一種小型航天器對接機構的制作方法
【專利摘要】一種小型航天器對接機構，它涉及一種航天器對接機構，以解決現(xiàn)有小型航天器對接機構存在對接過程碰撞劇烈、定位精度低、控制難度大和對接后不夠穩(wěn)定的問題。連接套筒和三個弧形圍板均設置在被動上盤與被動下盤之間，每個弧形圍板的一端設有一個第一導向板，每個弧形圍板的另一端設有一個第二導向板，相鄰的第一導向板與三個第二導向板之間構成V型定位槽，三個支架沿同一圓周均布設置在主動上盤與主動下盤之間，步進電機固定于主動下盤的中心處，步進電機與絲杠連接，螺紋升降盤旋于絲杠上，每個鎖爪的下端穿過滑道與螺紋升降盤鉸接，鎖爪與滾輪的表面接觸，每個鎖爪的上端位于相應的V型定位槽內(nèi)。本發(fā)明主要用于小型航天器的捕獲和對接。
【專利說明】一種小型航天器對接機構
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種航天器對接機構，具體涉及一種小型航天器對接機構。
【背景技術】
[0002]隨著新世紀航天事業(yè)的迅猛發(fā)展，各國相繼研制并發(fā)射了大量面向各種任務要求的航天器，航天器的結(jié)構、組成日趨復雜，性能、技術水平不斷提高。在此情況下，若要保證航天器在復雜的空間環(huán)境中更加持久、穩(wěn)定、高質(zhì)量地在軌運行，就需一套完整的在軌服務技術。所有的在軌服務任務的執(zhí)行都是以服務航天器和目標航天器的交會、伴/繞飛和對接為前提，兩航天器的成功交會對接是順利執(zhí)行多數(shù)在軌服務任務的先決條件。
[0003]航天器交會對接技術是指兩航天器在空間軌道上會合并在結(jié)構上連成一個整體的技術。從美國、俄羅斯等航天大國針對未來航天器在軌服務的迫切需求所開展的相關研究動態(tài)來看，為了在高真空、微重力、冷熱交變的復雜空間環(huán)境中實現(xiàn)對目標航天器安全、可靠地在軌服務，無一例外地都采用了空間對接的途徑，即通過捕獲和對接將兩航天器剛性地連接成一個軌道復合體，然后才開始對目標航天器進行在軌服務的相關操作，如在軌加注、功能單元更換升級等。
[0004]美國密歇根宇航公司從1991年開始研制用于衛(wèi)星在軌服務的空間對接裝置，經(jīng)過10多年的研究先后開發(fā)了四代衛(wèi)星對接裝置——軟軸式對接機構，其最新的ASDS-1I(軟軸式對接機構二代)由安裝于追蹤星上的主動組件和安裝于目標星上的被動組件兩部分組成。其工作原理:先通過軟軸進行目標的預捕獲，然后收縮軟軸將被動組件拉近并通過三個自動對齊加載栓實現(xiàn)軸線與對接面的自動對齊，同時在硬對接探頭預加載凸輪以及預加載止動扣的聯(lián)合作用下實現(xiàn)兩對接面的剛性連接。
[0005]為了延長衛(wèi)星的使用壽命，美國軌道復原有限公司正在研制軌道延壽航天器，通過冠狀鎖緊式對接機構使軌道延壽航天器與目標航天器衛(wèi)星建立永久的剛性連接。對接機構的主體是一個外形細長的抓捕器，頭部帶有六個敏感器探頭和一個冠狀鎖緊機構，當抓捕器完全伸入遠地點發(fā)動機的喉部以后，抓捕器頭部的關閘U姑娘鎖緊機構展開，四周伸出針狀物與發(fā)動機壁緊密連接，使整個延壽器與目標衛(wèi)星連接成一個剛性整體。
[0006]軟軸式對接機構，由于空行程比較大，難以精確控制軸向相對位置，容易才產(chǎn)生碰撞；冠狀鎖緊式對接機構必須根據(jù)目標衛(wèi)星的遠地點發(fā)動機噴管后部結(jié)構定制，不能重復使用；另外，日本研制了抓手一碰撞鎖式對接機構，三個鎖爪需與相應的滾輪及扭簧配合工作，遇碰撞時會產(chǎn)生抖動等現(xiàn)象，導致定位不準，對接范圍小，且有較大沖擊，需要精確控制?？偟膩碚f，現(xiàn)有的小型航天器對接機構存在對接過程碰撞劇烈、定位精度低、控制難度較大和對接后不夠穩(wěn)定等缺點，因而不能方便、快捷、有效地完成日益繁多的小型航天器對接任務。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]本發(fā)明為解決現(xiàn)有的小型航天器對接機構存在對接過程碰撞劇烈、定位精度低、控制難度較大和對接后不夠穩(wěn)定的問題，而提供一種小型航天器對接機構。
[0008]本發(fā)明包括主動連接機構和被動連接機構,被動連接機構包括被動下盤、連接套筒、被動上盤、三個弧形圍板、三個定位銷、三個第一導向板和三個第二導向板，被動上盤與被動下盤上下水平且正對設置，連接套筒和三個弧形圍板均設置在被動上盤與被動下盤之間，連接套筒、被動上盤和被動下盤均同軸設置，連接套筒的上端與被動上盤連接，連接套筒的下端與被動下盤連接，三個弧形圍板沿同一圓周均布設置在連接套筒的外側(cè)，每個弧形圍板的一端設有一個第一導向板，該第一導向板的一端與弧形圍板連接，第一導向板的另一端與連接套筒連接，每個弧形圍板的另一端設有一個第二導向板，該第二導向板的一端與弧形圍板連接，第一導向板的另一端與連接套筒連接，每個相鄰的第一導向板與三個第二導向板之間構成V型定位槽，三個定位銷沿同一圓周均布設置在被動下盤上，主動連接機構包括步進電機、螺母、主動下盤、軸承座、開關觸銷、主動上盤、扶正套、絲杠、螺紋升降盤、第三軸用彈性擋圈、孔用彈性擋圈、兩個軸承、三個第一銷軸、三個第一軸用彈性擋圈、三個支架、三個間隔套、三個第二銷軸、三個第二軸用彈性擋圈、三個滾輪、三個滑塊、三個內(nèi)六角螺釘和三個鎖爪，主動上盤上設有與三個定位銷一一正對的三個定位銷孔，主動上盤與主動下盤上下平行設置，三個支架沿同一圓周均布設置在主動上盤與主動下盤之間，每個支架的上端通過內(nèi)六角螺釘與主動上盤連接，每個支架的下端帶有螺紋通過螺母與主動下盤連接，步進電機固定于主動下盤的中心處，步進電機的輸出軸與絲杠連接，固定于主動下盤上的軸承座、兩個軸承、第三軸用彈性擋圈和孔用彈性擋圈一起組成了絲杠的下端支撐，絲杠的上端通過主動上盤的中心孔內(nèi)的扶正套支撐，開關觸銷與主動上盤的中心孔螺紋連接，螺紋升降盤旋于絲杠上，滾輪套裝在間隔套上并置于滑塊的滑道內(nèi)，滑塊設置在支架的支架槽內(nèi)，間隔套和滑塊通過第二銷軸和第二軸用彈性擋圈與支架鉸接，每個鎖爪的下端穿過滑道并通過第一銷軸和第一軸用彈性擋圈與螺紋升降盤鉸接，鎖爪與滾輪的表面接觸，每個鎖爪的上端位于相應的V型定位槽內(nèi)。
[0009]本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比具有以下有益效果:
[0010]本發(fā)明中的對接機構捕獲對接過程平穩(wěn)、定位精度高、可以實現(xiàn)目標航天器的姿態(tài)矯正、較容易控制和兩航天器連接穩(wěn)定可靠，能夠方便、有效、快捷地完成日益繁多的航天器在軌對接任務。具體地說:本發(fā)明主要應用于小型航天器的交會對接任務，被動連接機構位于目標航天器上，主動連接機構位于服務航天器上；采用步進電機和絲杠分別作為動力源和傳動裝置，控制簡單、控制精度高，并且傳動平穩(wěn)可靠，避免了對接過程中的劇烈碰撞；三個捕獲對接用的鎖爪同時鉸接在螺紋升降盤之上，并且鎖爪的運動滿足搖桿滑塊運動規(guī)律，可以同時收放，定位精確，捕獲對接過程穩(wěn)定；被動連接機構上設置有三個V型定位槽，三個V型定位槽與三個鎖爪配合工作，可以實現(xiàn)捕獲和目標航天器的姿態(tài)矯正，對接之后兩航天器連接穩(wěn)定可靠?？刂凭雀弑痊F(xiàn)有技術提高一倍以上。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0011]圖1是小型航天器對接機構的主剖視圖，圖2是圖1的俯視圖，圖3是【具體實施方式】一中支架9、間隔套10、第二銷軸11、第二軸用彈性擋圈12、滾輪13、滑塊14和三個鎖爪17的裝配關系分解圖，圖4是【具體實施方式】一中鎖爪17張開時的狀態(tài)圖，圖5是圖4的俯視圖，圖6是【具體實施方式】一中鎖爪17收攏時的狀態(tài)圖，圖7是圖6的俯視圖。【具體實施方式】
[0012]【具體實施方式】一:結(jié)合圖1?圖3說明本實施方式，本實施方式包括主動連接機構和被動連接機構，被動連接機構包括被動下盤18、連接套筒19、被動上盤20、三個弧形圍板22、三個定位銷25、三個第一導向板30和三個第二導向板31，被動上盤20與被動下盤18上下水平且正對設置，連接套筒19和三個弧形圍板22均設置在被動上盤20與被動下盤18之間，連接套筒19、被動上盤20和被動下盤18均同軸設置，連接套筒19的上端與被動上盤20連接，連接套筒19的下端與被動下盤18連接，三個弧形圍板22沿同一圓周均布設置在連接套筒19的外側(cè),每個弧形圍板22的一端設有一個第一導向板30，該第一導向板30的一端與弧形圍板22連接，第一導向板30的另一端與連接套筒19連接，每個弧形圍板22的另一端設有一個第二導向板31,該第二導向板31的一端與弧形圍板22連接,第一導向板30的另一端與連接套筒19連接，每個相鄰的第一導向板30與三個第二導向板31之間構成V型定位槽32，三個定位銷25沿同一圓周均布設置在被動下盤18上，主動連接機構包括步進電機1、螺母2、主動下盤3、軸承座4、開關觸銷21、主動上盤23、扶正套24、絲杠26、螺紋升降盤27、第三軸用彈性擋圈28、孔用彈性擋圈29、兩個軸承6、三個第一銷軸7、三個第一軸用彈性擋圈8、三個支架9、三個間隔套10、三個第二銷軸11、三個第二軸用彈性擋圈12、三個滾輪13、三個滑塊14、三個內(nèi)六角螺釘16和三個鎖爪17，主動上盤23上設有與三個定位銷25——正對的三個定位銷孔23-1，主動上盤23與主動下盤3上下平行設置，三個支架9沿同一圓周均布設置在主動上盤23與主動下盤3之間，每個支架9的上端通過內(nèi)六角螺釘16與主動上盤23連接，每個支架9的下端帶有螺紋通過螺母2與主動下盤3連接，主動上盤23、主動下盤3和三個支架9構成外部框架，步進電機I固定于主動下盤3的中心處，步進電機I的輸出軸與絲杠26連接，固定于主動下盤3上的軸承座4、兩個軸承6、第三軸用彈性擋圈28和孔用彈性擋圈29 —起組成了絲杠26的下端支撐，絲杠26的上端通過主動上盤23的中心孔23-2內(nèi)的扶正套24支撐，開關觸銷21與主動上盤23的中心孔23_2螺紋連接，螺紋升降盤27旋于絲杠26上，螺紋升降盤27由絲杠26的旋轉(zhuǎn)帶動其升降，滾輪13套裝在間隔套10上并置于滑塊14的滑道14-1內(nèi)，滑塊14設置在支架9的支架槽9_1內(nèi)，間隔套10和滑塊14通過第二銷軸11和第二軸用彈性擋圈12與支架9鉸接，每個鎖爪17的下端穿過滑道14-1并通過第一銷軸7和第一軸用彈性擋圈8與螺紋升降盤27鉸接，鎖爪17與滾輪13的表面接觸，鎖爪17與滾輪13之間可以相對滑動，每個鎖爪17的上端位于相應的V型定位槽32內(nèi)。鎖爪17通過螺紋升降盤27的上下移動帶動鎖爪17的釋放張開或合攏抓取，逐漸抓緊被動連接機構部分并且調(diào)整姿態(tài)偏差，使兩部分逐漸合體，并通過三個定位銷25的定位作用，達到最終的連接鎖定；主動連接機構安裝于服務航天器。
[0013]【具體實施方式】二:結(jié)合圖1說明本實施方式，本實施方式的被動下盤18、被動上盤20、主動下盤3與主動上盤23均同軸設置。這樣設計使結(jié)構更合理，有利于主被動部分的連接，并且使得傳動過程簡化，提高了傳動效率。其它組成及連接關系與【具體實施方式】一相同。
[0014]【具體實施方式】三:結(jié)合圖1和圖4說明本實施方式，本實施方式的被動上盤20的直徑與被動下盤18的直徑相等設置。這樣設計使結(jié)構更合理。其它組成及連接關系與【具體實施方式】一或二相同。[0015]【具體實施方式】四:結(jié)合圖1說明本實施方式，本實施方式的主動上盤23的直徑與被動下盤18的直徑相等設置。這樣設計使結(jié)構更合理。其它組成及連接關系與【具體實施方式】三相同。
[0016]【具體實施方式】五:結(jié)合圖2說明本實施方式，本實施方式的被動上盤20上設有與三個V型定位槽32正對的三個被動上盤直端面20-1。在航天器捕獲過程中便于視覺系統(tǒng)的初步識別和定位，保證三個鎖爪17能夠在收攏時抵入與其對應的V型定位槽32。其它組成及連接關系與【具體實施方式】一、二或四相同。
[0017]【具體實施方式】六:結(jié)合圖2說明本實施方式，本實施方式的被動下盤18上設有與三個被動上盤直端面20-1正對的三個被動下盤直端面18-1。被動下盤18和被動上盤設置一樣的直端面，在航天器捕獲過程中便于視覺系統(tǒng)的初步識別和定位，另外，被動下盤18上的直端面18-1可以防止被動下盤18和收攏的三個鎖爪17發(fā)生干涉。其它組成及連接關系與【具體實施方式】五相同。
[0018]【具體實施方式】七:結(jié)合圖2說明本實施方式，本實施方式的主動上盤23上設有與三個被動下盤直端面18-1正對的主動上盤直端面23-3。這樣設計使得航天器捕獲過程中便于視覺系統(tǒng)的初步識別和定位，主動上盤23的直端面23-3可以防止主動上盤23和收攏的三個鎖爪17發(fā)生干涉。其它組成及連接關系與【具體實施方式】六相同。
[0019]【具體實施方式】八:結(jié)合圖3說明本實施方式，本實施方式的支架9上設有長孔9-2。這樣設計為減輕對接機構的整體重量。其它組成及連接關系與【具體實施方式】一、二、四、六或七相同。
[0020]【具體實施方式】九:結(jié)合圖1說明本實施方式，本實施方式與【具體實施方式】八不同的是它還增加有導向桿15，導向桿15穿過螺紋升降盤27，導向桿15的上端與主動上盤23連接，導向桿15的下端與主動下盤3連接。導向桿15用于限制螺紋升降盤27轉(zhuǎn)動，使其只能上下移動。其它組成及連接關系與【具體實施方式】八相同。
[0021]【具體實施方式】十:結(jié)合圖1說明本實施方式，本實施方式與【具體實施方式】八不同的是它還增加有聯(lián)軸器5，聯(lián)軸器5設置在步進電機I的輸出軸與絲杠26之間。這樣設計為使得絲杠26傳動更平穩(wěn)。其它組成及連接關系與【具體實施方式】九相同。
[0022]工作過程:安裝有主動連接機構的服務航天器通過一系列的導引變軌最后?？吭诎惭b有被動連接機構的目標航天器附近，此時，被動連接機構位于主動連接機構的鎖爪17包絡線內(nèi)。開始捕獲前，主動連接機構中的螺紋升降盤27處于最高位置，三個鎖爪17向外張開的角度也最大(見圖4和圖5)，開始捕獲時，步進電機I轉(zhuǎn)動并帶動絲杠26正轉(zhuǎn)，在導向桿15的約束下迫使螺紋升降盤27沿絲杠26軸向向下平移，帶動鎖爪17與螺紋升降盤27鉸接的一端下移，鉸接與支架9上的滾輪13、滑塊14和鎖爪17組成的滑塊搖桿機構起作用，使得鎖爪17的指端在下移的同時逐漸合攏。此時，鎖爪17經(jīng)過被動連接機構上的三個V型定位槽32的導向作用，逐漸抓緊被動連接機構并調(diào)整姿態(tài)偏差，被動連接機構與主動連接機構接近，并通過安裝于被動下盤18的三個定位銷25的定位作用，使得被動連接機構與主動連接機構之間完成精確定位，最終主動上盤23的上表面和被動下盤18的下表面緊緊貼合，服務航天器和目標航天器也隨之固連到了一起，完成了航天器的捕獲和對接過程(見圖6和圖7)，之后可以進行電、液傳輸和模塊更換等在軌服務任務。
[0023]服務航天器和目標航天器的分離時上述過程的逆過程，分離時，步進電機I反轉(zhuǎn)并帶動絲杠26反轉(zhuǎn)，在導向桿15的約束下迫使螺紋升降盤27沿絲杠26軸向向上平移，帶動鎖爪17的指端在上移的同時向外逐漸張開，螺紋升降盤27升到最頂端時，鎖爪17也張開最大角度(見圖4和圖5)，服務航天器飛離目標航天器，完成了兩航天器的分離。
【權利要求】
1.一種小型航天器對接機構，其特征在于:所述對接機構包括主動連接機構和被動連接機構，被動連接機構包括被動下盤(18)、連接套筒(19)、被動上盤(20)、三個弧形圍板(22),三個定位銷(25)、三個第一導向板(30)和三個第二導向板(31)，被動上盤(20)與被動下盤(18)上下水平且正對設置，連接套筒(19)和三個弧形圍板(22)均設置在被動上盤(20)與被動下盤(18)之間，連接套筒(19)、被動上盤(20)和被動下盤(18)均同軸設置，連接套筒(19)的上端與被動上盤(20)連接，連接套筒(19)的下端與被動下盤(18)連接，三個弧形圍板(22)沿同一圓周均布設置在連接套筒(19)的外側(cè)，每個弧形圍板(22)的一端設有一個第一導向板(30 )，該第一導向板(30 )的一端與弧形圍板(22 )連接，第一導向板(30 )的另一端與連接套筒(19)連接，每個弧形圍板(22)的另一端設有一個第二導向板(31)，該第二導向板(31)的一端與弧形圍板(22)連接，第一導向板(30)的另一端與連接套筒(19)連接，每個相鄰的第一導向板(30)與三個第二導向板(31)之間構成V型定位槽(32)，三個定位銷(25)沿同一圓周均布設置在被動下盤(18)上，主動連接機構包括步進電機(I)、螺母(2)、主動下盤(3)、軸承座(4)、開關觸銷(21)、主動上盤(23)、扶正套(24)、絲杠(26)、螺紋升降盤(27)、第三軸用彈性擋圈(28)、孔用彈性擋圈(29)、兩個軸承(6)、三個第一銷軸(7)、三個第一軸用彈性擋圈(8)、三個支架(9)、三個間隔套(10)、三個第二銷軸(11)、三個第二軸用彈性擋圈(12)、三個滾輪(13)、三個滑塊(14)、三個內(nèi)六角螺釘(16)和三個鎖爪(17)，主動上盤(23)上設有與三個定位銷(25)——正對的三個定位銷孔(23-1),主動上盤(23)與主動下盤(3)上下平行設置，三個支架(9)沿同一圓周均布設置在主動上盤(23)與主動下盤(3)之間，每個支架(9)的上端通過內(nèi)六角螺釘(16)與主動上盤(23)連接，每個支架(9)的下端帶有螺紋通過螺母(2)與主動下盤(3)連接，步進電機(I)固定于主動下盤(3 )的中心處，步進電機(I)的輸出軸與絲杠(26 )連接，固定于主動下盤(3 )上的軸承座 (4)、兩個軸承(6 )、第三軸用彈性擋圈(28 )和孔用彈性擋圈(29 ) —起組成了絲杠(26 )的下端支撐，絲杠(26 )的上端通過主動上盤(23 )的中心孔(23-2 )內(nèi)的扶正套(24)支撐，開關觸銷(21)與主動上盤(23 )的中心孔(23-2 )螺紋連接，螺紋升降盤(27 )旋于絲杠(26 )上，滾輪(13)套裝在間隔套(10)上并置于滑塊(14)的滑道(14-1)內(nèi)，滑塊(14)設置在支架(9)的支架槽(9-1)內(nèi)，間隔套(10)和滑塊(14)通過第二銷軸(11)和第二軸用彈性擋圈(12)與支架(9)鉸接，每個鎖爪(17)的下端穿過滑道(14-1)并通過第一銷軸(7)和第一軸用彈性擋圈(8)與螺紋升降盤(27)鉸接，鎖爪(17)與滾輪(13)的表面接觸，每個鎖爪(17)的上端位于相應的V型定位槽(32)內(nèi)。
2.根據(jù)權利要求1所述一種小型航天器對接機構，其特征在于:所述被動下盤(18)、被動上盤(20)、主動下盤(3)與主動上盤(23)均同軸設置。
3.根據(jù)權利要求1或2所述一種小型航天器對接機構，其特征在于:所述被動上盤(20)的直徑與被動下盤(18)的直徑相等設置。
4.根據(jù)權利要求3所述一種小型航天器對接機構，其特征在于:所述主動上盤(23)的直徑與被動下盤(18)的直徑相等設置。
5.根據(jù)權利要求1、2或4所述一種小型航天器對接機構，其特征在于:所述被動上盤(20)上設有與三個V型定位槽(32)正對的三個被動上盤直端面(20-1)。
6.根據(jù)權利要求5所述一種小型航天器對接機構，其特征在于:所述被動下盤(18)上設有與三個被動上盤直端面(20-1)正對的三個被動下盤直端面(18-1)。
7.根據(jù)權利要求6所述一種小型航天器對接機構，其特征在于:所述主動上盤(23)上設有與三個被動下盤直端面(18-1)正對的主動上盤直端面(23-3)。
8.根據(jù)權利要求1、2、4、6或7所述一種小型航天器對接機構，其特征在于:所述支架(9)上設有長孔(9-2)。
9.根據(jù)權利要求8所述一種小型航天器對接機構，其特征在于:所述主動連接機構還包括導向桿(15)，導向桿(15)穿過螺紋升降盤(27)，導向桿(15)的上端與主動上盤(23)連接，導向桿(15)的下端與主動下盤(3)連接。
10.根據(jù)權利要求9所述一種小型航天器對接機構，其特征在于:所述主動連接機構還包括聯(lián)軸器(5)，聯(lián)軸器( 5)設 置在步進電機(I)的輸出軸與絲杠(26)之間。
【文檔編號】B64G1/64GK103625656SQ201310721764
【公開日】2014年3月12日 申請日期:2013年12月24日 優(yōu)先權日:2013年12月24日
【發(fā)明者】魏承, 劉天喜, 馬聰, 潘冬, 田 浩, 趙陽 申請人:哈爾濱工業(yè)大學