CN112644740A - 航天装置的锁紧机构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天装置的锁紧机构，包括安装架、传动组件、转动装置、启闭架、固定臂、固定器；固定器一端与启闭架的一端连接，启闭架的杆身与安装架铰接，固定器的另一端与启闭架连接，传动组件安装在安装架上；固定器用于放置航天装置上的起落架轮胎；转动装置为可调节转速、转动方向和启闭状态的电机；转动装置用于驱动转动组件带动启闭架顺时针或逆时针转动，启闭架转动带动固定器开合，固定器闭合用于套住起落架轮胎，固定器开合用于释放起落架轮胎。

Description

航天装置的锁紧机构

技术领域

本发明属于航空航天领域，尤其涉及一种航天装置的锁紧机构。

背景技术

随着复合飞行器的发展，采用垂直复合的驮载飞行方式可以起到让两个不同功能的飞行器彼此发挥其最大效能，从而完成某些单一飞行器无法有效完成的功能。比如采用一架飞机驮载另一个架飞行进行垂直起飞，悬停，可重复放飞，以及空中对接回收等。在此过程中，锁死机构的设计为实现以上功能的重要环节。同时为了具有通用驮载飞行器的能力，所以锁死机构必须能够满足与各种飞行器的通用组件组合锁死。为了保证所驮载的飞行器顺利放飞，所以锁死机构应该具备有一定的弹射功能。在回收过程中，为了防止过大的冲击，应该具备有一定的减震缓冲效果。所以为了保证复合飞行器成功脱离与对接，驮载飞行器与被驮载的飞行器之间的锁死机构设计迫在眉睫。

发明内容

本发明为解决上述问题，基于上述描述，本发明提供了一种航天装置的投放与回收机构，可根据被驮载飞行器与驮载飞行器的速度人为控制被驮载飞行器的弹出和锁紧，此外，与传统的锁死方式相比，这种锁紧装置具有减震缓冲功能，通过控制弹出及锁定的速度，从而避免驮载飞行器和被驮载飞行器在高速飞行过程中产生的冲击，保形架与轮胎形状匹配，可增强锁紧效果。具体包括：

一种航天装置的锁紧机构，包括动力单元和圆筒形固定器；所述固定器包括相互铰接的两个半圆筒；所述固定器一端铰接固定，另一端与动力单元连接；所述动力单元带动所述固定器开合。

优选的，还包括安装架、安装在所述安装架上的启闭架、固定臂和固定器；所述固定器的两个半圆筒分别为第一保型架、第二保型架，固定臂与第二保型架连接。

优选的，所述固定器包括耐磨保形套，其状与轮胎形状匹配。

优选的，所述第一保型架的一端与所述启闭架连接，另一端与第二保型架铰接；所述启闭架为弧形状，所述启闭架的半径大于所述第一保型架的半径。

优选的，所述启闭架的杆身与所述安装架铰接，该铰接处为支点。

优选的，所述动力单元包括转动装置和传动组件，所述转动装置通过所述传动组件带动所述启闭架转动。

优选的，所述转动装置为舵机、步进电机、伺服电机、液压电机中的一种。

优选的，所述传动机构为曲柄连杆结构，所述曲柄连杆结构包括转动端和从动端，所述主动端安装在所述安装架上，所述从动端与所述启闭架连接。

优选的，所述从动端为连杆，所述连杆上伸出第一铰接杆、第二铰接杆，所述第一铰接杆与所述支点铰接，所述第二铰接杆与所述启闭架远离所述固定器的一端铰接，所述主动端为曲柄。

优选的，所述安装架包括安装框和支座，所述传动组件、转动装置安装在所述安装框上，所述支座包括支杆和弧形底座。

有益效果：本发明的航天装置的锁紧机构的主要目的在于设计一种用于垂直复合飞行器之间的锁紧装置，可在固定翼无人机垂直起降的过程中起到弹簧作用，使固定翼无人机最短时间内脱离驮机，锁紧过程中减震缓冲，是一种新型的锁紧装置，其弹起速度与空中对接的缓冲力具有可控性。另外，本发明的航天装置的锁紧机构由于其锁紧部位为对飞行装置的起落架轮胎进行锁定，所以只要飞行装置上设起落架轮胎，本航天装置的锁紧机构就可以使用，本发明不限于有人飞行器，无人飞行器、两级分离的可重复使用的航天器均可以使用。

附图说明

图1为本发明一种实施例的正视图；

图2为本发明一种实施例的轴侧图。

附图说明：安装架1，安装框11，支座12，支杆121，弧形底座122，传动组件2，曲柄21，连杆22，第一铰接杆23，第二铰接杆24、转动装置3，启闭架4，固定臂5，固定器6，第一保型架61，第二保型架62，支点7。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。

需要注意的是，本文使用术语第一、第二、第三等来描述各种部件或零件，但这些部件或零件不受这些术语的限制。这些术语仅用来区别一个部件或零件与另一部件或零件。术语诸如“第一”、“第二”和其他数值项在本文使用时不是暗示次序或顺序，除非由上下文清楚地指出。为了便于描述，本文使用空间相对术语，诸如“内部”、“外部”、“上端”、“下端”、“左侧”、“右侧”、“上部的”、“左”、“右”等，以描述本实施例中部件或零件的方位关系，但这些空间相对术语并不对技术特征在实际应用中的方位构成限制。

如图1至图2所示，一种航天装置的锁紧机构，包括安装架1、传动组件2、转动装置3、启闭架4、固定臂5、固定器6；所述固定器6一端与所述启闭架4的一端连接，所述启闭架4的杆身与所述安装架1铰接，该铰接处为支点7，所述固定器6的另一端与所述启闭架4连接，所述传动组件2安装在所述安装架1上；所述固定器6用于放置航天装置上的起落架轮胎；所述转动装置3为可调节转速、转动方向和启闭状态的电机；所述转动装置3用于驱动所述转动组件带动所述启闭架4顺时针或逆时针转动，所述启闭架4转动带动所述固定器6开合，所述固定器6闭合用于套住所述起落架轮胎，所述固定器6开合用于释放所述起落架轮胎。两个半圆筒就是第一保型架61和第二保型架62。

本发明的具体结构为：安装架1的内部设置转动装置3，转动装置3与传动组件2连接，转动装置3可以带动传动组件2里面的结构转动从而带动整个传动组件2控制启闭架4对固定器6进行控制，启闭架4一端与传动组件2连接，另一端与启闭架4中的第一保型架61连接，这里，第一保型架61的另一端与第二保型架62是交接关系，所以启闭架4可以让第一保型架61向第二保型架62旋转然扣合到第二保型架62上，而实现启闭架4转动的驱动装置正式传动组件2，由于转动装置3是可以控制转速和转动方向的电机，所以转动装置3可以顺时针或者逆时针转动，如图所示的一种实施例，如果转动装置3顺时针转动，那就是实现固定器6的扣合，如果逆时针转动，那就是实现固定器6的打开。

优选的一种实施方式，所述固定器6包括第一保型架61、第二保型架62；所述第一保型架61的一端与所述启闭架4连接，另一端与第二保型架62铰接，所述第二保型架62的另一端与固定臂5连接；所述启闭架4带动所述第一保型架61向所述第二保型架62转动并与所述第二保型架62形成闭合腔体；所述启闭架4带动形成闭合腔体的第一保型架61向远离所述第二保型架62方向转动，所述闭合腔体被打开。

本发明对于第一保型架61和第二保型架62形成的腔体形状不做限定，优选的为筒状，也可以为方形。如果腔体为筒状，所述第一保型架61和第二保型架62为弧形架，所述第一保型架61和第二保型架62闭合时形成的腔体为圆形腔体并与所述起落架轮胎相适配。

本发明的航天装置的锁紧机构的主要目的在于设计一种用于垂直复合飞行器之间的锁紧装置，可用于在实现复合飞行器起降的过程中起到缓冲的作用，同时使被驮载飞行器实现最短时间内脱离驮载飞行器，是一种新型的锁紧装置，其弹起速度与空中对接的缓冲力具有可控性。另外，本发明的航天装置的锁紧机构由于其锁紧部位为对飞行装置的起落架轮胎进行锁定，所以只要飞行装置上设起落架轮胎，本航天装置的锁紧机构就可以使用，例如本发明不仅限于无人机，稍大型的飞行装置带有起落架轮胎的都可以，本发明不限于有人飞行器，无人飞行器、两级分离的可重复使用的航天器均可以使用。

优选的一种实施例，所述转动装置3为舵机、步进电机、伺服电机、液压电机中的一种。

优选的一种实施方式，所述启闭架4为弧形状，所述启闭架4的半径大于所述第一保型架61的半径。启闭架4也可以为杆状，但是运动空间较大，效果没有弧形结构的好，但是本申请不限于此一种实施方式。

优选的一种实施方式，所述传动机构为曲柄连杆结构，所述曲柄连杆结构包括转动端和从动端，所述主动端安装在所述安装架1上，所述从动端与所述启闭架4连接。

优选的一种实施方式，所述从动端为连杆22，所述连杆22上伸出第一铰接杆23、第二铰接杆24，所述第一铰接杆23与所述支点7铰接，所述第二铰接杆24与所述启闭架4远离所述固定器6的一端铰接。

优选的一种实施方式，所述安装架1包括安装框11和支座12，所述传动组件2、转动装置3安装在所述安装框11上。

优选的一种实施方式，所述支座12包括支杆121和弧形底座122。

优选的一种实施方式，所述第一保型架61和第二保型架62的内表面上设有和起落架轮胎适配的弧形凹槽，所述固定凹槽用于所述起落架轮胎在所述固定器6内定位。

本结构具体的运动为：固定器6闭合时，转动装置3逆时针转动，曲柄21带动连杆22逆时针转动，连杆22通过第一铰接杆23和第二铰接杆24以支点7为转动中心，将启闭架4逆时针旋转拉下，从而带动第一保型架61以地保型架与第二保型架62的铰接点为转动中心逆时针转动，此时，固定器6打开，飞行装置被本发明投放出去。固定器6打开后，若是要关闭固定器6，转动装置3顺时针转动，启闭架4被连带动顺时针转动，第一保型架61向第二保型架62扣合。

以上实施例不局限于该实施例自身的技术方案，实施例之间可以相互结合成新的实施例。以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而并非对其进行限制，凡未脱离本发明精神和范围的任何修改或者等同替换，其均应涵盖在本发明技术方案的范围内。

Claims (10)

1.一种航天装置的锁紧机构，其特征在于，包括动力单元和圆筒形固定器(6)；

所述固定器(6)包括相互铰接的两个半圆筒；

所述固定器(6)一端铰接固定，另一端与动力单元连接；

所述动力单元带动所述固定器(6)开合。

2.根据权利要求1所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，还包括安装架(1)、安装在所述安装架(1)上的启闭架(4)、固定臂(5)和固定器(6)；

所述固定器(6)的两个半圆筒分别为第一保型架(61)、第二保型架(62)，固定臂(5)与第二保型架(62)连接。

3.根据权利要求2所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述固定器(6)包括耐磨保形套，其状与轮胎形状匹配。

4.根据权利要求2所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述第一保型架(61)的一端与所述启闭架(4)连接，另一端与第二保型架(62)铰接；

所述启闭架(4)为弧形状，所述启闭架(4)的半径大于所述第一保型架(61)的半径。

5.根据权利要求4所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述启闭架(4)的杆身与所述安装架(1)铰接，该铰接处为支点(7)。

6.根据权利要求1所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述动力单元包括转动装置(3)和传动组件(2)，所述转动装置(3)通过所述传动组件(2)带动所述启闭架(4)转动。

7.根据权利要求6所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述转动装置(3)为舵机、步进电机、伺服电机、液压电机中的一种。

8.根据权利要求6所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述传动机构为曲柄连杆结构，所述曲柄连杆结构包括转动端和从动端，所述主动端安装在所述安装架(1)上，所述从动端与所述启闭架(4)连接。

9.根据权利要求8所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述从动端为连杆(22)，所述连杆(22)上伸出第一铰接杆(23)、第二铰接杆(24)，所述第一铰接杆(23)与所述支点(7)铰接，所述第二铰接杆(24)与所述启闭架(4)远离所述固定器(6)的一端铰接，所述主动端为曲柄(21)。

10.根据权利要求2所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述安装架(1)包括安装框(11)和支座(12)，所述传动组件(2)、转动装置(3)安装在所述安装框(11)上，所述支座(12)包括支杆(121)和弧形底座(122)。

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