0 引言
在轨可更换模块(orbital replacement unit，ORU)是指由航天器组件或单机封装而成的模块化在轨可更换功能单元[1]。ORU技术是未来航天器实现可接受在轨服务及支持拓展升级的先决条件和技术基础[2]，亦是未来航天器可服务化发展所需标准规范的重要内容[3]。ORU对接接口功能的集成满足ORU对外机械连接、热量交换、能源传输及信息互联的多功能一体化可重复适配，具有机、热、电、信息接口高度集成一体化的特征[4-6]。
随着各国航天技术的不断发展，在轨运行的单体航天器的结构逐渐复杂，复杂的单体航天器在恶劣太空环境下的问题逐渐涌现[7-8]。为了对在轨运行的故障航天器进行维护，在轨服务的概念应运而生[3, 9-10]，并已成功地在许多重要空间任务中得到实施，如1973年天空实验室的修复[11]、1993—2009年哈勃望远镜(Hubble space telescope, HST)的在轨维修服务[12]、1986—2001年期间和平号空间站的在轨维护，以及从2000年起开始进行组装的国际空间站等[13]。模块化航天器设计(modular spacecraft design, MSD)方法为航天器接受在轨服务提供了可能[14-16]，以模块化航天器设计为理念，ORU对接接口技术逐渐得以迅速发展，ORU对接接口技术涉及机构设计、机械动力学、机电控制等多个学科领域，区别于单一的地面环境，复杂的空间环境要求导致该技术实现起来较为困难[17-19]。近30年来，国内外已广泛地开展了对ORU对接接口技术的相关研究工作，并已取得了一定进展，如HST的在轨维护[20]、轨道快车(orbital express, OE)计划[21]、德国在轨服务项目，以及我国哈尔滨工业大学等单位对ORU的技术探索[22-25]。
本文基于经典在轨可更换模块对接机构相关文献，重点概述了近30年来国内外的研究进展和成果，并提出了在轨可更换模块对接接口技术研究的未来发展方向。
1 在轨可更换模块任务需求及对接模式
近30年来，为满足多样化在轨服务需求，ORU对接接口技术得到了迅速的发展，出现了大量的代表性对接接口技术，如图1所示。
图1 ORU发展概况
Fig.1 Development overview of ORU
1.1 任务需求
ORU面临的主要挑战是应用条件复杂、可靠性要求高，并且应尽可能地适应各种不同尺寸和质量的模块系统的要求[26]。ORU的任务需求通常包括下列各项[27-29]：
(1)自主在轨服务。利用空间机器人技术对ORU进行抓取、操控，实现ORU模块的自主对接、更换，无需舱外活动(extravehicular activity，EVA)人员手工进行ORU模块的更换，减少人为更换成本与风险，提高更换效率。
(2)在轨升级。更新航天器功能，对无法达到预期性能的航天器部件进行在轨升级，以提高主体航天器的使用年限。
(3)故障模块在轨更换。对处于复杂太空环境下的航天器故障模块进行更换，以延长目标航天器的在轨运行寿命。
(4)在轨补给。对目标待服务航天器进行燃料、电力、信息、热量以及其他消耗品的补给，以延长目标航天器在轨运行寿命。
(5)在轨装配。对采取模块化设计方法设计的航天器进行在轨装配，以实现复杂模块化航天器的在轨应用。
1.2 对接模式
目前各国所研制的ORU在进行更换的过程中大多依赖于机械臂的操控[30-32]。如图2所示，ORU的更换过程包括：交会对接、机械臂抓取ORU、ORU对接接口解锁、ORU对接接口对接、航天器分离等[4,33]。根据机械臂在操控ORU的过程中ORU对接接口的作动顺序，将ORU对接接口按机械臂与ORU对接接口之间的作动关系分类，可分为捕获-插接-锁紧式、插接-锁紧式、以及锁紧-插接式3种。
图2 ORU更换过程演示
Fig.2 ORU replacement process demonstration
1.2.1 捕获-插接-锁紧式
在对配备了捕获-插接-锁紧式ORU对接接口的ORU进行更换的过程中，机械臂完全处于随动状态，ORU的更换完全依靠ORU机械对接接口动作(移动)实现。该形式的对接接口多用于无机械臂辅助条件下的模块对接，如图3中模式1所示。在该对接过程中，ORU机械接口动作，主动执行器矫正、直线拉近被动适配器，电连接器等传输接口的插接动作于ORU主动执行器直线拉近阶段的末段内完成，之后ORU主动执行器继续动作，锁紧被动适配器。
1.2.2 插接-锁紧式
插接-锁紧式ORU对接接口在ORU更换过程中需要机械臂带动ORU在其轴向处于进给状态，其他向则处于随动状态。在机械臂的持续轴向进给的过程中，插接-锁紧式ORU对接接口的导向模块率先起作用，且在导向过程的末段，导向模块需提供直线行程阶段，为电连接器等传输接口的插接提供可靠保障。最终，ORU对接接口主动执行器锁紧被动适配器，完成ORU的对接，其对接过程如图3中模式2所示。
1.2.3 锁紧-插接式
区别于插接-锁紧式ORU对接接口的对接过程，锁紧-插接式ORU对接接口的电连接器等传输接口插接的动作在ORU对接接口的主动执行器锁紧被动适配器之后完成，即在完成ORU模块的锁紧后，推出电连接器等传输接口，实现电连接器等传输接口的插接，其对接过程如图3中模式3所示。
图3 ORU对接模式
Fig.3 ORU docking mode
2 国外在轨可更换模块接口技术
2.1 机械对接接口
基于ORU设计技术，以美国、德国等为代表的欧美国家对ORU对接接口进行了大量的设计和研究工作[28,34-36]，其中所设计的部分接口已在空间轨道上进行了验证，并可满足目标任务要求。目前现有的ORU对接接口形式多属于捕获-插接-锁紧式、插接-锁紧式及锁紧-插接式3种对接模式。在对接的过程中，ORU对接接口通常有主动端和被动端，根据主动端和被动端构型的差异可将ORU对接接口分为异体同构式对接接口与异体异构式对接接口，其中异体同构式对接接口指的是对接接口的主动端与被动端采用相同的构型。异体同构式构型设计在一定程度提高了ORU的模块化程度，为后续模块化卫星的在轨扩展组装提供了必要的连接基础。相较于异体异构式构型，异体同构式构型的对接接口面临着接口装置较复杂、控制难度较大等问题。
2.1.1 捕获-插接-锁紧式接口技术
2.1.1.1 设备交换系统接口装置
设备交换系统(equipment exchange unit，EEU)接口装置是日本希望号实验舱暴露设施(Japanese experiment module exposed facility, JEM-EF)上用于连接ORU的对接接口[37]，可实现电源、数据和冷却液的传输[38]。该对接接口为异体异构式对接接口，其中主动端为EFU(exposed facility unit)，被动端为PIU(payload interface unit)。根据功能的不同，PIU接口具有两种类型:①PIU-A型(配备流体接口)，②PIU-B型(无流体接口)。如图4所示，EEU系统接口装置采用一种抱爪式的机械接口，接口面板上配有阻尼器、定位销和V形导向槽。在ORU对接过程中，通过机械臂的辅助，3个抱爪与V形导向槽配合以实现初始定位。在抱爪的拉回过程中，通过定位销与定位孔的配合实现精确定位以及电连接器与流体接口的连接，最终实现ORU与JEM-EF的可靠连接[39]。
(a)EFU(主动端) (b)PIU(被动端)
图4 JEM-EF上的设备交换系统接口装置[39]
Fig.4 EEU interface device on the JEM-EF[39]
在ORU对接过程中不可避免地会存在轴向和径向的误差，对接接口装置可提供的捕获空间越大，则对机械臂的控制要求越低，甚至可完全不依赖机械臂的控制。EEU系统接口装置可实现包络捕获，这在一定程度上降低了对高柔性空间机械臂的控制要求。但该类对接接口结构相对其他形式接口而言，占用了较大的物理空间，因此，如何实现抱爪结构的紧凑设计，如何权衡机械臂控制精度与对接接口结构复杂程度之间的关系，还需要进一步论证。
2.1.1.2 有效载荷标准接口装置-B
有效载荷标准接口装置-B(SIROM-B)是H2020项目(由欧盟资助)中有效载荷标准接口装置-A(SIROM-A)的后续版本接口[40]。SIROM-B接口优化了SIROM-A接口所采用的插接-锁紧接口形式，改为采用图5所示的型面导向的捕获-插接-锁紧式接口形式。该对接接口的主被动端采用异体同构式设计[17]，其电气、数据、热量传输接口位于对接机构的中心，接口界面上配备有1对电力传输接口、2对数据传输接口和1组热量传输接口。SIROM-B接口的机械锁紧通过3个间隔120°的钛制捕获钩捕获另一侧的捕获瓣的方式来实现，3个捕获钩通过1个内齿轮驱动，进而实现3个捕获钩的捕获同步性[26]。
图5 有效载荷标准接口装置-B接口装置组件[26]
Fig.5 SIROM-B interface device components[26]
2.1.1.3 电磁对接接口装置
采用电磁技术操控对接的典型对接接口装置是NASA约翰逊空间中心为Mini AERCam舱外摄像机[41]研制的电磁对接接口。Mini AERCam电磁接口装置的对接接口为异体异构式对接接口。接口装置的主动对接部分由2个推进器喷嘴、电磁铁、旋转对齐导轨、球锁头和轴向通道组成，其被动对接部分由导向锥、电磁铁、旋转对齐导轨、球锁座、传动装置和轴向通道组成。如图6所示，该对接机构通过电磁力实现对接接口的预锁紧，并通过周向布置的球形栓锁实现最终锁紧。电磁对接的难点在于实现可控的电磁力，通过对电磁力的控制可以实现对接动作的快速响应、柔性对接，在一定程度上可以实现空间对接机构的结构简化[42]。
(a)主动端 (b)被动端
图6 电磁对接接口结构示意图[43]
Fig.6 Schematic diagram of electromagnetic docking
interface structure[43]
2.1.2 插接-锁紧式接口技术
2.1.2.1 通用对接接口装置
通用对接接口(universal docking port, UDP)装置是由麻省理工大学空间系统实验室为微型卫星开发的对接接口系统[44]，该对接接口的主被动端采用异体同构式设计，可以实现自主停靠、传输机械负载、传输电力、转移热载荷、为数据和通信提供连接等功能[45]。图7所示为UDP装置机械耦合部分的结构，包括刚性导向杆、刚性导向锥、锁紧装置、驱动装置、电磁线圈、电气接口等。UDP的对接过程包括预捕获、机械导向、机械锁紧等过程，当对接机构处于对接范围之内时，通过电磁力的吸引将主被动对接机构拉近、接触、纠偏、锁紧，完成模块的连接。由于UDP装置的导向锥的直径较大，因此该对接接口装置可提供较大的轴向对接容差[46-47]。
图7 通用对接接口装置结构[45]
Fig.7 Structure of UDP device[45]
2.1.2.2 机电接口装置
机电接口(electro-mechanical interface, EMI)装置是由德国航天局为TransTerrA项目所开发的机器人系统连接接口[48]。EMI装置为异体异构式对接接口，该接口可实现机械、电力、数据的传输，设计重点在于对月尘的鲁棒性、接口配合的精确性及高负载能力。如图8所示，EMI装置的主动部分包括锁紧驱动装置、自动识别相机、LED照明装置、电连接器等, 其被动部分包括中心锁紧杆、导向销、电连接器接口等。EMI装置的锁紧方式采用锁杆锁紧，在锥形锁杆插入主动端后，驱动装置对锁紧杆进行锁紧。EMI装置通过为锁紧机构增加隔尘挡板以及采用浮动式电连接器的方式，在一定程度上减小了行星表面尘埃对接口对接的影响[40,49]。
图8 机电接口装置[49]
Fig.8 EMI device[49]
2.1.2.3 有效载荷标准接口装置-A
有效载荷标准接口装置-A(SIROM-A)是欧盟于2016年资助的H2020项目研发内容，目的在于将智能空间系统接口(intelligent space system interface，ISSI)装置和EMI装置的所有功能集成[40]。如图9所示，SIROM-A接口装置采用对称、异体同构、冗余式设计，支持标准化的机械、数据、电气和热力传输。SIROM-A接口装置的锁紧机构可以实现被动对接装置在不能响应的状态下完成接口分离，这提高了该对接界面的机械故障安全性。
图9 有效载荷标准接口装置-A接口装置[40]
Fig.9 SIROM-A interface device[40]
2.1.2.4 SINGO接口装置
SINGO接口装置由南加州大学的SHEN等[50]设计，设计重点在于保证较强故障安全性下模块系统的自重构、自组装。如图10所示，通过将接口设计成由单一电机驱动的异体同构式结构来保障ORU的机械故障安全性，两接口的卡扣可实现在任意位置锁紧，因此，即使一端接口发生故障，另一端接口也可以实现继续锁紧或解锁。SINGO接口装置具有一定位移和角度的纠偏能力，但该接口仅从机械锁紧方面进行了设计论证，其他功能接口具体如何进行连接暂未考虑。
图10 SINGO接口装置[50]
Fig.10 SINGO interface device[50]
2.1.2.5 ASSIST接口装置
ASSIST接口装置由欧洲航天局提出并设计，目的在于提升地球同步轨道上对微小卫星进行在轨服务的操作能力。ASSIST接口装置以柔性对接为出发点，其目的是减小两航天器间的机械碰撞并实现刚性连接。ASSIST接口装置主被动端对接接口采用异体异构式设计，主动对接端由弓形锁紧机构、中心驱动机构和3个导向杆组成，被动对接端由中心腔体和3个导向锥组成。图11所示为ASSIST接口装置的对接过程。为保证电、气、液的连通，该接口的主动端和被动端界面上均设置了1个电连接接头和3个气液连接接头。该接口装置通过驱动中心丝杠使弓形缩放机构完成伸展，从而实现对目标载荷的柔性捕获[51]。
图11 ASSIST接口装置对接过程[51]
Fig.11 Docking process of the ASSIST
interface device[51]
2.1.2.6 轨道快车计划ORU模块接口装置
轨道快车(OE)计划是由美国国防高级研究计划局(DARPA)于1999年提出的，该计划涉及两种不同的ORU功能模块，一个用于为目标星补充电力，一个用于替换目标星的控制计算机。两种ORU模块采用异体异构式设计[28]，图12所示为美国OE计划中的ORU模块接口装置，该ORU的接口采用空间对接机构的典型锥杆导向形式[52]，锁紧机构采用筒形凸轮的锁紧方式。此外，在ORU完成对接后，定位装置还能起到提高ORU模块抗振性和稳定性的作用。该ORU接口装置已成功于2007年完成在轨验证，实现了自主组件交换、燃料补给等在轨服务功能。
(a)主动端 (b)被动端
图12 OE计划中的ORU接口装置[28]
Fig.12 ORU interface device in OE plan[28]
2.1.2.7 可重复配置操作科学探索航天器接口装置
可重复配置操作科学探索航天器(reconfigurable operational-spacecraft for science and exploration, ROSE)的ORU接口由美国戈达德宇宙飞行中心(GSFC)开发，旨在应用模块化和标准化设计方法降低航天器的研发成本。ROSE接口装置的主被动端接口采用异体异构式设计，两端接口的连接由2个螺栓实现[53]，如图13所示(被动端为螺母端，在此不进行展示)。ROSE接口装置除了2个螺栓外，还有3个运动支座和2个电连接器接口。运动支座为模块提供了刚度和稳定性保证，并能承受火箭发射过程中的动荷载，满足发射环境界面设计要求[54]。
图13 可重复配置操作科学探索航天器接口装置[53]
Fig.13 ROSE interface device[53]
2.1.2.8 在轨服役延长器接口装置
在轨服役延长器(conexpress-orbital life extension vehicle, CX-OLEV)计划[55]中对ORU对接接口的设计考虑了不同设备单元的对接需求[55-56]，包括不同连接数量、舱内是否需要盲操作、接口自锁紧、接口借助机械臂驱动锁紧等，同时兼顾了粗对准、机械臂抓持、机械接口、电源与信息接口等的适应性设计，通过对航天器系统不同ORU设备需求的标准接口进行系列化设计，可为不同航天器的模块化设备布局及其接口设计提供标准。图14为CX-OLEV接口装置的示意图[57]，该接口装置采用异体异构式设计，模块的对接导向通过ORU外壳的导轨实现，锁紧则通过对接界面上的锁紧装置实现。
图14 CX-OLEV接口装置[57]
Fig.14 CX-OLEV interface device[57]
2.1.3 锁紧-插接式接口技术
采用锁紧-插接式接口技术的典型代表是智能空间系统接口(ISSI)装置[58]。ISSI装置由德国航空航天与轻量化结构研究所(SLA)、德国亚琛工业大学等多家单位合作开发。ISSI装置是国际上首个实现了机、电、热、信息集成多功能的ORU对接接口。如图15所示，ISSI装置采用异体同构式设计，锁紧机构采用环形卡扣的锁紧形式，通过空间凸轮的传动实现了电连接器的推出。此外，ISSI装置将电连接器与接口的导向锥杆集成于一体，结合轻量化设计思想，在满足高对接可靠性的基础上实现了电力、数据、热量传输接口的合理布局，显著减小了传统集成接口的尺寸，使得对接接口的结构更为紧凑。但由于该对接接口的传动方式较为复杂，因此还需要考虑机械累计误差对锁紧器的影响。
表1对上述目前已报道的典型ORU对接接口进行了总结归纳，系统地对比了各个对接接口的特点及性能。
图15 智能空间系统接口装置[59]
Fig.15 ISSI device[59]
表1 国外ORU对接接口特点及性能
Tab.1 The characteristics and performances of the ORU docking interfaces abroad
接口类型特点典型接口机械接口性能指标可传输性接口质量(kg)外形尺寸(mm)锁紧力(N)对接容差异体同构性其他接口性能指标在轨验证捕获插接锁紧式•可实现包络捕获;•多为大型航天器设计;•构型复杂,重量大;•资源需求量大,控制复杂。EEU机、电、流体否两个接口版本:有流体接口与无流体接口是SIROM-B机、电、热1.576.6(高)ϕ1281020(每个捕获钩)10 mm(轴向)5 mm(其他)1.5°(角度)是流体快速连接器:CGO03/C热传输力:2 500 W数据传输能力:100 Mbit/s(SpW)1 Mbit/s(CAN)否MiniAERCam机、磁、电、气<30°否集成式注气、充电组件是插接锁紧式•构型简单•质量相对较小;•锁紧器控制容易;•对接容差依赖捕获锥;•对机械臂控制要求高。UDP机、电、热0.412155×115×9010 cm是锁紧时长:1.5 s铜合金接触传热数据传输方式:蓝牙最大通信距离:10 m数据传输能力:1 Mbit/s否EMI机、电否否SIROM-A机、电、热1.54 640(径向)440(轴向)是电力传输能力:600 W数据传输能力:400 MB/s铜合金接触传热否SINGO机是否ASSIST机、电、流体900(轴向)否一种机械臂末端执行器否OE-ORU机、电否是CX-OLEV机、电否兼顾多种接口的适应性否ROSE-ORU机、电否否锁紧插接式•单一电机驱动下,传动机构复杂,占用较多ORU可用内部空间;•对机械臂控制要求较低。ISSI机、电、热1.0～1.6ϕ140300～400±0.25 mm是电力传输能力:0.5 kW数据传输能力:1 GB/s特殊铜合金接触传热:3 400 W/(m2·K)否
2.2 多功能传输接口
ORU对接接口的功能除了实现模块化航天器子模块的连接，更重要的是对待维护的航天器进行电力、燃料等消耗品的补充，以延长其使用寿命。限于ORU的整体尺寸、接口面积等条件，部分已成熟应用在大型航天设施的电、热、信息接口并不能直接移植到ORU对接接口表面，因此选择、设计适合ORU对接特点的特殊功能接口非常重要。
2.2.1 电力/信息接口
ORU电力传输接口的选择、设计需要考虑其工作的特殊空间环境以及对接接口的机械连接方式传输要求。目前国际上研制的ORU所应用的电力/信息传输方式主要包括有线传输方式和无线传输方式两类[60]，如图16所示，有线传输方式包括针状插接式、弹簧触点接触式及接触片接触式3种。
(a)针状插接式 (b) 弹簧触点接触式
(c)接触片接触式 (d)无线传输式
图16 典型电力/信息传输方式[45,61-63]
Fig.16 The typical power/information
transmission mode[45,61-63]
无论是地面环境还是地外环境，针状插接式传输是传统的电力/信息传输方式,因具有良好的电传输特性而得到了广泛应用。该种电力/信息传输方式采用多触点轴向插接的形式来实现电力/信息传输触点的接触。为保证触点与接收座间的良好接触，通常需要轴向插接的针状触点与接收座之间保持很小的对接公差。因此，在ORU对接的过程中需要具备良好的精确导向能力，且为避免针状触点折断，插接完成后电连接器不可进行横向位移。考虑到尘埃耐受性、传输效率、功能集成等要求，目前设计的ORU所采用的电力传输方式主要以针状插接式为主，如SIROM-B的电力接口采用的是9针的D-sub针状插接式接口。此外，ASSIST、OE-ORU、ROSE-ORU等对接接口同样采用该种电力传输方式[28,51]。
弹簧触点接触式电传输与针状插接式电传输类似，其电力/信息传输的实现同样依赖于针状触点与接收座之间的接触。与针状插接式电力传输不同的是，该种传输方式的针状触点使用弹簧进行加载，在弹簧的驱动下，电力/信息接口可在具有一定角度、一定轴向位移的大公差对接初始条件下进行插接。该种形式的接口为对接接口的机械锁紧提供了宽容度较高的对接公差，这会避免出现采用针状插接式电连接器时触点断裂的情况。鉴于大对接公差、尘埃环境条件下的电气连接，部分研究机构所研制的ORU电力/信息接口采用弹簧触点式接口，如EMI、凤凰计划中的对接接口[48,64]。
区别于需要高对接精度要求的触点式连接方式，采用接触片接触方式进行电力连接极大程度地降低了对机械导向精度的要求。该种传输形式通常通过布置在对接接口平面上的导电片相互接触的方式来实现传输。采用接触片接触式进行电力传输可以实现ORU对接接口的灵活性装配，如ISSI电力传输接口上与导向杆集成的环形接触片、布置在UDP装置对接界面上的接触铜片等[45,59]。
信息传输接口要求物理结构紧凑、传输距离大、可实现噪声抑制、传输速率高等，因此无线传输方式符合ORU的信息传输要求[65-66]。鉴于电力传输的大功率要求，目前ORU所采用的电力接口多为有线传输方式。值得关注的是，ISSI装置除了利用接触式的传输接口进行电力传输之外，其ORU接口上还配备了无线传输方式进行信息传输。
2.2.2 热力/流体接口
为避免出现因暴露在太空环境下而温度过载进而导致航天器内部精密设备不能正常工作的情况，通常需要对航天器进行温度控制。航天器各个模块之间通常需要进行图17所示的热交换，以保证各个模块之间的内部温度处于可控的范围之内。目前，应用在ORU接口界面的热力传输方式可分为流体管道传输方式和接触换热传输方式。
图17 ISSI上热传输接口的热传导原理[59]
Fig.17 Heat conduction principle of thermal transfer
interface on ISSI[59]
传统航天器的流体传输主要使用环形热管、水升华器、脉动热管等流体传热方式[67-70]，采用流体传热的方式通常可以满足传热效率高、可靠性强、远距离传热等要求。流体接口除了可以作为实现ORU模块热量传输接口之外，还可以作为航天器油液补加接口，从而实现功能的集成[62,71]。欧盟H2020项目中SIROM-B的热传输接口通过流体传输的方式实现模块之间的热传输，该流体接口可实现在轨运行期间在-40～50 ℃范围内完成热传输能力为2 500 W的闭环换热。同时，SIROM-B的热传输接口也可以设计成为目标卫星传输燃料的流体接口[40]。除此之外，ASSIST、EEU等接口也可以采用流体传输方式进行热力/流体的传输[26]。
在考虑了热传导效率、功能界面的整体布局和对接可靠性等设计因素后，ISSI、SIROM-A等对接接口的热传输方式采用接触传热的方式进行热传递。ISSI接口使用碳纳米管铜合金复合材料作为导热介质，如图17所示。这种复合材料的传热系数最高可达到3 000 W/(m2·K)，即使在相对较低的接触压力下，模块之间也可以进行大量热交换[59]。目前国际上已研制出在ORU上应用的电力、信息、热力及流体传输接口,见表2。
表2 ORU已应用电力、信息、热力及流体传输接口
Tab.2 Transmission interfaces of power, information,
thermal and fluid applied to ORUs
接口类型典型接口电力/信息接口有线传输式针状插接式弹簧触点式接触片接触式SIROM-BASSISTOE-ORUROSE-ORUEMIPhoenixISSI(电力)UDP无线传输式ISSI(信息)热力/流体接口流体式传输接口接触式传输接口SIROM-BASSISTEEUISSISIROM-A
3 我国在轨可更换模块接口技术
我国对ORU的研制较美国等国家起步较晚，且相关ORU接口技术的研究大多处于理论研究和初期的原理样机研制阶段，尚未有在轨验证的案例。目前，我国东北大学、哈尔滨工业大学、南京航空航天大学及北华航天工业学院分别对ORU进行了研究设计与样机研制,如图18所示。上述4家单位所设计的ORU外形采用了类似于OE计划中ORU的经典长方体构型，并在此基础上分别针对ORU的对接机构进行了原理设计与优化。
(a)东北大学(b) 哈尔滨工业大学
(c)南京航空航天大学(d)北华航天工业学院
图18 我国相关单位研制的ORU[23,72-74]
Fig.18 ORU developed by relevant units
in China[23,72-74]
2011年，东北大学对在轨服务的任务、ORU的组件构成进行了探讨，研究得到了ORU的整体设计方案，如图18a所示。东北大学所设计的ORU对接接口采用螺纹旋入与旋出原理实现对接，对接接口采用漏斗型导向机构，通过逐步逼近准确位置的方法最终实现了ORU的成功对接[72]。
哈尔滨工业大学于2014年以航天器的在轨维护、功能模块的升级和更换、补充消耗品等任务需求为背景，以增强航天器功能和延长航天器使用寿命为目标，设计了一种采用“类矩形螺纹叶片”锁紧的新型ORU对接接口锁紧装置，如图18b所示。该对接接口的主动端和被动端均采用了标准矩形螺纹，可实现快速、可靠地锁紧目标，对接接口的导向机构则沿用了国际上常用的锥-杆式导向机构，使对接接口具有良好的抗振性和稳定性[23]。
2016年，南京航空航天大学对面向在轨服务的航天器ORU进行了概念设计研究，如图18c所示。研制的ORU以国际上典型模块化航天器项目为参考，围绕ORU所涉及的关键技术展开设计研究，具体包括：模块化航天器的总体方案、ORU及其标准接口、卫星数据模型等的方案论证。区别于上述两家单位，南航设计的ORU对接接口采用丝杠-螺母配合的方式来实现ORU的对接，进一步简化了ORU内部传动方案，扩大了ORU内部的有效载荷空间[73]。
基于ISSI设备的锁紧原理，北华航天工业学院于2019年自主设计并研发了一种异体同构式对接接口，该接口可实现在轨各标准ORU之间的自主连接，如图18d所示。目前，该设备已完成了总体方案设计及原理样机的地面验证[74]。
表3对我国设计的典型ORU对接接口进行了总结归纳，通过与表1国外的ORU对接接口进行对比可以发现，我国在ORU对接接口的构型研究上仍处于探索阶段，且目前在我国尚未系统地出现有关捕获-插接-紧锁式对接接口方面的研究报道。
表3 我国ORU对接接口特点及性能
Tab.3 The characteristics and performances of the ORU docking interfaces in China
接口类型研制单位机械接口性能指标可传输性模块外形尺寸(mm)锁紧力(N)对接容差(mm)异体同构性其他接口性能指标在轨验证插接锁紧式锁紧插接式东北大学机、电58.7否预留哈尔滨工业大学机、电327.225否预留南京航空航天大学机、电247×197×1781 010.6否电力传输方式:WS16-9航空插头北华航天工业学院机、电300×300×300300±4.5否预留否
4 关键技术的发展方向
对比国内外ORU对接接口技术的发展情况可知，国外针对ORU对接接口的设计已开发出多种工程样机，且已有在轨验证案例，总体水平较高。我国虽有多个科研单位对ORU对接接口进行了初步论证，但仍旧停留在机械接口的原理验证阶段。本文总结了目前ORU对接接口技术发展情况，并参考我国ORU对接接口技术发展现状，提出了该领域关键技术的发展方向如下：
(1) ORU对接接口锁紧技术的大胆探索。ORU对接接口设计面临的主要挑战是紧凑的设计空间、多尺寸航天器的接口要求以及多功能传输接口的集成方法等。在发射阶段ORU对接接口会受到复杂的振动外载，而在轨运行状态下的ORU对接接口则处于较为平稳的环境。通常情况下，ORU对接接口的锁紧机构设计满足发射阶段的设计要求，一旦ORU进入轨道，这种锁紧能力对其在轨运行状态下来讲必定是冗余的，冗余的锁紧能力在提高可靠性的基础上也一定程度地提高了接口的复杂性，占用了ORU的内部有效载荷空间。因此，我国在参考国外成熟的接口技术之余，应尽力去探索全新且适用于ORU对接的接口锁紧技术，以解决上述矛盾。
(2) 缓冲与防护技术的深入性研究。在ORU对接过程中，无论是机械臂操控还是接口进行自主对接，刚性对接的过程难免会使对接接口造成碰撞，甚至造成接口损坏。目前ORU的对接过程均默认为通过机械臂实现辅助对接，因此通常会忽略碰撞这一问题，这无形中会增大机构设计过程中的安全系数，进而不能实现最优设计。因此，如何在ORU有限的空间内转化碰撞过程中产生的能量进而实现ORU的柔性对接，是目前乃至未来都不能避免的技术难题。通过电磁力控制对接机构实现对接，可以显著减少由两航天器的惯性力带来的碰撞，虽然目前已有多家单位在研究电磁捕获，但实现可控的捕获还需要进行长期研究。
(3)亟待探索的新型传输技术。限于ORU的尺寸，ORU功能界面的布局通常需要进行详细研究，而造成这一问题的根本原因在于传统电力、热力等传输方法的局限性。传统的电力、热力传输方法通常会占用较大的物理空间，甚至还会限制机械接口的对接方法。因此，在实现高可靠传输的基础上，ORU功能接口的设计可以向着功能集成的方向发展。以ISSI接口为例，该接口实现了电力与机械导向集成的设计目标，这一集成的设计思想可为功能接口的设计提供新的方向和视角。
(4)以机械臂为主导的周边配套装置研究。目前ORU依旧依赖机械臂来实现更换，且ORU的对接正在向自主化、智能化方向发展，目前Mini AERCam的对接接口已实现通过加压氙气与电磁力相配合的方式来完成自主对接。参考Mini AERCam对接接口的设计思想，依靠目标识别、精准测控、自主规划等技术，将ORU设计成为不需要机械臂操控的自主化、智能化的对接模块会成为未来的主要技术发展方向。
(5)研发计算机辅助卫星设计(computer-aided satellite design, CASD)工具。近些年来，随着计算机技术的进步，CASD工具逐渐出现。该技术工具的出现有效地减小了航天器的设计周期及成本，从而显著减少了研制费用及实验次数，提高了设计质量，并使卫星设计逐渐走向商业化。但CASD工具在我国同样处于设计研发阶段，因此，为实现高效、系列化地进行卫星设计，CASD工具的研发意义重大。
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