航天員出艙牽引構(gòu)型設(shè)計(jì)與結(jié)構(gòu)響應(yīng)性能評(píng)估

楊全歐，李志輝，秦遠(yuǎn)田，包為民

(1. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000； 2. 南京航空航天大學(xué)航天學(xué)院，南京 211106；3. 中國航天科技集團(tuán)有限公司，北京 100048)

0 引 言

中國空間站正處于建造階段，隨著航天員的入駐，空間站核心艙的出艙作業(yè)不斷開展。艙外活動(dòng)技術(shù)已成為支撐空間站運(yùn)行和拓展應(yīng)用服務(wù)不可或缺的關(guān)鍵技術(shù)，在軌可靠性和在軌資源的使用效率成為重點(diǎn)發(fā)展的方向[1-2]。為提高艙外工作效率，在傳統(tǒng)可靠工作基礎(chǔ)上，需要重點(diǎn)突出對(duì)航天員安全性及任務(wù)成功的風(fēng)險(xiǎn)分析研究[3]。安全繩是目前航天員出艙必備的安全設(shè)備，而臍帶是保持氧氣、水分及電力等的輸送。繩索和工具對(duì)艙外活動(dòng)造成的操作影響是不可避免的[4]，臍帶與安全繩過多會(huì)造成結(jié)構(gòu)冗余。如今國際上的艙外航天服自帶生命支持系統(tǒng)，少有長臍帶，但仍然采用安全繩。Minor等[5]研究了可遠(yuǎn)程釋放的機(jī)器人抓手和控制系繩長度的卷收器組成的系繩管理系統(tǒng)，可從遠(yuǎn)距離遠(yuǎn)程釋放和收回他們的安全系繩，并未解決頻繁鎖掛的問題，機(jī)器人抓手的體積和質(zhì)量較普通掛鉤大，增加了宇航員的載荷負(fù)擔(dān)。陳學(xué)文等[6]使用基于位置的仿真方法計(jì)算了安全繩的變形，建立了航天員艙外活動(dòng)安全繩操作仿真系統(tǒng)，其中考慮到繩索在無重力作用下的柔性變形，切合繩索飄動(dòng)的真實(shí)情形，同時(shí)碰撞處理的不足也反應(yīng)了繩索問題的難點(diǎn)所在。張大羽等[7]采用非線性歐拉梁單元分析了空間天線繩索的運(yùn)動(dòng)問題，可作為安全繩在張緊狀態(tài)下的設(shè)計(jì)參考。中國空間站航天員在2021年執(zhí)行了出艙任務(wù)，除了機(jī)械臂的協(xié)助部分，想要達(dá)到艙外較遠(yuǎn)位置，必須連續(xù)對(duì)兩條安全繩的掛鉤進(jìn)行輪流鎖掛，該過程會(huì)大量占用航天員艙外活動(dòng)時(shí)間，而兩條安全繩來回切換，存在一定的纏繞概率。本文擬設(shè)計(jì)的航天員出艙牽引方案，通過導(dǎo)軌機(jī)構(gòu)能使航天員快速到達(dá)艙體外表面的絕大部分，避免了來回切換安全繩掛鉤的重復(fù)動(dòng)作，以期解決安全繩便利性問題，明顯縮短艙外活動(dòng)所需要的輔助時(shí)間。

針對(duì)空間飛行器結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，一般要求其形狀穩(wěn)定，熱環(huán)境引起的結(jié)構(gòu)剛度變化會(huì)造成承載能力下降，不管空間環(huán)境溫度變化有多大，結(jié)構(gòu)形狀的變化要盡可能地小[8-9]。本文設(shè)計(jì)的牽引系統(tǒng)直接暴露在太空環(huán)境中，牽引導(dǎo)軌作為牽引系統(tǒng)中的主要結(jié)構(gòu)件，需要進(jìn)行熱力耦合分析。Soares[10]采用一種穩(wěn)定的局部定義顯式方法來發(fā)展熱-力學(xué)耦合模型計(jì)算分析，自適應(yīng)地采用改進(jìn)的中心差分法和前向差分法，不考慮其時(shí)間解的穩(wěn)定性限制，并對(duì)平板和懸臂梁模型進(jìn)行了分析，但并未對(duì)三維模型進(jìn)行分析。Li團(tuán)隊(duì)[11-14]基于熱彈性動(dòng)力學(xué)與熱傳導(dǎo)方程，提出了一種基于外部環(huán)境影響的結(jié)構(gòu)熱力響應(yīng)有限元計(jì)算模型及算法軟件，來模擬材料的動(dòng)態(tài)熱彈性耦合問題，在時(shí)域上離散動(dòng)態(tài)熱彈性與熱傳導(dǎo)模型，設(shè)計(jì)并討論了求解熱力耦合方程的有限元計(jì)算格式。在此基礎(chǔ)上，本文發(fā)展可用于牽引導(dǎo)軌的熱力耦合響應(yīng)計(jì)算模型與有限元算法，驗(yàn)證極限熱載荷下安全工作的可靠性。牽引盤與導(dǎo)軌的接觸力是最大的載荷所在，通過靜力學(xué)分析進(jìn)行導(dǎo)軌強(qiáng)度校核。

1 航天員出艙牽引系統(tǒng)構(gòu)型設(shè)計(jì)

在航天員出艙工作中，傳統(tǒng)安全繩作用時(shí)需要兩個(gè)掛鉤進(jìn)行頻繁交替掛接，會(huì)產(chǎn)生較長的輔助時(shí)間，為此本團(tuán)隊(duì)進(jìn)行了航天員出艙牽引系統(tǒng)的構(gòu)型設(shè)計(jì)，可以提升太空行走的流暢度，減少航天員在安全繩掛接上的繁瑣過程。本系統(tǒng)針對(duì)航天員太空行走便捷性而設(shè)計(jì)，是航天員艙外作業(yè)的輔助裝置，含有艙外導(dǎo)軌、牽引盤、搭接橋及牽引繩等四個(gè)部分，總體如圖1所示。牽引繩代替原有的安全繩，連接于航天員與牽引盤之間，牽引盤運(yùn)動(dòng)在艙外導(dǎo)軌中，可沿導(dǎo)軌方向自由滑動(dòng)，艙外導(dǎo)軌固定在艙體表面，航天器對(duì)接艙段之間的導(dǎo)軌采用搭接橋形式進(jìn)行連接，航天員通過攀爬扶手在艙體表面進(jìn)行運(yùn)動(dòng)，由此航天員可以在多個(gè)艙段表面進(jìn)行作業(yè)。

圖1 航天員使用出艙牽引系統(tǒng)示意圖Fig.1 Extravehicular traction system used by astronauts

1.1 艙外導(dǎo)軌

艙外導(dǎo)軌是航天員進(jìn)行太空行走的導(dǎo)向結(jié)構(gòu)，作為防止航天員脫離艙體表面的主要承力裝置。導(dǎo)軌在艙體外表面部署情況如圖1所示，在艙體的徑向與軸向均進(jìn)行部署，可以使航天員接觸到艙體大部分外表面。導(dǎo)軌的截面如圖2所示，牽引盤可在導(dǎo)軌中來回滑動(dòng)，要嚴(yán)格限制其運(yùn)動(dòng)方向而不發(fā)生脫軌，則必須保證導(dǎo)軌的強(qiáng)度要求。

1.2 牽引盤

牽引盤運(yùn)動(dòng)于導(dǎo)軌當(dāng)中，如圖2所示，其機(jī)構(gòu)可提供兩個(gè)自由度，沿導(dǎo)軌滑動(dòng)和繞自身軸向轉(zhuǎn)動(dòng)。

圖2 牽引盤在導(dǎo)軌中安裝圖示Fig.2 The traction disk is installed in the guiding rail

牽引盤的整體結(jié)構(gòu)如圖3所示，最外圍的軸承提供繞自身轉(zhuǎn)動(dòng)的自由度。上下面各有6個(gè)萬向滾珠，使得其在接觸導(dǎo)軌過程中可以自由滑動(dòng)，且在牽引盤的軸向具有微小的彈性行程，以此減緩碰撞過程中產(chǎn)生的沖擊力。

圖3 牽引盤整體圖示Fig.3 Schematic diagram of the traction disk

1.3 搭接橋

搭接橋可以從一個(gè)艙體轉(zhuǎn)動(dòng)到另一艙體，形成不同艙體之間的導(dǎo)軌貫通，實(shí)現(xiàn)航天員從一個(gè)艙體過渡到另外一個(gè)艙體。如圖4所示，搭接橋一端為鉸鏈機(jī)構(gòu)，另一端為楔塊機(jī)構(gòu)，其中間部位與導(dǎo)軌結(jié)構(gòu)一致，在曲率比較大的位置，根據(jù)牽引盤可通過情況對(duì)導(dǎo)軌槽的上下間隙進(jìn)行設(shè)計(jì)。

圖4 搭接橋結(jié)構(gòu)示意Fig.4 Schematic diagram of overlapping bridge structure

1.4 牽引繩

此處設(shè)計(jì)的牽引繩與安全繩效果相同，但在航天員采用牽引繩的移動(dòng)過程中，不需要在兩條安全繩之間進(jìn)行來回切換，避免了繁瑣的掛鉤操作，也降低了各種繩索間纏繞的概率，如圖5所示。

圖5 航天員通過牽引繩與艙體連接Fig.5 The astronaut is connected to the capsule by a tow rope

2 結(jié)構(gòu)響應(yīng)熱力耦合有限元算法

2.1 熱力耦合控制方程

設(shè)材料為均質(zhì)材料且各向同性，在三維空間域Ω?3中，不考慮阻尼的影響，材料熱彈性動(dòng)力學(xué)方程可表示為[11,15-16]

(1)

式中：ui表示位移向量分量，fi表示體積力分量，i=1,2,3;ρ為材料密度；t為時(shí)間；xj表示位置；σij為材料對(duì)稱應(yīng)力張量，j=1,2,3，工程上將分量排列寫成向量形式

(2)

考慮熱膨脹作用，材料總應(yīng)變?yōu)?/p>

ε=εe+ε0

(3)

式中：ε0為溫度應(yīng)變；εe為彈性應(yīng)變表達(dá)式。

材料應(yīng)力與應(yīng)變應(yīng)具有如下本構(gòu)關(guān)系

σ=Dεe=D(ε-ε0)

(4)

式中：D為本構(gòu)矩陣，由材料Lamé常數(shù)λ與μ組成

(5)

考慮位移場(chǎng)對(duì)溫度場(chǎng)影響，耦合熱傳導(dǎo)方程為

(6)

式中：θ=T-T0為溫度增量，T為絕對(duì)溫度值，T0為初始狀態(tài)下的溫度值；c表示材料比熱；β為材料熱模量，與材料熱膨脹系數(shù)相關(guān)；k為材料熱傳導(dǎo)系數(shù)；εv=ε11+ε22+ε33為體積應(yīng)變；h為熱源項(xiàng)。

對(duì)于動(dòng)力學(xué)方程，初始條件在區(qū)域Ω上的初始位移與初始速度為

(7)

對(duì)溫度場(chǎng)，由于未知量選取的是溫度增量，則初始溫度增量為0，所以有

θ(x,0)=0

(8)

設(shè)物體的邊界為光滑邊界?Ω，在位移場(chǎng)中，邊界條件分為位移邊界Γ1與力邊界Γ2，在位移邊界Γ1上給定位移值，一般取固定邊界條件

u=0

(9)

σijnj=pi

(10)

式中：nj為邊界Γ2單元外法向向量分量。

(11)

?！?上的熱流為q，其邊界條件為

(12)

由變分原理，將材料熱彈性動(dòng)力學(xué)方程與熱傳導(dǎo)方程分別乘以相應(yīng)的測(cè)試函數(shù)，在空間Ω上積分，利用分部積分，并使用測(cè)試函數(shù)的性質(zhì)，最終得到熱力耦合方程弱形式如下

(13)

2.2 時(shí)間和空間離散

在區(qū)域Ω上進(jìn)行網(wǎng)格剖分，離散成單元體Ω→ΣΩe，在整個(gè)有限元網(wǎng)格上將位移u(x,t)與溫度增量θ(x,t)表示為節(jié)點(diǎn)的插值關(guān)系[11]，有

u=N(x)d(t),θ=X(x)ξ(t)

(14)

式中：d(t)為節(jié)點(diǎn)位移列陣；ξ(t)為節(jié)點(diǎn)溫度增量列陣；N(x)與X(x)分別為位移場(chǎng)整體形狀函數(shù)矩陣與溫度場(chǎng)形狀函數(shù)行向量。通過有限元單元分析與單元裝配過程，最終得到通過空間離散熱力耦合弱形式的方程組為

(15)

式中：Mu,Ku分別為結(jié)構(gòu)場(chǎng)整體質(zhì)量矩陣與剛度矩陣；Mθ,Kθ分別為溫度場(chǎng)整體質(zhì)量矩陣與剛度矩陣；L稱為熱力耦合矩陣；F與G分別為結(jié)構(gòu)場(chǎng)與溫度場(chǎng)的有限元右端項(xiàng)。

(16)

(17)

對(duì)于熱彈性動(dòng)力學(xué)方程，采用求解動(dòng)力學(xué)方程中應(yīng)用最為廣泛的一種Newmark隱式方法來進(jìn)行時(shí)間上的離散推進(jìn)[17-18]，對(duì)于耦合熱傳導(dǎo)方程，使用求解熱方程高精度Crank-Nicolson格式，最終可以統(tǒng)一寫成矩陣形式為

(18)

式中：參數(shù)η∈[0,0.5]。

n+1時(shí)刻的加速度與速度由下列公式推導(dǎo)得

(19)

式中：參數(shù)ω∈[0,1]。

這是一般情況下熱力耦合方程的時(shí)間推進(jìn)計(jì)算格式，工程上稱之為直接耦合法。根據(jù)本文研究問題的需要，可以采用變形不影響溫度和不考慮彈性振動(dòng)的順序耦合形式，此時(shí)兩方程也解耦，實(shí)際計(jì)算分別為

(20)

Kudn+1=Lξn+1+Fn+1

(21)

這是工程中便于使用的順序耦合法，線彈性方程此時(shí)變成了靜態(tài)問題。

2.3 導(dǎo)軌的熱力耦合算法校驗(yàn)

為說明熱力耦合算法的正確性，采用ABAQUS作為對(duì)比。驗(yàn)證過程既要可靠，又要便于實(shí)現(xiàn)。選用的材料與本文導(dǎo)軌一致,為7075航空鋁，其T 73狀態(tài)的相關(guān)系數(shù)如表1所示。

表1 7075航空鋁熱性能[19]Table 1 Thermodynamic properties of 7075 aviation aluminum[19]

采用本文中無振動(dòng)順序耦合法進(jìn)行熱力耦合分析，通過Fortran編程建立軟件系統(tǒng)，其結(jié)構(gòu)模塊如圖6所示，并以此實(shí)現(xiàn)模型的計(jì)算。

圖6 熱力耦合軟件系統(tǒng)Fig.6 Thermo-mechanical coupling software system

算法的驗(yàn)證模型采用2mm×2mm×10 mm的實(shí)心長方體，如圖7所示，固定其底面，環(huán)境溫度為0 ℃，在一個(gè)側(cè)面施加恒定溫度100 ℃，采用線性四面體網(wǎng)格模型。另外采用ABAQUS進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證，網(wǎng)格模型與邊界條件同上，并進(jìn)行計(jì)算。

圖7 長方體模型示意Fig.7 Cuboid model

從ABAQUS軟件與本文算法自編程序中提取Q點(diǎn)的位移變化情況，Q點(diǎn)的位移對(duì)比結(jié)果如圖8所示，程序計(jì)算與ABAQUS有一定的差異，不同數(shù)值方法計(jì)算的結(jié)果存在不完全一致的情況，但這不影響驗(yàn)證的準(zhǔn)確性，該誤差范圍在數(shù)值驗(yàn)證上是可以接受的。對(duì)于這個(gè)問題的解析求解特別困難，所以在此采用不同的數(shù)值模型進(jìn)行對(duì)比，說明本文建立的數(shù)值模型的可靠性，兩種方法的結(jié)果曲線基本吻合,可說明本文采用的方法是有效的。

圖8 Q點(diǎn)位移變化對(duì)比驗(yàn)證Fig.8 Comparison verification of the point Q displacement changes

太陽輻射是造成導(dǎo)軌溫度升高的主要因素，以中國空間站為對(duì)象，假設(shè)其軌道高度保持400 km，為計(jì)算軌道周期，可采用開普勒第三定律[20]

(22)

式中：軌道半徑r為6778.14 km，是地球赤道半徑與軌道高度的和；引力常量G為6.67428×10-11N·m2/kg2；地球質(zhì)量M為5.98×1024kg。由此可計(jì)算到中國空間站的軌道周期τ0為92.5 min。

假設(shè)導(dǎo)軌隨空間站進(jìn)行的是周期性規(guī)律轉(zhuǎn)動(dòng)，處于太陽輻射的半個(gè)周期為向陽面，另半個(gè)周期處于背陰面，如圖9所示。根據(jù)受到太陽輻射強(qiáng)度不同，將導(dǎo)軌的正面與側(cè)面區(qū)分開，如圖9所示。導(dǎo)軌正面法向與太陽輻射的夾角為α，則有一個(gè)側(cè)面法向與太陽輻射的夾角絕對(duì)值為(90°-|α|)，另一側(cè)面不受輻射。為了簡化運(yùn)算，以空間站向陽面的最高溫度Tmax=121 ℃為導(dǎo)軌的最高溫度，背陰面Tmin=-157 ℃為導(dǎo)軌的最低溫度。則一個(gè)軌道周期中導(dǎo)軌正面所受溫度為

圖9 太陽輻射角度Fig.9 Solar radiation angle

圖10 導(dǎo)軌的正面與側(cè)面Fig.10 The front and side of the guiding rail

(23)

導(dǎo)軌以圖9中向陽面與背陰面的下交界點(diǎn)為起點(diǎn)進(jìn)行順時(shí)針運(yùn)動(dòng)，則太陽輻射角度隨時(shí)間的變化關(guān)系為

(24)

根據(jù)式(24)的關(guān)系，一個(gè)軌道周期內(nèi)導(dǎo)軌的正面與側(cè)面的溫度變化如圖11所示，其中導(dǎo)軌的兩個(gè)側(cè)面采用一條虛線表示。

圖11 導(dǎo)軌正面與側(cè)面的溫度變化Fig.11 Temperature change on the front and side of the guiding rail

導(dǎo)軌幾何模型長1000 mm，寬170 mm，高90 mm，其有限元網(wǎng)格模型如圖12所示，共含有3134個(gè)節(jié)點(diǎn)、11675個(gè)單元。采用的材料屬性同表1。在圖10所示位置固定導(dǎo)軌的底面，其余面自由。根據(jù)式(23)對(duì)正面與兩個(gè)側(cè)面分別施加溫度，其中的兩個(gè)側(cè)面按照?qǐng)D9太陽輻射交替變化進(jìn)行，同一時(shí)刻至多一個(gè)側(cè)面直接接受太陽輻射，該過程為非穩(wěn)態(tài)熱力耦合計(jì)算。

圖12 導(dǎo)軌的有限元網(wǎng)格模型Fig.12 Finite element mesh model of the guiding rail

在熱力耦合響應(yīng)計(jì)算過程中，后半個(gè)周期是處于背陰面,可視為穩(wěn)態(tài)計(jì)算，為了減少運(yùn)算量，從進(jìn)入向陽面前的5 min開始計(jì)算，直到進(jìn)入背陰面后的5 min停止。為減少兩自由端對(duì)變形結(jié)果的影響，在導(dǎo)軌長度500 mm處取中間截面，如圖13所示，其中的A點(diǎn)和B點(diǎn)可以代表導(dǎo)軌內(nèi)側(cè)面最大變形位置。

圖13 初始時(shí)刻導(dǎo)軌形狀Fig.13 Shape of the rail at the initial moment

計(jì)算后的位移變化結(jié)果分別如圖14和圖15所示，α=0°～180°為整個(gè)向陽面區(qū)間，背陰面部分沒有太陽照射，所以這一段的值保持恒定。A點(diǎn)的極限位移為-0.2421 mm，B點(diǎn)的極限位移為-0.0388 mm。A點(diǎn)極限位移對(duì)應(yīng)的導(dǎo)軌形狀和截面溫度分布分別如圖16和圖17，發(fā)生在導(dǎo)軌經(jīng)過向陽面與背陰面的交界處，溫度的突變會(huì)引起應(yīng)變迅速增大，但明顯小于導(dǎo)軌與牽引盤之間的側(cè)面間隙(2 mm)和上下面間隙(3 mm)。因此，太陽熱輻射引起的導(dǎo)軌形變不會(huì)影響牽引系統(tǒng)的正常工作。

圖14 A點(diǎn)隨時(shí)間的位移Fig.14 Displacement of point A

圖15 B點(diǎn)隨時(shí)間的位移Fig.15 Displacement of point B

圖16 A點(diǎn)最大位移時(shí)的導(dǎo)軌形狀Fig.16 Shape of the rail at maximum displacement of point A

圖17 A點(diǎn)最大位移時(shí)的截面溫度分布Fig.17 Temperature distribution at maximum displacement of point A

3 牽引導(dǎo)軌結(jié)構(gòu)強(qiáng)度校核與性能評(píng)估

3.1 牽引盤對(duì)導(dǎo)軌的作用力

為了對(duì)導(dǎo)軌的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行校核，首先要獲得邊界載荷，即計(jì)算出牽引盤與導(dǎo)軌之間的相互作用力。牽引盤在導(dǎo)軌中的位置如圖18所示，考慮在極端工況下，牽引盤與導(dǎo)軌之間僅有三個(gè)接觸點(diǎn)。

圖18 牽引盤與導(dǎo)軌接觸圖示Fig.18 Contact points of the traction disk and the guiding rail

假設(shè)航天員連同艙外服的總重為190 kg，太空行走相對(duì)于艙體的最大速度為2 m/s，牽引繩繃緊時(shí)間為0.5 s，根據(jù)式(25)的動(dòng)量定理，求得對(duì)牽引盤的拉力為760 N。

(25)

圖19為圖18的受力分析圖，拉力F并不一直豎直向上，其方向與牽引盤徑向所在平面的夾角為β，其中的F1,F2及F3分別為三個(gè)接觸點(diǎn)的受力大小，為了模擬角度變化，以牽引盤中心為受力點(diǎn)，分別取β為90°,75°及60°。

圖19 受力分析簡圖Fig.19 Brief diagram of force analysis

根據(jù)力學(xué)分析，三種情況下的計(jì)算結(jié)果如表2所示，即為靜力學(xué)分析所需要的載荷大小。

表2 三種角度下的接觸力大小Table 2 Contact force under different angles

3.2 結(jié)構(gòu)強(qiáng)度校核與性能評(píng)估

表2的計(jì)算結(jié)果作為結(jié)構(gòu)有限元分析的邊界條件施加到導(dǎo)軌的相應(yīng)位置，用于模擬極限條件下導(dǎo)軌的受力變形情況。在此采用ANSYS Workbench作為靜力學(xué)計(jì)算工具，分別按照三種角度的受力大小和方向添加至導(dǎo)軌上。力的加載情況以及求解結(jié)果如圖20所示，應(yīng)力云圖為受力點(diǎn)處截面，其顯示效果在原變形上放大了6500倍。

圖20 不同角度受力與對(duì)應(yīng)的應(yīng)力云圖Fig.20 Stress contours of the guiding rail at different force direction

通過對(duì)三種情況的等效應(yīng)力進(jìn)行對(duì)比，75°受力下為最大值，發(fā)生在接觸點(diǎn)1，其值為24.714 MPa，且與另外兩種角度的等效應(yīng)力相近。根據(jù)第四強(qiáng)度理論[21]，材料等效應(yīng)力達(dá)到屈服應(yīng)力即判定失效，參照GB/T3190—2020，7075航空鋁的屈服強(qiáng)度為455 MPa，即在各種角度的受力情況下，艙外導(dǎo)軌仍滿足強(qiáng)度要求，具備卓越的承載能力。

4 結(jié) 論

本文進(jìn)行了空間站航天員出艙牽引系統(tǒng)的構(gòu)型設(shè)計(jì)，可滿足航天員在艙外任務(wù)時(shí)自主遠(yuǎn)距離移動(dòng)，無需安全繩頻繁鎖掛，使艙外活動(dòng)效率更高。通過熱彈性動(dòng)力學(xué)和熱傳導(dǎo)方程推導(dǎo)出結(jié)構(gòu)熱力響應(yīng)數(shù)學(xué)模型，搭建了適于導(dǎo)軌熱力耦合響應(yīng)有限元算法軟件系統(tǒng)，以此對(duì)牽引系統(tǒng)的導(dǎo)軌進(jìn)行熱力耦合分析，計(jì)算結(jié)果表明：在太陽輻射外熱流作用下冷熱交替引起導(dǎo)軌發(fā)生0.2421 mm的變形，小于最小間隙余量2 mm，不會(huì)對(duì)艙外作業(yè)造成影響。分析了極端工況下牽引盤對(duì)導(dǎo)軌的作用力，并進(jìn)行靜力學(xué)性能評(píng)估分析，結(jié)果表明：導(dǎo)軌上的最大應(yīng)力為24.714 MPa，遠(yuǎn)小于7075航空鋁的屈服應(yīng)力，得以滿足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度使用需求。提供了一種航天員出艙牽引系統(tǒng)構(gòu)型設(shè)計(jì)與結(jié)構(gòu)響應(yīng)有限元算法性能評(píng)估方法，后續(xù)有待進(jìn)一步深化研究。