CN104309819B - 一种内置铰链式空间舱门展收机构 - Google Patents

Abstract

一种内置铰链式空间舱门展收机构，驱动轴系(401)通过轴系支座(402)固连到舱门边界结构(1)上，凸轮摇臂(403)的两端分别与驱动轴系(401)和连杆(404)铰接，连杆(404)的另一端与舱门连杆支座(405)通过铰接，舱门连杆支座(405)与舱门固连。凸轮摇臂(403)上设有凸轮槽，滑杆支座(407)固定在舱门边界结构(1)上，滑杆支座(407)与直线滑杆(406)配合形成直线运动副；直线滑杆(406)通过销钉轴(409)与所述凸轮槽连接，凸轮槽与直线滑杆(406)、滑杆支座(407)、舱门铰链轴(408)、销钉轴(409)构成凸轮机构。本发明通过将舱门铰链布置在防热层内部，利用连杆和凸轮的复合运动机构，避免了结构干涉。

Description

一种内置铰链式空间舱门展收机构

技术领域

本发明属于机械领域，涉及一种空间舱门展收机构，用于完成航天飞机对开式舱门的开闭动作。

背景技术

航天飞机一般会在有效载荷舱内装载一定数量的有效载荷执行预定任务，要求在太空中打开有效载荷舱门，释放有效载荷，在机动时关闭舱门，并且多次可重复使用。如美国的航天飞机、X-37B等飞行器通过展收机构执行有效载荷舱门的打开和关闭动作。

航天飞机外表面一般会设计一层热防护外壳，避免飞行器再入返回大气层时发生烧蚀。航天飞机有效载荷舱门外层热防护结构是保证舱门结构与机构工作的必要部件，但是现有的航天飞机及X37B等飞行器在设计舱门展收机构时，为避免舱门打开过程中，热防护层及周围结构互相干涉，将其舱门铰链布置在飞行器外表面，从而使得外置铰链面临严酷的高温热环境，使其热防护设计非常困难，并带来一定的安全风险。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于航天飞机对开式舱门开闭动作的舱门展收机构，并将舱门铰链布置到热防护层内部，解决航天飞机有效载荷舱门的开闭和铰链热防护问题，内置铰链式的舱门展收机构设计，在保证舱门正常开闭动作的前提下有效简化了铰链的热防护问题，同时通过巧妙的机构运动原理设计，避免了热防护层及周围结构的互相干涉。

本发明的技术解决方案是：一种内置铰链式空间舱门展收机构，用于对开式舱门中单个舱门的开闭动作，包括驱动轴系、轴系支座、凸轮摇臂、连杆、舱门连杆支座、直线滑杆、滑杆支座、舱门铰链轴和销钉轴；驱动轴系通过轴系支座固连到舱门边界结构上，凸轮摇臂的一端与驱动轴系通过深沟球轴承铰接，凸轮摇臂的另一端与连杆的一端通过关节轴承铰接，连杆的另一端与舱门连杆支座通过关节轴承铰接，舱门连杆支座与对应的舱门固连；凸轮摇臂上设有凸轮槽，滑杆支座固定在舱门边界结构上，滑杆支座上设有配合圆孔并与直线滑杆的外圆配合形成直线运动副；直线滑杆的一端固连有销钉轴并通过销钉轴与所述凸轮槽连接，当凸轮摇臂在驱动轴系的作用下转动时，销钉轴在所述凸轮槽内滑动并将运动传递到直线滑杆上；直线滑杆的另一端为支耳结构，所述支耳结构通过内嵌的关节轴承与舱门铰链轴铰接，舱门铰链轴与单个舱门固连，使得单个舱门绕舱门铰链轴的轴线进行旋转，并在直线滑杆的推动下，使单个舱门随舱门铰链轴作平移运动，所述凸轮槽与直线滑杆、滑杆支座、舱门铰链轴、销钉轴构成凸轮机构。

所述的凸轮槽的中心线由BC直线段和AB圆弧段组成，其中AB圆弧段的圆心位于驱动轴系的轴线上。

所述的舱门边界结构固连在航天飞机机体上，包括两根对称布置的沿机体纵向延伸的通梁，两根通梁在有效载荷舱边界除分别与圆弧形框结构相连。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明展收机构采用连杆与凸轮原理实现舱门平动与旋转的复合运动，舱门铰链布置在舱门外边界之内，结构紧凑，运动设计巧妙，运动过程中能有效防止舱门热防护结构及周围结构的互相干涉，有效降低了舱门外层热防护结构的设计难度和故障风险。凸轮摇臂、直线滑杆、滑杆支座、舱门铰链轴、销钉轴构成典型的凸轮机构，使得舱门在打开过程中其舱门铰链轴向外平移，且凸轮机构不需要额外的动力源，简单可靠。本发明机构可在轨重复使用，与舱门锁配合，能在发射、飞行、返回过程中对舱内载荷进行有效保护，对航天飞机再入飞行阶段的风险控制和机构可靠性具有重要的意义。

附图说明

图1为本发明舱门关闭状态示意图；

图2为本发明舱门打开状态示意图；

图3为本发明舱门边界结构示意图；

图4为本发明内置铰链舱门展收机构组成图一；

图5为本发明内置铰链舱门展收机构组成图二；

图6为本发明直线滑杆与销钉轴连接示意图；

图7为本发明凸轮槽形状示意图；

图8为本发明舱门铰链轴的轴线随舱门转角的位移曲线；

图9为本发明舱门展收机构工作示意图。

具体实施方式

如图1、图2所示，本发明主要涉及舱门边界结构1、左舱门2、右舱门3和四套对称布置的舱门展收机构4。图1为两扇舱门处于关闭状态示意图，图2为在本发明展收机构作用下，两扇舱门被打开状态的示意图。

图3为两扇舱门及本发明展收机构连接安装的边界结构示意图。舱门边界结构1属于空间飞行器机体结构的一部分，与本发明展收机构的驱动轴系401、轴系支座402固连，在两扇舱门打开时，本发明展收机构和两扇舱门均相对舱门边界结构1产生运动。

左舱门2和右舱门3对称布置，每扇舱门两端对称布置两套舱门展收机构4，共同驱动所属舱门打开和关闭动作。舱门展收机构4与对应的舱门构成活动件，在关闭状态，左舱门2和右舱门3均与舱门边界结构1的弧形框表面搭接并贴合，两扇舱门独立运动。每扇舱门各自的两套舱门展收机构为前后对称结构件，左舱门2和右舱门3的展收机构为左右对称结构件。

如图4、图5所示，本发明舱门展收机构4包括驱动轴系401、轴系支座402、凸轮摇臂403、连杆404、舱门连杆支座405、直线滑杆406、滑杆支座407、舱门铰链轴408、销钉轴409。驱动轴系401通过轴系支座402固连到舱门边界结构1上，通过驱动轴系401提供动力源。凸轮摇臂403的一端与驱动轴系401通过一对深沟球轴承铰接，凸轮摇臂403的另一端与连杆404的一端通过关节轴承铰接，连杆404的另一端与舱门连杆支座405通过关节轴承铰接，连杆支座405与对应的舱门固连。

凸轮摇臂403上设计有凸轮槽，与直线滑杆406、滑杆支座407、舱门铰链轴408、销钉轴409构成典型凸轮机构。滑杆支座407直接固定到舱门边界结构1上，其上设计有配合圆孔，与直线滑杆406的外圆配合形成直线运动副，约束直线滑杆406只能沿其轴线滑动。如图6所示，直线滑杆406的一端固连有销钉轴409，通过销钉轴409与凸轮摇臂403上的凸轮槽连接，当凸轮摇臂403运动时，销钉轴409在所述凸轮槽内滑动，将运动传递到直线滑杆406上。直线滑杆406的另一端为支耳结构，内嵌关节轴承与舱门铰链轴408铰接，舱门铰链轴408与左舱门2或右舱门3固连，使得左舱门2或右舱门3可以绕舱门铰链轴408的轴线进行旋转，并在直线滑杆406的推动下，使左舱门2或右舱门3随舱门铰链轴408作平移运动。

凸轮摇臂403上的凸轮槽设计如图7所示，凸轮槽中心线由BC直线段和AB圆弧段组成，其中AB圆弧段的圆心位于驱动轴系401的轴线上，在上述凸轮槽的约束下，舱门在打开过程中，舱门铰链轴408的轴线垂直于图7所示坐标系的YOZ平面沿Z轴作平移运动。图7中的凸轮槽中心线上的节点A、B、C对应图8中位移曲线上标识的A、B、C三点。即图7中销钉轴409在凸轮槽内由C点运动到B点时，对应的舱门铰链轴408的轴线沿Z轴向+Z方向作平移运动，其位移曲线对应图8中由C点到B点的曲线段；图7中销钉轴409在凸轮槽内由B点运动到A点时，对应的舱门铰链轴408的轴线位置不动，维持轴线在B点的状态，其位移曲线对应图8中由B点到A点的曲线段。舱门关闭时过程相反。

图9为本发明展收机构的工作示意图，图中虚线状态为舱门打开状态机构所处状态。本发明的工作过程如下：

左舱门2或右舱门3关闭时，舱门铰链轴408在舱门外边界之内，为内置式布局，舱门外边界与周围结构边界平滑过渡，无突出，外层覆有热防护外壳，有效避免了航天飞机再入大气层过程中的铰链热防护问题。同时，在直线滑杆406的推动下舱门铰链轴408可沿直线滑杆406的轴线向外侧移动，使得舱门在打开过程中不会与周围结构发生干涉。

舱门关闭时，左舱门2、右舱门3分别与舱门边界结构1的弧形表面搭接并贴合。在舱门打开时，同侧两套舱门展收机构4同时启动，同步推动所属舱门打开。左舱门2和右舱门3依靠各自的舱门展收机构4独立工作。

单侧舱门打开时，其舱门展收机构4的工作过程为：驱动轴系401驱动凸轮摇臂403绕其轴线旋转，凸轮摇臂403旋转过程中推动连杆404，将运动传递到与舱门固连的连杆支座405上，从而带动舱门绕舱门铰链轴408旋转执行打开动作，在此过程中，嵌入到凸轮摇臂403中的销钉轴409沿凸轮槽滑动，驱动直线滑杆406沿滑杆支座407约束的方向作平移运动，通过直线滑杆406将舱门铰链轴408向外推出。最终，舱门在打开初始过程中将一边向外侧平移，一边绕舱门铰链轴408的轴线旋转，当舱门铰链轴408的轴线由图8中C点位置平移到B点位置时，舱门铰链轴408停止平移，此时，舱门继续绕舱门铰链轴408的轴线旋转打开，直到舱门角度达到图8中A点对应的舱门角度即完成打开动作。

单侧舱门关闭时，其舱门展收机构工作过程与打开过程相反：驱动轴系401驱动凸轮摇臂403绕其轴线旋转，凸轮摇臂403旋转过程中拉动连杆404，将运动传递到与舱门固连的连杆支座405上，从而带动舱门绕舱门铰链轴408旋转执行关闭动作，在此过程中，凸轮摇臂403通过其上的凸轮槽约束，使销钉轴409沿凸轮槽滑动，拉动直线滑杆406沿滑杆支座407约束的方向作平移运动，通过直线滑杆406将舱门铰链轴408向内拉回。因此，舱门在关闭初始过程中先单独旋转，当关闭到图8中B点对应舱门角度时，舱门铰链轴408开始向-Z轴作平移运动，其平移曲线为图8中对应的由B点到C点的曲线段，在此过程中舱门继续绕舱门铰链轴408旋转直至关闭。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (3)

1.一种内置铰链式空间舱门展收机构，用于对开式舱门中单个舱门的开闭动作，其特征在于：包括驱动轴系(401)、轴系支座(402)、凸轮摇臂(403)、连杆(404)、舱门连杆支座(405)、直线滑杆(406)、滑杆支座(407)、舱门铰链轴(408)和销钉轴(409)；驱动轴系(401)通过轴系支座(402)固连到舱门边界结构(1)上，凸轮摇臂(403)的一端与驱动轴系(401)通过深沟球轴承铰接，凸轮摇臂(403)的另一端与连杆(404)的一端通过关节轴承铰接，连杆(404)的另一端与舱门连杆支座(405)通过关节轴承铰接，舱门连杆支座(405)与对应的舱门固连；凸轮摇臂(403)上设有凸轮槽，滑杆支座(407)固定在舱门边界结构(1)上，滑杆支座(407)上设有配合圆孔并与直线滑杆(406)的外圆配合形成直线运动副；直线滑杆(406)的一端固连有销钉轴(409)并通过销钉轴(409)与所述凸轮槽连接，当凸轮摇臂(403)在驱动轴系的作用下转动时，销钉轴(409)在所述凸轮槽内滑动并将运动传递到直线滑杆(406)上；直线滑杆(406)的另一端为支耳结构，所述支耳结构通过内嵌的关节轴承与舱门铰链轴(408)铰接，舱门铰链轴(408)与单个舱门固连，使得单个舱门绕舱门铰链轴(408)的轴线进行旋转，并在直线滑杆(406)的推动下，使单个舱门随舱门铰链轴(408)作平移运动，所述凸轮槽与直线滑杆(406)、滑杆支座(407)、舱门铰链轴(408)、销钉轴(409)构成凸轮机构。

2.根据权利要求1所述的一种内置铰链式空间舱门展收机构，其特征在于：所述的凸轮槽的中心线由BC直线段和AB圆弧段组成，其中AB圆弧段的圆心位于驱动轴系(401)的轴线上。

3.根据权利要求1所述的一种内置铰链式空间舱门展收机构，其特征在于：所述的舱门边界结构(1)固连在航天飞机机体上，包括两根对称布置的沿机体纵向延伸的通梁，两根通梁在有效载荷舱边界处分别与圆弧形框结构相连。