CN114491801A - 大容差可展开式双点异形定位导向机构及容差设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供大容差可展开式双点异形定位导向机构及容差设计方法，机构包括两套平行对称结构相似的可展开式定位导向机构，均由主动端和被动端组成，被动端包括基座和导向柱，固定在舱外平台上；主动端包括可展开机构、压紧释放机构、连接杆、定位导向孔和可视化窗口，并与空间有效载荷连接；导向柱与导向孔对应，分为小柱段、大柱段和过渡段；定位导向机构分为固定和游动配合，其对应的定位导向孔分别为圆形和腰形。本发明节省空间、展开行程大、速度可控、提高空间有效载荷的抗弯、抗扭能力，使其具有大刚度、连接可靠等特点且导向时具有较大容差适应能力，能较好实现定位导向功能，为将空间大型有效载荷安装于航天器舱外设定位置提供技术支撑。

Description

大容差可展开式双点异形定位导向机构及容差设计方法

技术领域

本发明涉及空间站及空间有效载荷在轨维护与构建技术领域，尤其涉及一种空间大容差可展开式双点异形定位导向机构及容差设计方法，适用于需要航天员太空出舱，完成空间大型有效载荷与航天器的在轨组装与构建任务。

背景技术

空间有效载荷作为舱外设备的典型代表，性能指标日益提高，导致其结构体积显著增大，传统运载工具与常用空间展开机构，均难以满足大尺度空间有效载荷的发射段尺寸包络要求和在轨段组装与维护等需求。

目前关于在轨定位导向技术的研究多集中在小型导向接口、单点导向技术，空间载荷与航天器导向对接，多数通过机械臂与机械组件组合的方式实现，机构较为复杂，且大尺度导向对接中的单点导向连接方式承受弯矩能力差、难以满足刚度要求。目前国内涉及空间有效载荷定位导向机构的相关专利如下：哈尔滨工业大学，面向空间大型机械臂和交会对接的大容差对接捕获装置，该研究所涉及的专利，适用于空间自由漂浮的小惯量无动力目标，通过电机驱动3根手指适应导向容差，不适合大尺度舱外设备与出舱活动应用；哈尔滨工业大学，旋转T型头式空间对接锁释机构，该研究所涉及的专利，通过驱动T型头旋转实现重复锁紧释放，利用单点单锥头-锥孔式构型适应导向容差，难以承受大尺度有效载荷锁紧后的较大弯矩与扭矩，且缺少相应的人机工效学设计；北京空间飞行器总体设计部，一种用于货盘与空间站对接的停泊装置，该研究所涉及的专利采用“短而粗”的哑铃型布局连接大型载荷与舱体，通过紧凑结构提高单点连接的承载能力，但难以满足大尺度有效载荷与舱体的热控实施、电磁兼容等安全距离要求。

发明内容

本发明实施例提供了大容差可展开式双点异形定位导向机构及容差设计方法，不仅可以提高空间有效载荷的抗弯、抗扭能力，使其具有大刚度、连接可靠等特点并且所述机构节省空间、展开行程大、速度可控、冲击弱、具备大容差适应能力，能够较好地实现空间大型有效载荷与航天器舱体平台的定位导向功能，从而为将空间大型有效载荷安装于航天器舱外设定位置提供技术支撑。

为解决上述发明目的，本发明实施例提供的技术方案如下：

大容差可展开式双点异形定位导向机构，包括两套平行对称设置的组成结构相似的可展开式定位导向机构，所述定位导向机构包括被动端和主动端；

所述被动端包括被动端基座，所述被动端基座的一端连接有被动端导向柱，所述被动端基座的另一端固定在航天器舱外平台上；

所述主动端包括可展开机构，所述可展开机构一端连接有连接杆，所述连接杆上安装有压紧释放机构并且所述连接杆的一端连接有定位导向孔，所述定位导向孔的侧面设有可视化窗口，所述可展开机构与空间有效载荷固定连接并且能使所述空间有效载荷180°展开；

所述被动端导向柱包括精导向大柱段、锥形导向过渡段和粗导向小柱段，所述定位导向孔包括大柱段孔、锥形导向孔与小柱段孔；

所述空间大容差可展开式双点异形定位导向机构采用一点固定一点游动的双点定位导向构型，一套所述定位导向机构的所述主动端与所述被动端的配合为固定方式，且所述定位导向孔的大柱段孔与小柱段孔均为圆形孔；另一套所述定位导向机构的所述主动端与所述被动端的配合为游动方式，且所述定位导向孔的大柱段孔与小柱段孔均为腰形孔，并留有较大间隙。

示例性的，所述可展开机构包括公铰组件和母铰组件；所述公铰组件的一端上的安装法兰与所述空间有效载荷的安装面连接，另一端设有转动孔，所述母铰组件一端上设有转动轴，所述转动孔与所述转动轴间隙配合，所述母铰组件的另一端上的安装法兰与所述连接杆上的安装法兰连接。

示例性的，所述母铰组件的所述转动轴上设有卷簧，所述母铰组件通过所述卷簧能将所述空间有效载荷180°展开；所述母铰组件上设有锁定杆，所述锁定杆通过所述卷簧绕所述母铰组件的固定轴转动，所述空间有效载荷展开到位后所述锁定杆进入到所述公铰组件的限位槽中。

示例性的，所述空间有效载荷展开过程中，所述母铰组件上的微动开关发出展开到位的信号。

示例性的，所述转动轴一端连接有联轴组件，所述联轴组件连接有阻尼器，所述阻尼器通过所述联轴组件与所述母铰组件的所述转动轴相连。

示例性的，所述连接杆为空心长方体结构，两端均为法兰面，一端与所述定位导向孔固连，另一端与所述可展开机构的所述母铰组件的法兰面固连；所述连接杆的中心部位设有通孔，所述通孔一端安装有所述压紧释放机构，所述压紧释放机构与所述空间有效载荷的压紧释放接口相连。

示例性的，所述压紧释放机构采用基于形状记忆合金低冲击解锁释放装置或基于其它原理的低冲击解锁释放装置。

示例性的，所述可视化窗口上多个数字对应所述被动端导向柱顶端不同位置，自对接端面至安装法兰面排序，数字“1”表示导向过程开始，完成所述主、被动端初始定位且所述被动端导向柱的所述粗导向小柱段进入所述主动端的定位导向孔；数字“2”表示导向对接过程进行中且所述被动端导向柱的所述精导向大柱段进入所述主动端的定位导向孔；数字“3”表示定位导向过程结束。

大容差可展开式双点异形定位导向机构的容差设计方法，所述方法用于设计所述大容差可展开式双点异形定位导向机构，所述方法包括以下内容：

将所述双点异形定位导向机构分为定位导向机构A和定位导向机构B，所述主动端与所述被动端的配合为固定方式的所述定位导向机构为所述定位导向机构A，所述主动端与所述被动端的配合为游动方式的所述定位导向机构为所述定位导向机构B；

所述定位导向机构A的所述主动端的所述大柱段孔的间隙设为Δd1，所述小柱段孔的间隙设为Δd1’，且满足Δd1’>>Δd1；所述定位导向机构B的所述主动端的所述定位导向孔的间隙适应所述被动端基座相对位姿的变化，其中所述定位导向机构B的所述主动端的所述大柱段孔有直线段和圆弧段，所述直线段单边间隙Δd2＝2Δd1，所述圆弧段单边间隙Δd3＝2.5Δd1’；所述定位导向机构B的所述主动端的所述小柱段孔也有直线段和圆弧段，所述直线段单边间隙Δd4＝2Δd1’，所述圆弧段单边间隙Δd5＝3Δd1’；其中，倍数关系不限于上述具体数值，可根据包络尺寸与容差需求调整。

示例性的，定义对接坐标系，以所述定位导向机构A的所述被动端导向柱圆心与所述定位导向机构B的所述被动端导向柱圆心连线中点在导向面的投影作为原点，在导向面中从所述定位导向机构A的所述被动端导向柱圆心指向所述定位导向机构B的所述被动端导向柱圆心的方向为Y方向，从所述被动端至所述主动端的理论导向方向为X方向，通过右手定则确定Z方向；

所述定位导向机构A的所述被动端导向柱圆心在导向面投影记作O1，所述定位导向机构B的所述被动端导向柱圆心在对接面投影记作O2，所述两导向柱圆心之间的距离为L；

根据所述定位导向机构B的所述主动端的所述大柱段孔的单边间隙设计，沿Y方向容差ΔY＝±Δd3＝±2.5Δd1’；设舱外所述空间有效载荷的偏转角度为θ，沿Z方向容差ΔZ≥L×tanθ；

所述定位导向机构A和所述定位导向机构B连接的所述空间有效载荷得以在YOZ平面内绕X轴旋转，使所述被动端导向柱落入所述主动端的所述定位导向孔中，所述定位导向机构B的所述被动端导向柱圆心由O2运动至O2’，由此应同时满足：

绕Y方向的旋转容差，主要由所述定位导向机构B的所述被动端导向柱的所述精导向大柱段与所述主动端的大柱段孔的Z方向间隙Δd2决定，其中配合段长度记作p，则ΔRY＝±arctan(p/Δd2)；

绕Z方向的旋转容差，主要由所述定位导向机构B的所述被动端导向柱的所述粗导向小柱段与所述主动端的所述小柱段孔的Y方向间隙Δd5决定，单边间隙为3倍Δd1’，其中所述被动端导向柱的所述粗导向小柱段与所述精导向大柱段的组合长度记作q，则ΔRZ＝±arctan(q/3Δd1’)。

上述技术方案，与现有技术相比至少具有如下有益效果：

上述方案，大容差可展开式双点异形定位导向机构：

1.节省空间：所述机构在发射段与转运段通过基于形状记忆合金等低冲击解锁释放原理的压紧释放机构收拢所述大型空间有效载荷，承受发射端过载，减小运输包络需求并且可有效降低解锁时的冲击载荷，可多次重复使用，特别适用于大尺度空间有效载荷的在轨组装与构建。

2.展开行程大、速度可控：所述机构解锁后通过所述可展开机构中的所述卷簧能够进行大型设备的180°展开，展开速度可通过所述阻尼器控制，展开全过程对舱外有效载荷的冲击影响小，具有展开行程大、冲击弱和速度可控的特点。

3.连接可靠：所述机构通过双点导向连接的构型，提高了所述空间有效载荷抗弯、抗扭的能力，具有高刚度、可靠连接的特点。

上述方案，大容差可展开式双点异形定位导向机构的容差设计方法：具备大容差适应能力：所述机构通过大间隙腰形孔的设计提高了多自由度方向的导向容差，使所述大型空间有效载荷在所述主、被动端导向对接过程中，具备大容差适应能力，且容差能力可量化设计，适用于航天员操作误差大、双人协同组装与空间载荷对接后的高精度位姿保持需求。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明大容差可展开式双点异形定位导向机构发射与转运时收拢状态示意图；

图2为本空间大容差可展开式双点异形定位导向机构工作时展开状态示意图；

图3为本发明大容差可展开式双点异形定位导向机构单侧被动端组成示意图；

图4为本发明大容差可展开式双点异形定位导向机构单侧主动端组成示意图，a)为单侧主动端主视图，b)为单侧主动端俯视图；

图5为本发明大容差可展开式双点异形定位导向机构单侧主动端可展开机构组成示意图；

图6为本发明大容差可展开式双点异形定位导向机构单侧可展开式定位导向机构导向对接后外形图；

图7为本发明大容差可展开式双点异形定位导向机构的容差设计方法可展开式双点异形定位导向机构大柱段容差间隙设计示意图；

图8为本发明大容差可展开式双点异形定位导向机构的容差设计方法可展开式双点异形定位导向机构小柱段容差间隙设计示意图；

图9为本发明大容差可展开式双点异形定位导向机构的容差设计方法定位导向机构B的配合段长度和被动端导向柱的粗导向小柱段与精导向大柱段的组合长度的示意图；

图10为本发明大容差可展开式双点异形定位导向机构的容差设计方法可展开式双点异形定位导向机构沿Z方向位置容差设计示意图。

其中附图标记说明如下：

100、被动端；101、被动端基座；102、被动端导向柱；103、精导向大柱段；104、锥形导向过渡段；105、粗导向小柱段；200、主动端；210、可展开机构；211、公铰组件；212、母铰组件；213、联轴组件；214、阻尼器；215、转动孔；216、转动轴；217、卷簧；218、微动开关；219、锁定杆；220、压紧释放机构；230、连接杆；240、定位导向孔；250、可视化窗口；300、航天器舱外平台；400、空间有效载荷；a、旋转前；b、旋转后。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例的附图，对本发明实施例的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于所描述的本发明的实施例，本领域普通技术人员在无需创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

除非另外定义，本发明使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本发明中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分。同样，“一个”、“一”或者“该”等类似词语也不表示数量限制，而是表示存在至少一个。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。“连接”或者“相连”等类似的词语并非限定于物理的或者机械的连接，而是可以包括电性的连接，不管是直接的还是间接的。

需要说明的是，本发明中使用的“上”、“下”、“左”、“右”“前”“后”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。

本发明针对目前关于在轨定位导向技术的研究多集中在小型导向接口、单点导向技术，其机构较为复杂，且大尺度导向对接中的单点导向连接方式承受弯矩能力差、难以满足刚度要求等问题提供了一种可以提高空间有效载荷的抗弯、抗扭能力，使其具有大刚度、连接可靠等特点并且节省空间、展开行程大、速度可控、冲击弱、具备大容差适应能力，能够较好地实现空间大型有效载荷与航天器舱体平台的定位导向功能，从而为将空间大型有效载荷安装于航天器舱外设定位置提供技术支撑的大容差可展开式双点异形定位导向机构及容差设计方法。

如图1至图6所示，本发明实施例提供了大容差可展开式双点异形定位导向机构，包括两套平行对称且组成结构相似的可展开式定位导向机构，分别记作定位导向机构A与定位导向机构B，两者均包括被动端100和主动端200。

所述被动端100包括被动端基座101，所述被动端基座101的一端连接有被动端导向柱102，所述被动端基座101的另一端通过螺栓固定在航天器舱外平台300的设定位置上。

所述主动端200包括可展开机构210，所述可展开机构210一端连接有连接杆230，所述连接杆230上安装有压紧释放机构220并且所述连接杆230的一端连接有定位导向孔240，所述定位导向孔240的侧面设有可视化窗口250，所述定位导向机构A和所述定位导向机构B的所述主动端200除所述定位导向孔240外其余组成结构均相同并通过所述可展开机构210与空间有效载荷400固定连接。

所述被动端导向柱102与所述定位导向孔240相对应，所述被动端导向柱102包括精导向大柱段103、锥形导向过渡段104和粗导向小柱段105，起到了精准导向和定位的作用；所述定位导向孔240包括大柱段孔、锥形导向孔与小柱段孔；所述大容差可展开式双点异形定位导向机构采用一点固定一点游动的双点定位导向构型，所述定位导向机构A的所述主、被动端200和100的配合为固定方式，所述定位导向机构B的所述主、被动端200和100的配合为游动方式；所述定位导向机构A的所述定位导向孔240的大柱段孔与小柱段孔均为圆形孔，所述定位导向机构B的所述定位导向孔240的大柱段孔与小柱段孔均为腰形孔，并留有较大间隙；所述大间隙腰形孔提高了多自由度方向的导向容差，在所述主被动端200和100的定位导向过程中，具备大容差适应能力，且容差能力可量化设计，适用于航天员出舱目视操作误差大、双人协同组装与空间载荷导向对接后的高精度位姿保持需求。

在所述定位导向孔240的侧面设有所述可视化窗口250，用来观测当前导向深度；所述可视化窗口250上多个数字对应所述被动端导向柱102顶端不同位置，自对接端面至安装法兰面排序，数字“1”表示导向过程开始，完成所述主、被动端200和100的初始定位且所述被动端导向柱102的所述粗导向小柱段105进入所述主动端200的定位导向孔240；数字“2”表示导向对接过程进行中且所述被动端导向柱102的所述精导向大柱段103进入所述主动端200的定位导向孔240；数字“3”表示定位导向过程结束。

所述可展开机构210包括公铰组件211和母铰组件212；所述公铰组件211的一端上的安装法兰，与所述空间有效载荷400的安装面连接，另一端设有转动孔215，所述母铰组件212一端上设有转动轴216，所述转动孔215与所述转动轴216间隙配合，所述母铰组件212的另一端上的安装法兰与所述连接杆230上的安装法兰连接；所述转动轴216上设有卷簧217，所述母铰组件212通过所述卷簧217能将所述空间有效载荷400实现180°展开，并通过所述母铰组件212上的微动开关218发出展开到位的信号，用于机构状态的监测；所述母铰组件212上设有锁定杆219，所述锁定杆219通过所述卷簧217绕所述母铰组件212的固定轴转动，所述空间有效载荷400展开到位后所述锁定杆219进入到所述公铰组件211的限位槽中，并起到展开到位后的锁定作用。所述转动轴216一端连接有联轴组件213，所述联轴组件213连接有阻尼器214，所述阻尼器214通过所述联轴组件213与所述母铰组件212上的所述转动轴216相连；所述阻尼器214为所述可展开机构210提供转动阻尼，降低其转动速度，减小设备在180°转动展开过程中的冲击。

所述连接杆230为空心长方体结构，两端均为法兰面，一端与所述定位导向孔240连接，另一端与所述可展开机构210的所述母铰组件212上的法兰面连接，所述连接杆230起到提供支撑和传递力矩的作用；所述连接杆230的中心部位设置有通孔，所述通孔一端安装有所述压紧释放机构220，所述压紧释放机构220与所述空间有效载荷400的压紧释放接口相连。

所述压紧释放机构220采用基于形状记忆合金低冲击解锁释放装置或基于其它原理的低冲击解锁释放装置，可有效降低解锁时的冲击载荷，并多次重复使用；在所述导向机构发射与转运过程中可通过所述压紧释放机构220收拢大型所述空间有效载荷400，承受发射端过载，减小运输包络需求，特别适用于大型所述空间有效载荷400的在轨组装。

本发明实施例提供的大容差可展开式双点异形定位导向机构与传统单点定位导向机构相比，采用了平行对称式双点定位导向机构构型，提高了所述空间有效载荷400的抗弯、抗扭能力，使其具有大刚度、可靠连接等特点，更加适用于大型所述空间有效载荷400的组装与构建。

如图7至图10所示，本发明实施例提供了大容差可展开式双点异形定位导向机构的容差设计方法，包括以下内容：本发明实施例的所述主被动端200和100的锥孔配合中，所述粗导向小柱段105为粗配合，主要起定位导向作用，所述精导向大柱段103为精配合，保证导向精度；所述定位导向机构A的所述主动端200为固定端，其中大柱段孔的间隙设为Δd1，所述小柱段孔的间隙较大，设为Δd1’，且满足Δd1’>>Δd1。

所述定位导向机构B的所述主动端200为游动端，由游动端的间隙适应所述被动端基座101相对位姿的变化，其中所述定位导向机构B的所述大柱段孔设置为腰形孔，腰形孔的直线段留有间隙，单边间隙Δd2＝2Δd1；圆弧段留有较大的间隙，单边间隙Δd3＝2.5Δd1’；所述定位导向机构B的所述小柱段孔也为腰形孔，腰型孔的直线段留有间隙，单边间隙Δd4＝2Δd1’，圆弧段留有间隙，单边间隙Δd5＝3Δd1’；其中，倍数关系不限于上述具体数值，可根据包络尺寸与容差需求调整。

容差分析过程中，根据相对运动理论，将所述定位导向机构A与所述定位导向机构B的所述主动端200固定为理论位姿，固定所述定位导向机构A的所述被动端100的位姿，分别调整所述定位导向机构B的所述被动端100相对于所述定位导向机构A的所述被动端100的六自由度位姿中的单个变量，其余五个自由度相对位姿变化量为理论值0，进行单个变量的容差分析。

定义对接坐标系，以所述定位导向机构A的所述被动端导向柱102的圆心与所述定位导向机构B的所述被动端导向柱102的圆心连线中点在导向面的投影作为原点，在导向面中从所述定位导向机构A的所述被动端导向柱102的圆心指向所述定位导向机构B的所述被动端导向柱102的圆心方向为Y方向，从所述被动端100至所述主动端200的理论导向方向为X方向，通过右手定则确定Z方向；所述定位导向机构A的所述被动端导向柱102的圆心在导向面投影记作O1，所述定位导向机构B的所述被动端导向柱102的圆心在对接面投影记作O2，设所述定位导向机构A的所述被动端导向柱102的圆心与所述定位导向机构B的所述被动端导向柱102的圆心之间的距离为L。

根据所述定位导向机构B的所述大柱段孔的单边间隙设计，沿Y方向容差ΔY＝±Δd3＝±2.5Δd1’。

沿Z方向容差，应满足所述空间有效载荷400的精度要求，设舱外有效载荷的偏转角度为θ，则对应于沿Z向容差应满足ΔZ≥L×tanθ；同时，充分利用圆柱形所述被动端导向柱102的形状特点与大尺度双人协同操作的可达性，所述定位导向机构A与所述定位导向机构B的所述主动端200连接的所述空间有效载荷400的组合体，可在YOZ平面内绕X轴旋转，使得所述被动端导向柱102落入所述定位导向孔240中，所述定位导向机构B的所述被动端导向柱102的圆心由O2运动至O2’，由此应同时满足。

绕Y方向的旋转容差，主要由所述定位导向机构B的所述精导向大柱段103与所述定位导向机构B的所述大柱段孔的Z方向间隙Δd2决定，其中配合段长度记作p，则ΔRY＝±arctan(p/Δd2)。

a为所述定位导向机构B的旋转前，b为所述定位导向机构B的旋转后，绕Z方向的旋转容差，主要由所述定位导向机构B的所述粗导向小柱段105与所述定位导向机构B的所述小柱段孔的Y方向间隙Δd5决定，单边间隙为3倍Δd1’，其中所述被动端导向柱102的粗配合与精配合段的组合长度记作q，则ΔRZ＝±arctan(q/3Δd1’)。

本发明实施例提供的大容差可展开式双点异形定位导向机构的容差设计方法，具备大容差适应能力，所述机构通过大间隙腰形孔的设计提高了多自由度方向的导向容差，使大型所述空间有效载荷400在所述主、被动端200和100的导向对接过程中，具备大容差适应能力，且容差能力可量化设计，适用于航天员操作误差大、双人协同组装与空间载荷对接后的高精度位姿保持需求。

本发明的大容差可展开式双点异形定位导向机构及容差设计方法的工作过程如下：

可展开式定位导向机构的主动端与空间有效载荷固连，在外部空间机械臂协助或航天员出舱活动支持下，转运至可展开式定位导向机构的主动端附近，通过主动端上的压紧释放机构，利用卷簧进行低冲击解锁后，由主动端上的可展开机构展开180°，可展开式双点异形定位导向机构由收拢状态转为展开状态。

随后航天员开展太空出舱活动，接近大容差定位导向机构被动端，单手或双手握住主动端的定位导向孔，观察并粗调主动端的位姿至初步对准被动端、进入定位导向域，航天员施加操作力推动主动端与空间有效载荷的组合体向被动端移动，根据主动端上的可视化窗口可观察到被动端导向柱的插入深度，通过目视判断当前导向对接状态，实现主被动端的定位导向对接。

有以下几点需要说明：

(1)本发明实施例附图只涉及到与本发明实施例涉及到的结构，其他结构可参考通常设计。

(2)为了清晰起见，在用于描述本发明的实施例的附图中，层或区域的厚度被放大或缩小，即这些附图并非按照实际的比例绘制。可以理解，当诸如层、膜、区域或基板之类的元件被称作位于另一元件“上”或“下”时，该元件可以“直接”位于另一元件“上”或“下”或者可以存在中间元件。

(3)在不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合以得到新的实施例。

以上，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.大容差可展开式双点异形定位导向机构，其特征在于，包括两套平行对称设置的组成结构相似的可展开式定位导向机构，所述定位导向机构包括被动端和主动端；

所述被动端包括被动端基座，所述被动端基座的一端连接有被动端导向柱，所述被动端基座的另一端固定在航天器舱外平台上；

所述主动端包括可展开机构，所述可展开机构一端连接有连接杆，所述连接杆上安装有压紧释放机构并且所述连接杆的一端连接有定位导向孔，所述定位导向孔的侧面设有可视化窗口，所述可展开机构与空间有效载荷固定连接并且能使所述空间有效载荷180°展开；

所述被动端导向柱包括精导向大柱段、锥形导向过渡段和粗导向小柱段，所述定位导向孔包括大柱段孔、锥形导向孔与小柱段孔；

所述空间大容差可展开式双点异形定位导向机构采用一点固定一点游动的双点定位导向构型，一套所述定位导向机构的所述主动端与所述被动端的配合为固定方式，且所述定位导向孔的大柱段孔与小柱段孔均为圆形孔；另一套所述定位导向机构的所述主动端与所述被动端的配合为游动方式，且所述定位导向孔的大柱段孔与小柱段孔均为腰形孔，并留有较大间隙。

2.根据权利要求1所述的大容差可展开式双点异形定位导向机构，其特征在于，所述可展开机构包括公铰组件和母铰组件；所述公铰组件的一端上的安装法兰与所述空间有效载荷的安装面连接，另一端设有转动孔，所述母铰组件一端上设有转动轴，所述转动孔与所述转动轴间隙配合，所述母铰组件的另一端上的安装法兰与所述连接杆上的安装法兰连接。

3.根据权利要求2所述的大容差可展开式双点异形定位导向机构，其特征在于，所述母铰组件的所述转动轴上设有卷簧，所述母铰组件通过所述卷簧能将所述空间有效载荷180°展开；所述母铰组件上设有锁定杆，所述锁定杆通过所述卷簧绕所述母铰组件的固定轴转动，所述空间有效载荷展开到位后所述锁定杆进入到所述公铰组件的限位槽中。

4.根据权利要求3所述的大容差可展开式双点异形定位导向机构，其特征在于，所述空间有效载荷展开过程中，所述母铰组件上的微动开关发出展开到位的信号。

5.根据权利要求2所述的大容差可展开式双点异形定位导向机构，其特征在于，所述转动轴一端连接有联轴组件，所述联轴组件连接有阻尼器，所述阻尼器通过所述联轴组件与所述母铰组件的所述转动轴相连。

6.根据权利要求1所述的大容差可展开式双点异形定位导向机构，其特征在于，所述连接杆为空心长方体结构，两端均为法兰面，一端与所述定位导向孔固连，另一端与所述可展开机构的所述母铰组件的法兰面固连；所述连接杆的中心部位设有通孔，所述通孔一端安装有所述压紧释放机构，所述压紧释放机构与所述空间有效载荷的压紧释放接口相连。

7.根据权利要求5所述的大容差可展开式双点异形定位导向机构，其特征在于，所述压紧释放机构采用基于形状记忆合金低冲击解锁释放装置或基于其它原理的低冲击解锁释放装置。

8.根据权利要求1所述的大容差可展开式双点异形定位导向机构，其特征在于，所述可视化窗口上多个数字对应所述被动端导向柱顶端不同位置，自对接端面至安装法兰面排序，数字“1”表示导向过程开始，完成所述主、被动端初始定位且所述被动端导向柱的所述粗导向小柱段进入所述主动端的定位导向孔；数字“2”表示导向对接过程进行中且所述被动端导向柱的所述精导向大柱段进入所述主动端的定位导向孔；数字“3”表示定位导向过程结束。

9.大容差可展开式双点异形定位导向机构的容差设计方法，其特征在于，所述方法用于设计如权利要求1～8任一项所述大容差可展开式双点异形定位导向机构，所述方法包括以下内容：

将所述双点异形定位导向机构分为定位导向机构A和定位导向机构B，所述主动端与所述被动端的配合为固定方式的所述定位导向机构为所述定位导向机构A，所述主动端与所述被动端的配合为游动方式的所述定位导向机构为所述定位导向机构B；

所述定位导向机构A的所述主动端的所述大柱段孔的间隙设为Δd1，所述小柱段孔的间隙设为Δd1’，且满足Δd1’>>Δd1；所述定位导向机构B的所述主动端的所述定位导向孔的间隙适应所述被动端基座相对位姿的变化，其中所述定位导向机构B的所述主动端的所述大柱段孔有直线段和圆弧段，所述直线段单边间隙Δd2＝2Δd1，所述圆弧段单边间隙Δd3＝2.5Δd1’；所述定位导向机构B的所述主动端的所述小柱段孔也有直线段和圆弧段，所述直线段单边间隙Δd4＝2Δd1’，所述圆弧段单边间隙Δd5＝3Δd1’；其中，倍数关系不限于上述具体数值，可根据包络尺寸与容差需求调整。

10.根据权利要求9所述大容差可展开式双点异形定位导向机构的容差设计方法，其特征在于，定义对接坐标系，以所述定位导向机构A的所述被动端导向柱圆心与所述定位导向机构B的所述被动端导向柱圆心连线中点在导向面的投影作为原点，在导向面中从所述定位导向机构A的所述被动端导向柱圆心指向所述定位导向机构B的所述被动端导向柱圆心的方向为Y方向，从所述被动端至所述主动端的理论导向方向为X方向，通过右手定则确定Z方向；

所述定位导向机构A的所述被动端导向柱圆心在导向面投影记作O1，所述定位导向机构B的所述被动端导向柱圆心在对接面投影记作O2，所述两导向柱圆心之间的距离为L；

根据所述定位导向机构B的所述主动端的所述大柱段孔的单边间隙设计，沿Y方向容差ΔY＝±Δd3＝±2.5Δd1’；设舱外所述空间有效载荷的偏转角度为θ，沿Z方向容差ΔZ≥L×tanθ；

所述定位导向机构A和所述定位导向机构B连接的所述空间有效载荷得以在YOZ平面内绕X轴旋转，使所述被动端导向柱落入所述主动端的所述定位导向孔中，所述定位导向机构B的所述被动端导向柱圆心由O2运动至O2’，由此应同时满足：

绕Y方向的旋转容差，主要由所述定位导向机构B的所述被动端导向柱的所述精导向大柱段与所述主动端的大柱段孔的Z方向间隙Δd2决定，其中配合段长度记作p，则ΔRY＝±arctan(p/Δd2)；

绕Z方向的旋转容差，主要由所述定位导向机构B的所述被动端导向柱的所述粗导向小柱段与所述主动端的所述小柱段孔的Y方向间隙Δd5决定，单边间隙为3倍Δd1’，其中所述被动端导向柱的所述粗导向小柱段与所述精导向大柱段的组合长度记作q，则ΔRZ＝±arctan(q/3Δd1’)。

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