CN103935530A - 一种利用涡卷发条的卫星消旋装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种利用涡卷发条的卫星消旋装置，涡卷发条安装在涡卷发条盒内，涡卷发条的中心起点与转轴固定连接，涡卷发条的末端点与外壳固定连接；转轴一端与在轨操作机械臂顶端固件轴承连接并安装一个抱紧锁死装置，转轴另一端与卫星捕抓平台底座销接并安装一个抱紧锁死装置和角速度敏感器。本发明结构简单，质量轻，可靠性高，工作时不需要消耗能量就可实现在捕捉目标卫星过程中消除其自旋。

Description

一种利用涡卷发条的卫星消旋装置

技术领域

本发明涉及一种卫星消旋装置。

背景技术

随着航天器自主交会技术、微电子技术、空间机器人技术等航天技术的不断发展，使空间航天器具备了超越以往概念的在轨高机动性、高灵活性，功能多样性、复杂性，这使航天器在轨操作技术逐渐成为各国关注的一个技术领域。

同时，随着人类航天技术的不断发展，在轨运行的人造航天器数量也不断增加，人造航天器的设计寿命有一定限制，携带燃料质量受到运载能力限制，某些零部件还存在随时损坏失效或需要升级改装的可能，出于成本的考虑，对在轨运行的合作航天器进行维修、燃料加注与改装成为了现今航天领域必须要面对的一个问题。

出于刚体动力学的考虑，大部分在轨运行的航天器都采用了自旋稳定系统或者双自旋稳定系统，即航天器绕自旋轴存在转动角速度，这对航天器的在轨操作带来困难。以往的想法是通过电机消耗电能产生反向力矩来抵消航天器的自旋角速度，具有质量大，消耗电能的缺点，为在轨操作卫星的结构设计与质量安排带来困难。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种利用涡卷发条的卫星消旋装置，运用简单的机械构件，在捕抓时让航天器自旋的机械能转化为涡卷发条的弹性势能，释放时则将涡卷发条的弹性势能转化为目标航天器自旋的机械能，即可实现捕抓时对自旋航天器的消旋以及释放合作航天器时回复自旋角速度的目的。对目标航天器的形状无特定要求，只要符合捕抓方向与目标航天器自旋矢量同向且目标航天器自旋所包含的机械能在涡卷发条的可承受范围内即可，具有可重复使用、不损耗工质与能量、操作灵活、质量轻等特点。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：包括转轴、抱紧锁死装置、角速度敏感器、卫星捕抓平台底座、在轨操作机械臂顶端固件、涡卷发条和涡卷发条盒；所述的涡卷发条安装在涡卷发条盒内，涡卷发条的中心起点与转轴固定连接，涡卷发条的末端点与涡卷发条盒固定连接；所述转轴的一端与在轨操作机械臂顶端固件通过轴承连接，转轴另一端与卫星捕抓平台底座通过销键连接；所述涡卷发条盒与在轨操作机械臂顶部固件之间安装一个抱紧锁死装置，涡卷发条盒与卫星捕抓平台底座之间安装另一个抱紧锁死装置和角速度敏感器，角速度敏感器测量卫星捕抓平台底座旋转角速度，当转轴角速度为零时启动两个抱紧锁死装置，当操作完成后则松开抱紧锁死装置。

若干个涡卷发条盒同轴安装，各个涡卷发条盒与在轨操作机械臂顶部固件通过固定杆件固定连接。

所述的涡卷发条盒外壳为中空圆柱形金属结构，直径为80cm，高为10cm，外壳两个端面的中间开有通孔，转轴穿过通孔且通过滚珠轴承连接涡卷发条盒外壳。

所述转轴的直径为10cm。

所述涡卷发条的宽度比涡卷发条盒外壳高度小1cm。

本发明的有益效果是：消旋装置结构简单，质量轻，可靠性高，工作时不需要消耗能量就可实现在捕捉目标卫星过程中消除其自旋，为随后的在轨操作提供便利，释放目标卫星时，可以根据任务需求，恢复目标卫星的自旋运动。

附图说明

图1是本发明的结构示意图；

图2是在轨操作卫星的捕抓平台准备捕获目标卫星示意图；

图3是机械爪抓住目标航天器后带动本装置转动示意图；

图4是本发明完全吸收目标航天器机械能并停止转动示意图；

图5是释放前恢复目标航天器自旋角速度示意图；

图中，1.转轴，2.紧固件，3.卫星捕抓平台底座，4.转速敏感器，5.涡卷发条，6.涡卷发条盒外壳，7.在轨操作机械臂顶端固件，8.抱紧锁死装置(二)，9.涡卷发条与转轴连接部位，10.抱紧锁死装置(一)，11.轴销，12.固定连接杆件，13.卫星消旋装置，14.机械臂，15.机械爪，16.目标航天器。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。

本发明组成部件包括转轴、两个抱紧锁死装置、角速度敏感器、卫星捕抓平台底座(对于合作航天器也可能是匹配的对接机构)、紧固件、固定连接杆件、在轨操作机械臂顶端固件、若干个涡卷发条和若干个涡卷发条盒外壳(具体数目依据任务要求与涡卷发条性能确定)；

涡卷发条盒外壳为圆柱形金属结构，直径为80cm，高为10cm，外壳上下面中间有两个同轴圆孔，供转轴通过，为减小转动摩擦，各个圆孔处安装滚珠轴承，若干个涡卷发条盒平行安置；

转轴直径为10cm，穿过所有涡卷发条盒且与各个涡卷发条盒间存在轴承连接；

涡卷发条平放在发条盒外壳内，涡卷发条的宽度比发条盒外壳高度小1cm，涡卷发条中心起点与转轴固定连接，涡卷发条外围末端点与外壳固定连接，当转轴正向转动时，涡卷发条吸收机械能，收缩并增加弹性势能，当涡卷发条释放能量，将弹性势能转化为机械能，带动转轴反向转动；

转轴底端与在轨操作机械臂顶端固件轴承连接，转轴上端与捕抓平台底座通过销键连接，二者同时转动或静止，转轴顶端与固定件固定连接，起到固定捕抓平台底座的作用；

底部涡卷发条盒外壳的下表面与在轨操作机械臂顶部固件之间安装抱紧锁死装置(二)，顶部涡卷发条盒外壳的上表面与捕抓平台底座之间安装抱紧锁死装置(一)和角速度敏感器，角速度敏感器测量卫星捕抓平台底座旋转角速度，并发送指令给抱紧刹车装置，后者可以停止转轴与卫星捕抓平台底座的转动。当涡卷发条将目标航天器自旋所包含的机械能完全转化为涡卷发条的弹性势能时即转轴角速度趋于零时启动两个抱紧锁死装置，防止涡卷发条立刻将弹性势能在转化为机械能，使目标航天器固定，给予操作时间，当操作完成后则松开抱紧锁死装置，恢复目标航天器自旋；

各个涡卷发条外壳侧面与在轨操作机械臂顶部固件通过固定杆件固定连接，保证各个涡卷发条外壳在工作过程中不会跟随转轴一起转动。

本发明工作流程如下：

首先，本发明底部在轨操作机械臂连接，顶部与卫星捕抓平台连接，构成完整的具有消旋功能的捕获机构；

其次，在轨操作卫星确定与目标航天器相对位置与姿态后，从目标航天器自旋角速度矢量的正向或负向接近，捕获机构伸出，此时，抱紧锁死装置出于松开状态不工作；

第三步，当卫星捕抓平台抓住目标卫星并形成固定连接时，随着目标航天器自旋，；捕抓平台底座与转轴一起开始转动，角速度敏感器开始工作，检测捕抓平台底座的角速度，同时，随着转轴的转动，涡卷发条开始收缩，将机械能转化为弹性势能；

第四步，随着机械能减少，转动角速度降低，当目标航天器停止自旋即捕抓平台底座趋于零时，角速度敏感器发出工作指令，使抱紧锁死装置工作，防止转轴反转，使目标航天器固定，此时在轨操作卫星则可以通过机械臂对目标航天器进行相应操作；

最后，当在轨操作卫星完成操作时，若需要让目标卫星恢复自旋，则令抱紧锁死装置松开，涡卷发条在弹性势能与惯性的作用下，使转轴带动目标航天器一起反转，将弹性势能转化为机械能，恢复目标航天器自旋，然后释放目标航天器，若不需要令目标航天器恢复自旋，直接释放目标航天器。

根据图1至图5所示，本发明装置顶端与一机械爪固定连接，底部与机械臂固定连接，三者合作实现对自旋目标卫星的捕捉及释放。涡卷发条盒外壳为圆柱形金属结构，直径为80cm，高为10cm，涡卷发条平放在发条盒外壳内，涡卷发条的宽度比发条盒外壳高度小1cm，涡卷发条中心起点与转轴固定连接，涡卷发条外围末端点与外壳固定连接，涡卷发条盒及涡卷发条的数量根据任务需求和涡卷发条性能确定；转轴底端与在轨操作机械臂顶端固件轴承连接，转轴上端与捕抓平台底座通过销键连接，二者同时转动或静止，转轴顶端与固定件固定连接，起到固定捕抓平台底座的作用；底部涡卷发条盒外壳的下表面与在轨操作机械臂顶部固件之间安装抱紧锁死装置(二)，顶部涡卷发条盒外壳的上表面与捕抓平台底座之间安装抱紧锁死装置(一)和角速度敏感器，；各个涡卷发条外壳侧面与在轨操作机械臂顶部固件通过固定杆件固定连接，保证各个涡卷发条外壳在工作过程中不会跟随转轴一起转动。

具体操作时，机械爪捕获目标卫星，带动转轴正向转动时，涡卷发条吸收机械能，收缩并增加弹性势能，当涡卷发条将目标航天器自旋所包含的机械能完全转化为涡卷发条的弹性势能时即转轴角速度趋于零时启动两个抱紧锁死装置，防止涡卷发条立刻将弹性势能在转化为机械能，使目标航天器固定，给予操作时间；当操作完成后若需要恢复目标卫星自旋，则松开抱紧锁死装置，涡卷发条带动转轴反向转动，将弹性势能转化为机械能，恢复目标航天器自旋。

Claims (5)

1.一种利用涡卷发条的卫星消旋装置，包括转轴、抱紧锁死装置、角速度敏感器、卫星捕抓平台底座、在轨操作机械臂顶端固件、涡卷发条和涡卷发条盒，其特征在于：所述的涡卷发条安装在涡卷发条盒内，涡卷发条的中心起点与转轴固定连接，涡卷发条的末端点与涡卷发条盒固定连接；所述转轴的一端与在轨操作机械臂顶端固件通过轴承连接，转轴另一端与卫星捕抓平台底座通过销键连接；所述涡卷发条盒与在轨操作机械臂顶部固件之间安装一个抱紧锁死装置，涡卷发条盒与卫星捕抓平台底座之间安装另一个抱紧锁死装置和角速度敏感器，角速度敏感器测量卫星捕抓平台底座旋转角速度，当转轴角速度为零时启动两个抱紧锁死装置，当操作完成后则松开抱紧锁死装置。

2.根据权利要求1所述的利用涡卷发条的卫星消旋装置，其特征在于：若干个涡卷发条盒同轴安装，各个涡卷发条盒与在轨操作机械臂顶部固件通过固定杆件固定连接。

3.根据权利要求1所述的利用涡卷发条的卫星消旋装置，其特征在于：所述的涡卷发条盒外壳为中空圆柱形金属结构，直径为80cm，高为10cm，外壳两个端面的中间开有通孔，转轴穿过通孔且通过滚珠轴承连接涡卷发条盒外壳。

4.根据权利要求1所述的利用涡卷发条的卫星消旋装置，其特征在于：所述转轴的直径为10cm。

5.根据权利要求1所述的利用涡卷发条的卫星消旋装置，其特征在于：所述涡卷发条的宽度比涡卷发条盒外壳高度小1cm。