设计参数；
[0059]
通过数值仿真方法，对空间对接电磁铁进行分析；运用ansoft maxwell建立模型，进行电磁力的数值计算，其根据以积分形式表达的电磁力精确模型进行数值仿真：
[0060][0061]
根据仿真得到的电磁力数值对设计参数在条件范围内进行调整，得到优化改进后的设计参数；
[0062]
步骤四，进行电磁对接机构对接过程动力学分析，确定控制策略；
[0063]
采用adams与maxwell联合仿真模拟电磁对接机构对接动力学过程，计算不同初始条件下满足条件的电磁力变化曲线及对应线圈电流值用于控制对接全过程相对速度与加速度；
[0064]
步骤五，制作对接机构原理样机并进行实验，验证电磁力及方案可行性。
[0065]
本发明的有益效果：
[0066]
1、本方案拥有的体积小、质量轻、可重复使用等优点，符合微纳卫星的应用特点。
[0067]
2、本方案采用电磁对接方法，具有无推进剂消耗、无羽流污染的优势，并可在理论上实现无碰撞对接，电磁力矩可以在一定初始位置及姿态偏差下实现自主校正。
附图说明
[0068]
图1为本发明一种微纳卫星电磁对接机构中主动对接机构的剖视图；
[0069]
图2为本发明一种微纳卫星电磁对接机构中主动对接机构的主视图；
[0070]
图3为本发明一种微纳卫星电磁对接机构中主动对接机构的内部的爆炸图；
[0071]
图4为本发明一种微纳卫星电磁对接机构中被动对接机构的剖视图。
具体实施方式
[0072]
下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的详细说明：
[0073]
说明书附图中的附图标记包括：头部外壳1、头部连接件2、定位圆台3、电磁铁圆筒4、限位条5、限位块6、丝杆7、锁紧电机8、插销9、正逆锥面螺母10、第二限位槽11、对接限位齿12、旋转电机13、蜗轮14。
[0074]
如图1-4所示，一种微纳卫星电磁对接机构，包括安装在主卫星上的主动对接组件和安装在次级卫星上的被动对接组件，
[0075]
主动对接组件包括从左至右依次设置的碗状的头部外壳1、两个头部连接件2、电
磁铁圆筒4、锁紧组件和定位圆台3，头部外壳1、头部连接件2和定位圆台3外壁的相同处均设有凸台，每两个凸台之间通过螺钉连接，头部外壳1的侧壁中心设有通孔，通孔内安装有待装丝杆7的轴承。头部外壳1内还对称设有第一限位槽和限位条5，两个限位槽和两个限位条5呈十字形分布在头部连接件2内。
[0076]
每个头部连接件2上远离中心的一侧均一体成型有限位块6，两个限位块6分别滑动连接在对应的第一限位槽内。每个头部连接件2的最大直径均小于头部外壳1的最大直径，两个头部连接件2连接在头部外壳1和定位圆台3之间，每个头部连接件2均通过螺栓与定位圆台3连接。两个头部连接件2与头部外壳1和定位圆台3围合形成两个对称分布的矩形的开口区域。
[0077]
定位圆台3由两个对称设置的半圆锥结构组成，两个半圆锥结构内共同开设有空腔，空腔内对称设有限位条5。
[0078]
电磁铁圆筒4与定位圆台3螺钉连接，电磁铁圆筒4的内部设有电磁铁，电磁铁圆筒4与主卫星通过轴承过盈配合，电磁铁圆筒4螺栓连接有后端盖。
[0079]
锁紧组件包括丝杆7、锁紧电机8和插销9，丝杆7连接在头部外壳1的轴承和锁紧电机8之间，丝杆7上设有分别位于头部外壳1和定位圆台3上空腔内的旋向相反的正逆螺纹，正逆螺纹上均螺纹连接有与头部外壳1内壁滑动连接的正逆锥面螺母10和与定位圆台3内空腔滑动连接的正逆锥面螺母10，两个正逆锥面螺母10上对称开有第二限位槽11，每个正逆锥面螺母10上的第二限位槽11分别与头部外壳1或定位圆台3上空腔的限位条5滑动连接。锁紧电机8安装与电磁铁圆筒4后端盖上，插销9为t字形，插销9的两端分别设有两个正逆锥面螺母10相抵触的楔面，插销9的另一端位于两个头部连接件2围合的间隙内，且插销9的另一端尺寸小于两个头部连接件2围合的空间尺寸，两个插销9分别与两个头部连接件2滑动连接，两个插销9之间连接有拉力弹簧。
[0080]
被动对接组件包括电磁铁、与电磁铁的铁芯螺纹连接的对接限位齿12和与电磁铁的铁芯螺纹连接的对接导向筒，对接导向筒的尺寸与定位圆台3相卡和。
[0081]
对接限位齿12的数量共10个，对接限位齿12的通过一体成型与电磁铁的铁芯连接，对接限位齿12的上斜面与对接导向筒一致，对接限位齿12的下斜面与插销9倾斜角度相同。
[0082]
旋转组件包括旋转电机13、蜗轮14和与蜗轮14相连接的蜗杆，旋转电机13安装于卫星内表面，蜗轮14安装于电磁铁圆筒4上，蜗杆与旋转电机13连接。
[0083]
本方案的对接方法包括如下步骤：
[0084]
1.1)通过导航制导及轨道控制等将两卫星靠近至电磁力作用范围内，实现初步对准；
[0085]
1.2)到达电磁力作用范围内后两电磁铁通电，令两者互相吸引，通过改变电流方向及大小实现电磁力的精准控制，进而操控对接过程相对速度；
[0086]
1.3)在导向圆台及对接导向筒的引导下，主动对接部分与被动对接部分结合，头部外壳1外壁凸台被对接限位齿12引导至固定位置，限制两卫星轴向转动；
[0087]
1.4)控制器控制对接锁紧装置工作，锁紧电机8带动丝杆7转动，正逆锥面螺母10相向运动，令插销9伸出，与对接限位齿12下斜面贴合，实现两机构锁紧；
[0088]
1.5)主动电磁铁与被动电磁铁断电，完成对接过程。
[0089]
本方案的旋转方法包括如下步骤：
[0090]
2.1)控制器向旋转电机发出旋转指令；
[0091]
2.2)旋转电机产生驱动力，由蜗轮蜗杆传动，由头部外壳1外壁凸台及对接限位齿12传递力矩，驱动主次卫星相对角度发生变化。
[0092]
本方案的释放方法包括如下步骤：
[0093]
3.1)控制器控制对接锁紧装置工作，锁紧电机8带动丝杆7转动，正逆锥面螺母10相背运动，插销9在拉力弹簧作用下退回壳内，两机构完成解锁；
[0094]
3.2)主动电磁铁与被动电磁铁通电，令两者互斥，使两卫星逐渐分离；
[0095]
3.3)主动电磁铁与被动电磁铁断电，完成释放过程。
[0096]
本电磁对接机构的设计方法包括如下步骤：
[0097]
步骤一，根据工程项目的需求，确定设计参数：
[0098]
确定微纳卫星对接作用范围及需用电磁力大小，或根据卫星质量与对接时间确定星间相对加速度，并由此计算需用电磁力；
[0099]
给出电磁对接机构尺寸要求，或根据机构质量要求得到电磁铁尺寸要求：
[0100][0101]
步骤二，给出基于磁偶极子假设的星间电磁力远场模型，根据远场模型及工程项目需求进行初步设计并给出初始参数：
[0102]
对于空间中的a、b两线圈，计算其二者相互作用力与力矩。
[0103]
设空间一点与线圈a上电流微元的相对矢量为r，运用毕奥-萨伐尔定理，得到线圈a的所有电流微元在此处的磁场强度为：
[0104][0105]
式中，μ0＝4π
×
10-7
n/a2为真空磁导率，ia为线圈a的电流强度，dla为线圈a沿电流方向的矢量微元；
[0106]
记ib为线圈b的电流强度，则线圈b上任一矢量微元dlb在ra作用下受到的安培力与力矩分别为：
[0107]
dfb＝ibdlb×
ba[0108]
dτb＝rb×
dfb[0109]
联立两式并积分可以得到线圈a对线圈b的电磁力与力矩为：
[0110][0111][0112]
记s为线圈中心距空间一点的相对矢量，则：
[0113]
r＝s-r
[0114]
由于是远场模型，r＜＜s，将两线圈均视作磁偶极子，其磁矩为：
[0115]
μ＝isez[0116]
其中i为线圈总电流，s为线圈面积，ez为线圈轴线法向单位向量。
[0117]
由于上述电磁力与力矩模型非解析，因此采用泰勒展开进行近似，记a、b两线圈中心连线的向量为d，则远场下线圈a产生的磁感应强度为：
[0118][0119]
则通电线圈b在通电线圈a的磁场中受到的电磁力与力矩分别为：
[0120][0121]
τb＝μb×
ba[0122]
代入后整理得到两通电线圈电磁力与电磁线圈的远场模型：
[0123][0124][0125][0126][0127]
根据设计要求确定电磁铁尺寸后，其所需电流与匝数可根据远场模型估算。当两线圈轴线重合时，将上式简化为：
[0128][0129]
联立得：
[0130][0131]
定义电流匝数密度ja、jb代表每单位线圈长度上每单位绕制厚度通过的电流大小，该量为一常值，约为3a/mm2，即两线圈相对位置与距离一定时，电磁力大小仅与线圈半径、长度及绕制厚度相关。
[0132]
因此，将电流ia、ib分解为长度la、lb、绕制厚度ha、hb与电流匝数密度ja、jb的乘积：
[0133][0134]
由于理论计算不考虑铁芯，令h＝r，即无铁芯，电磁铁完全由线圈组成，上式变为：
[0135][0136]
将目标距离与需求电磁力代入上式，计算得到a、b电磁铁得尺寸设计参数范围，结合步骤一得尺寸要求初步设计电磁铁。
[0137]
步骤三，根据电磁场基本原理给出以积分形式表达的电磁力精确模型进行数值仿真，改进设计参数。
[0138]
由于实际情况的复杂性，理论推导在铁芯、磁损耗等方面无法定量考虑，因此进一步通过数值仿真方法，对空间对接电磁铁进行分析。运用ansoft maxwell建立模型，进行电磁力的数值计算，其根据以积分形式表达的电磁力精确模型进行数值仿真：
[0139][0140]
根据仿真得到的电磁力数值对设计参数在条件范围内进行调整，得到优化改进后的设计参数。
[0141]
步骤四，进行电磁对接机构对接过程动力学分析，确定控制策略。
[0142]
采用adams与maxwell联合仿真模拟电磁对接机构对接动力学过程，计算不同初始条件下满足条件的电磁力变化曲线及对应线圈电流值用于控制对接全过程相对速度与加速度。
[0143]
步骤五，制作对接机构原理样机并进行实验，验证电磁力及方案可行性。
[0144]
以上所述的仅是本发明的实施例，实施方案中公知的具体技术方案或特性等常识在此未作过多描述。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明技术方案的前提下，还可以作出若干变形和改进，这些也应该视为本发明的保护范围，这些都不会影响本发明实施的效果和专利的实用性。本技术要求的保护范围应当以其权利要求的内容为准，说明书中的具体实施方式等记载可以用于解释权利要求的内容。

技术特征：
1.一种微纳卫星电磁对接机构，其特征在于：包括安装在主卫星上的主动对接组件和安装在次级卫星上的被动对接组件，所述主动对接组件包括从左至右依次设置的碗状的头部外壳(1)、两个头部连接件(2)、电磁铁圆筒(4)、锁紧组件和定位圆台(3)，所述头部外壳(1)、头部连接件(2)和定位圆台(3)外壁的相同处均设有凸台，每两个所述凸台之间通过螺钉连接，所述头部外壳(1)的侧壁中心设有通孔，所述通孔用于安装待装丝杆(7)的轴承；每个所述头部连接件(2)靠近头部连接件一侧的最大直径均小于头部外壳(1)的最大直径，两个所述头部连接件(2)连接在头部外壳(1)和定位圆台(3)之间；所述定位圆台(3)由两个对称设置的半圆锥结构组成，两个所述半圆锥结构内共同开设有空腔；所述电磁铁圆筒(4)与定位圆台(3)连接，所述电磁铁圆筒(4)的内部设有电磁铁，所述电磁铁圆筒(4)与卫星通过轴承过盈配合，所述电磁铁圆筒(4)螺栓连接有后端盖；所述锁紧组件包括丝杆(7)、锁紧电机(8)和插销(9)，所述丝杆(7)连接在头部外壳(1)的轴承和锁紧电机(8)之间，所述丝杆(7)上设有分别位于头部外壳(1)和定位圆台(3)上空腔内的旋向相反的正逆螺纹，所述正逆螺纹上均螺纹连接有与头部外壳(1)内壁滑动连接的正逆锥面螺母(10)和与定位圆台(3)内空腔滑动连接的正逆锥面螺母(10)，所述锁紧电机(8)安装与电磁铁圆筒(4)后端盖上，所述插销(9)为t字形，所述插销(9)的两端分别设有两个正逆锥面螺母(10)相抵触的楔面，所述插销(9)的另一端位于两个头部连接件(2)围合的间隙内，且所述插销(9)的另一端尺寸小于两个头部连接件(2)围合的空间尺寸，两个所述插销(9)分别与两个头部连接件(2)滑动连接，两个所述插销(9)之间连接有拉力弹簧；所述被动对接组件包括电磁铁、与电磁铁的铁芯螺纹连接的对接限位齿(12)和与电磁铁的铁芯螺纹连接的对接导向筒，所述对接导向筒的尺寸与定位圆台(3)相卡和；所述对接限位齿(12)的数量共10个，所述对接限位齿(12)的通过螺纹与电磁铁的铁芯连接，所述对接限位齿(12)的上斜面与所述对接导向筒一致，所述对接限位齿(12)的下斜面与所述插销(9)倾斜角度相同。2.根据权利要求1所述的一种微纳卫星电磁对接机构，其特征在于：所述旋转组件包括旋转电机(13)、蜗轮(14)和与蜗轮(14)相连接的蜗杆，所述旋转电机(13)安装于卫星内表面，所述蜗轮(14)安装于电磁铁圆筒(4)上，所述蜗杆与旋转电机(13)连接。3.根据权利要求1-2中任一项所述的一种微纳卫星电磁对接机构，其特征在于：所述对接机构的设计方法包括如下步骤：步骤一，根据工程项目的需求，确定设计参数：确定微纳卫星对接作用范围及需用电磁力大小，或根据卫星质量与对接时间确定星间相对加速度，并由此计算需用电磁力；给出电磁对接机构尺寸要求，或根据电磁对接机构质量要求得到电磁铁尺寸要求：步骤二，给出基于磁偶极子假设的星间电磁力远场模型，根据远场模型及工程项目需求进行初步设计并给出初始参数：对于空间中的a、b两线圈，计算其二者相互作用力与力矩；
设空间一点与线圈a上电流微元的相对矢量为r，运用毕奥-萨伐尔定理，得到线圈a的所有电流微元在此处的磁场强度为：式中，μ0＝4π
×
10-7
n/a2为真空磁导率，i
a
为线圈a的电流强度，dl
a
为线圈a沿电流方向的矢量微元；记i
b
为线圈b的电流强度，则线圈b上任一矢量微元dl
b
在b
a
作用下受到的安培力与力矩分别为：df
b
＝i
b
dl
b
×
b
a
dτ
b
＝r
b
×
df
b
联立两式并积分可以得到线圈a对线圈b的电磁力与力矩为：联立两式并积分可以得到线圈a对线圈b的电磁力与力矩为：记s为线圈中心距空间一点的相对矢量，则：r＝s-r由于是远场模型，r＜＜s，将两线圈均视作磁偶极子，其磁矩为：μ＝ise
z
其中i为线圈总电流，s为线圈面积，e
z
为线圈轴线法向单位向量；由于上述电磁力与力矩模型非解析，因此采用泰勒展开进行近似，记a、b两线圈中心连线的向量为d，则远场下线圈a产生的磁感应强度为：则通电线圈b在通电线圈a的磁场中受到的电磁力与力矩分别为：τ
b
＝μ
b
×
b
a
代入后整理得到两通电线圈电磁力与电磁线圈的远场模型：代入后整理得到两通电线圈电磁力与电磁线圈的远场模型：代入后整理得到两通电线圈电磁力与电磁线圈的远场模型：代入后整理得到两通电线圈电磁力与电磁线圈的远场模型：根据设计要求确定电磁铁尺寸后，其所需电流与匝数可根据远场模型估算。当两线圈轴线重合时，将上式简化为：
联立得：定义电流匝数密度j
a
、j
b
代表每单位线圈长度上每单位绕制厚度通过的电流大小，该量为一常值，为3a/mm2；因此，将电流i
a
、i
b
分解为长度l
a
、l
b
、绕制厚度h
a
、h
b
与电流匝数密度j
a
、j
b
的乘积：由于理论计算不考虑铁芯，令h＝r，即无铁芯，电磁铁完全由线圈组成，上式变为：将目标距离与需求电磁力代入上式，计算得到a、b电磁铁得尺寸设计参数范围，结合步骤一得尺寸要求初步设计电磁铁；步骤三，根据电磁场基本原理给出以积分形式表达的电磁力精确模型进行数值仿真，改进设计参数；通过数值仿真方法，对空间对接电磁铁进行分析；运用ansoft maxwell建立模型，进行电磁力的数值计算，其根据以积分形式表达的电磁力精确模型进行数值仿真：根据仿真得到的电磁力数值对设计参数在条件范围内进行调整，得到优化改进后的设计参数；步骤四，进行电磁对接机构对接过程动力学分析，确定控制策略；采用adams与maxwell联合仿真模拟电磁对接机构对接动力学过程，计算不同初始条件下满足条件的电磁力变化曲线及对应线圈电流值用于控制对接全过程相对速度与加速度；步骤五，制作对接机构原理样机并进行实验，验证电磁力及方案可行性。

技术总结
本发明属于卫星对接设备的技术领域，公开了一种微纳卫星电磁对接机构，包括主动对接组件和被动对接组件，主动对接组件包括头部外壳、头部连接件、电磁铁圆筒、锁紧组件和定位圆台，锁紧组件包括丝杆、锁紧电机和插销，丝杆连接在头部外壳的轴承和锁紧电机之间，丝杆上设有正逆螺纹，正逆螺纹上螺纹连接有正逆锥面螺母，两个插销之间连接有拉力弹簧；被动对接组件包括电磁铁、对接限位齿和对接导向筒；接限位齿与电磁铁的铁芯连接，对接限位齿的上斜面与对接导向筒一致，对接限位齿的下斜面与插销倾斜角度相同。本发明解决了现有的主流对接方法中燃料消耗、羽流污染、对接冲击等问题，适用于多颗微纳卫星自由对接组合及组合体的构型变换等场景。变换等场景。变换等场景。


技术研发人员：陈传志 刘笑语 陈渊之 陈金宝 余张武 李家琪 陈茜 邹凯飒 孙正楠 张杰 余虹志 王添翼
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2022.10.27
技术公布日：2023/4/5