CN111017271A - 一种航天器停泊机构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航天器停泊机构，属于空间站货物运输领域；包括主动端和被动端；主动端包括三爪式连接机构、弹簧推杆分离机构、滚珠丝杠传动机构、蜗轮蜗杆自锁机构、主动端壳体、主动端电接口、推盘和固定盘；被动端包括被动端壳体、被动端碟簧组件、被动端电接口和被动端导引定向孔；主动端在空间机械臂带动下对准被动端后；三爪式连接机构向外旋转打开；主动端继续向被动端移动；直至主动端电接口插入被动端电接口，直至插接到位；三爪式连接机构的3个夹爪向内旋转关闭，现锁紧固定；本发明能够在空间机械臂协助下实现携带货物与空间站机械连接，能够将货物停靠在空间站，并能长期保持稳定停靠。在需要分离时，实现低冲击可靠分离。

Description

一种航天器停泊机构

技术领域

本发明属于空间站货物运输领域，涉及一种航天器停泊机构。

背景技术

随着我国航天技术的发展，空间站的建立与发展是空间技术的重要集成与体现。未来我国空间站在轨飞行期间，需要空间货物资源的补给，需要将地面物资输送到空间站，实现空间货物在空间站的停靠。

空间货物将由货运飞船输送至空间预定区域，由空间站机械臂操作将货盘系统拉出并转移至空间站，与空间站舱体实现对接停靠与解锁分离。

现有技术中在轨应用的无人对接机构大多为低预紧力对接机构(在轨工作时不需过大的预紧力即可完成两个轻型航天器的对接)，随着在轨服务、空间站等大型空间设施的在轨部署，对空间对接机构提出了大承载、长时锁紧的需求。现有技术中由于预紧力小，对接完成后承载的能力不能满足大型航天器连接的需求，且预紧力施加锁紧后，长时锁紧会导致的应力松弛和机构蠕变问题在当前技术中也未解决。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种航天器停泊机构，能够在空间机械臂协助下实现携带货物与空间站机械连接，能够将货物停靠在空间站，并能长期保持稳定停靠。在需要分离时，实现低冲击可靠分离。

本发明解决技术的方案是：

一种航天器停泊机构，包括主动端和被动端；其中，主动端包括三爪式连接机构、弹簧推杆分离机构、滚珠丝杠传动机构、蜗轮蜗杆自锁机构、主动端壳体、主动端电接口、推盘和固定盘；主动端壳体为中空柱体结构；蜗轮蜗杆自锁机构设置在主动端壳体的内部底端；滚珠丝杠传动机构设置在蜗轮蜗杆自锁机构上方，且滚珠丝杠传动机构与蜗轮蜗杆自锁机构的输出端对接；推盘为水平放置的盘状结构；推盘同轴与滚珠丝杠传动机构固定连接；三爪式连接机构的根部固定安装在推盘的上表面；且三爪式连接机构沿推盘周向均匀分布；三爪式连接机构的顶端伸出主动端壳体；固定盘设置在主动端壳体的顶部；且位于三爪式连接机构的中心；主动端电接口和弹簧推杆分离机构均设置在固定盘的上表面；所述被动端包括被动端壳体、被动端碟簧组件、被动端电接口和被动端导引定向孔；其中，被动端壳体为柱体结构；被动端碟簧组件沿周向均匀设置在被动端壳体的外壁；被动端电接口和被动端导引定向孔设置在被动端壳体的轴向下端面。

在上述的一种航天器停泊机构，所述主动端还包括手动操作驱动机构和电机；手动操作驱动机构和电机均设置在主动端壳体的内部底端；且手动操作驱动机构和电机分别与蜗轮蜗杆自锁机构的输入端连接；实现手动驱动蜗轮蜗杆自锁机构或电机驱动蜗轮蜗杆自锁机构。

在上述的一种航天器停泊机构，所述三爪式连接机构包括3个夹爪；3个夹爪沿周向均匀设置在推盘的顶部；弹簧推杆分离机构包括3个弹簧推杆；3个弹簧推杆沿周向均匀设置在固定盘的顶端；主动端电接口包括3个电插销；沿周向均匀设置在固定盘的顶端；且3个弹簧推杆与3个电插销交错分布。

在上述的一种航天器停泊机构，所述被动端碟簧组件包括3个碟簧；3个碟簧沿周向均匀设置在被动端壳体的外壁；且3个碟簧的位置分别与3个夹爪的位置对应；被动端电接口包括3个电插孔；3个电插孔沿周向均匀设置在被动端壳体的轴向底端；被动端导引定向孔包括3个导向孔；3个导向孔沿周向均匀设置在被动端壳体的轴向底端；且3个电插孔的位置分别与3个电插销的位置对应；3个导向孔的位置分别与3个弹簧推杆的位置对应。

在上述的一种航天器停泊机构，主动端的运动过程为：

蜗轮蜗杆自锁机构在手动操作驱动机构或电机的驱动下转动；带动滚珠丝杠传动机构运动；滚珠丝杠传动机构带动推盘做竖直方向平移运动；当推盘随滚珠丝杠传动机构竖直向上移动时，三爪式连接机构以三爪式连接机构与推盘的连接点为轴向外旋转打开；当推盘随滚珠丝杠传动机构竖直向下移动时，三爪式连接机构以三爪式连接机构与推盘的连接点为轴向内旋转闭合，实现抓紧。

在上述的一种航天器停泊机构，所述被动端固定安装在外部空间站的外壁；主动端固定安装在外部空间货盘的外壁；外部空间货盘在外部空间机械臂的带动下，对准外部空间站；最终实现主动端与被动端的对接。

在上述的一种航天器停泊机构，所述主动端与被动端对接的过程为：

主动端在外部空间机械臂带动下对准被动端后；三爪式连接机构的3个夹爪向外旋转打开；主动端继续向被动端移动；直至弹簧推杆分离机构的3个弹簧推杆伸入被动端导引定向孔的3个导向孔中；主动端继续向被动端移动；实现主动端电接口的3个电插销插入被动端电接口的3个电插孔，直至插接到位，实现电路连通；三爪式连接机构的3个夹爪向内旋转关闭；3个夹爪的顶端内壁压紧被动端碟簧组件的3个碟簧实现锁紧固定。

在上述的一种航天器停泊机构，所述夹爪为倒置L形结构；夹爪闭合时，实现对碟簧的压紧。

在上述的一种航天器停泊机构，初始状态弹簧推杆伸入导向孔中无变形；当主动端沿导向孔继续移动直至电插销与电插孔插接到位时，此时弹簧推杆为压缩状态。

在上述的一种航天器停泊机构，当主动端与被动端脱离时，三爪式连接机构向外旋转打开；被动端碟簧组件被压紧的3个碟簧和弹簧推杆分离机构被压紧的3个弹簧推杆的恢复力提供了分离力，实现主动端与被动端的脱离。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明实现了展开、捕获、校正、锁紧的同源设计，主动端利用单台电机驱动滚珠丝杠传动机构，带动三爪式连接机构上的凸轮，使得手爪能够实现“D字型”的运动轨迹，能够柔顺的进行大范围捕获，且碟簧组件可以对三个手爪的锁紧提供良好的补偿和调整作用；

(2)本发明主动端和被动端锁紧后，通过蜗轮蜗杆自锁机构、传力路径设计和碟簧组件，可实现大承载设计，预紧载荷可高达40kN，同时该设计方案传力路径短、有碟簧补偿环节，可实现在轨的长期锁定；

(3)本发明主动端进缩式安装接口，主动端结构尺寸同时需要满足大载荷的可靠连接的需要，同时也受限于发射器的径向包络尺寸。因此，将主动端接口设计为进缩式安装接口，在满足连接载荷需求的同时减小了货盘系统径向包络尺寸，在不改变主动端重量的同时提高了货盘系统与空间站的连接刚度；

(4)本发明三爪式连接机构，由三点连接即可实现均匀受力，连接稳定可靠，结构简单，重量小；手爪运动设计为槽轮式结构，手爪导向槽为外展式导向槽，在相同轴向尺寸的前提，可实现更大的手爪展开径向包络尺寸；

(5)本发明碟簧组件的应用有效的减少了货盘系统与空间站舱体对接时的载荷冲击；碟簧组件在被压缩后，较大的弹性势能使货盘系统与空间站舱体保持长期有效的张紧力，实现货盘系统的长期可靠连接；碟簧组件的使用，能够使锁紧后的货盘系统一定程度上可抵抗受到的外载冲击；

(6)本发明弹簧推杆分离机构在对接过程中与被动端导向定位孔配合，实现货盘系统的导引定向作用；同时在主被动端分离时，提供主被动端分离初始力；

(7)本发明在货盘系统与空间站舱体完成对接时，主被动端电接口完成插合，实现空间站和货盘系统的数据信息传递和供电。有效利用了主被动端的结构空间；

(8)本发明手动操作驱动机构的设计，提高了对接系统的可靠性，当控制器出现故障对接机构不能自动完成规定动作时，可由航天员手动操作完成货盘系统与空间站的对接、锁紧和解锁、分离操作。

附图说明

图1为本发明主动端被动端分离状态示意图；

图2为本发明主动端端面示意图；

图3为本发明被动端端面示意图；

图4为本发明主动端被动端对接过程示意图；

图5为本发明主动端被动端锁紧状态示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

本发明提供一种适用于空间货盘与空间站对接与分离的机构，实现空间货物运输。该机构能够在空间机械臂协助下实现携带货物与空间站机械连接，能够将货物停靠在空间站，并能长期保持稳定停靠。在需要分离时，实现低冲击可靠分离。

如图1所示，航天器停泊机构主要包括安装在空间站接口的被动端和安装在空间货盘的主动端两部分。由空间机械臂配合主动端配部分实现主动端的展开与收紧运动，完成与被动端的对接、锁紧、分离。从而实现空间货盘系统与空间站的对接，完成空间货物运输。其中，主动端包括三爪式连接机构1、弹簧推杆分离机构2、滚珠丝杠传动机构3、蜗轮蜗杆自锁机构5、主动端壳体10、主动端电接口13、推盘14和固定盘15；主动端壳体10为中空柱体结构；蜗轮蜗杆自锁机构5设置在主动端壳体10的内部底端；滚珠丝杠传动机构3设置在蜗轮蜗杆自锁机构5上方，且滚珠丝杠传动机构3与蜗轮蜗杆自锁机构5的输出端对接；推盘14为水平放置的盘状结构；推盘14同轴与滚珠丝杠传动机构3固定连接；三爪式连接机构1的根部固定安装在推盘14的上表面；且三爪式连接机构1沿推盘14周向均匀分布；三爪式连接机构1的顶端伸出主动端壳体10；固定盘15设置在主动端壳体10的顶部；且位于三爪式连接机构1的中心；主动端电接口13和弹簧推杆分离机构2均设置在固定盘15的上表面；所述被动端包括被动端壳体6、被动端碟簧组件7、被动端电接口8和被动端导引定向孔9；其中，被动端壳体6为柱体结构；被动端碟簧组件7沿周向均匀设置在被动端壳体6的外壁；被动端电接口8和被动端导引定向孔9设置在被动端壳体6的轴向下端面。

主动端还包括手动操作驱动机构4和电机12；手动操作驱动机构4和电机12均设置在主动端壳体10的内部底端；且手动操作驱动机构4和电机12分别与蜗轮蜗杆自锁机构5的输入端连接；实现手动驱动蜗轮蜗杆自锁机构5或电机驱动蜗轮蜗杆自锁机构5。

如图2所示，三爪式连接机构1包括3个夹爪；3个夹爪沿周向均匀设置在推盘14的顶部；由三点连接即可实现均匀受力，可靠连接，结构简单，重量小；3个夹爪运动设计为槽轮式结构，由手爪导向槽与主动端导向销配合，沿手爪导向槽实现手爪的张开与收拢运动。弹簧推杆分离机构2包括3个弹簧推杆；3个弹簧推杆沿周向均匀设置在固定盘15的顶端；弹簧推杆安装在主动端与被动端对接的端面上。弹簧推杆端头为锥形，夹角80°～120°，在对接过程与被动端导向定位孔10配合，实现货盘系统的导引定向作用；弹簧推杆分离机构在对接过程被压缩，将动能转化为弹性势能，在主被动端分离时，弹簧推杆将弹性势能转化为动能，提供主被动端分离初始力。主动端电接口13包括3个电插销；沿周向均匀设置在固定盘15的顶端；且3个弹簧推杆与3个电插销交错分布。

如图3所示，被动端碟簧组件7包括3个碟簧；3个碟簧沿周向均匀设置在被动端壳体6的外壁；且3个碟簧的位置分别与3个夹爪的位置对应；被动端碟簧组件7安装在被动端壳体6的锁紧槽安装面上。与主动端三爪式连接机构1直接接触，在三爪式连接机构1锁紧过程被缓慢压缩，实现货盘系统与空间站对接过程的缓冲；与此同时，被动端碟簧组件7将机构的动能转化为弹性势能，长期保持高载荷的张紧力，实现货盘系统的长期可靠连接；被动端碟簧组件7作为重要缓冲机构，同时能够一定程度上可抵抗货盘系统受到的外载冲击。被动端碟簧组件7的张紧力和压缩行程是根据主动端机构运动行程进行计算。被动端电接口8包括3个电插孔；3个电插孔沿周向均匀设置在被动端壳体6的轴向底端；被动端导引定向孔9包括3个导向孔；3个导向孔沿周向均匀设置在被动端壳体6的轴向底端；且3个电插孔的位置分别与3个电插销的位置对应；3个导向孔的位置分别与3个弹簧推杆的位置对应。

主动端的运动过程为：

蜗轮蜗杆自锁机构5在手动操作驱动机构4或电机12的驱动下转动；带动滚珠丝杠传动机构3运动；滚珠丝杠传动机构3带动推盘14做竖直方向平移运动；当推盘14随滚珠丝杠传动机构3竖直向上移动时，三爪式连接机构1以三爪式连接机构1与推盘14的连接点为轴向外旋转打开；当推盘14随滚珠丝杠传动机构3竖直向下移动时，三爪式连接机构1以三爪式连接机构1与推盘14的连接点为轴向内旋转闭合，实现抓紧。主动端利用电机12驱动滚珠丝杠传动机构3，带动三爪式连接机构1上的凸轮，使得3个夹爪能够实现“D字型”的运动轨迹，能够柔顺的进行大范围捕获，且碟簧组件可以对3个夹爪的锁紧提供良好的补偿和调整作用。

如图4所示，被动端固定安装在外部空间站的外壁；主动端固定安装在外部空间货盘的外壁；外部空间货盘在外部空间机械臂的带动下，对准外部空间站；最终实现主动端与被动端的对接。

如图5所示，主动端与被动端对接的过程为：

主动端在外部空间机械臂带动下对准被动端后；三爪式连接机构1的3个夹爪向外旋转打开；主动端继续向被动端移动；直至弹簧推杆分离机构2的3个弹簧推杆伸入被动端导引定向孔9的3个导向孔中；主动端继续向被动端移动；实现主动端电接口13的3个电插销插入被动端电接口8的3个电插孔，直至插接到位，实现电路连通；主动端电接口13和被动端电接口9插合，实现空间站和货盘系统的数据信息传递和供电。三爪式连接机构1的3个夹爪向内旋转关闭；3个夹爪的顶端内壁压紧被动端碟簧组件7的3个碟簧实现锁紧固定。夹爪为倒置L形结构；夹爪闭合时，实现对碟簧的压紧。主动端和被动端锁紧后，通过蜗轮蜗杆自锁机构5、传力路径设计和碟簧组件7，可实现大承载设计，预紧载荷可高达40kN，同时该设计方案传力路径短、有碟簧补偿环节，可实现在轨的长期锁定。

初始状态弹簧推杆伸入导向孔中无变形；当主动端沿导向孔继续移动直至电插销与电插孔插接到位时，此时弹簧推杆为压缩状态。

当主动端与被动端脱离时，三爪式连接机构1向外旋转打开；被动端碟簧组件7被压紧的3个碟簧和弹簧推杆分离机构2被压紧的3个弹簧推杆的恢复力提供了分离力，实现主动端与被动端的脱离。在主动端控制器出现故障时，可由航天员操作手动操作驱动机构4实现货盘系统与空间站的对接、锁紧和解锁、分离操作。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种航天器停泊机构，其特征在于：包括主动端和被动端；其中，主动端包括三爪式连接机构(1)、弹簧推杆分离机构(2)、滚珠丝杠传动机构(3)、蜗轮蜗杆自锁机构(5)、主动端壳体(10)、主动端电接口(13)、推盘(14)和固定盘(15)；主动端壳体(10)为中空柱体结构；蜗轮蜗杆自锁机构(5)设置在主动端壳体(10)的内部底端；滚珠丝杠传动机构(3)设置在蜗轮蜗杆自锁机构(5)上方，且滚珠丝杠传动机构(3)与蜗轮蜗杆自锁机构(5)的输出端对接；推盘(14)为水平放置的盘状结构；推盘(14)同轴与滚珠丝杠传动机构(3)固定连接；三爪式连接机构(1)的根部固定安装在推盘(14)的上表面；且三爪式连接机构(1)沿推盘(14)周向均匀分布；三爪式连接机构(1)的顶端伸出主动端壳体(10)；固定盘(15)设置在主动端壳体(10)的顶部；且位于三爪式连接机构(1)的中心；主动端电接口(13)和弹簧推杆分离机构(2)均设置在固定盘(15)的上表面；所述被动端包括被动端壳体(6)、被动端碟簧组件(7)、被动端电接口(8)和被动端导引定向孔(9)；其中，被动端壳体(6)为柱体结构；被动端碟簧组件(7)沿周向均匀设置在被动端壳体(6)的外壁；被动端电接口(8)和被动端导引定向孔(9)设置在被动端壳体(6)的轴向下端面。

2.根据权利要求1所述的一种航天器停泊机构，其特征在于：所述主动端还包括手动操作驱动机构(4)和电机(12)；手动操作驱动机构(4)和电机(12)均设置在主动端壳体(10)的内部底端；且手动操作驱动机构(4)和电机(12)分别与蜗轮蜗杆自锁机构(5)的输入端连接；实现手动驱动蜗轮蜗杆自锁机构(5)或电机驱动蜗轮蜗杆自锁机构(5)。

3.根据权利要求2所述的一种航天器停泊机构，其特征在于：所述三爪式连接机构(1)包括3个夹爪；3个夹爪沿周向均匀设置在推盘(14)的顶部；弹簧推杆分离机构(2)包括3个弹簧推杆；3个弹簧推杆沿周向均匀设置在固定盘(15)的顶端；主动端电接口(13)包括3个电插销；沿周向均匀设置在固定盘(15)的顶端；且3个弹簧推杆与3个电插销交错分布。

4.根据权利要求3所述的一种航天器停泊机构，其特征在于：所述被动端碟簧组件(7)包括3个碟簧；3个碟簧沿周向均匀设置在被动端壳体(6)的外壁；且3个碟簧的位置分别与3个夹爪的位置对应；被动端电接口(8)包括3个电插孔；3个电插孔沿周向均匀设置在被动端壳体(6)的轴向底端；被动端导引定向孔(9)包括3个导向孔；3个导向孔沿周向均匀设置在被动端壳体(6)的轴向底端；且3个电插孔的位置分别与3个电插销的位置对应；3个导向孔的位置分别与3个弹簧推杆的位置对应。

5.根据权利要求4所述的一种航天器停泊机构，其特征在于：主动端的运动过程为：

蜗轮蜗杆自锁机构(5)在手动操作驱动机构(4)或电机(12)的驱动下转动；带动滚珠丝杠传动机构(3)运动；滚珠丝杠传动机构(3)带动推盘(14)做竖直方向平移运动；当推盘(14)随滚珠丝杠传动机构(3)竖直向上移动时，三爪式连接机构(1)以三爪式连接机构(1)与推盘(14)的连接点为轴向外旋转打开；当推盘(14)随滚珠丝杠传动机构(3)竖直向下移动时，三爪式连接机构(1)以三爪式连接机构(1)与推盘(14)的连接点为轴向内旋转闭合，实现抓紧。

6.根据权利要求5所述的一种航天器停泊机构，其特征在于：所述被动端固定安装在外部空间站的外壁；主动端固定安装在外部空间货盘的外壁；外部空间货盘在外部空间机械臂的带动下，对准外部空间站；最终实现主动端与被动端的对接。

7.根据权利要求6所述的一种航天器停泊机构，其特征在于：所述主动端与被动端对接的过程为：

主动端在外部空间机械臂带动下对准被动端后；三爪式连接机构(1)的3个夹爪向外旋转打开；主动端继续向被动端移动；直至弹簧推杆分离机构(2)的3个弹簧推杆伸入被动端导引定向孔(9)的3个导向孔中；主动端继续向被动端移动；实现主动端电接口(13)的3个电插销插入被动端电接口(8)的3个电插孔，直至插接到位，实现电路连通；三爪式连接机构(1)的3个夹爪向内旋转关闭；3个夹爪的顶端内壁压紧被动端碟簧组件(7)的3个碟簧实现锁紧固定。

8.根据权利要求7所述的一种航天器停泊机构，其特征在于：所述夹爪为倒置L形结构；夹爪闭合时，实现对碟簧的压紧。

9.根据权利要求8所述的一种航天器停泊机构，其特征在于：初始状态弹簧推杆伸入导向孔中无变形；当主动端沿导向孔继续移动直至电插销与电插孔插接到位时，此时弹簧推杆为压缩状态。

10.根据权利要求9所述的一种航天器停泊机构，其特征在于：当主动端与被动端脱离时，三爪式连接机构(1)向外旋转打开；被动端碟簧组件(7)被压紧的3个碟簧和弹簧推杆分离机构(2)被压紧的3个弹簧推杆的恢复力提供了分离力，实现主动端与被动端的脱离。

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