CN110645456A - 一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构，属于空间精密机械领域。该伺服机构包括：有效载荷、卫星平台和三根电动推杆；电动推杆均布于有效载荷下方与卫星平台上方之间、且电动推杆的两端分别通过球铰装置与有效载荷与卫星平台分别对应铰接；电动推杆与卫星平台连接的一端安装有解锁装置，用以限制该端的球铰装置的转动；三根电动推杆均布于有效载荷圆周方向的外边缘并向有效载荷外倾斜、且与卫星平台成45°～60°夹角布置。本发明具有质量轻、转动范围大、通过调整电动推杆的运行速度，可以获得较高的转动速度的优点。

Description

一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构

技术领域

本发明涉及空间精密机械领域，具体涉及一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构。

背景技术

伺服机构能够保证空间光学相机自由转动。进行在轨对地观测时，如需改变观测区域、搜索目标、跟踪目标时，主要通过卫星机动(如侧摆、前视、后视等)来实现。但是卫星大范围、快速机动会消耗携带的燃料，减少卫星使用寿命。相机具有伺服机构，即可无需卫星机动，来完成上述任务。

现有技术中，地面使用的传统意义的伺服机构一般包括二维转台系统或六推杆系统。

其中，二维转台系统在地面环境广泛使用，可以实现大范围转动，一般为一维360°，另一维180°；虽然转动速度快、稳定性高；角度变化线性，控制方式简单。但是体积规模大，重量难以控制，在重量要求极严的航天领域较少使用。

其中，六推杆系统在机械加工和精密检测领域广泛应用，重量低于二维转台系统；转动稳定性高。但是转动速度慢；转动范围较小(一般小于30°)；角度变化非线性，控制系统较复杂；体积、重量虽然轻于二维转台系统，但是仍然未达到航天应用的指标要求。如授权公告号为CN102862929B，申请日为2012年8月23日，名称为《一种六自由度运动平台》的中国发明专利和授权公告号为CN2677679，申请日为2004年1月6日，名称为《带球铰的六自由度液压伺服平台》的中国实用新型专利。都是采用在上平台和下平台之间均布六个电动推杆的结构形式。

综上所述，亟需一种具有高轻量化、大转动范围、高稳定性的伺服机构，满足装备空间有效载荷的要求。

发明内容

本发明为了克服传统六推杆系统的伺服机构转动范围小、质量大的技术问题，提供一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构。

一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构，包括：

有效载荷、卫星平台和三根电动推杆；

所述电动推杆均布于所述有效载荷下方与所述卫星平台上方之间、且所述电动推杆的两端分别通过球绞装置与所述有效载荷与所述卫星平台分别对应铰接；

所述电动推杆与所述所述卫星平台连接的一端安装有解锁装置，用以限制该端的所述球绞装置的转动；

三根所述电动推杆均布与所述有效载荷圆周方向的外边缘并向所述有效载荷外倾斜、且与所述卫星平台成45°～60°夹角布置。

进一步的，所述球绞装置包括提供整体上为球形内腔的球绞座和端盖、球头、和调整所述球形内腔与所述球头的球部之间间隙的修调垫；

所述球头具有球形的球部和杆状的杆部；

所述球头的球部置于所述球形内腔的中心；

所述端盖设有所述球头的杆部伸出的通孔；

所述修调垫夹与所述球绞座和所述端盖之间、且关于所述球头的球部对称布置；

所述球绞座开设有朝向所述修调垫的半球面，所述端盖开设有朝向所述修调垫的圆锥面、且所述圆锥面与所述球头的球部相切，所述修调垫开设有通孔供所述所述球头的球部穿设；

所述球绞座、所述端盖、和所述修调垫固定连接。

进一步的，所述解锁装置包括通过爆炸螺栓固定连接的第一板和第二板；

所述第一板、所述第二板内共同形成与所述球铰座、所述球头外表面形状相配的内腔；

所述球铰装置通过所述爆炸螺栓将所述球铰座、所述球头固定在所述内腔内。

进一步的，所述球绞座为六面体板；

所述球头的杆部为圆杆状；

所述第一板和所述第二板关于所述球绞装置对称布置；

所述第一板和所述第二板的上部均具有与所述球头的杆部尺寸相配的半圆柱面，两个所述半圆柱面拼接成一个圆柱面用以与所述球头的杆部接触，所述球头的杆部穿设过所述圆柱面形成的圆柱孔；

所述第一板和所述第二板的下部均开有方形孔，两个所述方形孔拼接成一个用以与所述球绞座外表面接触的六面体的内腔。

进一步的，所述球头的杆部与所述电动推杆的活动端连接；

所述球头的球部与所述球绞座的间隙不大于0.005mm。

进一步的，三根所述电动推杆的延长线交点设在有效载荷的质心所在轴线上。

在上述技术方案中，本发明提供的一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构，能大幅降低伺服机构的重量，最低可控制在6kg左右；具有较大的转动范围，可以实现二维方向各0～150度的转动范围，完全可以满足目标搜索的指标要求；通过调整电动推杆的运行速度，可以获得较高的转动速度；可以作为卫星平台和有效载荷的接口使用，无需另外增加连接结构，节省了相机重量。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的伺服机构的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的球铰装置的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的解锁装置的结构示意图；

图4为图3的俯视结构示意图；

图5为本发明实施例提供的大角度转动状态下的伺服机构的结构示意图；

图6为本发明实施例提供的伺服机构的适应变形结构示意图。

附图标记说明：

1、有效载荷；2、球铰装置；3、电动推杆；4、解锁装置；5、卫星平台；21、球铰座；22、球头；23、修调垫；24、端盖；41、第一板；42、第二板；43、爆炸螺栓。

具体实施方式

为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面将结合附图对本发明作进一步的详细介绍。

如图1-6所示，本发明实施例提供的一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构，包括：有效载荷1、卫星平台5和三根电动推杆3；

电动推杆3均布于有效载荷1下方与卫星平台5上方之间、且电动推杆3的两端分别通过球铰装置2与有效载荷1与卫星平台5分别对应铰接；

电动推杆3与卫星平台5连接的一端安装有解锁装置4，用以限制该端的球铰装置2的转动；

三根电动推杆3均布于有效载荷1圆周方向的外边缘并向有效载荷1外倾斜、且与卫星平台5成45°～60°夹角布置。

具体的，本发明面向轻小型空间遥感设备，适应空间目标搜寻、跟踪任务的需求。在传统六推杆系统的基础上，使用全新的三推杆系统。电动推杆3两端分别通过球铰装置2与有效载荷1和卫星平台5连接。电动推杆3的自由端、即推杆可伸出或缩短的一端靠近有效载荷1，而固定端靠近卫星平台5。在电动推杆3与卫星平台5连接处，安装解锁装置4，限制该处球铰装置2的转动。

优选的，有效载荷1为圆形，电动推杆3与有效载荷1的连接位置沿有效载荷1周向均布。现有技术中的六推杆系统由于六推杆之间之间相互有制约，且与有效载荷运动方向有夹角，所以很难大范围转动。本发明的三根电动推杆重量轻一半，每根电动推杆直接对应有效载荷的一个连接位置，传动效率没有损失，所以可以转动较大范围。示意性的，如图5所示，有效载荷大角度转动时一边两根电动推杆缩到最短，另一边电动推杆伸到最长。

优选的，球铰装置2包括球铰座21、端盖24、球头22、和调整球铰座21与球头22的球部之间间隙的修调垫23；

球铰座21、端盖24具有整体上为球形的内腔，包围球头22的球部；

球头22具有球形的球部和杆状的杆部；

球头22的球部置于球形内腔的中心；

端盖24设有球头22的杆部伸出的通孔；

修调垫23夹于球铰座21和端盖22之间、且关于球头22的球部对称布置；

球铰座21开设有朝向修调垫23的半球面，端盖24开设有朝向修调垫23的圆锥面、且圆锥面与球头22的球部相切，修调垫23开设有通孔供球头22的球部穿设；

球铰座21、端盖22、和修调垫23通过螺钉等连接件固定连接。

具体的，球头22为一体结构，一端为球形，另一端为指向球心的圆柱杆。杆部用来和电动推杆3的两端通过螺栓等连接件固定连接，球铰座21用来和有效载荷1和卫星平台5都通过螺栓等连接件进行固定连接。修调垫23关于球头22的球部球心对称布置，为环状板。修调垫23开设有通孔供球头22的球部穿设后一半伸入到球铰座21的半球面中，一半伸入到端盖24的圆锥面中。球铰座21的半球面，端盖24的圆锥面和修调垫23通孔共同形成了球形内腔。为了减少装配量，而且本产品主要是球铰座21与有效载荷1和卫星平台5连接，端盖22采用了圆锥面的内腔结构。通过减少修调垫23的厚度，可以将球铰座21的半球面，端盖24的圆锥面之间的距离减少，从而减少球头22的球部和球铰座21的半球面之间的间隙。端盖24设有球头22的杆部伸出的通孔，为球头22的杆部提供自由活动的操作空间。

本发明的伺服机构在入轨解锁球铰装置4后，对有效载荷为静定约束。伺服机构可以适应卫星平台平面度和温度的变化，不会将应力传递给有效载荷。示意性的，如图6所示，卫星平台由于温度变化产生长度为L的膨胀，由于电动推杆两端都有球铰装置，可以自由转动。由于膨胀，导致电动推杆与卫星平台的角度由α减小为β。有效载荷在高度方向上也产生了量值为t的下降量；变化前后，有效载荷都是静定约束，没有过约束。三根电动推杆与有效载荷连接的三个平面仍共面，即三根电动推杆和有效载荷的连接位置仍共面。所以有效载荷不会变形；卫星平台不平时与此情况类似，只是卫星平台变形变为竖直方向，但都可以通过电动推杆与载荷平台角度变化来适应，三根电动推杆杆与有效载荷连接面仍是共面，有效载荷不会变形。所以，本发明的伺服机构可以作为卫星平台和有效载荷的接口来使用，与二维转台系统相比，无需另外在卫星平台和有效载荷之间增加复杂的连接部件，与六推杆系统相比，减少了电动推杆数量，节省了相机重量。

优选的，解锁装置4包括通过爆炸螺栓43固定连接的第一板41和第二板42；

第一板41、第二板42内共同形成与球铰座21、球头22外表面形状相配的内腔；

球铰装置2通过爆炸螺栓43将球铰座21、球头22固定在内腔内。

具体的，球铰装置2通过爆炸螺栓43固定在第一板41和第二板42之间；第一板41在内腔内具有与球铰座21、球头22同时接触的接触面；第二板42在内腔内具有与球铰座21、球头22同时接触的接触面。爆炸螺栓43非爆炸时，球铰装置2被限位在内腔内，第一板41、第二板42、球铰座21、球头22之间的位置固定不变，爆炸螺栓43爆炸时，第一板41和第二板42之间分离，球头22可相对球绞座21转动。

更为具体的，球铰座21为六面体板；

球头22的杆部为圆杆状；

第一板41和第二板42关于球铰装置2对称布置；

第一板41和第二板42的上部均具有与球头22的杆部尺寸相配的半圆柱面，两个半圆柱面拼接成一个圆柱面用以与球头22的杆部接触，球头22的杆部穿设过圆柱面形成的圆柱孔；

第一板41和第二板42的下部均开有方形孔，两个方形孔拼接成一个用以与球铰座21外表面接触的六面体的内腔。

具体的，为便于制造，第一板41和第二板42采用同一尺寸和形状的板，解锁装置是分体式结构，通过爆炸螺栓43拼接固定成整体呈一六面体结构。六面体结构的下底面的中心位置开设有与球铰座21外表面相配的方形孔，球铰座21置于方形孔内并互相接触；六面体结构的上底面的中心位置开有有与球头22的杆部形状相配的圆形通孔。球头22的杆部置于圆形孔内并形成杆部与第一板41和第二板42同时接触的接触面。达到第一板41和第二板42将球铰装置2进行限位的目的，不能发生转动。需要注意的是，球铰座21的形状可以是本领域技术人员能想到的任意非球形板。

优选的，球头22的杆部与电动推杆3的活动端连接；

球头22的球部与球铰座21的间隙不大于0.005mm。

具体的，本发明可以采用两种方法调整球头22的球部和球铰座21的间隙，提供一种高精度球铰机构。通过修整修调垫23的厚度，将球铰座21和球头22的球部间隙控制在0.005mm以内。电动推杆3的自由端端和球铰座21进行消间隙处理，调整电动推杆3内部的齿轮组间隙的方法，调整与自由端固定连接的球头22的杆部伸长量，通过增加预压的方法，将球头22的球部和球绞座21的半圆球面两者间隙控制在0.005mm以内。

优选的，三根电动推杆3的延长线交点设在有效载荷1的质心所在轴线上。这样便于保证有效载荷1有最小的转动惯量，伺服机构获得高的稳定性。

本发明的使用过程：首先调整球头22的球部与球铰座21的间隙不大于0.005mm。将电动推杆3的两端分别与2个球铰装置的球头22的杆部连接；将球铰装置2的球铰座21分别与有效载荷1和卫星平台5螺钉连接，实现电动推杆3自由端的球铰装置连接到有效载荷1上，电动推杆3固定端的球铰装置连接到卫星平台5上；现有技术中电动推杆3一般是通过固定端的后端接头和其自由端的前端孔通过螺栓等连接件与球头22的杆部固定连接，电动推杆3与杆件的固定连接属于本领域的公知常识，这里不再赘叙。

三根电动推杆3按照圆周均匀分布在有效载荷1和卫星平台5之间，电动推杆3与卫星平台成45°～60°夹角。连接位置尽量靠近有效载荷1的边缘位置，三根电动推杆3的延长线交点尽量控制在有效载荷的质心所在轴线上，以保证有效载荷有最小的转动惯量；

电动推杆的行程需要通过有效载荷的结构形式、三根电动推杆与有效载荷的连接位置、和需要的转动角度范围选取；有效载荷主要用于对地观测，有雷达、相机等。形状主要以圆形和长方形为主。三根推杆需要布置在有效载荷的边缘，圆形是最简单的形式，可以均匀分布。方形就需要三根电动推杆与有效载荷的连接位置在有效载荷平面上成等腰三角形分布，三角关系因载荷不同而有差异。所以需要根据推杆位置关系和转动角度需求，来选择伸长量。

将三个解锁装置4分别安装到三个电动推杆3与卫星平台5的连接端。解锁装置为分体式结构，通过爆炸螺栓43连接在一起。解锁装置4与球铰座21和球头22同时接触，可以限制球铰装置2的转动。

本发明通过控制三根电动推杆的伸长缩短，实现有效载荷的转动。并且通过改变电动推杆的行程，可获得不同的转动范围，适应不同的需求，可以实现二维方向各0～180°的转动范围，优选0～150°，因150°～180°时转动效率下降很快，不属于推荐的转动范围。通过电动推杆自带的编码器，可以实现对转动的闭环控制，保证转动精度。通过调整电动推杆的运行速度，可以获得较高的转动速度。相关控制系统和六推杆系统相同，属于成熟技术，仅需调整部分转动参数即可。

在入轨之前，将三根电动推杆收至最短，解锁装置处于锁定状态，伺服机构可以承受径向载荷，保证力学性能满足要求。在入轨之后，解锁装置引爆爆炸螺栓以解除约束，使有效载荷回复静定状态，满足伺服机构转动条件。而且电动推杆具有自锁能力，在不进行转动时，能够保证有效载荷的指向精度稳定。

相对于重量在100kg以内的轻小型有效载荷，本发明的伺服机构重量可以控制在6kg左右。而传统的伺服机构则需要2倍以上的重量，本发明具有轻量化优点。

以上只通过说明的方式描述了本发明的某些示范性实施例，毋庸置疑，对于本领域的普通技术人员，在不偏离本发明的精神和范围的情况下，可以用各种不同的方式对所描述的实施例进行修正。因此，上述附图和描述在本质上是说明性的，不应理解为对本发明权利要求保护范围的限制。

Claims (6)

1.一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构，其特征在于，包括：有效载荷(1)、卫星平台(5)和三根电动推杆(3)；

所述电动推杆(3)均布于所述有效载荷(1)下方与所述卫星平台(5)上方之间、且所述电动推杆(3)的两端分别通过球绞装置(2)与所述有效载荷(1)与所述卫星平台(5)分别对应铰接；

所述电动推杆(3)与所述卫星平台(5)连接的一端安装有解锁装置(4)，用以限制该端的所述球铰装置(2)的转动；

三根所述电动推杆(3)均布于所述有效载荷(1)圆周方向的外边缘并向所述有效载荷(1)外倾斜、且与所述卫星平台(5)成45°～60°夹角布置。

2.根据权利要求1所述的一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构，其特征在于，所述球铰装置(2)包括球铰座(21)、端盖(24)、球头(22)、和调整所述球铰座(21)与所述球头(22)的球部之间间隙的修调垫(23)；

所述球铰座(21)、所述端盖(24)具有整体上为球形的内腔，包围所述球头(22)的球部；

所述球头(22)具有球形的球部和杆状的杆部；

所述球头(22)的球部置于所述球形内腔的中心；

所述端盖(24)设有所述球头(22)的杆部伸出的通孔；

所述修调垫(23)夹于所述球铰座(21)和所述端盖(22)之间、且关于所述球头(22)的球部对称布置；

所述球铰座(21)开设有朝向所述修调垫(23)的半球面，所述端盖(24)开设有朝向所述修调垫(23)的圆锥面、且所述圆锥面与所述球头(22)的球部相切，所述修调垫(23)开设有通孔供所述球头(22)的球部穿设；

所述球铰座(21)、所述端盖(22)、和所述修调垫(23)固定连接。

3.根据权利要求2所述的一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构，其特征在于，所述解锁装置(4)包括通过爆炸螺栓(43)固定连接的第一板(41)和第二板(42)；

所述第一板(41)、所述第二板(42)内共同形成与所述球铰座(21)、所述球头(22)外表面形状相配的内腔；

所述球铰装置(2)通过所述爆炸螺栓(43)将所述球铰座(21)、所述球头(22)固定在所述内腔内。

4.根据权利要求3所述的一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构，其特征在于，所述球铰座(21)为六面体板；

所述球头(22)的杆部为圆杆状；

所述第一板(41)和所述第二板(42)关于所述球铰装置(2)对称布置；

所述第一板(41)和所述第二板(42)的上部均具有与所述球头(22)的杆部尺寸相配的半圆柱面，两个所述半圆柱面拼接成一个圆柱面用以与所述球头(22)的杆部接触，所述球头(22)的杆部穿设过所述圆柱面形成的圆柱孔；

所述第一板(41)和所述第二板(42)的下部均开有方形孔，两个所述方形孔拼接成一个用以与所述球铰座(21)外表面接触的六面体的内腔。

5.根据权利要求4所述的一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构，其特征在于，所述球头(22)的杆部与所述电动推杆(3)的自由端连接；

所述球头(22)的球部与所述球铰座(21)的间隙不大于0.005mm。

6.根据权利要求1所述的一种空间遥感精密仪器大角度、轻质伺服结构，其特征在于，三根所述电动推杆(3)的延长线交点设在所述有效载荷(1)的质心所在轴线上。

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