CN107458628A - 载人航天器的载荷转移机构 - Google Patents
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Abstract
本发明提供载人航天器的载荷转移机构，包括：伸缩机构、旋转机构、位置调整机构以及至少一套发射段锁定装置，其中，所述伸缩机构通过安装法兰与所述旋转机构固定连接，所述位置调整机构直接镶嵌于伸缩机构上方，所述旋转机构安装底座可与舱体安装面固定连接，发射段锁紧装置分别与伸缩机构和舱体安装面固定连接。本发明的载人航天器的载荷转移机构，具有大行程、精度高、可靠性高的特点，可对试验载荷进出密封舱，在轨运输、维修更换设备、卫星释放等空间任务提供转移平台。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及用于载人航天器的载荷转移机构。
背景技术
随着深空探测、空间运输、载人航天等航天技术的深入发展，对航天器在轨转移货物、释放卫星、在轨试验等功能提出了更高要求，需要一种大行程、高精度、高可靠的载荷转移设备。
目前，公知的希望号实验舱内部的载荷转移平台仅可实现轴线方向的转移载荷进出密封舱的功能。该设备无法满足在新型舱体构型内部使用的需求。
因此，需要提供一种载人航天器的载荷转移机构，具有大行程、精度高、可靠性高的特点，可对试验载荷进出密封舱，在轨运输、维修更换设备、卫星释放等空间任务提供转移平台。
发明内容
本发明解决的问题是，提供一种载人航天器的载荷转移机构，具有大行程、精度高、可靠性高的特点，可对试验载荷进出密封舱，在轨运输、维修更换设备、卫星释放等空间任务提供转移平台。
为了解决上述问题，本发明提供一种载人航天器的载荷转移机构，包括：
伸缩机构、旋转机构、位置调整机构以及至少一套发射段锁定装置，其中，所述伸缩机构通过安装法兰与所述旋转机构固定连接，所述位置调整机构直接镶嵌于伸缩机构上方，所述旋转机构安装底座可与舱体安装面固定连接，发射段锁紧装置分别与伸缩机构和舱体安装面固定连接。
可选地，所述载荷转移机构具有发射段锁紧、大行程伸缩定位、高精度旋转定位、以及载荷位置动态可调功能。
可选地，所述伸缩结构能够大行程伸缩，且在任意位置可以实现定位锁定，所述伸缩机构包括底层组件、中层组件和上层组件，伸缩机构的动力源位于底层组件，通过底层组件的驱动带动中层组件动作，并通过绳轮机构实现中层组件与上层组件的联动。
可选地，所述底层组件与中层组件、中层组件与上层组件之间均通过滚子与平面长导轨配合的实现除伸缩方向外其余运动自由度的约束。
可选地，所述位置调整机构用于实现小范围运动调整，以适应对不同载荷安装位置的调整，所述位置调整机构由第一驱动机构、直线导轨副和载荷安装板组成；所述第一驱动机构壳体固连于所述的伸缩机构上方，所述第一驱动机构输出端与所述载荷安装板相连；直线导轨副的一端固连于所述的伸缩机构顶层壳体，另一端与所述载荷安装板相连；第一驱动机构在直线导轨副的辅助下实现所述载荷安装板的伸缩运动。
可选地，载荷安装板上留有载荷安装用螺母，可用于载荷的机械连接，同时位置调整机构上预留了多路电接口，可供载荷电连接。
可选地，所述发射段锁紧装置具有机构整体锁定功能，以提高机构在发射段的整体刚度，所述发射段锁紧装置包括第一上铰链、第二上铰链、第三上铰链、第四上铰链、第一下铰链、第二下铰链和支架；所述第二上铰链和第四上铰链分别与伸缩机构的底层组件和上层组件相连，第一下铰链和第二下铰链分别与舱体安装面相连，通过第一下铰链和第二下铰链内部的偏心装置实现支架对机构的锁紧。
可选地，所述旋转机构能够在0°～90°之间往复旋转，且在0°和90°位置可以实现定位锁定，所述旋转机构包括基座、90°分度机构、第二驱动机构三部分，第二驱动机构壳体与基座固连，第二驱动机构输出端与90°分度机构输入端相连，90°分度机构壳体与基座相连。
可选地，载荷转移机构入轨后由航天员在轨手动拆除发射段锁紧装置。载荷转移机构内部伸缩机构、旋转机构、位置调整机构内部的电机故障时能够进行在轨更换；所述位置调整机构内部载荷安装板上的螺母能够进行在轨更改；所述位置调整机构在轨使用期间，能够进行活动部件油脂补加操作。
可选地，所述载荷转移机构的工作温度范围-40℃～+60℃，单次最大在轨运输载荷重量400kg，机构最大伸出长度2400mm，机构旋转角度90°，载荷安装位置可调范围为500mm，机构到位精度Sφ15mm，机构伸出状态下可承受任意方向最大作用力为150N和作用力矩150Nm。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
本发明的载荷转移机构可以用于支持载人航天器实现试验载荷从舱内运送至舱外或从舱外运送至舱内。该机构可实现载荷沿舱体轴线方向进出密封舱，沿舱体径向进出真空环境。本发明拓展了载人航天器货物运输能力，提高了运输效率、灵活性和可靠性。
附图说明
图1为本发明的载荷转移机构整体构型示意图。
图2为本发明的载荷转移机构伸缩机构示意图。
图3为本发明的载荷转移机构位置调整机构示意图。
图4为本发明的载荷转移机构发射段锁紧装置示意图。
图5为本发明的载荷转移机构旋转机构示意图。
图6为本发明的载荷转移机构发射段锁定状态示意图。
图7为本发明的载荷转移机构入轨后解除锁定状态后收拢状态1示意图。
图8为本发明的载荷转移机构入轨后解除锁定状态后收拢状态2示意图。
图9为本发明的载荷转移机构伸出状态1示意图。
图10为本发明的载荷转移机构伸出状态2示意图。
具体实施方式
本发明提供的载人航天器的载荷转移机构，包括：
伸缩机构、旋转机构、位置调整机构以及至少一套发射段锁定装置，其中，所述伸缩机构通过安装法兰与所述旋转机构固定连接，所述位置调整机构直接镶嵌于伸缩机构上方，所述旋转机构安装底座可与舱体安装面固定连接，发射段锁紧装置分别与伸缩机构和舱体安装面固定连接。
下面结合实施例和附图对本发明的技术方案进行详细的说明。
本发明所述的载荷转移机构由一套伸缩机构1、一套位置调整机构2、两套发射段锁紧装置3、一套旋转机构4组成。伸缩机构1通过安装法兰与旋转机构4固连，位置调整机构2直接镶嵌于伸缩机构1最上层，旋转机构4安装基座可与舱体安装面5固定连接。发射段锁紧装置3分别与伸缩机构1和舱体安装面 5固定连接。
图2为本发明的载荷转移机构伸缩机构示意图。如图2所示，本发明所述的伸缩机构由底层组件101、中层组件102和上层组件103三部分组成，底层组件101、中层组件102和上层组件103通过绳轮机构104 相连，具有大行程伸缩的功能，且在任意位置可以实现定位锁定。伸缩机构的动力源位于底层组件101，通过底层组件101的驱动带动中层组件102动作，并通过绳轮机构104实现中层组件102与上层组件103 的联动。底层组件101与中层组件102、中层组件102与上层组件103之间均通过底层组件101和中层组件102上的滚子组件与中层组件102上的平面长导轨配合的实现除伸缩方向外其余运动自由度的约束。
图3为本发明的载荷转移机构位置调整机构示意图。如图3所示位置调整机构由第一驱动机构205、直线导轨副202和载荷安装板203组成，具有位置调整的功能，以适应对不同载荷安装位置的调整。第一驱动机构205壳体固连于所述的伸缩机构顶层壳体201，第一驱动机构205输出端与载荷安装板203相连。直线导轨副202一端固连于所述的伸缩机构顶层壳体201，一端与载荷安装板203相连。第一驱动机构205 在直线导轨副202的辅助下实现载荷安装板203的伸缩运动。载荷安装板203上留有载荷安装用螺母204，可用于载荷的机械连接，同时位置调整机构上预留了多路电接口，可供载荷电连接。
图4为本发明的载荷转移机构发射段锁紧装置示意图。发射段锁紧装置由第一上铰链304、第二上铰链305、第三上铰链306、第四上铰链307、第一下铰链301、第二下铰链302和支架303组成，具有机构整体锁定功能，提高机构在发射段的整体刚度。第二上铰链305和第四上铰链307分别与伸缩机构底层组件101和上层组件103相连，第一下铰链301和第二下铰链302分别与舱体安装面5相连，通过第一下铰链301和第二下铰链302内部的偏心装置实现支架303对载荷转移机构的锁紧。
图5为本发明的载荷转移机构旋转机构示意图。旋转机构由基座401、90°分度机构402、第二驱动机构403三部分组成，具有在0°～90°之间往复旋转的功能，且在0°和90°位置可以实现精确定位锁定。第二驱动机构403壳体与基座401固连，第二驱动机构403输出端与90°分度机构402输入端相连，90°分度机构402壳体与基座401相连。
图6为本发明的载荷转移机构发射段锁定状态示意图。载荷转移机构在发射段处于锁定状态，使机构提高整体连接刚度的同时，能够克服发射段的载荷。
图7为本发明的载荷转移机构入轨后解除锁定状态后收拢状态1示意图。载荷转移机构发射入轨后，由航天员手动拆除发射段锁紧装置，使机构处于待用状态。
图8为本发明的载荷转移机构入轨后解除锁定状态后收拢状态2示意图。载荷转移机构在使用过程中，当收到将载荷旋转90°指令后，机构从收拢状态1旋转90°至收拢状态2。
图9为本发明的载荷转移机构伸出状态1示意图。图10为本发明的载荷转移机构伸出状态2示意图。载荷转移机构在使用过程中，当收到将载荷伸出指令后，机构从收拢状态1运动至伸出状态1或从收拢状态2运动至伸出状态2。
载荷转移机构入轨后由航天员在轨手动拆除发射段锁紧装置3。载荷转移机构内部伸缩机构1、旋转机构4、位置调整机构2内部的电机故障时可由航天员在轨更换。位置调整机构2载荷安装板203上的螺母204可由航天员在轨更换。机构在轨使用期间，可以由航天员定期对中层组件102上的导轨、底层组件 101中的丝杠、第一驱动机构205中的丝杠、直线导轨副202等活动部件进行油脂补加操作。
本发明载荷转移机构可以实现：工作温度范围-40℃～+60℃，单次最大在轨运输载荷重量400kg，机构最大伸出长度2400mm，机构旋转角度90°，载荷安装位置可调范围500mm，机构到位精度Sφ15mm，机构伸出状态下可承受任意方向最大作用力为150N和作用力矩150Nm。
综上,本发明提供的载人航天器载荷转移机构，具有结构简单、功能独立、可靠性高、可维修性强等特点。可以满足对不同大小载荷的运输的需求。
因此，上述较佳实施例仅为说明本发明的技术构思及特点，其目的在于让熟悉此项技术的人士能够了解本发明的内容并据以实施，并不能以此限制本发明的保护范围。凡根据本发明精神实质所作的等效变化或修饰，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种载人航天器的载荷转移机构，其特征在于，包括：
伸缩机构、旋转机构、位置调整机构以及至少一套发射段锁定装置，其中，所述伸缩机构通过安装法兰与所述旋转机构固定连接，所述位置调整机构直接镶嵌于伸缩机构上方，所述旋转机构安装底座可与舱体安装面固定连接，发射段锁紧装置分别与伸缩机构和舱体安装面固定连接。
2.如权利要求1所述的载人航天器的载荷转移机构，其特征在于，所述载荷转移机构能够进行发射段锁紧、大行程伸缩定位、高精度旋转定位、以及载荷位置动态可调。
3.如权利要求1所述的载人航天器的载荷转移机构，其特征在于，所述伸缩结构能够大行程伸缩，且在任意位置可以实现定位锁定，所述伸缩机构包括底层组件、中层组件和上层组件，伸缩机构的动力源位于底层组件，通过底层组件的驱动带动中层组件动作，并通过绳轮机构实现中层组件与上层组件的联动。
4.如权利要求3所述的载人航天器的载荷转移机构，其特征在于，所述底层组件与中层组件、中层组件与上层组件之间均通过滚子与平面长导轨配合的实现除伸缩方向外其余运动自由度的约束。
5.如权利要求1所述的载人航天器的载荷转移机构，其特征在于，所述位置调整机构用于实现小范围运动调整，以适应对不同载荷安装位置的调整，所述位置调整机构由第一驱动机构、直线导轨副和载荷安装板组成；所述第一驱动机构壳体固连于所述的伸缩机构上方，所述第一驱动机构输出端与所述载荷安装板相连；直线导轨副的一端固连于所述的伸缩机构顶层壳体，另一端与所述载荷安装板相连；第一驱动机构在直线导轨副的辅助下实现所述载荷安装板的伸缩运动。
6.如权利要求5所述的载人航天器的载荷转移机构，其特征在于，所述载荷安装板上留有载荷安装用螺母，用于载荷的机械连接；所述位置调整机构上预留多路电接口，用于载荷电连接。
7.如权利要求1所述的载人航天器的载荷转移机构，其特征在于，所述发射段锁紧装置具有机构整体锁定功能，以提高机构在发射段的整体刚度，所述发射段锁紧装置包括第一上铰链、第二上铰链、第三上铰链、第四上铰链、第一下铰链、第二下铰链和支架；所述第二上铰链和第四上铰链分别与伸缩机构的底层组件和上层组件相连，第一下铰链和第二下铰链分别与舱体安装面相连，通过第一下铰链和第二下铰链内部的偏心装置实现支架对机构的锁紧。
8.如权利要求7所述的载人航天器的载荷转移机构，其特征在于，所述旋转机构能够在0°～90°之间往复旋转，且在0°和90°位置实现定位锁定，所述旋转机构包括基座、90°分度机构、第二驱动机构，第二驱动机构壳体与基座固连，第二驱动机构输出端与90°分度机构输入端相连，90°分度机构壳体与基座相连。
9.如权利要求1所述的载人航天器的载荷转移机构，其特征在于，载荷转移机构入轨后，所述发射段锁紧装置以手动方式拆除；载荷转移机构内部伸缩机构、旋转机构、位置调整机构内部的电机故障时能够进行在轨更换；所述位置调整机构内部载荷安装板上的螺母能够进行在轨更改；所述位置调整机构在轨使用期间，能够进行活动部件油脂补加操作。
10.如权利要求1所述的载人航天器的载荷转移机构，其特征在于，所述载荷转移机构的工作温度范围-40℃～+60℃，单次最大在轨运输载荷重量400kg，机构最大伸出长度2400mm，机构旋转角度90°，载荷安装位置可调范围为500mm，机构到位精度Sφ15mm，机构伸出状态下可承受任意方向最大作用力为150N和作用力矩150Nm。
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