CN113342021A - 用于上升器发射返回支架的自主调姿着陆器 - Google Patents
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Abstract
一种用于上升器发射返回支架的自主调姿着陆器，包括：具有双轴倾角传感器和控制器的主结构箱体、四套兼具自主调姿功能和着陆缓冲功能的腿机构及其调姿驱动机构，四套腿机构均布于主结构箱体外部，调姿驱动机构位于主结构箱体内部；控制器提取双轴倾角传感器反馈的机身姿态信息并分析实际着陆工况，在着陆缓冲阶段，调姿驱动机构抱死以使得腿机构安装板牢固地贴合在主结构箱体配合面上；在自主调姿阶段，调姿驱动机构能够控制整个腿机构绕着安装板上的转动铰链轴线作整体旋转；本发明通过利用两套动力源配备四套离合器，即可使着陆器具备自主调姿能力从而满足上升器的最佳发射角要求，由于调节上升器发射角的本质是调节机身的横滚角和俯仰角，机身只需要两个自由度即可，因此两套动力源的设计方案更为经济合理。
Description
技术领域
本发明涉及的是一种空间探测器领域的技术，具体是一种用于上升器发射返回支架的自主调姿着陆器。
背景技术
外星着陆、自主采样和反射返回，是了解宇宙、认知星球起源和演化的重要技术手段和前提。目前，要求着陆器不仅能在外星表面安全着陆，还要利用着陆器(或者巡视器)上搭载的探测设备进行外星表面钻探和采样。特别是，为了进一步分析外星地表构成、深化天体化学和宇宙演化学研究，需要利用着陆器上面搭载的上升器携带样品在着陆器上发射返回，并与在轨卫星对接进而将样品转运到地球。然而，考虑到着陆地形坡度、缓冲器形变带来的姿态变化、在轨卫星相对参数、以及最小发射能耗等因素，亟需着陆器具备自主调姿能力以在最佳角度发射上升器。现有技术大多在成熟的着陆器技术基础上，额外搭载多自由度并联机构平台来调节上升器的发射角。这种技术由于附加额外搭载平台，具有电机数多、结构复杂、质量大、体积大等特点，带来了更加高昂的发射和运载成本。另外，搭载平台使着陆器的主结构高度和质心高度增加，因此也给着陆稳定性带来极大风险。
发明内容
本发明针对现有技术存在的上述不足，提出一种用于上升器发射返回支架的自主调姿着陆器，通过利用两套动力源配备四套离合器，即可使着陆器具备自主调姿能力从而满足上升器的最佳发射角要求，其中：由于调节上升器发射角的本质是调节机身的横滚角和俯仰角，机身只需要两个自由度即可，因此两套动力源的设计方案更为经济合理。
本发明是通过以下技术方案实现的：
本发明涉及一种用于上升器发射返回支架的自主调姿着陆器，包括：具有双轴倾角传感器和控制器的主结构箱体、四套兼具自主调姿功能和着陆缓冲功能的腿机构及其调姿驱动机构，其中：四套腿机构均布于主结构箱体外部，调姿驱动机构位于主结构箱体内部；控制器提取双轴倾角传感器反馈的机身姿态信息并分析实际着陆工况，在着陆缓冲阶段，调姿驱动机构抱死以使得腿机构安装板牢固地贴合在主结构箱体配合面上；在自主调姿阶段，调姿驱动机构能够控制整个腿机构绕着安装板上的转动铰链轴线作整体旋转。
所述的腿机构包括：腿机构安装板、一套主缓冲支柱、两套辅缓冲支柱、腿机构动平台和足垫，其中：腿机构安装板通过底边的转动铰链与主结构箱体侧面连接，腿机构安装板的上端通过转动铰链与调姿驱动机构连接，腿机构安装板的底边通过两个虎克铰与两个辅缓冲支柱的外套筒分别连接，腿机构安装板的上端通过虎克铰与主支柱外套筒连接，腿机构动平台与主缓冲支柱外套筒刚性固连，并通过两个球铰与辅缓冲支柱的活塞杆连接。
所述的调姿驱动机构包括：竖直安装的两套齿轮传动装置和四套换位执行装置，其中：齿轮传动装置设置于主结构箱体内部并用于传递动力，四套换位执行装置与四套腿机构一一连接，相对安装的两套换位执行装置和腿机构为一组，在两套齿轮传动装置的分别驱动下，两组换位执行装置和腿机构分别受控调节横滚角和俯仰角这两个自由度，对于每组中的两套换位执行装置和腿机构，其中一套用于顺时针调节某一自由度，而另一套则用于逆时针调节该自由度。
所述的齿轮传动装置包括：第一套齿轮传动装置和第二套齿轮传动装置，每套齿轮传动装置包括：驱动小齿轮、两个传动小齿轮、传动大齿轮，所有齿轮均定轴转动，驱动小齿轮与动力源连接，且与传动大齿轮相互啮合，传动小齿轮与换位执行装置的离合器连接，且与传动大齿轮相互啮合。
每套换位执行装置包括：法兰筒、第一执行连杆及制动器、第二执行连杆、一套丝杆导轨及安装座组件和离合器，其中：第一执行连杆上设有制动器，二者在导轨上滑动或通过制动器抱死使第一执行连杆相对导轨固定，第二执行连杆一端通过转动铰链与第一执行连杆相连，另一端通过转动铰链与腿机构安装板上端的转动铰链相连，离合器一端固定在丝杠上，另一端在控制信号的作用下可以相对传动小齿轮松开或者抱死。
所述的第一执行连杆上设有螺母以便在丝杠的驱动下往复直线运动。
所述的自主调姿是指：控制器确定横滚角和俯仰角这两个自由度的调节方向和调节角度大小，从而在两组换位执行装置和腿机构中各选取一套，并通过两套齿轮传动装置分别驱动；通过控制四个离合器选择性地使每组中需要驱动控制的换位执行装置与传动小齿轮连接抱死，而使不需要驱动控制的换位执行装置与传动小齿轮松开分离，从而控制机身顺时针或者逆时针在自由度方向上转动调姿(横滚角或者俯仰角)；在两个动力源的驱动输入下，两套齿轮传动装置分别将动力传递给其中两套换位执行装置，并进而驱动两套正交布置的腿机构。在调姿过程中，双轴倾角传感器实时获取机身姿态信息并反馈给控制器，直至机身达到预期横滚角和俯仰角时调姿过程结束。
技术效果
本发明整体所解决了现有固定式着陆器无法自主调整姿态，无法给上升器发射返回提供最佳发射角度的问题以及已有固定式着陆器通过在主结构箱体之上额外搭载独立的机构平台进行调姿，从而导致结构复杂、质量大、运载和发射成本上升、重心上升、着陆稳定性降低等诸多问题；本发明基于自主调姿本质是调节横滚角和俯仰角这两个自由度，给出了只需要两个动力源的驱动方案，且结构简单、位于主结构箱体内部。与现有技术相比，本发明仅依靠自身即可同时具备着陆缓冲和姿态调节功能，因此可以在用作上升器发射返回支架的同时，仅需要两个驱动源且结构简单、质量低、空间占用小，对运载成本、重心位置、着陆稳定性等影响小。
附图说明
图1为本实施例在着陆缓冲阶段的示意图；
图2为本实施例在自主调姿阶段的示意图；
图3为兼具自主调姿功能和着陆缓冲功能的腿机构的示意图；
图4为调姿驱动机构的示意图；
图5为换位执行装置的示意图；
图6为齿轮传动装置的示意图；
图中：设有双轴倾角传感器的主结构箱体100、腿机构200、腿机构安装板201、主缓冲支柱外套筒202、辅缓冲支柱外套筒203、辅缓冲支柱活塞杆204、腿机构动平台205、主缓冲支柱活塞杆206、足垫207、法兰筒301、安装座302、制动器303、第一执行连杆304、第二执行连杆305、丝杆306、导轨307、离合器308、第一层驱动小齿轮401、第一层传动大齿轮402、第一层传动小齿轮403和407、第二层驱动小齿轮405、第二层传动大齿轮404、第二层传动小齿轮406和408。
具体实施方式
如图1和图2所示，本实施例包括：主结构箱体100、四套兼具自主调姿功能和着陆缓冲功能的腿机构200、调姿驱动机构，其中：所述的主结构箱体100表面设有双轴倾角传感器以检测机身的横滚角和俯仰角大小，在上升器发射调姿阶段实时提取机身姿态信息形成闭环反馈控制。四套腿机构200均布于主结构箱体100外部。
如图3所示，所述的腿机构200包括：腿机构安装板201、一套主缓冲支柱外套筒202和主缓冲支柱活塞杆206、两套辅缓冲支柱外套筒203和辅缓冲支柱活塞杆204、腿机构动平台205、足垫207，其中：腿机构安装板201通过底边的转动铰链与主结构箱体100侧面连接，腿机构安装板201的上端通过转动铰链与换位执行装置300连接。在着陆缓冲阶段，换位执行装置300的制动抱死以使得腿机构安装板201牢固地贴合在主结构箱体100配合面上。在自主调姿阶段，换位执行装置300能够控制整个腿机构200绕着安装板201上的转动铰链轴线作整体旋转。腿机构安装板201的底边通过两个虎克铰与两个辅缓冲支柱的外套筒203分别连接，腿机构安装板201的上端通过虎克铰与主支柱外套筒202连接。腿机构动平台205与主缓冲支柱外套筒202刚性固连，并通过两个球铰与辅缓冲支柱的活塞杆204连接。
所述的主缓冲支柱用于吸收竖直方向的冲击能量，辅缓冲支柱用于吸收水平方向的冲击能量。所述的缓冲支柱为缓冲器，包括：铝蜂窝式、金属泡沫式、气液式、电液式或磁流变式。
如图1和2所示，所述的调姿驱动机构位于主结构箱体100内部。
如图4所示，所述的调姿驱动机构包括：竖直安装的两套齿轮传动装置400和四套换位执行装置300，其中：四套换位执行装置300与四套腿机构200一一连接，其中相对安装的两套换位执行装置300和腿机构200为一组，共计两组。所以在两套齿轮传动装置400的分别驱动下，两组换位执行装置300和腿机构200分别受控调节横滚角和俯仰角这两个自由度，以实现上升器的发射角度要求。对于每组中的两套换位执行装置300和腿机构200，其中一套用于顺时针调节某一自由度，而另一套则用于逆时针调节该自由度。
在着陆缓冲阶段：每套换位执行装置300中的制动器303均处于连接抱死状态，离合器308均处于松开分离状态。腿机构200的安装板201牢固地贴合在主结构箱体100的侧面上。着陆冲击力可以直接传递至机身，力流状态与传统的固定式着陆器如嫦娥三号完全一致，本实施例此时仅表现着陆缓冲功能。
如图6所示，所述的齿轮传动装置400设有两套(即两层)，具有实现机身两自由度调姿的最少动力源。在第一层齿轮传动装置中，包括驱动小齿轮401、两个传动小齿轮403和407、传动大齿轮402，所有齿轮均定轴转动。驱动小齿轮401与动力源连接，且与传动大齿轮402相互啮合。两个传动小齿轮403和407分别与两套换位执行装置300连接，且均与传动大齿轮402相互啮合。在第二层齿轮传动装置中，包括驱动小齿轮405、两个传动小齿轮406和408、传动大齿轮404，所有齿轮均定轴转动。驱动小齿轮405与动力源连接，且与传动大齿轮404相互啮合。两个传动小齿轮406和408分别与两套换位执行装置300连接，且均与传动大齿轮404相互啮合。
如图5所示，所述的换位执行装置300设有四套，均布于法兰筒301外侧。每套包括第一执行连杆304及制动器303、第二执行连杆305、一套丝杆306导轨307及安装座302组件、离合器308，其中：第一执行连杆304上设有制动器，二者可以在导轨上滑动或通过制动器抱死使第一执行连杆304相对导轨固定。第一执行连杆304上设有螺母以便在丝杠306的驱动下往复直线运动。第二执行连杆305一端通过转动铰链与第一执行连杆304相连，另一端通过转动铰链与腿机构安装板201上端的转动铰链相连。离合器308一端固定在丝杠306上，另一端在控制信号的作用下可以相对传动小齿轮403、406、407、408松开或者抱死。
本实施例通过以下方式实现自主调姿：在自主调姿阶段：首先，控制器提取双轴倾角传感器反馈的机身100姿态信息，进一步分析实际着陆工况并确定发射角大小；其次，控制器计算并确定横滚角和俯仰角这两个自由度的调节方向和调节角度大小，从而在两组换位执行装置300和腿机构200中各选取一套，通过两套齿轮传动装置400分别驱动；接着，控制器发出信号控制四个离合器，并选择性地使每组中需要驱动控制的换位执行装置300与传动小齿轮403、406、407、408连接抱死，而使不需要驱动控制的换位执行装置300与传动小齿轮403、406、407、408松开分离，从而控制机身100顺时针或者逆时针在自由度方向上转动调姿(横滚角或者俯仰角)；最后，在两个动力源的驱动输入下，两套齿轮传动装置400分别将动力传递给其中两套换位执行装置300，并进而驱动两套正交布置的腿机构200。在调姿过程中，双轴倾角传感器实时获取机身100的姿态信息并反馈给控制器，直至机身100达到预期横滚角和俯仰角时调姿过程结束。
经过具体实际实验，采用本实施例在UG NX12.0的软件环境中进行1:1设计建模，得到该自主调姿着陆器的主结构箱体边长为1.80m，整机高度为2.04m。进一步使用UGNX12.0自带的运动仿真求解器进行自主调姿仿真解算，得到在当前参数下着陆器机身具备25.66°的最大姿态调节能力，满足工程实际中上升器发射需求。
与现有技术相比，本发明在不借助外搭设备只依靠自身的条件下，具备横滚角和俯仰角的2自由度自主调姿能力，并可用做上升器发射返回支架。本发明仅需要两个驱动源，极大地减少驱动数量和并简化了传动系统结构。本发明将调姿驱动机构放置于主结构箱体内部，结构简单、质量低、空间占用小，对运载成本、重心位置、着陆稳定性等影响小。
上述具体实施可由本领域技术人员在不背离本发明原理和宗旨的前提下以不同的方式对其进行局部调整，本发明的保护范围以权利要求书为准且不由上述具体实施所限，在其范围内的各个实现方案均受本发明之约束。
Claims (5)
1.一种用于上升器发射返回支架的自主调姿着陆器，其特征在于，包括：具有双轴倾角传感器和控制器的主结构箱体、四套兼具自主调姿功能和着陆缓冲功能的腿机构及其调姿驱动机构，其中：四套腿机构均布于主结构箱体外部，调姿驱动机构位于主结构箱体内部；控制器提取双轴倾角传感器反馈的机身姿态信息并分析实际着陆工况，在着陆缓冲阶段，调姿驱动机构抱死以使得腿机构安装板牢固地贴合在主结构箱体配合面上；在自主调姿阶段，调姿驱动机构能够控制整个腿机构绕着安装板上的转动铰链轴线作整体旋转；
所述的腿机构包括：腿机构安装板、一套主缓冲支柱、两套辅缓冲支柱、腿机构动平台和足垫，其中：腿机构安装板通过底边的转动铰链与主结构箱体侧面连接，腿机构安装板的上端通过转动铰链与调姿驱动机构连接，腿机构安装板的底边通过两个虎克铰与两个辅缓冲支柱的外套筒分别连接，腿机构安装板的上端通过虎克铰与主支柱外套筒连接，腿机构动平台与主缓冲支柱外套筒刚性固连，并通过两个球铰与辅缓冲支柱的活塞杆连接；
所述的调姿驱动机构包括：竖直安装的两套齿轮传动装置和四套换位执行装置，其中：齿轮传动装置设置于主结构箱体内部并用于传递动力，四套换位执行装置与四套腿机构一一连接，相对安装的两套换位执行装置和腿机构为一组，在两套齿轮传动装置的分别驱动下，两组换位执行装置和腿机构分别受控调节横滚角和俯仰角这两个自由度，对于每组中的两套换位执行装置和腿机构，其中一套用于顺时针调节某一自由度，而另一套则用于逆时针调节该自由度。
2.根据权利要求1所述的用于上升器发射返回支架的自主调姿着陆器，其特征是，所述的齿轮传动装置包括：第一套齿轮传动装置和第二套齿轮传动装置，每套齿轮传动装置包括：驱动小齿轮、两个传动小齿轮、传动大齿轮，所有齿轮均定轴转动，驱动小齿轮与动力源连接，且与传动大齿轮相互啮合，传动小齿轮与换位执行装置的离合器连接，且与传动大齿轮相互啮合。
3.根据权利要求1所述的用于上升器发射返回支架的自主调姿着陆器，其特征是，每套换位执行装置包括：法兰筒、第一执行连杆及制动器、第二执行连杆、一套丝杆导轨及安装座组件和离合器，其中：第一执行连杆上设有制动器，二者在导轨上滑动或通过制动器抱死使第一执行连杆相对导轨固定，第二执行连杆一端通过转动铰链与第一执行连杆相连，另一端通过转动铰链与腿机构安装板上端的转动铰链相连，离合器一端固定在丝杠上，另一端在控制信号的作用下可以相对传动小齿轮松开或者抱死。
4.根据权利要求3所述的用于上升器发射返回支架的自主调姿着陆器，其特征是，所述的第一执行连杆上设有螺母以便在丝杠的驱动下往复直线运动。
5.根据权利要求1～4中任一所述的用于上升器发射返回支架的自主调姿着陆器，其特征是，所述的自主调姿是指：控制器确定横滚角和俯仰角这两个自由度的调节方向和调节角度大小，从而在两组换位执行装置和腿机构中各选取一套，并通过两套齿轮传动装置分别驱动；通过控制四个离合器选择性地使每组中需要驱动控制的换位执行装置与传动小齿轮连接抱死，而使不需要驱动控制的换位执行装置与传动小齿轮松开分离，从而控制机身顺时针或者逆时针在自由度方向上转动调姿；在两个动力源的驱动输入下，两套齿轮传动装置分别将动力传递给其中两套换位执行装置，并进而驱动两套正交布置的腿机构，在调姿过程中，双轴倾角传感器实时获取机身姿态信息并反馈给控制器，直至机身达到预期横滚角和俯仰角时调姿过程结束。
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