CN111169660A - 一种用于航天器的暴露载荷支持系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于航天器的暴露载荷支持系统，包括：中空的壳体(1)，设置在所述壳体(1)的第一侧面(11)上的导向结构(2)，以及设置在所述壳体(1)上的接口支持装置(3)，用于夹紧试验载荷设备的辅助锁紧装置(4)；所述辅助锁紧装置(4)与所述导向结构(2)设置与所述壳体(1)的同一侧；所述第一侧面(11)上设置有贯穿所述壳体相对两侧的多个连接通孔(5)。本发明的暴露载荷支持系统具有锁紧/解锁功能，在航天员和机械臂的配合下可以实现试验载荷设备的在轨更换，能够重复利用航天器的舱外空间，有效地节约了航天器的空间资源。

Description

一种用于航天器的暴露载荷支持系统

技术领域

本发明涉及航天领域，尤其涉及一种用于航天器的暴露载荷支持系统。

背景技术

我国空间环境材料器件暴露试验、空间环境数据的获取、空间育种、空间基天文观测、对地观测、空间安全等研究，均需要一个长期的支持平台，空间站等大型航天器的外舱壁正是最佳选择。而航天器外壁通常比较光滑，不便于试验设备的安装、更换，加之暴露试验设备形状各异、接口多种多样，而航天员和机械臂的操作能力都很有限，这些都给开展空间暴露试验带来了困难。

我国的空间站工程已经进入论证阶段，许多与之配套的空间暴露试验项目也开始启动，但这些项目仍存在着舱外试验设备在轨安装困难、航天器支持能力差等问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种暴露载荷支持系统，能够用于在航天器外部进行暴露载荷支持。

为实现上述发明目的，本发明提供一种用于航天器的暴露载荷支持系统，包括：中空的壳体，设置在所述壳体的第一侧面上的导向结构，以及设置在所述壳体上的接口支持装置，用于夹紧试验载荷设备的辅助锁紧装置；

所述辅助锁紧装置与所述导向结构设置与所述壳体的同一侧；

所述第一侧面上设置有贯穿所述壳体相对两侧的多个连接通孔。

根据本发明的一个方面，所述辅助锁紧装置包括：多个呈环形阵列分布的锁紧销，分别与所述锁紧销相连接且用于所述锁紧销同步动作的联动装置，以及用于驱动所述锁紧销的第一驱动装置；

所述第一驱动装置与一个所述锁紧销相连接。

根据本发明的一个方面，所述联动装置和所述第一驱动装置位于所述壳体的内部，所述第一侧面上设置有贯穿所述壳体侧壁的导向通孔；

所述锁紧销的卡接端位于所述壳体外侧，所述锁紧销的连接端穿过所述导向通孔与处于所述壳体内部的所述联动装置相互连接。

根据本发明的一个方面，所述辅助锁紧装置还包括：第二驱动装置；

所述第二驱动装置包括：驱动杆和支承轴；

所述支承轴与所述壳体的内部相互固定连接，所述驱动杆与所述驱动杆转动连接；

所述驱动杆一端在所述壳体内与一个所述锁紧销相连接，其另一端处于所述壳体的外侧。

根据本发明的一个方面，用于连接所述第二驱动装置的所述锁紧销的相对两侧对称设置有两个所述第二驱动装置。

根据本发明的一个方面，所述辅助锁紧装置还包括：设置于所述壳体内，且用于检测所述锁紧销位置的传感器。

根据本发明的一个方面，所述接口支持装置在所述壳体的外侧设置有多个，其中至少一个所述接口支持装置位于所述第一侧面上且多个所述锁紧销环绕所述接口支持装置设置。

根据本发明的一个方面，所述第一侧面上的所述接口支持装置用于机械臂操作，其余所述接口支持装置用于人工操作；

用于人工操作的所述接口支持装置中的一个作为主接口支持装置。

根据本发明的一个方面，作为主接口支持装置的所述接口支持装置与航天器自身的电气系统相连接，且接收所述航天器的供电和提供的信息支持；以及

作为主接口支持装置的所述接口支持装置分别为所述壳体内的所述第一驱动装置、所述传感器供电和提供信息支持，用于所述第一驱动装置的控制和状态采集；以及，

作为主接口支持装置的所述接口支持装置与其它所述接口支持装置相连接，用于向安装在所述暴露载荷支持系统上的试验载荷设备供电和提供信息支持。

根据本发明的一个方面，所述壳体由铝合金或复合材料制成。

根据本发明的一种方案，本发明的暴露载荷支持系统为舱外试验提供通用的机械、供电、信息接口，并可在接口出现电气故障时，通过强制解锁机构实现对试验设备的解锁操作。本发明的暴露载荷支持系统可以支持材料、环境、对天、对地观测等多种空间试验。

根据本发明的一种方案，本发明的暴露载荷支持系统具有锁紧/解锁功能，在航天员和机械臂的配合下可以实现试验载荷设备的在轨更换，能够重复利用航天器的舱外空间，有效地节约了航天器的空间资源。

根据本发明的一种方案，本发明的暴露载荷支持系统具有手动强制解锁的第二驱动装置，即使自身出现故障也可通过航天员出舱活动实现对试验设备的强制解锁和拆除。

根据本发明的一种方案，本发明的暴露载荷支持系统自身依靠连接件固定在航天器外舱壁上，可以在轨更换，因此具有较高的可靠性和可维修性。

附图说明

图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的暴露载荷支持系统的主视图；

图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的暴露载荷支持系统的俯视图；

图3示意性表示根据本发明的一种实施方式的暴露载荷支持系统的左视图；

图4示意性表示根据本发明的一种实施方式的暴露载荷支持系统的右视图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式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的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

如图1所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种用于航天器的暴露载荷支持系统，通过与航天器外舱壁相互固定连接，随航天器一同发射升空，试验载荷设备可以通过航天员出舱活动或机械臂操作在轨与之对接。本发明的暴露载荷支持系统为舱外试验提供通用的机械、供电、信息接口，并可在接口出现电气故障时，通过强制解锁机构实现对试验设备的解锁操作。本发明的暴露载荷支持系统可以支持材料、环境、对天、对地观测等多种空间试验。

如图1所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的暴露载荷支持系统包括：中空的壳体1，设置在壳体1的第一侧面11上的导向结构2，以及设置在壳体1上的接口支持装置3，用于夹紧试验载荷设备的辅助锁紧装置4。在本实施方式中，壳体1为规则形状的立方体，其结构尺寸可根据航天器的实际大小进行相匹配的设置(如，可设置为400*400*140mm)。在本实施方式中，辅助锁紧装置4与导向结构2设置与壳体1的同一侧。通过在壳体1的一侧设置导向结构2，可以方便在轨安装试验载荷时，对试验载荷进行初定位，进而方便试验载荷设备的在轨安装。在本实施方式中，导向结构2可以设置为垂直与第一侧面的导向柱，在其远离第一侧面11的一端上可设置锥形结构，便于试验载荷设备的安装。通过设置导向结构2的辅助定位，降低在轨安装试验设备的对准精度，能够有效协助航天员或机械臂在轨快速安装试验载荷。在本实施方式中，导向结构2在第一侧面11上设置有至少两个，且在第一侧面11上等间隔的阵列分布。

在本实施方式中，第一侧面11上设置有贯穿壳体相对两侧的多个连接通孔5。这样在地面装配过程中，地面装配人员可以利用连接件(如螺栓)依次穿过第一侧面11上和壳体1与第一侧面11相对的一侧的连接通孔5与航天器的外舱壁相互固定连接。在本实施方式中，第一侧面11上的连接通孔5设置为台阶孔，这样连接件端部可以被台阶孔所容纳，保证了第一侧面11的平整，进而避免对试验载荷设备的安装产生干涉。

如图1所示，根据本发明的一种实施方式，辅助锁紧装置4包括：多个呈环形阵列分布的锁紧销41，分别与锁紧销41相连接且用于锁紧销41同步动作的联动装置，以及用于驱动锁紧销41的第一驱动装置；在本实施方式中，第一驱动装置与多个锁紧销41中的一个锁紧销41相连接。

结合图1、图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，联动装置和第一驱动装置位于壳体1的内部，第一侧面11上设置有贯穿壳体侧壁的导向通孔。在本实施方式中，导向通孔为一长条状的通孔。锁紧销41在第一驱动装置和联动装置的共同作用下，可沿其长度方向往复运动实现对试验载荷设备的锁紧/解锁。在本实施方式中，锁紧销41的卡接端411位于壳体1外侧，锁紧销41的连接端穿过导向通孔与处于壳体1内部的联动装置相互连接。在本实施方式中，锁紧销41的卡接端411与连接端构成一L型的钩状结构，这样在锁紧销41处于锁紧状态时，卡接端411与试验载荷设备相应的位置相接触，完成对试验载荷设备的锁紧。在本实施方式中，第一驱动装置为电动驱动装置或液压驱动装置。

结合图1、图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，辅助锁紧装置4还包括：第二驱动装置42。在本实施方式中，第二驱动装置42包括：驱动杆421和支承轴422。在本实施方式中，支承轴422与壳体1的内部相互固定连接，驱动杆421与驱动杆421转动连接。在本实施方式中，驱动杆421一端在壳体1内与一个锁紧销41处于壳体1内的连接端相连接，其另一端处于壳体1的外侧。在本实施方式中，通过手动驱动驱动杆421处于壳体1外侧的一端，这样就可以使得驱动杆421驱动锁紧销41沿导向通孔线性移动，即第二驱动装置为手动驱动装置。

结合图1、图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，用于连接第二驱动装置42的锁紧销41的相对两侧对称设置有两个第二驱动装置42。通过对称设置第二驱动装置42这样可以设置多人共同对所连接的锁紧销41进行驱动，尤其是在在轨驱动时，更加有利于对试验载荷设备的锁紧/解锁。

根据本发明的一种实施方式，辅助锁紧装置4还包括：设置于壳体1内，且用于检测锁紧销41位置的传感器。通过在壳体1内设置传感器，这样可以准确的测量出锁紧销41线性位移的位置，进而对准确的获知试验载荷设备的锁紧/解锁状态有利。

结合图1、图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，接口支持装置3在壳体1的外侧设置有多个，其中至少一个接口支持装置3位于第一侧面11上且多个锁紧销41环绕接口支持装置3设置。通过上述设置，将第一侧面11的接口支持装置3设置在中间位置，这样方便试验载荷设备与接口支持装置3连接后，锁紧销41对其锁紧的同步运动过程中，可以使得对试验载荷设备各位置的锁紧同步，试验载荷设备各位置的受力均匀安装稳定。

如图1所示，根据本发明的一种实施方式，在实现载荷手动解锁或锁紧的过程中，第二驱动装置42中的驱动杆421围绕支承轴422转动。在本实施方式中，当装置处于锁紧过程时，驱动杆421将向远离第一侧面上接口支持装置3的方向滑动，当装置处于完全锁紧载荷状态时，驱动杆421将处于向远离接口支持装置3方向滑动行程的极限位置；当装置处于解锁过程时，驱动杆421将向靠近接口支持装置3的方向滑动，当装置处于完全解锁载荷状态时，驱动杆421将处于向靠近电连接器3方向滑动行程的极限位置。

根据本发明的一种实施方式，当第一驱动装置出现故障的时候，无法正常实现自动锁紧/解锁，航天员可以通过套管等工具，驱动杆421的一端，将其极限位置处即可实现锁紧/解锁。由于多个锁紧销41之间由机械联动机构相连，同步运动，而驱动杆421又与锁紧销41相连，因此当杠杆运动时，将带动锁紧销41同步运动，实现试验设备的强制解锁。

结合图1、图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，第一侧面11上的接口支持装置3用于机械臂操作，其余接口支持装置3用于人工操作。在本实施方式中，用于人工操作的接口支持装置3中的一个作为主接口支持装置。在本实施方式中，作为主接口支持装置的接口支持装置3与航天器自身的电气系统相连接，且接收航天器的供电和提供的信息支持；以及，作为主接口支持装置的接口支持装置3分别为壳体1内的第一驱动装置、传感器供电和提供信息支持，用于第一驱动装置的控制和状态采集；以及，作为主接口支持装置的接口支持装置3与其它接口支持装置3相连接，用于向安装在暴露载荷支持系统上的试验载荷设备供电和提供信息支持。

根据本发明的一种实施方式，接口支持装置3为三个，且均为电连接器，用于机械臂操作的接口支持装置3位于多个锁紧销41之间，用于人工操作的接口支持装置3分别位于驱动杆421伸出的两侧的壳体1的侧壁上。

在本实施方式中，航天器在地面时，工作人员手动将航天器自身电缆插头与作为主接口支持装置的接口支持装置3相连，当接口支持装置3在轨出现故障需要更换时，由航天员出舱手动操作完成航天器自身电缆插头与接口支持装置3拔插；

在本实施方式中，当航天员出舱活动时，手动将试验载荷上的电连接器与相应的接口支持装置3相连/拔下，完成接口支持装置3与载荷试验设备的电气对接/分离。电连接器2与电连接器3的功能相同，为选配组件，不需要必须安装。

在本实施方式中，位于第一侧面11上的接口支持装置3为舱外自控操作电连接器，用于本发明的暴露载荷支持系统与试验载荷设备的电气连接，为试验设备提供供电、信息接口，支持试验载荷设备开展舱外暴露试验。用机械臂安装、拆除试验载荷设备时，在机械臂操纵载荷与暴露载荷支持系统完成机械锁紧/拔出(需要先解锁)的同时，将自动实现接口支持装置3与载荷试验设备的电气对接\分离。

在本实施方式中，接口支持装置3都可完成多路供电和信息线路的支持，其中信息支持包括1553B总线、以太网、模拟量采集与控制等形式。

根据本发明的一种实施方式，壳体1由铝合金或复合材料制成。通过采用上述材料制成的壳体的结构强度高且质量轻，有利于提供航天器的有效载荷，达到了资源的合理利用。

上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。

以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种用于航天器的暴露载荷支持系统，其特征在于，包括：中空的壳体(1)，设置在所述壳体(1)的第一侧面(11)上的导向结构(2)，以及设置在所述壳体(1)上的接口支持装置(3)，用于夹紧试验载荷设备的辅助锁紧装置(4)；

所述辅助锁紧装置(4)与所述导向结构(2)设置与所述壳体(1)的同一侧；

所述第一侧面(11)上设置有贯穿所述壳体相对两侧的多个连接通孔(5)。

2.根据权利要求1所述的暴露载荷支持系统，其特征在于，所述辅助锁紧装置(4)包括：多个呈环形阵列分布的锁紧销(41)，分别与所述锁紧销(41)相连接且用于所述锁紧销(41)同步动作的联动装置，以及用于驱动所述锁紧销(41)的第一驱动装置；

所述第一驱动装置与一个所述锁紧销(41)相连接。

3.根据权利要求2所述的暴露载荷支持系统，其特征在于，所述联动装置和所述第一驱动装置位于所述壳体(1)的内部，所述第一侧面(11)上设置有贯穿所述壳体侧壁的导向通孔；

所述锁紧销(41)的卡接端(411)位于所述壳体(1)外侧，所述锁紧销(41)的连接端穿过所述导向通孔与处于所述壳体(1)内部的所述联动装置相互连接。

4.根据权利要求3所述的暴露载荷支持系统，其特征在于，所述辅助锁紧装置(4)还包括：第二驱动装置(42)；

所述第二驱动装置(42)包括：驱动杆(421)和支承轴(422)；

所述支承轴(422)与所述壳体(1)的内部相互固定连接，所述驱动杆(421)与所述驱动杆(421)转动连接；

所述驱动杆(421)一端在所述壳体(1)内与一个所述锁紧销(41)相连接，其另一端处于所述壳体(1)的外侧。

5.根据权利要求4所述的暴露载荷支持系统，其特征在于，用于连接所述第二驱动装置(42)的所述锁紧销(41)的相对两侧对称设置有两个所述第二驱动装置(42)。

6.根据权利要求5所述的暴露载荷支持系统，其特征在于，所述辅助锁紧装置(4)还包括：设置于所述壳体(1)内，且用于检测所述锁紧销(41)位置的传感器。

7.根据权利要求6所述的暴露载荷支持系统，其特征在于，所述接口支持装置(3)在所述壳体(1)的外侧设置有多个，其中至少一个所述接口支持装置(3)位于所述第一侧面(11)上且多个所述锁紧销(41)环绕所述接口支持装置(3)设置。

8.根据权利要求7所述的暴露载荷支持系统，其特征在于，所述第一侧面(11)上的所述接口支持装置(3)用于机械臂操作，其余所述接口支持装置(3)用于人工操作；

用于人工操作的所述接口支持装置(3)中的一个作为主接口支持装置。

9.根据权利要求8所述的暴露载荷支持系统，其特征在于，作为主接口支持装置的所述接口支持装置(3)与航天器自身的电气系统相连接，且接收所述航天器的供电和提供的信息支持；以及

作为主接口支持装置的所述接口支持装置(3)分别为所述壳体(1)内的所述第一驱动装置、所述传感器供电和提供信息支持，用于所述第一驱动装置的控制和状态采集；以及，

作为主接口支持装置的所述接口支持装置(3)与其它所述接口支持装置(3)相连接，用于向安装在所述暴露载荷支持系统上的试验载荷设备供电和提供信息支持。

10.根据权利要求9所述的暴露载荷支持系统，其特征在于，所述壳体(1)由铝合金或复合材料制成。

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