CN102975848A - 一种航天器用开关舱盖执行机构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天器用开关舱盖执行机构，属于航天器技术领域；主要由舱盖轴、套筒、丝杠、螺母、导向销等组成。本发明将丝杠的旋转运动，转化为舱盖有先后顺序的旋转和平移运动，使舱盖关闭或打开，保证航天器的外形完整，保护舱内的载荷安全。本装置结构紧凑可靠，受温度交变、电磁辐照等空间环境的影响小。

Description

一种航天器用开关舱盖执行机构

技术领域

本发明涉及一种航天器用开关舱盖执行机构，属于航天器技术领域。

背景技术

航天器，尤其是无人探测航天器，在进行地外天体样本采集后，需要将采集的样本转移进航天器内。因此，需要设置舱盖机构，在样本转移进航天器后关闭舱盖，保护采集的样本，保证航天器外形的完整。另外，航天器上有许多间歇工作的设备需要设置保护盖，在其工作时间打开，非工作时间关闭保护。

许多航天器的舱盖机构采用贝壳式的打开方式，虽然打开的角度大，但运动包络空间也较大，只适用于航天器外部无遮挡的情况，无法在航天器机构运动空间有限的环境下使用。

发明内容

鉴于此，本发明公开了一种航天器用开关舱盖执行机构，该机构结构紧凑可靠、运动轨迹包络空间较小，受环境因素影响小，能够克服现有技术的不足。

一种航天器用开关舱盖执行机构，包括：舱盖轴、套筒、丝杠、前导向销、后导向销I、螺母、长顶丝I、轴承套、轴承、中间垫片、调整垫片、预紧垫片、预紧螺母、短顶丝、后导向销II、长顶丝II；

其中，套筒的外圆上沿轴向开有一条“L”形槽和一条“一”形槽，“L”形槽的水平边位于套筒的上方，“一”形槽与“L”形槽的垂直边呈中心对称；

舱盖轴的下半段圆柱面内部有两条对称的螺旋槽；

舱盖轴与套筒为间隙配合，配合段喷涂润滑膜；丝杠与螺母构成螺旋传动副；丝杠上安装两个中间有中间垫片且背对背的轴承，轴承套套装在轴承的外圈上，形成过盈配合，套筒套装在轴承套的外圈上，形成过盈配合；预紧螺母通过螺纹连接安装在丝杠的下部；通过中间垫片、预紧垫片和预紧螺母的共同作用，将两个轴承预紧；

前导向销通过短顶丝安装在舱盖轴上；

后导向销I和后导向销II的一端分别通过长顶丝I和长顶丝II左右对称地沿径向安装在螺母上，后导向销I的另一端水平穿过舱盖轴上对应的螺旋槽和套筒上的“L”形槽，后导向销II的另一端水平穿过舱盖轴上对应的螺旋槽和套筒上的一”形槽；

舱盖轴的前端与舱盖连接。

有益效果

将单一的旋转运动转化为先后顺序的轴向平移和周向旋转运动，行成打开、关闭舱盖的动作。丝杠传动和舱盖轴中心重合，集成在同一轴线上，结构设计紧凑，节省空间。运动控制过程简单。

附图说明

图1为本发明在收缩状态下的结构示意图；1：舱盖轴、2：套筒、3：丝杠、4：前导向销、5：后导向销I、6：螺母:、7：长顶丝I、8：轴承套、9：角接触球轴承、10：中间垫片、11：调整垫片、12：预紧垫片、13：预紧螺母、14：短顶丝、15：后导向销II、16：长顶丝II；

图2为本发明做轴向平移运动状态下的状态图；

图3为本发明做周向旋转运动状态下的状态图。

具体实施方式

下面结合说明书附图和具体实施例对本发明做进一步详细说明。

如图1所示，本发明主要由舱盖轴1、套筒2、丝杠3、前导向销4、后导向销I5、螺母6、长顶丝I7、轴承套8、角接触球轴承9、中间垫片10、调整垫片11、预紧垫片12、预紧螺母13、短顶丝14、后导向销II15、长顶丝II16；

其中，套筒2的外圆上沿轴向开有一条“L”形槽和一条“一”形槽，“L”形槽的水平边位于套筒2的上方，“一”形槽与“L”形槽的垂直边呈中心对称；

舱盖轴1的下半段圆柱面内部有两条对称的螺旋槽；

舱盖轴1与套筒2为间隙配合，配合段喷涂二硫化钼润滑膜，减小摩擦以及防止真空冷焊现象；丝杠3与螺母6构成螺旋传动副；丝杠3上安装两个中间有中间垫片10且背对背的角接触球轴承9，丝杠3安装角接触球轴承9的一端为动力输入端，与动力源相连接；轴承套8套装在角接触球轴承9的外圈上，形成过盈配合，轴承套8套装在套筒2的内部下方，形成过盈配合；预紧螺母13通过螺纹连接安装在丝杠3的下部；通过中间垫片10、预紧垫片12和预紧螺母13的共同作用，将两个角接触球轴承9预紧，消除间隙，提高轴承传动精度和使用寿命；

前导向销4通过短顶丝14安装在舱盖轴1上，被约束在套筒2上的“L”形槽内；

后导向销I 5和后导向销II 15的一端分别通过长顶丝I 7和长顶丝II 16左右对称地沿径向安装在螺母6上，后导向销I5的另一端水平穿过舱盖轴1上对应的螺旋槽和套筒2上的“L”形槽，后导向销II15的另一端水平穿过舱盖轴1上对应的螺旋槽和套筒2上的“一”形槽；

舱盖轴1的前端可与各种形状的舱盖连接。

如图2所示，整个机构由收缩状态开始工作时，丝杠3在动力源的驱动下转动，驱动螺母6和安装在其上的后导向销I（5）、后导向销II（15）沿着套筒2两侧的槽首先沿轴向做平移运动。由于两个后导向销约束在舱盖轴1的两条螺旋槽内，因此间接驱动舱盖轴1与安装在其上的前导向销4沿着套筒2上“L”形槽做轴向平移运动至槽的转弯处，达到轴向最大位移（外部表现为舱盖轴向平移伸出）。

如图3所示，当舱盖轴1与安装在其上的前导向销4沿着套筒2上“L”形槽运动到转弯处后，螺母6和安装在其上的后导向销I5、后导向销II15在丝杠3的驱动下继续做平移运动，迫使前导向销4在“L”形槽内继续沿着周向部分运动，带动舱盖轴1做周向运动至“L”形槽的尽头（外部表现为舱盖旋转打开，露出舱内空间），同时，两个后导向销沿着舱盖轴1上的两条螺旋槽运动。至此，完成整个打开舱盖动作。

关闭舱盖动作为上述顺序运动的逆运动。

为减小结构尺寸，可以将角接触球轴承9替换成滑动轴承，也可以将前导向销和后导向销采用过盈配合、螺纹连接或粘接的方式分别与舱盖轴1和螺母6连接。

可以通过对套筒2上“L”形槽周向长度和舱盖轴1上两条螺旋槽长度的设计，实现控制舱盖旋转打开的角度。通过对套筒2上“L”形槽轴向长度及相关零件轴向长度的设计，实现控制舱盖平移伸出的长度。

综上所述，以上仅为本发明的一种较佳实例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种航天器用开关舱盖执行机构，其特征在于包括：舱盖轴（1）、套筒（2）、丝杠（3）、前导向销（4）、后导向销I（5）、螺母（6）、长顶丝I（7）、轴承套（8）、轴承（9）、中间垫片（10）、调整垫片（11）、预紧垫片（12）、预紧螺母（13）、短顶丝（14）、后导向销II（15）、长顶丝II（16）；

其中，套筒（2）的外圆上沿轴向开有一条“L”形槽和一条“一”形槽，“L”形槽的水平边位于套筒（2）的上方，“一”形槽与“L”形槽的垂直边呈中心对称；

舱盖轴（1）的下半段圆柱面内部有两条对称的螺旋槽；

舱盖轴（1）与套筒（2）为间隙配合，配合段喷涂润滑膜；丝杠（3）与螺母（6）构成螺旋传动副；丝杠（3）上安装两个中间有中间垫片（10）且背对背的轴承（9），轴承套（8）套装在轴承（9）的外圈上，形成过盈配合，套筒（2）套装在轴承套（8）的外圈上，形成过盈配合；预紧螺母（13）通过螺纹连接安装在丝杠（3）的下部；通过中间垫片（10）、预紧垫片（12）和预紧螺母（13）的共同作用，将两个轴承（9）预紧；

前导向销（4）通过短顶丝（14）安装在舱盖轴（1）上；

后导向销I（5）和后导向销II（15）的一端分别通过长顶丝I（7）和长顶丝II（16）左右对称地沿径向安装在螺母（6）上，后导向销I（5）的另一端水平穿过舱盖轴（1）上对应的螺旋槽和套筒（2）上的“L”形槽，后导向销II（15）的另一端水平穿过舱盖轴（1）上对应的螺旋槽和套筒（2）上的“一”形槽；

舱盖轴（1）的前端与舱盖连接。

2.根据权利要求1所述的一种航天器用开关舱盖执行机构，其特征在于：丝杠（3）在动力源的驱动下转动，驱动螺母（6）和安装在其上的后导向销I（5）、后导向销II（15）沿着套筒（2）两侧的槽做轴向平移运动，间接驱动舱盖轴（1）与安装在其上的前导向销（4）沿着套筒（2）上“L”形槽做轴向平移或周向旋转运动。

3.根据权利要求1所述的一种航天器用开关舱盖执行机构，其特征在于：所述的润滑膜为二硫化钼润滑膜。

Images