CN113928570B - 航天装置的锁紧机构 - Google Patents

Abstract

本发明提供航天装置的锁紧机构，包括基座、开启臂、柔性带、固定臂和驱动组件；开启臂的一端和基座转动连接，开启臂的另一端和柔性带的一端固定连接；固定臂的一端和基座固定连接，固定臂的另一端和柔性带的另一端固定连接；驱动组件连接在基座上，驱动组件驱动开启臂相对基座上的转动点A进行转动，实现开启臂带动柔性带开合。本发明采用柔性带代替原有的半圆形保形架，可以消除两个接触点对轮胎的压应力和摩擦力。相比于传统的半圆形保形架，航天装置的锁紧机构与轮胎贴合更紧，可减少冲击。

Description

航天装置的锁紧机构

技术领域

本发明涉及到航天航空领域，特别涉及航天装置的锁紧机构。

背景技术

随着复合飞行器的发展，采用垂直复合的驮载飞行方式可以起到让两个不同功能的飞行器彼此发挥其最大效能的作用，从而完成某些单一飞行器无法有效完成的功能。比如采用一架飞机驮载另一个架飞行进行垂直起飞、悬停、重复放飞、以及空中对接回收等。在此过程中，锁死机构的设计为实现以上功能的重要环节。同时为了具有通用驮载飞行器的能力，所以锁死机构必须能够满足与各种飞行器的通用组件组合锁死。为了保证所驮载的飞行器顺利放飞，所以锁死机构应该具备有一定的弹射功能。在回收过程中，为了防止过大的冲击，应该具备有一定的减震缓冲效果。所以为了保证复合飞行器成功脱离与对接，驮载飞行器与被驮载的飞行器之间的锁死机构设计迫在眉睫。

现有技术中，多是采用铰接的两个半圆形保型架。如申请号为202011634534.1、申请日为2020年12月31日、名称为《航天装置的锁紧机构》的中国发明专利。由于半圆形保型架的后缘凸起，如果被分离的飞机的弹起速度较小，会造成起落架轮胎刮到半圆形保型架的顶端，造成较大的碰撞，严重会造成机毁人亡。

基于上述问题，亟需一种能够减少碰撞的航天装置的锁紧机构。

发明内容

本发明为解决上述问题，本发明的目的在于一种能够减少碰撞的航天装置的锁紧机构。

为实现上述目的，本发明采用以下具体技术方案：

航天装置的锁紧机构，包括基座、固定臂、开启臂、柔性带和驱动组件；

开启臂的一端和基座在转动点A处转动连接，开启臂的另一端和柔性带的一端连接；

固定臂的一端和基座固定连接，固定臂的另一端和柔性带的另一端连接；

驱动组件连接在基座上，驱动组件驱动开启臂相对基座转动，实现开启臂带动柔性带开合。

进一步的，驱动组件包括动力组件和传动组件，动力组件提供开启臂转动的动力，动力组件通过传动组件传动连接开启臂。

进一步的，动力组件包括舵机、连接盘、蜗杆、蜗轮和蜗轮轴；

蜗杆由基座转动支撑，蜗杆与蜗轮啮合；

蜗轮轴由基座转动支撑，蜗轮固套在蜗轮轴的外部；

舵机的输出轴通过连接盘连接蜗杆，连接盘将舵机的转矩传递给蜗杆；蜗杆带动蜗轮旋转，蜗轮固定在蜗轮轴上；

蜗轮轴与开启臂传动连接，蜗轮轴提供开启臂转动的动力。

进一步的，传动组件还包括第一传动单元，第一传动单元还包括第一齿轮、第一齿轮轴和第二齿轮轴；

第一齿轮轴、第二齿轮轴和蜗轮轴的轴线相互平行布置，第一齿轮轴和第二齿轮轴分别由基座转动支撑，第一齿轮固套在蜗轮轴的外部；

第一齿轮轴固定有第二齿轮和第三齿轮，第二齿轮轴固定有第四齿轮，第二齿轮和第一齿轮啮合，第三齿轮和第四齿轮啮合；

蜗轮轴带动第一齿轮旋转，蜗轮轴通过第一齿轮将转矩传递给第一齿轮轴上的第二齿轮，第二齿轮带动第三齿轮旋转，第三齿轮将转矩传递给第四齿轮；

第二齿轮轴驱动开启臂转动。

进一步的，传动组件还包括第二传动单元，第二传动单元包括原动件、连杆和摇杆；

基座、原动件、连杆和摇杆形成连杆机构；

原动件的一端与基座转动连接，原动件的另一端与连杆的一端转动连接，连杆的另一端与摇杆的一端转动连接，摇杆的另一端与基座在转动点A处转动连接；

第二齿轮轴驱动原动件相对基座转动；

摇杆与开启臂固定连接。

进一步的，传动组件包括原动件、连杆和摇杆；

基座、原动件、连杆和摇杆形成连杆机构；

原动件的一端与基座转动连接，原动件的另一端与连杆的一端转动连接，连杆的另一端与摇杆的一端转动连接，摇杆的另一端与基座在转动点A处转动连接；

驱动组件驱动原动件相对基座转动；

摇杆与开启臂固定连接。

进一步的，开启臂或柔性带为弧形状。

进一步的，柔性带为铰链带结构。

进一步的，柔性带的两端分别与固定臂和开启臂铰接。

进一步的，开启臂的另一端可以远离或靠近固定臂的另一端。

本发明能够取得以下技术效果：

本发明采用柔性带代替原有的半圆形保形架，与传统的两个保形架铰接在一起相比，本发明的开启臂和固定臂是分别和基座连接的。这样可以消除两个接触点对轮胎的压应力和摩擦力，解决了半圆形保型架后缘凸起造成碰撞的问题。发明提供的锁紧机构，只要柔性件能够正常弹起张开，在任何弹起速度状态下，均可以保证上部被分离飞机的起落架不会撞击到后缘凸起。

附图说明

图1是本发明实施例的锁紧机构的结构示意图；

图2是本发明实施例的锁紧机构的开启时的结构示意图；

图3是本发明实施例的驱动组件的结构示意图。

附图标记：

基座1、固定臂2、开启臂3、柔性带4、舵机61、连接盘62、蜗杆63、蜗轮64、蜗轮轴65、第一齿轮66、第一齿轮轴67、第二齿轮671、第三齿轮672、第二齿轮轴68、第四齿轮681、原动件71、连杆72、摇杆73。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，而不构成对本发明的限制。

图1示出了航天装置的锁紧机构的结构，如图1所示，锁紧机构包括基座1、固定臂2、开启臂3、柔性带4和驱动组件。

其中，基座1作为安装基础，用来支撑锁紧机构。

其中，固定臂2和开启臂3相对布置，两者之间形成的空间用来容纳柔性带4。开启臂3的一端（即底端）和基座1的顶部转动连接，开启臂3的另一端（即顶端）和柔性带4的一端连接。固定臂2的一端（即底端）和基座1的顶部固定连接，固定臂2的另一端（即顶端）和柔性带4的另一端连接。固定臂2的底端和开启臂3的底端这两者与现有技术相比不是直接铰接在一起的，而是分别和基座相连接、且间隔布置，这样固定臂2的底端和开启臂3的底端之间有了空隙，提供更大的操作空间。

优选的，固定臂2和开启臂3为弧形状，类似半圆。这样两个臂的中间的部分的距离比底端或顶端之间的距离大，进一步减少柔性带4和两个臂的碰撞。

其中，柔性带4设置在固定臂2和开启臂3的顶端之间，作用是在驱动组件驱动开启臂3的配合下提供张力将轮胎弹出，优选为铰链带结构。如图2所示铰链带是由若干个铰链块组合而成。铰链块的大小和数量均可以依据固定翼无人机起落架轮胎的外径大小而改变，铰链块之间装拆方便，可以良好的适配各种范围内尺寸的轮胎，固定臂2和开启臂3的半径的大小决定了可以分离和抓取轮胎外径的范围。柔性带4是铰链带结构时，其两端的铰链块与固定臂2和开启臂3铰接。柔性带4的结构不同，也可以与固定臂2和开启臂3固定连接。

其中，驱动组件连接在基座1上，作用是驱动开启臂3运动，实现开启臂3带动柔性带4开合。开启臂3的顶端是连接柔性带4，底端是和基座1转动连接的，转动点设置为A，转动轴线通过转动点A。开启臂3的顶端绕着底端的转动点A转动，这样能够实现开启臂3的顶端靠近或远离固定臂2。

具体的，驱动组件包括动力组件和传动组件，动力组件提供开启臂3转动的动力，动力组件通过传动组件传动连接开启臂3。

更为具体的，如图3所示动力组件包括舵机61、连接盘62、蜗杆63、蜗轮64和蜗轮轴65。基座1是一个箱体结构，其内布置有两个轴线垂直布置的蜗杆7和蜗轮轴65。蜗杆7和蜗轮轴65的两端分别通过轴承等机械常用连接件由箱体转动支撑。舵机61安装到基座1上，其输出轴通过连接盘62连接蜗杆63的输入端。连接盘62将舵机61的转矩传递给蜗杆63，蜗杆63带动蜗轮64旋转，因蜗轮64固定套在蜗轮轴65的一端上；蜗轮轴65获得转动动力，蜗轮轴65与开启臂3传动连接，蜗轮轴65提供开启臂3转动的动力。由于一般原动机自身不带自锁装置，在失去控制或者断电的情况下，会失去作用力，此时将无法使机构完成预期目标，所以为了保证航空安全，本发明设计带有自锁装置的变速齿轮箱，其主要原理是利用蜗轮蜗杆的自锁原理来达到断电自锁要求，保证其功能可靠性。

更为具体的，传动组件还包括第一传动单元，第一传动单元还包括第一齿轮66、第一齿轮轴67和第二齿轮轴68。第一齿轮轴67、第二齿轮轴68和蜗轮轴65的轴线均平行间隔布置在基座1的箱体内，第一齿轮轴67和第二齿轮轴68分别由基座1转动支撑。蜗轮轴65的另一端上固定套设有第一齿轮66。第一齿轮轴67上同轴固定有第二齿轮671和第三齿轮672，第二齿轮轴68固定有第四齿轮681。第二齿轮671和第一齿轮66啮合，第三齿轮672和第四齿轮681啮合。蜗轮轴65带动第一齿轮66旋转，蜗轮轴65通过第一齿轮66将转矩传递给第一齿轮轴67上的第二齿轮671，第二齿轮671和第三齿轮672旋转，第三齿轮672将转矩传递给第二齿轮轴68上的第四齿轮681；第二齿轮轴68提供合适的转矩并驱动开启臂3转动。

具体的，传动组件还包括优选安装在基座1的箱体的侧面外部的第二传动单元，第二传动单元包括原动件71、连杆72和摇杆73；基座1、原动件71、连杆72和摇杆73形成平面连杆机构，平面连杆机构具有传递动力快的优点；原动件71的一端与基座1转动连接，转动轴线方向与开启臂3在转动点A处的转动轴线方向平行；原动件71的另一端与连杆72的一端转动连接，转动轴线方向与开启臂3在转动点A处的转动轴线方向平行；连杆72的另一端与摇杆73的一端转动连接，转动轴线方向与开启臂3在转动点A处的转动轴线方向平行；摇杆73的另一端与基座1在转动点A处绕垂直于箱体的侧面的方向转动连接；第二齿轮轴68与原动件71固定连接，第二齿轮轴68驱动原动件71相对基座1转动。

优选的，第二齿轮轴68穿设过基座1的箱体，其端部固定连接原动件71。舵机61转动实现第二齿轮轴68带动原动件71转动。原动件71转动又经过第二传动单元将动力传递给摇杆73，摇杆73绕着A点转动，摇杆73与开启臂3固定连接。摇杆73相对基座1的转动角度的改变带动开启臂3与相对基座1的转动角度的改变。平面连杆机构的结构类型和尺寸根据设计的开启臂3的运动速度有关，可以为平行四边形，最终使开启臂3的顶端能够相对基座1摆动。

蜗轮64通过蜗轮轴65带动第一齿轮66旋转，第一齿轮66通过齿轮传动将转矩传递给第一齿轮轴67上的第二齿轮671并同时带动第三齿轮672旋转，第三齿轮672将转矩再次传递给第二齿轮轴68上的第四齿轮681，第二齿轮轴68与原动件71相连，从而带动原动件71的旋转。

平面连杆机构通过使铰链带卷曲和舒张来控制锁紧装置的抓取和分离，从而实现利用驮机锁紧固定翼无人机并完成垂直起降、空中飞行和弹出等功能。相比于半圆形保形架与轮胎贴合更紧，可减少冲击。可通过控制本发明中主动件1的角速度，从而控制铰链带卷曲和舒张的速度调整弹射张力和弹射角度。

优选的，开启臂3的端部在转动点A 处继续延伸，使摇杆73可以覆盖在开启臂3上，重叠的区域为螺钉等常用固定连接件提供安装空间。优选的，开启臂3和摇杆73布置在转动点A的两侧，第二传动单元和摇杆73布置在转动点A的两侧。

原动件71作为一个摇杆其中一端设置在在支点C上，另一端通过连接点与连杆72相连，原动件1可绕支点C做圆周运动，连杆72的另一端通过销轴、转轴等机械常用连接件与摇杆73相连，摇杆73可作为另一摇杆绕转动点A做圆周运动。而因为摇杆73和开启臂3的一端固定一体，摇杆73也绕转动点A做圆周运动。开启臂3的另一端通过连接点3与柔性件4相连，柔性件4末端与固定臂5相连，固定臂5固定于基座1上。

本发明通过原动件71的运动使开启臂3开启或闭合，当无人机已达到飞行速度可从驮机上弹出时，即当开启臂需要开启时，原动件71绕支点C逆时针运动，当达到足够的开启角度。而同时由于自锁装置的存在，舵机会控制原动件71停留至此位置。当无人机已达到降落速度可与驮机相对静止，达到锁紧条件时，即当开启臂需要闭合时，主动件绕支点C顺时针运动，舵机会控制原动件71从而使开启臂锁紧。

可通过控制原动件71的运动速度，来控制开启臂的开启速度和闭合速度，从而控制铰链带舒张的快慢，由于铰链带整体柔性的特质会对弹射的角度进行控制。当无人机已达到飞行速度可从驮机上弹出时，可通过控制原动件71的逆时针运动速度，使保形架起到一个弹簧作用，在最短的时间内使固定翼无人机脱离驮机，并保证其继续平稳飞行。当无人机已达到降落速度可与驮机相对静止，达到锁紧条件时，可通过控制原动件71的顺时针运动速度，使保形架起到一个弹簧作用，在驮机与无人机进行锁紧过程中使其冲击达到最小。

本发明相较于现有技术有如下优点：使用铰链带代替半圆形保形架，可以保证在任何速度弹起时，被分离飞机起落架均不会撞击到后缘凸起。铰链带相对于保形架也会降低接触点对轮胎的压应力和摩擦力，从而使弹起更加流畅。而同时通过控制铰链带的舒展快慢可以实现对角度的控制。更换铰链块的个数也可以适用于不同尺寸的轮胎，具有可重复使用性和普遍适用性。最后增加了自锁装置，在失去控制或者断电的情况下依然能保证航空安全。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者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必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制。本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

以上本发明的具体实施方式，并不构成对本发明保护范围的限定。任何根据本发明的技术构思所做出的各种其他相应的改变与变形，均应包含在本发明权利要求的保护范围。

Claims (8)

1.航天装置的锁紧机构，其特征在于，包括基座（1）、固定臂（2）、开启臂（3）、柔性带（4）和驱动组件；

所述开启臂（3）的一端和所述基座（1）在转动点A处转动连接，所述开启臂（3）的另一端和所述柔性带（4）的一端连接；

所述固定臂（2）的一端和所述基座（1）固定连接，所述固定臂（2）的另一端和所述柔性带（4）的另一端连接；

所述驱动组件连接在所述基座（1）上，所述驱动组件驱动所述开启臂（3）相对所述基座（1）转动，实现所述开启臂（3）带动所述柔性带（4）开合；

所述柔性带（4）为弧形状；所述柔性带（4）为铰链带结构；所述柔性带（4）的两端分别与所述固定臂（2）和所述开启臂（3）铰接。

2.根据权利要求1所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述驱动组件包括动力组件和传动组件，所述动力组件提供所述开启臂（3）转动的动力，所述动力组件通过所述传动组件传动连接所述开启臂（3）。

3.根据权利要求2所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述动力组件包括舵机（61）、连接盘（62）、蜗杆（63）、蜗轮（64）和蜗轮轴（65）；

所述蜗杆（63）由所述基座（1）转动支撑，所述蜗杆（63）与所述蜗轮（64）啮合；

所述蜗轮轴（65）由所述基座（1）转动支撑，所述蜗轮（64）固套在所述蜗轮轴（65）的外部；

所述舵机（61）的输出轴通过连接盘（62）连接所述蜗杆（63），所述连接盘（62）将所述舵机（61）的转矩传递给所述蜗杆（63）；所述蜗杆（63）带动所述蜗轮（64）旋转，所述蜗轮（64）固定在所述蜗轮轴（65）上；

所述蜗轮轴（65）与所述开启臂（3）传动连接，所述蜗轮轴（65）提供所述开启臂（3）转动的动力。

4.根据权利要求3所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述传动组件还包括第一传动单元，所述第一传动单元还包括第一齿轮（66）、第一齿轮轴（67）和第二齿轮轴（68）；

所述第一齿轮轴（67）、第二齿轮轴（68）和所述蜗轮轴（65）的轴线相互平行布置，所述第一齿轮轴（67）和第二齿轮轴（68）分别由所述基座（1）转动支撑，所述第一齿轮（66）固套在所述蜗轮轴（65）的外部；

所述第一齿轮轴（67）固定有第二齿轮（671）和第三齿轮（672），所述第二齿轮轴（68）固定有第四齿轮（681），所述第二齿轮（671）和所述第一齿轮（66）啮合，所述第三齿轮（672）和所述第四齿轮（681）啮合；

所述蜗轮轴（65）带动所述第一齿轮（66）旋转，所述蜗轮轴（65）通过所述第一齿轮（66）将转矩传递给所述第一齿轮轴（67）上的所述第二齿轮（671），所述第二齿轮（671）带动所述第三齿轮（672）旋转，所述第三齿轮（672）将转矩传递给所述第四齿轮（681）；

所述第二齿轮轴（68）驱动所述开启臂（3）转动。

5.根据权利要求4所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述传动组件还包括第二传动单元，所述第二传动单元包括原动件（71）、连杆（72）和摇杆（73）；

所述基座（1）、所述原动件（71）、所述连杆（72）和所述摇杆（73）形成连杆机构；

所述原动件（71）的一端与所述基座（1）转动连接，所述原动件（71）的另一端与连杆（72）的一端转动连接，所述连杆（72）的另一端与所述摇杆（73）的一端转动连接，所述摇杆（73）的另一端与所述基座（1）在所述转动点A处转动连接；

所述第二齿轮轴（68）驱动所述原动件（71）相对所述基座（1）转动；

所述摇杆（73）与所述开启臂（3）固定连接。

6.根据权利要求2所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述传动组件包括原动件（71）、连杆（72）和摇杆（73）；

所述基座（1）、所述原动件（71）、所述连杆（72）和所述摇杆（73）形成连杆机构；

所述原动件（71）的一端与所述基座（1）转动连接，所述原动件（71）的另一端与连杆（72）的一端转动连接，所述连杆（72）的另一端与所述摇杆（73）的一端转动连接，所述摇杆（73）的另一端与所述基座（1）在所述转动点A处转动连接；

所述驱动组件驱动所述原动件（71）相对所述基座（1）转动；

所述摇杆（73）与所述开启臂（3）固定连接。

7.根据权利要求1所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述开启臂（3）为弧形状。

8.根据权利要求1所述的航天装置的锁紧机构，其特征在于，所述开启臂（3）的另一端可以远离或靠近所述固定臂（2）的另一端。