CN111542198A - 一种具有导热结构的载荷适配器 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种具有导热结构的载荷适配器，用于航天器，包括：被动框架，固设于航天器的舱壁外，被动框架上设有第一导向部；主动框架，主动框架具有顶部安装板，顶部安装板的两侧分别安装有载荷机构和导热装置，载荷机构和导热装置贴合，主动框架上还设有与第一导向部配合的第二导向部以及主动锁紧机构，其中，第一导向部与第二导向部配合实现主动框架与被动框架的粗定位后，主动框架到达预设位置，主动锁紧机构工作并使其与被动框架卡紧，导热装置穿过被动框架并与航天器的舱壁冷板贴合，以实现主动框架在被动框架上的安装。本发明提供的载荷适配器，载荷机构上的热量通过导热装置传递至航天器的舱壁冷板，以实现载荷机构的有效散热。

Description

一种具有导热结构的载荷适配器

技术领域

本发明涉及航天设备技术领域，具体而言，涉及一种载荷适配器。

背景技术

随着载人航天技术的发展，在外太空建立长期有人居住和工作的环境成为人类航天事业的重心。伴随着天宫二号空间实验室正式开始进行科学实验，未来需要货运飞船频繁在地面与空间站之间输运科学实验有效载荷。科学实验有效载荷需要从货运飞船移至空间站内或者舱外，并实现与暴露实验平台的刚性连接以及供电和通讯连接。

因太空环境无热对流，而热辐射需要较大的辐射面，无法满足舱外载荷小尺寸、大功率的散热需求。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术或相关技术中存在的技术问题之一。

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种具有导热结构的载荷适配器。

为了实现上述目的，本发明的技术方案提供了一种具有导热结构的载荷适配器，用于航天器，包括：被动框架，固设于航天器的舱壁外，被动框架上设有第一导向部；主动框架，主动框架具有顶部安装板，顶部安装板的两侧分别安装有载荷机构和导热装置，载荷机构和导热装置贴合，主动框架上还设有与第一导向部配合的第二导向部以及主动锁紧机构，其中，第一导向部与第二导向部配合实现主动框架与被动框架的粗定位后，主动框架到达预设位置，主动锁紧机构工作并使其与被动框架卡紧，导热装置穿过被动框架并与航天器的舱壁冷板贴合，以实现主动框架在被动框架上的安装。

本方案中，主动框架在被动框架上安装完成后，导热装置与载荷机构以及航天器的舱壁冷板贴合，载荷机构上的热量通过导热装置传递至航天器的舱壁冷板，以实现载荷机构和航天器舱壁冷板之间的换热，能够实现载荷机构的有效散热。

并且，通过第一导向部和第二导向部的定位作用，以及主动锁紧机构的锁紧，能够实现主动框架与被动框架的固定，进而实现载荷机构在舱壁外侧的固定，载荷机构的固定所需操作较少，操作方便，可靠性较好。

在上述技术方案中，优选地，导热装置包括：固定框架，与顶部安装板固定连接；多个热管，固定在固定框架上，热管呈U型，热管两端固定有第一导热板和第二导热板，第一导热板和第二导热板与固定框架固定连接，第一导热板与载荷机构贴合，第二导热板与航天器的舱壁冷板贴合。

在上述任一技术方案中，优选地，第一导向部为固设于被动框架上的柱体，第二导向部为设于主动框架上的凹槽，第二导向部包括由外向内依次设置的导向段和定位段，其中，由外向内，导向段的直径逐渐减小。

在上述任一技术方案中，优选地，第一导向部包括：固设于被动框架上的导向柱；以及导向锥，固设于导向柱远离被动框架的一端，由导向锥与导向柱连接的一端，至导向锥远离导向柱的一端，导向锥的直径逐渐减小。

在上述任一技术方案中，优选地，还包括：锁紧销，固设于被动框架上，主动框架上设有锁紧孔，锁紧销的高度低于第一导向部的高度，其中，主动框架与被动框架粗定位后，主动锁紧机构工作，主动框架相对被动框架运动，锁紧销嵌入锁紧孔内并与锁紧孔过盈配合，以实现主动框架与被动框架的精定位。

在上述任一技术方案中，优选地，主动锁紧机构包括驱动装置以及与驱动装置通过传动结构连接的多个限位凸起，被动框架上设有多个限位槽，驱动装置能驱动限位凸起水平嵌入限位槽内，以将主动框架锁定在被动框架上，其中，沿限位凸起插入限位槽的方向，限位槽的开口逐渐减小；和/或沿限位凸起插入限位槽的方向，限位凸起的横截面积逐渐减小。

在上述任一技术方案中，优选地，还包括：第一行程开关，固设于主动框架上且与驱动装置的控制器连接，主动框架到达预设位置时，第一行程开关与被动框架抵靠并触发，随后驱动装置驱动限位凸起嵌入限位槽内；第二行程开关，固设于主动框架上且与驱动装置的控制器连接，限位凸起插入限位槽并运动至极限位置时，第二行程开关与限位凸起抵靠并触发，以使驱动装置停止工作。

在上述任一技术方案中，优选地，传动结构包括丝杠、推块以及导杆；丝杠与驱动装置连接且与主动框架转动连接；导杆固定在主动框架上；推块与丝杠螺纹配合且套设于导杆外，限位凸起固设于推块上，其中，驱动装置带动丝杠沿第一旋向转动时，推块在丝杠的作用下沿导杆运动并带动限位凸起嵌入限位槽内；驱动装置带动丝杠沿第二旋向转动时，推块在丝杠的作用下沿导杆运动并带动限位凸起从限位槽内抽出；丝杠包括同轴连接的左旋段和右旋段，推块为两个且两个推块分别设于左旋段和右旋段。

在上述任一技术方案中，优选地，推块垂直于丝杠的水平两侧分别设有限位凸起。

在上述任一技术方案中，优选地，驱动装置包括：固设于主动框架上的电机以及减速器，电机的输出轴与减速器的输入端连接，减速器的输出端与丝杠连接。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述部分中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

图1是根据本发明的一个实施例的载荷适配器被动框架的俯视图；

图2是图1中A-A截面的剖视图；

图3是根据本发明的一个实施例的载荷适配器被动框架的侧视图；

图4是根据本发明的一个实施例的载荷适配器主动框架部分结构的仰视图；

图5是图4中B-B截面的剖视图；

图6是根据本发明的一个实施例的载荷适配器主动框架部分结构的侧视图；

图7是根据本发明的一个实施例的载荷适配器部分结构的侧视图；

图8是根据本发明的一个实施例的载荷适配器部分结构的分解视图；

图9是根据本发明的一个实施例的载荷适配器部分结构的俯视图；

图10是图9中C-C截面的剖视图；

图11是根据本发明的一个实施例的载荷适配器部分结构的侧视图；

图12是根据本发明的一个实施例的载荷适配器部分结构的侧视图；

图13是图12中D部分的局部放大图；

图14是图12中E部分的局部放大图；

图15是根据本发明的一个实施例的载荷适配器的侧视图；

图16是图15中F部分的局部放大图；

图17是根据本发明的一个实施例的载荷适配器的侧视图；

图18是图17中G-G截面的剖视图。

其中，图1至图18中的附图标记与部件名称之间的对应关系为：

10被动框架，11框架主体，12锥销孔座，13限位槽，20主动框架，21锁紧孔，22顶部安装板，23中间隔板，30第一导向部，31导向柱，32导向锥，40第二导向部，41导向段，42定位段，51驱动装置，511电机，512减速器，52传动结构，521丝杠，522推块，5221第二导向面，523导杆，53限位凸起，60第一行程开关，70第一电连接器，80第二电连接器，90导向凸块，91第一导向面，100锁紧销，110第二行程开关，120导热装置，121第一导热板，122热管，123第二导热板，124固定框架。

具体实施方式

为了可以更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。

下面参照图1至图18描述根据本发明的一些实施例。

如图1至图18所示，本发明的技术方案提供了一种具有导热结构的载荷适配器，用于航天器，包括：被动框架10，固设于航天器的舱壁外，被动框架10上设有第一导向部30；主动框架20，主动框架具有顶部安装板22以及中间隔板23，顶部安装板22的两侧分别安装有载荷机构和导热装置120，导热装置120与载荷机构贴合，导热装置120同时与中间隔板23以及顶部安装板22固定，主动框架20上还设有与第一导向部30配合的第二导向部40以及主动锁紧机构，其中，第一导向部30与第二导向部40配合实现主动框架20与被动框架10的粗定位后，主动框架20到达预设位置，主动锁紧机构工作并使其与被动框架10卡紧，导热装置穿过被动框架10并与航天器的舱壁冷板贴合，以实现主动框架20在被动框架10上的安装。

本方案中，主动框架20在被动框架10上安装完成后，导热装置与载荷机构以及航天器的舱壁冷板贴合，载荷机构上的热量通过导热装置120传递至航天器的舱壁冷板，以实现载荷机构和航天器舱壁之间的换热，能够实现载荷机构的有效散热。

其中，舱壁冷板连接有换热系统，导热装置120上的热量通过舱壁冷板传递至换热系统内，以实现载荷机构的热量传递。

通过第一导向部30和第二导向部40的定位作用，以及主动锁紧机构的锁紧，能够实现主动框架20与被动框架10的固定，进而实现载荷机构在舱壁外侧的固定，载荷机构的固定所需操作较少，操作方便，可靠性较好。

其中，舱外机械臂夹持载荷，主动框架20与载荷固定连接，机械臂带动主动框架20运动。当主动框架20进入一定范围内时，可通过第一导向部30和第二导向部40配合实现主动框架20的定位，以使主动框架能够到达预设位置便于后续锁紧。

载荷为舱外实验载荷，在航天器进入预定轨道后，通过主动框架20和被动框架10的配合使载荷固定在舱外，以能够进行相关实验。

如图15至图18所示，在上述实施例中，优选地，导热装置120包括：固定框架124，固定框架124一侧和中间位置设有耳片，耳片分别与中间隔板23以及顶部安装板22通过螺钉固定连接；多个热管122，设于固定框架124上，热管122呈U型，热管122两端固定有第一导热板121和第二导热板123，第一导热板121和第二导热板123与固定框架124通过螺钉固定连接，第一导热板121与载荷机构贴合，第二导热板123与航天器的舱壁冷板贴合。顶部安装板与载荷机构连接，且导热装置120一侧的第一导热板121与载荷机构散热面接触，同时，主动框架20在被动框架10上安装完成后，第二导热板123上的导热垫与航天器的舱壁冷板压缩贴合。

本方案中，载荷机构中的热量集中在散热面上，并经第一导热板121传递至第二导热板123上，再通过导热垫传递至航天器的舱壁冷板，以实现载荷机构的散热。

在上述实施例中，优选地，第一导向部30为固设于被动框架10上的柱体，第二导向部40为设于主动框架20上的凹槽，第二导向部40包括由外向内依次设置的导向段41和定位段42，其中，由外向内，导向段41的直径逐渐减小。

其中，由外向内，指由第二导向部40的外侧向第二导向部40的内侧，即由图5中的下侧向图5中的上侧。

本方案中，由外向内，导向段41的直径逐渐减小，即导向段41最外侧的直径最大，导向段41最内侧的直径最小且与定位段42等径。主动框架20安装时，第一导向部30只要在主动框架20的高度方向(即上下方向)上与导向段41重合，就能够在导向段41的作用下最终嵌入定位段42内，进而能够降低主动框架20的定位精度要求，进而能够降低夹持载荷机构的机械臂的操作精度要求，能够提高载荷机构的安装效率。

在上述任一实施例中，优选地，第一导向部30包括：固设于被动框架10上的导向柱31；以及导向锥32，固设于导向柱31远离被动框架10的一端，由导向锥32与导向柱31连接的一端，至导向锥32远离导向柱31的一端(即，由图2中的下侧向图2中的上侧)，导向锥32的直径逐渐减小。

本方案中，第一导向部30靠近主动框架20的一侧设有导向锥32，由导向锥32与导向柱31连接的一端，至导向锥32远离导向柱31的一端，导向锥32的直径逐渐减小，一方面，导向锥32能够对主动框架20进行导向，进而使第一导向部30能够顺利嵌入第二导向部40内，另一方面，通过导向锥32与导向段41的配合，还能减小主动框架20移动过程中第一导向部30与主动框架20之间的摩擦力，便于主动框架20快速移动完成定位。

通过本方案，导向锥32的上端部只需在竖直方向上与导向段41重合即可，而不需要导向柱31与导向段41在竖直方向上全部重合，能够显著减小定位精度要求。当导向锥32与导向段41接触后，在导向锥32的外侧面以及导向段41的内侧面的导向作用下，导向锥32向定位段42内移动，直至导向锥32和导向柱31均嵌入定位段42内，实现主动框架20在被动框架10上的粗定位。

其中，本方案中的导向锥32可以为锥形，也可为圆台形，只要满足由导向锥32与导向柱31连接的一端，至导向锥32远离导向柱31的一端，导向锥32的直径逐渐减小即可。

其中，导向段41可以为锥形，也可为圆台形，只要满足由外向内直径逐渐减小即可。

在上述任一实施例中，优选地，还包括：锁紧销100，固设于被动框架10上，主动框架20上设有锁紧孔21，主动框架20与被动框架10粗定位后，主动锁紧机构工作，主动框架20相对被动框架10运动，锁紧销100嵌入锁紧孔21内并与锁紧孔21过盈配合，以实现主动框架20与被动框架10的精定位。

本方案中，锁紧销100的高度低于第一导向部30的高度，锁紧销100不会妨碍第一导向部30和第二导向部40的配合，便于主动框架20在被动框架10上顺利定位。当第一导向部30嵌入第二导向部40内后，锁紧销100能嵌入锁紧孔21内并与锁紧孔21过盈配合，进而能实现主动框架20与被动框架10的精定位。

通过设置相互配合的第一导向部30和第二导向部40，以及锁紧销100和锁紧孔21，能够减少主动框架20相对于被动框架10产生晃动的可能性，进而能够承受发射时的大冲击及振动，能实现航天器的带载上行，并保证载荷机构与暴露实验平台的刚性连接以及供电和通讯连接。

在上述任一技术方案中，优选地，主动锁紧机构包括驱动装置51以及与驱动装置51通过传动结构52连接的多个限位凸起53，被动框架10上设有多个限位槽13，驱动装置51能驱动限位凸起53垂直于主动框架20的高度方向嵌入限位槽13内，以将主动框架20锁定在被动框架10上，其中，沿限位凸起53插入限位槽13的方向，限位槽13的开口逐渐减小；和/或沿限位凸起53插入限位槽13的方向，限位凸起53的横截面积逐渐减小。

本方案中，第一导向部30和第二导向部40配合完成主动框架20和被动框架10的定位后，驱动装置51通过转动装置驱动限位凸起53运动，限位凸起53垂直于主动框架20的高度方向嵌入限位槽13内，限位凸起53和限位槽13能限制主动框架20沿高度方向的运动，而第一导向部30和第二导向部40、锁紧销100和锁紧孔21能限制主动框架20在垂直于高度方向上的运动，进而将主动框架20锁定在被动框架10上。

其中，主动框架20与被动框架10锁定后，限位凸起53和限位槽13配合限制主动框架20在高度方向上相对被动框架10的运动。锁紧销100和锁紧孔21配合限制主动框架20在水平方向上相对被动框架10的运动。其中水平方向为与高度方向垂直的方向。

其中，沿限位凸起53插入限位槽13的方向，限位槽13的开口逐渐减小；和/或沿限位凸起53插入限位槽13的方向，限位凸起53的横截面积逐渐减小，即限位槽13靠近凸起的一侧高度最大，限位凸起53略微高于限位槽13或略微低于限位槽13时依然能卡入限位槽13内，能够降低主动框架20在被动框架10上定位完成后的位置精度要求，当主动框架20相对于预设位置稍微向上或向下偏离时，限位凸起53仍然能够顺利嵌入限位槽13内，主动框架20安装更加便捷可靠。

在上述任一技术方案中，优选地，沿限位凸起53插入限位槽13的方向，限位凸起53的下底面逐渐向上倾斜；和/或沿限位凸起53插入限位槽13方向，限位槽13的下侧面逐渐向上倾斜。

本方案中，沿限位凸起53插入限位槽13的方向，限位凸起53的下底面逐渐向上倾斜；和/或沿限位凸起53插入限位槽13方向，限位槽13的下侧面逐渐向上倾斜，即限位槽13靠近凸起的一侧高度最大，限位凸起53略微低于限位槽13时依然能卡入限位槽13内，能够降低主动框架20在被动框架10上定位完成后的位置精度要求，当主动框架20相对于预设位置稍微向下偏离时，限位凸起53仍然能够顺利嵌入限位槽13内，主动框架20安装更加便捷可靠。

在上述任一实施例中，优选地，还包括：第一行程开关60，固设于主动框架20上且与驱动装置51的控制器电连接，主动框架20到达预设位置时，第一行程开关60与被动框架10抵靠并触发，随后驱动装置51驱动限位凸起53嵌入限位槽13内；第二行程开关110，固设于主动框架20上且与驱动装置51的控制器电连接，限位凸起53插入限位槽13并运动至极限位置时，第二行程开关110与限位凸起53抵靠并触发，主动框架20已相对被动框架10到达预设位置，驱动装置的控制系统进入锁紧确认状态，电机551持续旋转，直至达到某个堵转力矩，电机511断电，完成锁紧。

本方案中，主动框架20和被动框架10通过第一导向部30和第二导向部40定位后，主动框架20与被动框架10之间的间距逐渐减小，当主动框架20到达预设位置时，第一行程开关60与被动框架10抵靠并触发，随后驱动装置51驱动限位凸起53嵌入限位槽13内，从而将主动框架20固定在被动框架10上。

限位凸起53插入限位槽13并运动至极限位置时，第二行程开关110与限位凸起53抵靠并触发，以使驱动装置停止工作，以能够对限位凸起53的运动位置进行控制。

相对于距离传感器等装置，第一行程开关60和第二行程开关110工作可靠，能适应极端的工作环境，能够减少故障率。

其中，优选地，主动框架20的周侧上设有多个第一行程开关60，多个第一行程开关60相互串联，当所有第一行程开关60均导通时，驱动装置51驱动限位凸起53嵌入限位槽13内。通过设置多个第一行程开关60，能对主动框架20不同部位相对于被动框架10的位置进行检测，减少主动框架20未到达预设位置驱动装置51便工作的可能，减少误操作的可能。

如图4至图6、图9至图12所示，在上述任一实施例中，优选地，传动结构52包括丝杠521、推块522以及导杆523；丝杠521与驱动装置51连接且与主动框架20转动连接；导杆523固定在主动框架20上；推块522与丝杠521螺纹配合且套设于导杆523外，限位凸起53固设于推块522上，其中，驱动装置51带动丝杠521沿第一旋向转动时，推块522在丝杠521的作用下运动并带动限位凸起53嵌入限位槽13内；驱动装置51带动丝杠521沿与第一旋向相反的第二旋向转动时，推块522在丝杠521的作用下运动并带动限位凸起53从限位槽13内抽出。

本方案中，驱动装置51带动丝杠521转动，丝杠521通过螺纹配合是推块522运动，通过改变丝杠521的旋转方向，即可改变推块522的运动方向。推块522在丝杠521的驱动作用以及导杆523的导向作用下运动，并带动限位凸起53嵌入限位槽13内，从而将主动框架20固定在被动框架10上，进而实现载荷机构在航天器舱壁外的固定。

在上述任一实施例中，优选地，丝杠521包括同轴连接的左旋段和右旋段，推块522为两个且两个推块522分别设于左旋段和右旋段。

本方案中，两个推块522分别设于丝杠521的左旋段和右旋段，当丝杠521转动时，两个推块522能向相反的方向运动，进而使主动框架20两侧的限位凸起53能嵌入对应的限位槽13内，实现限位凸起53在限位槽13内的固定。通过在主动框架20的两侧设置限位凸起53，能使主动框架20受力均匀，同时各个限位凸起53受力情况相近，能提高主动框架20与被动框架10连接的可靠性。

在上述任一实施例中，优选地，推块522垂直于丝杠521的水平两侧分别设有限位凸起53。

本方案中，推块522垂直于丝杠521的水平两侧分别设有限位凸起53，两个推块522上共设置有四个限位凸起53，且四个限位凸起53沿主动框架20的周向设置呈间隔设置，能使主动框架20受力均匀，同时各个限位凸起53受力情况相近，能提高主动框架20与被动框架10连接的可靠性。

如图4所示，在上述任一实施例中，优选地，驱动装置51包括：固设于主动框架20上的电机511以及减速器512，电机511的输出轴与减速器512的输入端连接，减速器512的输出端与丝杠521连接。

本方案中，驱动装置51包括固设于主动框架20上的电极以及减速器512，电机511的输出轴与减速器512的输入端连接，减速器512的输出端与丝杠521连接，从而使电机511能够驱动丝杠521转动，进而使推块522带动限位凸起53嵌入限位槽13内或使限位凸起53从限位槽13内抽出。

在上述任一实施例中，优选地，被动框架10上设有第一电连接器70，推块522上设有第二电连接器80，推块522推动限位凸起53嵌入限位槽13内时，第二电连接器80在推块522的推动下与第一电连接器70连接。

本方案中，推块522推动限位凸起53嵌入限位槽13内时，第二电连接器80在推块522的推动下与第一电连接器70连接，以实现主动框架20与航天器内的供电及通信，进而实现载荷机构的供电及通信，便于载荷机构开展各项工作。

在上述任一实施例中，优选地，被动框架10包括框架主体11以及与框架主体11固定连接的锥销孔座12，锥销孔座12固设于舱壁外，第一导向部30、限位槽13以及锁紧销100均固设于锥销孔座12靠近框架主体11的一侧。

本方案中，第一导向部30、限位槽13以及锁紧销100固设于锥销孔座12组件上，既能提高空间利用率，又便于保证第一导向部30、限位槽13以及锁紧销100的位置精度。

其中，具体地，锥销孔座12为四个且分别位于框架主体11的四角。

具体实施例

如图1至图18所示，本发明的具体实施例提供了一种载荷适配器，用于外太空航天器(例如空间站、航天飞机等)，载荷适配器主要包括主动框架20、被动框架10、设于被动框架10上的限位槽13和第一导向部30以及设于主动框架20上的主动锁紧机构和第二导向部40。

具体地，第一导向部30为柱体，第二导向部40为加工在主动框架20上的定位孔，第一导向部30包括固设于被动框架10上的导向柱31以及固设于导向柱31远离被动框架10一端的导向锥32，第二导向部40包括由外向内依次设置的导向段41和定位段42，并且，由外向内，导向段41的直径逐渐减小。此时，第一导向部30锥形的上端以及第二导向部40的导向段41能配合进行导向，能够降低夹持主动框架20的机械臂的操作精度要求。

被动框架10上还固设有锁紧销100，主动框架20上设有锁紧孔21，锁紧销100能与锁紧孔21过盈配合，其中，锁紧销100的高度低于第一导向部30的高度。

被动框架10上还固设有锁紧销100，锁紧销100为柱体且锁紧销100的高度低于第一导向部30，主动框架20上设有能与锁紧销100过盈配合的锁紧孔21。此时通过锁紧销100与锁紧孔21的配合能够使主动框架20和被动框架10连接更加可靠。同时，锁紧销100的高度低于第一导向部30，使第一导向部30定位时不会产生干涉。

主动锁紧机构包括驱动装置51以及与驱动装置51通过传动结构52连接的多个限位凸起53，被动框架10上设有多个与限位凸起53对应设置的限位槽13，传动结构52包括丝杠521、推块522以及导杆523；驱动装置51包括电机511和减速器512，减速器512的输入端与电机511的输出轴连接，减速器512的输出端与丝杠521连接，丝杠521与主动框架20转动连接；导杆523固定在主动框架20上；推块522与丝杠521螺纹配合且套设于导杆523外，限位凸起53固设于推块522上。

主动框架20上还设有第一行程开关60，第一行程开关60通过螺钉固设于主动框架20上且与电机511电连接，且第一行程开关60与驱动装置51的控制器电连接，第一导向部30与第二导向部40配合后，主动框架20运动至预设位置时，第一行程开关60与被动框架10抵靠并触发，以使电机511通过减速器512带动丝杠521沿第一旋向转动，推块522在丝杠521的作用下运动并带动限位凸起53垂直于高度方向(即上下方向)嵌入限位槽13内。当主动框架20需要分离时，电机511反转并通过减速器512带动丝杠521沿与第一旋向相反的第二旋向转动时，推块522在丝杠521的作用下运动并带动限位凸起53从限位槽13内抽出。

其中，沿限位凸起53插入限位槽13的方向，限位槽13上下两面之间的间距逐渐减小；由限位凸起53与传动结构52连接的一端至限位凸起53远离传动结构52的一端，限位凸起53的顶面和底面之间的距离逐渐减小。

被动框架10上设有第一电连接器70，推块522上设有第二电连接器80，推块522推动限位凸起53嵌入限位槽13内时，第二电连接器80在推块522的推动下与第一电连接器70连接。

其中，被动框架10包括框架主体11以及与框架主体11固定连接的锥销孔座12，锥销孔座12固设于舱壁外，第一导向部30、限位槽13以及锁紧销100均固设于锥销孔座12靠近框架主体11的一侧。

此时，第一导向部30、限位槽13以及锁紧销100固设于锥销孔座12组件上，既能提高空间利用率，又便于保证第一导向部30、限位槽13以及锁紧销100的位置精度。

初始状态下，被动框架10通过螺钉或螺栓固定在航天器的舱壁外。主动框架20与载荷机构通过螺钉或螺栓连接。

本具体实施例的主动框架20和被动框架10安装过程如下：

首先，机械臂抓取载荷机构，和载荷机构供电并通讯，载荷机构为主动框架20上的主动驱动组件供电并和主动驱动组件、第一行程开关以及第二行程开关110通讯。机械臂抓取主动框架20进入被动框架10的捕获范围，机械臂带动主动框架20运动，第一导向部30和第二导向部40配合，以实现主动框架20和被动框架10的粗定位。

第一电连接器70和第二电连接器80为浮动连接器，粗定位结束后，浮动连接器进入捕获范围。

粗定位过程中，当主动框架20到的预设位置时，第一行程开关60与被动框架10抵靠，第一行程开关60触发，电机511开始工作，丝杠521转动带动推块522向两侧移动，以使限位凸起53嵌入限位槽13内，并且锁紧销100插入锁紧孔21内，以实现被动框架10和主动框架20的精定位以及固定。在精定位过程中，第一电连接器70和第二电连接器80同步实现对接。同时快速断接器实现同步对接。

当锁紧销100与锁紧孔21完全配好且达到预定预紧力后，限位凸起53与第二行程开关110抵靠并使第二行程开关110触发，主动框架20已相对被动框架10到达预设位置，驱动装置的控制系统进入锁紧确认状态，电机551持续旋转，直至达到某个堵转力矩，电机511断电，完成锁紧。此时限位凸起53和限位槽13能限制主动框架20沿高度方向的运动，而锁紧销100和锁紧孔21能限制主动框架20在垂直于高度方向上的运动，进而将主动框架20固定在被动框架10上。

因此，主动框架20和被动框架10能够承受一定的载荷，能够承受发射时的大冲击及振动，能实现带载上行。同时能保证科学实验有效载荷与暴露实验平台的刚性连接以及供电和通讯连接。

在本发明中，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述的目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性；术语“多个”则指两个或两个以上，除非另有明确的限定。术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语均应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；“相连”可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，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单元必须具有特定的方向、以特定的方位构造和操作，因此，不能理解为对本发明的限制。

在本说明书的描述中，术语“一个实施例”、“一些实施例”、“具体实施例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或实例。而且，描述的具体特征、结构、材料或特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上仅为本发明的优选实施例而已，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)

1.一种具有导热结构的载荷适配器，用于航天器，其特征在于，包括：

被动框架(10)，固设于所述航天器的舱壁外，所述被动框架(10)上设有第一导向部(30)；

主动框架(20)，所述主动框架(20)具有顶部安装板(22)，所述顶部安装板(22)的两侧分别安装有载荷机构和导热装置(120)，所述载荷机构和所述导热装置(120)贴合，所述主动框架上还设有与所述第一导向部(30)配合的第二导向部(40)以及主动锁紧机构，

其中，所述第一导向部(30)与所述第二导向部(40)配合实现所述主动框架(20)与所述被动框架(10)的粗定位后，所述主动框架(20)到达预设位置，所述主动锁紧机构工作并使其与所述被动框架(10)卡紧，所述导热装置(120)穿过所述被动框架(10)并与所述航天器的舱壁冷板贴合，以实现所述主动框架(20)在所述被动框架(10)上的安装。

2.根据权利要求1所述的载荷适配器，其特征在于，所述导热装置(120)包括：

固定框架(124)，与所述顶部安装板(22)固定连接；

多个热管(122)，固定在所述固定框架(124)上，所述热管(122)呈U型，所述热管(122)两端固定有第一导热板(121)和第二导热板(123)，所述第一导热板(121)和所述第二导热板(123)与所述固定框架(124)固定连接，所述第一导热板(121)与载荷机构贴合，所述第二导热板(123)与所述航天器的舱壁冷板贴合。

3.根据权利要求1所述的载荷适配器，其特征在于，

所述第一导向部(30)为固设于所述被动框架(10)上的柱体，所述第二导向部(40)为设于所述主动框架(20)上的凹槽，所述第二导向部(40)包括由外向内依次设置的导向段(41)和定位段(42)，

其中，由外向内，所述导向段(41)的直径逐渐减小。

4.根据权利要求3所述的载荷适配器，其特征在于，所述第一导向部(30)包括：

固设于所述被动框架(10)上的导向柱(31)；以及

导向锥(32)，固设于所述导向柱(31)远离所述被动框架(10)的一端，由所述导向锥(32)与所述导向柱(31)连接的一端，至所述导向锥(32)远离所述导向柱(31)的一端，所述导向锥(32)的直径逐渐减小。

5.根据权利要求3所述的载荷适配器，其特征在于，还包括：

锁紧销(100)，固设于所述被动框架(10)上，所述主动框架(20)上设有锁紧孔(21)，所述锁紧销(100)的高度低于所述第一导向部(30)的高度，

其中，所述主动框架(20)与所述被动框架(10)粗定位后，所述主动锁紧机构工作，所述主动框架(20)相对所述被动框架(10)运动，所述锁紧销(100)嵌入所述锁紧孔(21)内并与所述锁紧孔(21)过盈配合，以实现所述主动框架(20)与所述被动框架(10)的精定位。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的载荷适配器，其特征在于，

所述主动锁紧机构包括驱动装置(51)以及与所述驱动装置(51)通过传动结构(52)连接的多个限位凸起(53)，所述被动框架(10)上设有多个限位槽(13)，所述驱动装置(51)能驱动所述限位凸起(53)水平嵌入所述限位槽(13)内，以将所述主动框架(20)锁定在所述被动框架(10)上，

其中，沿所述限位凸起(53)插入所述限位槽(13)的方向，所述限位槽(13)的开口逐渐减小；和/或

沿所述限位凸起(53)插入所述限位槽(13)的方向，所述限位凸起(53)的横截面积逐渐减小。

7.根据权利要求6所述的载荷适配器，其特征在于，还包括：

第一行程开关(60)，固设于所述主动框架(20)上且与所述驱动装置(51)的控制器连接，所述主动框架(20)到达所述预设位置时，所述第一行程开关(60)与所述被动框架(10)抵靠并触发，随后所述驱动装置(51)驱动所述限位凸起(53)嵌入所述限位槽(13)内；

第二行程开关(110)，固设于所述主动框架(20)上且与所述驱动装置(51)的控制器连接，所述限位凸起(53)插入所述限位槽(13)并运动至极限位置时，所述第二行程开关(110)与所述限位凸起(53)抵靠并触发，以使所述驱动装置停止工作。

8.根据权利要求6所述的载荷适配器，其特征在于，所述传动结构(52)包括丝杠(521)、推块(522)以及导杆(523)；

所述丝杠(521)与所述驱动装置(51)连接且与所述主动框架(20)转动连接；

所述导杆(523)固定在所述主动框架(20)上；

所述推块(522)与所述丝杠(521)螺纹配合且套设于所述导杆(523)外，所述限位凸起(53)固设于所述推块(522)上，

其中，所述驱动装置(51)带动所述丝杠(521)沿第一旋向转动时，所述推块(522)在所述丝杠(521)的作用下沿导杆(523)运动并带动所述限位凸起(53)嵌入所述限位槽(13)内；所述驱动装置(51)带动所述丝杠(521)沿第二旋向转动时，所述推块(522)在所述丝杠(521)的作用下沿所述导杆运动并带动所述限位凸起(53)从所述限位槽(13)内抽出；

所述丝杠(521)包括同轴连接的左旋段和右旋段，所述推块(522)为两个且两个所述推块(522)分别设于所述左旋段和所述右旋段。

9.根据权利要求8所述的载荷适配器，其特征在于，

所述推块(522)垂直于所述丝杠(521)的水平两侧分别设有限位凸起(53)。

10.根据权利要求6所述的载荷适配器，其特征在于，所述驱动装置(51)包括：

固设于所述主动框架(20)上的电机(511)以及减速器(512)，所述电机(511)的输出轴与所述减速器(512)的输入端连接，所述减速器(512)的输出端与所述丝杠(521)连接。

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