CN110487131B - 一种航天运输器用栅格舵展开锁定机构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航天运输器用栅格舵展开锁定机构，利用平面蜗卷弹簧驱动栅格舵展开，利用支撑筋端部的锁定平面与底座上的锁定平面配合作用、通过机械限位实现正向锁定，利用锁定杆组件与支撑筋内腔中的锁定轨迹面配合作用、通过自锁原理实现反向锁定。本发明可实现驱动收拢的栅格舵展开并锁定，具备结构简单、展开可靠、锁定刚度高以及承载能力强等有益效果，可应用于航天运输器栅格舵的展开锁定，并且为实现航天运输器落区控制和定点回收提供了技术保障。

Description

一种航天运输器用栅格舵展开锁定机构

技术领域

本发明涉及航天运输器机构技术领域，具体涉及一种适用于落区可控航天运输器的栅格舵展开锁定机构。

背景技术

目前，我国运载火箭尚不具备子级落区控制能力，一子级落区散布范围一般宽30公里，长50～70公里。当前每年执行20～30余次航天发射任务，每次均需疏散数万群众，子级残骸砸毁房屋、高压线、农田、高速公路等民用设施，污染水源，给落区群众的生命财产安全带来严重危害，扰乱正常生活生产秩序。此外，残骸搜索和失控时间较长，给当地政府和军分区带来极大处置难度。因此，迫切需要从技术上快速高效地解决落区安全问题。

在运载火箭一子级级间段上安装栅格舵结构系统，是一种实现子级落区控制和定点回收的有效途径。在运载火箭主动上升飞行段，栅格舵处于收拢状态，即贴合箭体，以减少上升段飞行阻力；在运载火箭子级返回段，栅格舵处于展开状态，通过其气动外形影响高速下落子级的空气动力特性，从而改变子级下落的动力学参数，进而达到子级落区控制的目的。

栅格舵展开锁定机构用于驱动收拢的栅格舵展开、实现有效锁定，并承受子级返回段的气动力载荷。目前，国内配备了栅格舵的火箭主要是中国航天科工集团第四研究院的快舟系列固体火箭，以及中国航天科技集团第一研究院CZ-2F的逃逸塔等；但是，这些栅格舵主要用于火箭主动飞行段的姿态控制，与实现火箭子级落区控制的栅格舵相比，其展开机构承载能力差距较大。国外配备了栅格舵的火箭主要是美国SpaceX公司的猎鹰系列重复使用运载火箭，与本发明采用无源机构驱动栅格舵展开不同，猎鹰系列重复使用运载火箭采用有源机构驱动栅格舵展开。

综上所述，目前未发现与本发明类似的相关技术说明或报道。

发明内容

本发明旨在解决落区可控航天运输器的栅格舵展开锁定问题，提供一种适用于落区可控航天运输器的栅格舵展开锁定机构。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：

提供一种航天运输器用栅格舵展开锁定机构，包括底座、平面蜗卷弹簧、转轴组件、支撑筋以及锁定杆组件；

所述底座固定至航天运输器；栅格舵的两端分别通过转轴组件连接至所述底座；平面蜗卷弹簧内端固定至所述转轴组件，外端固定至底座；支撑筋固定在栅格舵底端；

当栅格舵在收拢位置，压紧释放装置将栅格舵约束至航天运输器，平面蜗卷弹簧处于预紧状态；当压紧释放装置解除对栅格舵的约束，栅格舵在平面蜗卷弹簧的驱动力矩作用下，相对于底座沿展开方向转动；当栅格舵展开到位时，支撑筋端部的锁定平面与底座上的锁定平面配合作用实现正向锁定，锁定杆与支撑筋内腔的锁定轨迹面配合作用实现反向锁定。

优选的，转轴组件包括转轴以及关节轴承；转轴以及关节轴承内圈固定至栅格舵，关节轴承外圈固定至底座。

优选的，平面蜗卷弹簧内端通过弹簧内端固定件连接至花键轴，花键轴与转轴固连，弹簧内端固定件与花键轴之间通过花键连接，能够通过所述花键调节相对相位角度，进而调节平面蜗卷弹簧的预扭角度和预紧力矩。

优选的，支撑筋设置锁定轨迹面，在栅格舵展开的过程中锁定杆组件端部沿锁定轨迹面运动，最终达到锁定位置。

优选的，锁定杆组件包括支座、轴、锁定轴、滚轮、锁定杆以及扭簧；支座固定至底座，锁定杆通过轴连接至支座，并能绕轴自由转动；滚轮通过锁定轴连接至锁定杆，并能绕锁定轴自由转动；扭簧的固定端固定至支座，摆臂端与锁定杆同步转动；当栅格舵在收拢位置，锁定杆在扭簧的作用下压紧在支座的限位面上；当栅格舵展开至设定角度后，支撑筋的锁定轨迹面与滚轮接触，并驱动锁定杆克服扭簧力矩绕轴转动，同时滚轮沿锁定轨迹面滚动；当栅格舵展开到位后，锁定杆在扭簧力矩作用下回转，并带动滚轮滚动至支撑筋锁定轨迹面的锁定位置，通过自锁原理实现反向锁定。

优选的，当栅格舵展开到位时，支撑筋端部的锁定平面与底座上的锁定平面配合限位。

优选的，还包括档杆，扭簧的固定端通过档杆约束在支座上。

优选的，支撑筋的锁定轨迹面包括由多个斜面和圆弧面光滑衔接组成，滚轮沿所述锁定轨迹面滚动时，依次通过斜面A、RX圆弧面、斜面B、RY圆弧面、RZ圆弧面，最终停在RZ圆弧面与其相切斜面C的切点位置，即锁定位置；栅格舵展开到位时，锁定轨迹面应满足如下几何关系：①RZ圆弧面的圆心与轴的轴心重合；②RZ等于轴与锁定轴的轴心距离减去滚轮半径；③RZ圆弧面之前的轨迹面上，各点到轴轴心的距离小于RZ，以保证滚轮能顺利通过；④RZ圆弧面之后的轨迹面上，各点到轴轴心的距离大于RZ，以保证滚轮在通过RZ圆弧面后停在锁定位置。

优选的，栅格舵展开到位后，轴和锁定轴的轴心连线与支撑筋的锁定轨迹面垂直，滚轮的外圆面与支撑筋的锁定轨迹面相切；当栅格舵受到反向转动的力矩载荷时，支撑筋受到锁定杆组件的约束力作用，所述约束力对栅格舵形成的力矩与其受到的反向转动力矩载荷抵消，进而实现栅格舵的反向锁定；同时，滚轮的受力方向主要沿轴轴心指向锁定轴轴心，无法使锁定杆克服扭簧力矩绕轴转动，进而保证滚轮始终处于支撑筋锁定轨迹面的锁定位置，使锁定杆组件实现自锁。

优选的，栅格舵展开锁定后，两处关节轴承以及支撑筋端部共同与底座配合作用，形成稳定的不共线三点支撑结构。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明可实现驱动收拢的栅格舵展开并锁定，具备结构简单、展开可靠、锁定刚度高以及承载能力强等有益效果。

(2)本发明采用不同锁定原理、通过产品不同部位分别实现正向锁定和反向锁定，既能保证较高的锁定刚度和承载能力，又能有效避免多处同时锁定带来的过约束问题；此外，可以根据不同要求分别设计正、反两方向的锁定刚度和承载能力，更有利于重量等资源的优化配置。

(3)本发明锁定杆组件设置滚轮结构，将局部的滑动摩擦转化为滚动摩擦，有效降低机构内阻，提高机构展开可靠性。

附图说明

图1是栅格舵展开锁定机构的结构组成主视图。

图2是栅格舵展开锁定机构的结构组成俯视图。

图3是栅格舵展开锁定机构驱动展开部分的立体示意图。

图4是栅格舵展开锁定机构锁定部分的立体示意图。

图5是弹簧内端固定件与花键轴之间的花键连接结构示意图。

图6是锁定杆组件的结构组成示意图。

图7是栅格舵在航天运输器上的安装布局示意图；其中(a)为栅格舵收拢状态示意图，(b)为栅格舵展开状态主视图(c)为栅格舵展开状态俯视图。

图8是栅格舵展开过程示意图，其中(a)为收拢位置(展开0°)，(b)为展开过程中(展开α°)，(c)为展开过程中(展开β°)，(d)为展开位置(展开90°)。

图9是支撑筋的锁定平面和锁定轨迹面结构示意图，其中(a)为立体视图，(b)为主视图。

图10是栅格舵(1)受外界环境中反向转动力矩载荷时的受力分析示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细的说明。

图1和图2是栅格舵展开锁定机构的结构组成示意图，图3和图4是栅格舵展开锁定机构的立体示意图。机构由栅格舵1、轴端挡圈2、转轴3、垫圈4、关节轴承5、底座6、轴承端盖7、平面蜗卷弹簧8、弹簧内端固定件9、花键轴10、弹簧外端固定件11、锁定杆组件12、支撑筋13、连接螺栓14等组成；所述的底座6与航天运输器结构外壁固连，栅格舵1、转轴3以及关节轴承5内圈通过垫圈4、轴端挡圈2固连为一体，关节轴承5外圈通过轴承端盖7安装在底座6的轴承安装孔内，转轴3可以相对于底座6自由转动，进而实现栅格舵1相对于底座6的转动；所述的平面蜗卷弹簧8是展开锁定机构的动力源，其内端固定在弹簧内端固定件9上，其外端固定在弹簧外端固定件11上，弹簧内端固定件9通过花键轴10与转轴3固连为一体，弹簧外端固定件11通过轴承端盖7与底座6固连为一体，当栅格舵1相对于底座6转动时，平面蜗卷弹簧8的内端相对于外端转动，完成弹性势能的储存或释放，进而实现驱动栅格舵1展开；所述的锁定杆组件12安装在底座6上，所述的支撑筋13通过连接螺栓14与栅格舵1固连，当栅格舵1展开到位时，支撑筋13端部的锁定平面与底座6上的锁定平面配合作用、通过机械限位实现正向锁定，支撑筋13内腔中凸起的锁定轨迹面与锁定杆组件12配合作用、通过自锁原理实现反向锁定。

图5是弹簧内端固定件9与花键轴10之间的花键连接结构示意图。利用平面蜗卷弹簧8作为驱动栅格舵1展开的动力源，平面蜗卷弹簧8的内端通过弹簧内端固定件9、花键轴10与转轴3固连为一体，弹簧内端固定件9与花键轴10之间通过花键连接、并可以通过所述花键调节相对相位角度，进而调节平面蜗卷弹簧8的预扭角度、预紧力矩，能够在不改变结构设计的前提下满足不同驱动力矩的需求。

图6是锁定杆组件12的结构组成示意图。锁定杆组件12由支座15、档杆16、扭簧17、锁定杆18、轴19、挡筒20、锁定轴21、滚轮A22、滚轮B23等组成；所述的支座15与底座6固连，轴19和档杆16分别与支座15固连，锁定杆18可在轴19上自由转动、并通过挡筒20实现轴向限位，锁定轴21可在锁定杆18上自由转动，滚轮A22和滚轮B23可在锁定轴21上自由转动，扭簧17的摆臂端与锁定杆18同步转动、固定端通过档杆16约束在支座15上。

图7是栅格舵1在航天运输器上的安装布局示意图，图8是栅格舵1展开过程示意图。当航天运输器处于主动上升飞行段，栅格舵1收拢并贴合于航天运输器结构外壁，通过压紧释放装置约束栅格舵1使其保持在收拢状态，平面蜗卷弹簧8储存足够的弹性势能；当航天运输器达到指定飞行高度，通过指令控制压紧释放装置中的火工品起爆，进而解除压紧释放装置对栅格舵1的约束作用，栅格舵1在平面蜗卷弹簧8的驱动力矩作用下，相对于底座6沿展开方向转动。在栅格舵1处于收拢位置、以及展开过程的初期时，锁定杆18在扭簧17力矩的作用下压紧在支座15的限位面上，滚轮A22、滚轮B23与支撑筋13不接触；在栅格舵1展开角度达到α°后，支撑筋13的锁定轨迹面与滚轮A22、滚轮B23接触，并推动锁定杆18、使其克服扭簧17力矩绕轴19转动，同时滚轮A22、滚轮B23贴紧支撑筋13的锁定轨迹面、并沿所述锁定轨迹面滚动；在栅格舵1展开达到90°时，支撑筋13端部的锁定平面与底座6上的锁定平面配合作用、通过机械限位实现正向锁定，同时滚轮A22、滚轮B23停在支撑筋13锁定轨迹面的锁定位置，通过自锁原理实现反向锁定。正向锁定指由收拢位置往展开位置转动方向的锁定，反向锁定指由展开位置往收拢位置转动方向的锁定。

图9是支撑筋13的锁定轨迹面结构示意图。支撑筋13内腔中有两组对称布置的锁定轨迹面，每组锁定轨迹面由一系列连续的斜面和圆弧面光滑衔接组成，滚轮A22、滚轮B23并沿所述锁定轨迹面滚动时，依次通过斜面A→RX圆弧面→斜面B→RY圆弧面→RZ圆弧面，最终停在RZ圆弧面与其相切斜面C的切点位置，即锁定位置；所述各斜面的角度以及各圆弧面的半径X、Y、Z可按需设计；栅格舵1展开到位时，RZ圆弧面的圆心与轴19的轴心重合，RZ圆弧面之前的轨迹面都设计在小于RZ圆弧面的范围内，使滚轮A22、滚轮B23能顺利通过；RZ圆弧面之后的轨迹面都设计在大于RZ圆弧面的范围外，使滚轮A22、滚轮B23在通过RZ圆弧面后，停在锁定位置。

图10是栅格舵1受外界环境中反向转动力矩载荷时的受力分析示意图。栅格舵1展开到位后，轴19和锁定轴21的轴心连线与支撑筋13的锁定轨迹面垂直，滚轮A22、滚轮B23的外圆面与支撑筋13的锁定轨迹面相切，当栅格舵1受到外界环境中反向转动的力矩载荷时，支撑筋13受到锁定杆组件12的约束力作用，约束力方向主要沿锁定轴21轴心指向轴19轴心，所述约束力对栅格舵1形成的力矩与其受到的反向转动力矩载荷抵消(即图10中的F×L＝M)，进而实现栅格舵1的反向锁定；同时，滚轮A22、滚轮B23的受力方向主要沿轴19轴心指向锁定轴21轴心，无法使锁定杆18克服扭簧17力矩绕轴19转动，进而保证滚轮A22、滚轮B23始终处于支撑筋13锁定轨迹面的锁定位置，使锁定杆组件12实现自锁。

本发明可实现驱动收拢的栅格舵展开并锁定，具备结构简单、展开可靠、锁定刚度高以及承载能力强等有益效果，可应用于航天运输器栅格舵的展开锁定，并且为实现航天运输器落区控制和定点回收提供了技术保障。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种航天运输器用栅格舵展开锁定机构，其特征在于：包括底座（6）、平面蜗卷弹簧（8）、转轴组件、支撑筋（13）以及锁定杆组件（12）；

所述底座（6）固定至航天运输器；栅格舵（1）的两端分别通过转轴组件连接至所述底座（6）；平面蜗卷弹簧（8）内端固定至所述转轴组件，外端固定至底座（6）；支撑筋（13）固定在栅格舵（1）底端；

当栅格舵（1）在收拢位置，压紧释放装置将栅格舵（1）约束至航天运输器，平面蜗卷弹簧（8）处于预紧状态；当压紧释放装置解除对栅格舵（1）的约束，栅格舵（1）在平面蜗卷弹簧（8）的驱动力矩作用下，相对于底座（6）沿展开方向转动；当栅格舵（1）展开到位时，支撑筋（13）端部的锁定平面与底座（6）上的锁定平面配合作用实现正向锁定，锁定杆（18）与支撑筋（13）内腔的锁定轨迹面配合作用实现反向锁定；

支撑筋（13）的锁定轨迹面包括光滑衔接的多个斜面和圆弧面，滚轮沿所述锁定轨迹面滚动时，依次通过斜面A、RX圆弧面、斜面B、RY圆弧面、RZ圆弧面，最终停在RZ圆弧面与相切斜面C的切点位置，即锁定位置；栅格舵（1）展开到位时，锁定轨迹面应满足如下几何关系：①RZ圆弧面的圆心与轴（19）的轴心重合；②RZ等于轴（19）与锁定轴（21）的轴心距离减去滚轮半径；③RZ圆弧面之前的轨迹面上，各点到轴（19）轴心的距离小于RZ，以保证滚轮能顺利通过；④RZ圆弧面之后的轨迹面上，各点到轴（19）轴心的距离大于RZ，以保证滚轮在通过RZ圆弧面后停在锁定位置；

支撑筋（13）设置锁定轨迹面，在栅格舵（1）展开的过程中锁定杆组件（12）端部沿锁定轨迹面运动，最终达到锁定位置；

锁定杆组件（12）包括支座（15）、轴（19）、锁定轴（21）、滚轮、锁定杆（18）以及扭簧（17）；支座（15）固定至底座（6），锁定杆（18）通过轴（19）连接至支座（15），并能绕轴（19）自由转动；滚轮通过锁定轴（21）连接至锁定杆（18），并能绕锁定轴（21）自由转动；扭簧（17）的固定端固定至支座（15），摆臂端与锁定杆（18）同步转动；当栅格舵（1）在收拢位置，锁定杆（18）在扭簧（17）的作用下压紧在支座（15）的限位面上；当栅格舵（1）展开至设定角度后，支撑筋（13）的锁定轨迹面与滚轮接触，并驱动锁定杆（18）克服扭簧（17）力矩绕轴（19）转动，同时滚轮沿锁定轨迹面滚动；当栅格舵（1）展开到位后，锁定杆（18）在扭簧（17）力矩作用下回转，并带动滚轮滚动至支撑筋（13）锁定轨迹面的锁定位置，通过自锁原理实现反向锁定。

2.如权利要求1所述的航天运输器用栅格舵展开锁定机构，其特征在于，转轴组件包括转轴（3）以及关节轴承（5）；转轴（3）以及关节轴承（5）内圈固定至栅格舵（1），关节轴承（5）外圈固定至底座（6）。

3.如权利要求2所述的航天运输器用栅格舵展开锁定机构，其特征在于，平面蜗卷弹簧（8）内端通过弹簧内端固定件（9）连接至花键轴（10），花键轴（10）与转轴（3）固连，弹簧内端固定件（9）与花键轴（10）之间通过花键连接，能够通过所述花键调节相对相位角度，进而调节平面蜗卷弹簧（8）的预扭角度和预紧力矩。

4.如权利要求1所述的航天运输器用栅格舵展开锁定机构，其特征在于，锁定杆组件还包括档杆（16），扭簧（17）的固定端通过档杆（16）约束在支座（15）上。

5.根据权利要求2所述的航天运输器用栅格舵展开锁定机构，其特征在于：栅格舵（1）展开到位后，轴（19）和锁定轴（21）的轴心连线与支撑筋（13）的锁定轨迹面垂直，滚轮的外圆面与支撑筋（13）的锁定轨迹面相切；当栅格舵（1）受到反向转动的力矩载荷时，支撑筋（13）受到锁定杆组件（12）的约束力作用，所述约束力对栅格舵（1）形成的力矩与其受到的反向转动力矩载荷抵消，进而实现栅格舵（1）的反向锁定；同时，滚轮的受力方向主要沿轴（19）轴心指向锁定轴（21）轴心，无法使锁定杆（18）克服扭簧（17）力矩绕轴（19）转动，进而保证滚轮始终处于支撑筋（13）锁定轨迹面的锁定位置，使锁定杆组件（12）实现自锁。

6.根据权利要求5所述的航天运输器用栅格舵展开锁定机构，其特征在于：栅格舵（1）展开锁定后，两处关节轴承（5）以及支撑筋（13）端部共同与底座（6）配合作用，形成稳定的不共线三点支撑结构。

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