CN103625656B - 一种小型航天器对接机构 - Google Patents

Abstract

一种小型航天器对接机构，它涉及一种航天器对接机构，以解决现有小型航天器对接机构存在对接过程碰撞剧烈、定位精度低、控制难度大和对接后不够稳定的问题。连接套筒和三个弧形围板均设置在被动上盘与被动下盘之间，每个弧形围板的一端设有一个第一导向板，每个弧形围板的另一端设有一个第二导向板，相邻的第一导向板与三个第二导向板之间构成V型定位槽，三个支架沿同一圆周均布设置在主动上盘与主动下盘之间，步进电机固定于主动下盘的中心处，步进电机与丝杠连接，螺纹升降盘旋于丝杠上，每个锁爪的下端穿过滑道与螺纹升降盘铰接，锁爪与滚轮的表面接触，每个锁爪的上端位于相应的V型定位槽内。本发明主要用于小型航天器的捕获和对接。

Description

一种小型航天器对接机构

技术领域

本发明涉及一种航天器对接机构，具体涉及一种小型航天器对接机构。

背景技术

随着新世纪航天事业的迅猛发展，各国相继研制并发射了大量面向各种任务要求的航天器，航天器的结构、组成日趋复杂，性能、技术水平不断提高。在此情况下，若要保证航天器在复杂的空间环境中更加持久、稳定、高质量地在轨运行，就需一套完整的在轨服务技术。所有的在轨服务任务的执行都是以服务航天器和目标航天器的交会、伴/绕飞和对接为前提，两航天器的成功交会对接是顺利执行多数在轨服务任务的先决条件。

航天器交会对接技术是指两航天器在空间轨道上会合并在结构上连成一个整体的技术。从美国、俄罗斯等航天大国针对未来航天器在轨服务的迫切需求所开展的相关研究动态来看，为了在高真空、微重力、冷热交变的复杂空间环境中实现对目标航天器安全、可靠地在轨服务，无一例外地都采用了空间对接的途径，即通过捕获和对接将两航天器刚性地连接成一个轨道复合体，然后才开始对目标航天器进行在轨服务的相关操作，如在轨加注、功能单元更换升级等。

美国密歇根宇航公司从1991年开始研制用于卫星在轨服务的空间对接装置，经过10多年的研究先后开发了四代卫星对接装置——软轴式对接机构，其最新的ASDS-Ⅱ（软轴式对接机构二代）由安装于追踪星上的主动组件和安装于目标星上的被动组件两部分组成。其工作原理：先通过软轴进行目标的预捕获，然后收缩软轴将被动组件拉近并通过三个自动对齐加载栓实现轴线与对接面的自动对齐，同时在硬对接探头预加载凸轮以及预加载止动扣的联合作用下实现两对接面的刚性连接。

为了延长卫星的使用寿命，美国轨道复原有限公司正在研制轨道延寿航天器，通过冠状锁紧式对接机构使轨道延寿航天器与目标航天器卫星建立永久的刚性连接。对接机构的主体是一个外形细长的抓捕器，头部带有六个敏感器探头和一个冠状锁紧机构，当抓捕器完全伸入远地点发动机的喉部以后，抓捕器头部的关闸U姑娘锁紧机构展开，四周伸出针状物与发动机壁紧密连接，使整个延寿器与目标卫星连接成一个刚性整体。

软轴式对接机构，由于空行程比较大，难以精确控制轴向相对位置，容易才产生碰撞；冠状锁紧式对接机构必须根据目标卫星的远地点发动机喷管后部结构定制，不能重复使用；另外，日本研制了抓手—碰撞锁式对接机构，三个锁爪需与相应的滚轮及扭簧配合工作，遇碰撞时会产生抖动等现象，导致定位不准，对接范围小，且有较大冲击，需要精确控制。总的来说，现有的小型航天器对接机构存在对接过程碰撞剧烈、定位精度低、控制难度较大和对接后不够稳定等缺点，因而不能方便、快捷、有效地完成日益繁多的小型航天器对接任务。

发明内容

本发明为解决现有的小型航天器对接机构存在对接过程碰撞剧烈、定位精度低、控制难度较大和对接后不够稳定的问题，而提供一种小型航天器对接机构。

本发明包括主动连接机构和被动连接机构，被动连接机构包括被动下盘、连接套筒、被动上盘、三个弧形围板、三个定位销、三个第一导向板和三个第二导向板，被动上盘与被动下盘上下水平且正对设置，连接套筒和三个弧形围板均设置在被动上盘与被动下盘之间，连接套筒、被动上盘和被动下盘均同轴设置，连接套筒的上端与被动上盘连接，连接套筒的下端与被动下盘连接，三个弧形围板沿同一圆周均布设置在连接套筒的外侧，每个弧形围板的一端设有一个第一导向板，该第一导向板的一端与弧形围板连接，第一导向板的另一端与连接套筒连接，每个弧形围板的另一端设有一个第二导向板，该第二导向板的一端与弧形围板连接，第一导向板的另一端与连接套筒连接，每个相邻的第一导向板与三个第二导向板之间构成V型定位槽，三个定位销沿同一圆周均布设置在被动下盘上，主动连接机构包括步进电机、螺母、主动下盘、轴承座、开关触销、主动上盘、扶正套、丝杠、螺纹升降盘、第三轴用弹性挡圈、孔用弹性挡圈、两个轴承、三个第一销轴、三个第一轴用弹性挡圈、三个支架、三个间隔套、三个第二销轴、三个第二轴用弹性挡圈、三个滚轮、三个滑块、三个内六角螺钉和三个锁爪，主动上盘上设有与三个定位销一一正对的三个定位销孔，主动上盘与主动下盘上下平行设置，三个支架沿同一圆周均布设置在主动上盘与主动下盘之间，每个支架的上端通过内六角螺钉与主动上盘连接，每个支架的下端带有螺纹通过螺母与主动下盘连接，步进电机固定于主动下盘的中心处，步进电机的输出轴与丝杠连接，固定于主动下盘上的轴承座、两个轴承、第三轴用弹性挡圈和孔用弹性挡圈一起组成了丝杠的下端支撑，丝杠的上端通过主动上盘的中心孔内的扶正套支撑，开关触销与主动上盘的中心孔螺纹连接，螺纹升降盘旋于丝杠上，滚轮套装在间隔套上并置于滑块的滑道内，滑块设置在支架的支架槽内，间隔套和滑块通过第二销轴和第二轴用弹性挡圈与支架铰接，每个锁爪的下端穿过滑道并通过第一销轴和第一轴用弹性挡圈与螺纹升降盘铰接，锁爪与滚轮的表面接触，每个锁爪的上端位于相应的V型定位槽内。

本发明与现有技术相比具有以下有益效果：

本发明中的对接机构捕获对接过程平稳、定位精度高、可以实现目标航天器的姿态矫正、较容易控制和两航天器连接稳定可靠，能够方便、有效、快捷地完成日益繁多的航天器在轨对接任务。具体地说：本发明主要应用于小型航天器的交会对接任务，被动连接机构位于目标航天器上，主动连接机构位于服务航天器上；采用步进电机和丝杠分别作为动力源和传动装置，控制简单、控制精度高，并且传动平稳可靠，避免了对接过程中的剧烈碰撞；三个捕获对接用的锁爪同时铰接在螺纹升降盘之上，并且锁爪的运动满足摇杆滑块运动规律，可以同时收放，定位精确，捕获对接过程稳定；被动连接机构上设置有三个V型定位槽，三个V型定位槽与三个锁爪配合工作，可以实现捕获和目标航天器的姿态矫正，对接之后两航天器连接稳定可靠。控制精度高比现有技术提高一倍以上。

附图说明

图1是小型航天器对接机构的主剖视图，图2是图1的俯视图，图3是具体实施方式一中支架9、间隔套10、第二销轴11、第二轴用弹性挡圈12、滚轮13、滑块14和三个锁爪17的装配关系分解图，图4是具体实施方式一中锁爪17张开时的状态图，图5是图4的俯视图，图6是具体实施方式一中锁爪17收拢时的状态图，图7是图6的俯视图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1～图3说明本实施方式，本实施方式包括主动连接机构和被动连接机构，被动连接机构包括被动下盘18、连接套筒19、被动上盘20、三个弧形围板22、三个定位销25、三个第一导向板30和三个第二导向板31，被动上盘20与被动下盘18上下水平且正对设置，连接套筒19和三个弧形围板22均设置在被动上盘20与被动下盘18之间，连接套筒19、被动上盘20和被动下盘18均同轴设置，连接套筒19的上端与被动上盘20连接，连接套筒19的下端与被动下盘18连接，三个弧形围板22沿同一圆周均布设置在连接套筒19的外侧，每个弧形围板22的一端设有一个第一导向板30，该第一导向板30的一端与弧形围板22连接，第一导向板30的另一端与连接套筒19连接，每个弧形围板22的另一端设有一个第二导向板31，该第二导向板31的一端与弧形围板22连接，第一导向板30的另一端与连接套筒19连接，每个相邻的第一导向板30与三个第二导向板31之间构成V型定位槽32，三个定位销25沿同一圆周均布设置在被动下盘18上，主动连接机构包括步进电机1、螺母2、主动下盘3、轴承座4、开关触销21、主动上盘23、扶正套24、丝杠26、螺纹升降盘27、第三轴用弹性挡圈28、孔用弹性挡圈29、两个轴承6、三个第一销轴7、三个第一轴用弹性挡圈8、三个支架9、三个间隔套10、三个第二销轴11、三个第二轴用弹性挡圈12、三个滚轮13、三个滑块14、三个内六角螺钉16和三个锁爪17，主动上盘23上设有与三个定位销25一一正对的三个定位销孔23-1，主动上盘23与主动下盘3上下平行设置，三个支架9沿同一圆周均布设置在主动上盘23与主动下盘3之间，每个支架9的上端通过内六角螺钉16与主动上盘23连接，每个支架9的下端带有螺纹通过螺母2与主动下盘3连接，主动上盘23、主动下盘3和三个支架9构成外部框架，步进电机1固定于主动下盘3的中心处，步进电机1的输出轴与丝杠26连接，固定于主动下盘3上的轴承座4、两个轴承6、第三轴用弹性挡圈28和孔用弹性挡圈29一起组成了丝杠26的下端支撑，丝杠26的上端通过主动上盘23的中心孔23-2内的扶正套24支撑，开关触销21与主动上盘23的中心孔23-2螺纹连接，螺纹升降盘27旋于丝杠26上，螺纹升降盘27由丝杠26的旋转带动其升降，滚轮13套装在间隔套10上并置于滑块14的滑道14-1内，滑块14设置在支架9的支架槽9-1内，间隔套10和滑块14通过第二销轴11和第二轴用弹性挡圈12与支架9铰接，每个锁爪17的下端穿过滑道14-1并通过第一销轴7和第一轴用弹性挡圈8与螺纹升降盘27铰接，锁爪17与滚轮13的表面接触，锁爪17与滚轮13之间可以相对滑动，每个锁爪17的上端位于相应的V型定位槽32内。锁爪17通过螺纹升降盘27的上下移动带动锁爪17的释放张开或合拢抓取，逐渐抓紧被动连接机构部分并且调整姿态偏差，使两部分逐渐合体，并通过三个定位销25的定位作用，达到最终的连接锁定；主动连接机构安装于服务航天器。

具体实施方式二：结合图1说明本实施方式，本实施方式的被动下盘18、被动上盘20、主动下盘3与主动上盘23均同轴设置。这样设计使结构更合理，有利于主被动部分的连接，并且使得传动过程简化，提高了传动效率。其它组成及连接关系与具体实施方式一相同。

具体实施方式三：结合图1和图4说明本实施方式，本实施方式的被动上盘20的直径与被动下盘18的直径相等设置。这样设计使结构更合理。其它组成及连接关系与具体实施方式一或二相同。

具体实施方式四：结合图1说明本实施方式，本实施方式的主动上盘23的直径与被动下盘18的直径相等设置。这样设计使结构更合理。其它组成及连接关系与具体实施方式三相同。

具体实施方式五：结合图2说明本实施方式，本实施方式的被动上盘20上设有与三个V型定位槽32正对的三个被动上盘直端面20-1。在航天器捕获过程中便于视觉系统的初步识别和定位，保证三个锁爪17能够在收拢时抵入与其对应的V型定位槽32。其它组成及连接关系与具体实施方式一、二或四相同。

具体实施方式六：结合图2说明本实施方式，本实施方式的被动下盘18上设有与三个被动上盘直端面20-1正对的三个被动下盘直端面18-1。被动下盘18和被动上盘设置一样的直端面，在航天器捕获过程中便于视觉系统的初步识别和定位，另外，被动下盘18上的直端面18-1可以防止被动下盘18和收拢的三个锁爪17发生干涉。其它组成及连接关系与具体实施方式五相同。

具体实施方式七：结合图2说明本实施方式，本实施方式的主动上盘23上设有与三个被动下盘直端面18-1正对的主动上盘直端面23-3。这样设计使得航天器捕获过程中便于视觉系统的初步识别和定位，主动上盘23的直端面23-3可以防止主动上盘23和收拢的三个锁爪17发生干涉。其它组成及连接关系与具体实施方式六相同。

具体实施方式八：结合图3说明本实施方式，本实施方式的支架9上设有长孔9-2。这样设计为减轻对接机构的整体重量。其它组成及连接关系与具体实施方式一、二、四、六或七相同。

具体实施方式九：结合图1说明本实施方式，本实施方式与具体实施方式八不同的是它还增加有导向杆15，导向杆15穿过螺纹升降盘27，导向杆15的上端与主动上盘23连接，导向杆15的下端与主动下盘3连接。导向杆15用于限制螺纹升降盘27转动，使其只能上下移动。其它组成及连接关系与具体实施方式八相同。

具体实施方式十：结合图1说明本实施方式，本实施方式与具体实施方式八不同的是它还增加有联轴器5，联轴器5设置在步进电机1的输出轴与丝杠26之间。这样设计为使得丝杠26传动更平稳。其它组成及连接关系与具体实施方式九相同。

工作过程：安装有主动连接机构的服务航天器通过一系列的导引变轨最后停靠在安装有被动连接机构的目标航天器附近，此时，被动连接机构位于主动连接机构的锁爪17包络线内。开始捕获前，主动连接机构中的螺纹升降盘27处于最高位置，三个锁爪17向外张开的角度也最大（见图4和图5），开始捕获时，步进电机1转动并带动丝杠26正转，在导向杆15的约束下迫使螺纹升降盘27沿丝杠26轴向向下平移，带动锁爪17与螺纹升降盘27铰接的一端下移，铰接与支架9上的滚轮13、滑块14和锁爪17组成的滑块摇杆机构起作用，使得锁爪17的指端在下移的同时逐渐合拢。此时，锁爪17经过被动连接机构上的三个V型定位槽32的导向作用，逐渐抓紧被动连接机构并调整姿态偏差，被动连接机构与主动连接机构接近，并通过安装于被动下盘18的三个定位销25的定位作用，使得被动连接机构与主动连接机构之间完成精确定位，最终主动上盘23的上表面和被动下盘18的下表面紧紧贴合，服务航天器和目标航天器也随之固连到了一起，完成了航天器的捕获和对接过程（见图6和图7），之后可以进行电、液传输和模块更换等在轨服务任务。

服务航天器和目标航天器的分离时上述过程的逆过程，分离时，步进电机1反转并带动丝杠26反转，在导向杆15的约束下迫使螺纹升降盘27沿丝杠26轴向向上平移，带动锁爪17的指端在上移的同时向外逐渐张开，螺纹升降盘27升到最顶端时，锁爪17也张开最大角度（见图4和图5），服务航天器飞离目标航天器，完成了两航天器的分离。

Claims (10)

1.一种小型航天器对接机构，所述对接机构包括主动连接机构和被动连接机构，其特征在于：被动连接机构包括被动下盘(18)、连接套筒(19)、被动上盘(20)、三个弧形围板(22)、三个定位销(25)、三个第一导向板(30)和三个第二导向板(31)，被动上盘(20)与被动下盘(18)上下水平且正对设置，连接套筒(19)和三个弧形围板(22)均设置在被动上盘(20)与被动下盘(18)之间，连接套筒(19)、被动上盘(20)和被动下盘(18)均同轴设置，连接套筒(19)的上端与被动上盘(20)连接，连接套筒(19)的下端与被动下盘(18)连接，三个弧形围板(22)沿同一圆周均布设置在连接套筒(19)的外侧，每个弧形围板(22)的一端设有一个第一导向板(30)，该第一导向板(30)的一端与弧形围板(22)连接，第一导向板(30)的另一端与连接套筒(19)连接，每个弧形围板(22)的另一端设有一个第二导向板(31)，该第二导向板(31)的一端与弧形围板(22)连接，第一导向板(30)的另一端与连接套筒(19)连接，每个相邻的第一导向板(30)与三个第二导向板(31)之间构成V型定位槽(32)，三个定位销(25)沿同一圆周均布设置在被动下盘(18)上，主动连接机构包括步进电机(1)、螺母(2)、主动下盘(3)、轴承座(4)、开关触销(21)、主动上盘(23)、扶正套(24)、丝杠(26)、螺纹升降盘(27)、第三轴用弹性挡圈(28)、孔用弹性挡圈(29)、两个轴承(6)、三个第一销轴(7)、三个第一轴用弹性挡圈(8)、三个支架(9)、三个间隔套(10)、三个第二销轴(11)、三个第二轴用弹性挡圈(12)、三个滚轮(13)、三个滑块(14)、三个内六角螺钉(16)和三个锁爪(17)，主动上盘(23)上设有与三个定位销(25)一一正对的三个定位销孔(23-1)，主动上盘(23)与主动下盘(3)上下平行设置，三个支架(9)沿同一圆周均布设置在主动上盘(23)与主动下盘(3)之间，每个支架(9)的上端通过内六角螺钉(16)与主动上盘(23)连接，每个支架(9)的下端带有螺纹通过螺母(2)与主动下盘(3)连接，步进电机(1)固定于主动下盘(3)的中心处，步进电机(1)的输出轴与丝杠(26)连接，固定于主动下盘(3)上的轴承座(4)、两个轴承(6)、第三轴用弹性挡圈(28)和孔用弹性挡圈(29)一起组成了丝杠(26)的下端支撑，丝杠(26)的上端通过主动上盘(23)的中心孔(23-2)内的扶正套(24)支撑，开关触销(21)与主动上盘(23)的中心孔(23-2)螺纹连接，螺纹升降盘(27)旋于丝杠(26)上，滚轮(13)套装在间隔套(10)上并置于滑块(14)的滑道(14-1)内，滑块(14)设置在支架(9)的支架槽(9-1)内，间隔套(10)和滑块(14)通过第二销轴(11)和第二轴用弹性挡圈(12)与支架(9)铰接，每个锁爪(17)的下端穿过滑道(14-1)并通过第一销轴(7)和第一轴用弹性挡圈(8)与螺纹升降盘(27)铰接，锁爪(17)与滚轮(13)的表面接触，每个锁爪(17)的上端位于相应的V型定位槽(32)内。

2.根据权利要求1所述一种小型航天器对接机构，其特征在于：所述被动下盘(18)、被动上盘(20)、主动下盘(3)与主动上盘(23)均同轴设置。

3.根据权利要求1或2所述一种小型航天器对接机构，其特征在于：所述被动上盘(20)的直径与被动下盘(18)的直径相等设置。

4.根据权利要求3所述一种小型航天器对接机构，其特征在于：所述主动上盘(23)的直径与被动下盘(18)的直径相等设置。

5.根据权利要求1、2或4所述一种小型航天器对接机构，其特征在于：所述被动上盘(20)上设有与三个V型定位槽(32)正对的三个被动上盘直端面(20-1)。

6.根据权利要求5所述一种小型航天器对接机构，其特征在于：所述被动下盘(18)上设有与三个被动上盘直端面(20-1)正对的三个被动下盘直端面(18-1)。

7.根据权利要求6所述一种小型航天器对接机构，其特征在于：所述主动上盘(23)上设有与三个被动下盘直端面(18-1)正对的主动上盘直端面(23-3)。

8.根据权利要求1、2、4、6或7所述一种小型航天器对接机构，其特征在于：所述支架(9)上设有长孔(9-2)。

9.根据权利要求8所述一种小型航天器对接机构，其特征在于：所述主动连接机构还包括导向杆(15)，导向杆(15)穿过螺纹升降盘(27)，导向杆(15)的上端与主动上盘(23)连接，导向杆(15)的下端与主动下盘(3)连接。

10.根据权利要求9所述一种小型航天器对接机构，其特征在于：所述主动连接机构还包括联轴器(5)，联轴器(5)设置在步进电机(1)的输出轴与丝杠(26)之间。