CN115352645B

CN115352645B - 一种分体式飞行器对接机构

Info

Publication number: CN115352645B
Application number: CN202211057600.2A
Authority: CN
Inventors: 昌敏; 郑中原; 白俊强; 汪辉
Original assignee: Northwestern Polytechnical University
Current assignee: Northwestern Polytechnical University
Priority date: 2022-08-31
Filing date: 2022-08-31
Publication date: 2023-03-28
Anticipated expiration: 2042-08-31
Also published as: CN115352645A

Abstract

本发明提出一种分体式飞行器对接机构，包括上对接机构和下对接机构，上对接机构包括固连于飞行模块的第一被导引模块和固连于乘客舱上部的第一导引模块；下对接机构包括固连于地面模块的第二被导引模块和固连于乘客舱下部的第二导引模块；第一被导引模块和所述第二被导引模块上均具有导引型面；第一导引模块和所述第二导引模块上均具有对应导引槽；通过采用椭球对接结构，并针对位置纠偏与角度纠偏需求，对椭球对接结构进行约束设计，实现在对接过程中，辅助引导模块之间的对接，实现模块之间的精确定位并最终进行锁止，完成对接。

Description

一种分体式飞行器对接机构

技术领域

本发明涉及分体式城市飞行器领域，尤其涉及一种分体式飞行器对接机构。

背景技术

城市飞行器是城市空中交通建设中的重要一环，分体式城市飞行器可联合地面模块，同时兼顾空中交通与地面交通，极大的提升了出行效率，应用前景广阔。分体式城市飞行器关键技术之一为各模块间的对接方案设计。作为各模块间的连接装置，对接机构不仅需要连接各个模块，还需具备导引定位能力和传载能力。此外，由于存在飞行的需求，对接机构还需要在保证上述功能的情况下尽可能减少自身的重量。

目前国内外对对接机构的研究可分为对小型模块的对接和大型模块的对接。

小型模块的对接包括飞行器对轻型载荷的投放，局部零件之间的连接。该类方式具有连接方式复杂，承载能力小，且无需多次对接的特点。

大型模块的对接包括卫星直接的对接和大型零件直接的连接。该类方式具有承载能力强，对接次数少，对接过程长的特点。

而分体式飞行器作为一种正在研究的城市飞行器，其对接机构连接分体式飞行器的各个模块，需要能够进行实时对接定位，因此具有承载能力强、对接过程短和使用频率高的特点。目前现有对接机构的研究均不能同时兼顾这些特点，尚无成熟可靠的对接方案符合分体式飞行器的使用需求。

发明内容

为解决现有技术存在的问题，本发明提出一种分体式飞行器对接机构，针对分体式飞行器对接需求，采用椭球对接结构，并针对位置纠偏与角度纠偏需求，对椭球对接结构进行约束设计，实现在对接过程中，辅助引导模块之间的对接，实现模块之间的精确定位并最终进行锁止，完成对接。

本发明的技术方案为：

所述一种分体式飞行器对接机构，包括上对接机构和下对接机构；

所述上对接机构包括固连于飞行模块的第一被导引模块和固连于乘客舱上部的第一导引模块；

所述下对接机构包括固连于地面模块的第二被导引模块和固连于乘客舱下部的第二导引模块；

所述第一被导引模块和所述第二被导引模块上均具有导引型面；所述第一导引模块和所述第二导引模块上均具有导引槽；第一导引模块的导引槽与第一被导引模块的第一导引型面配合，第二导引模块的导引槽与第二被导引模块的第二导引型面配合；

所述第一被导引模块的第一导引型面采用半椭球型面，以其与飞行模块接触面的中心为原点，以机头指向机尾方向为x轴，以正上方为z轴，建立右手笛卡尔坐标系，第一导引型面控制方程为：

系数a₁、b₁、c₁满足：

其中m为飞行模块的定位控制精度，n为飞行模块的姿态控制精度，H₁为飞行模块重心到第一导引型面底点的距离，

所述第一导引模块的导引槽以槽心为原点，建立右手笛卡尔坐标系，导引槽的曲线控制方程为：

所述第二被导引模块的第二导引型面采用半椭球型面，以其与地面模块接触面的中心为原点，以机头指向机尾方向为x轴，以正上方为z轴，建立右手笛卡尔坐标系，第二导引型面控制方程为：

系数a₂、b₂、c₂满足：

H₂为飞行模块乘客舱组合体重心到第二导引模块导引槽平面的距离；

所述第二导引模块的导引槽以槽心为原点，建立右手笛卡尔坐标系，导引槽的曲线控制方程为：

进一步的，所述第一被导引模块和所述第二被导引模块上还具有定位锁止机构；所述第一导引模块和所述第二导引模块上均具有与对应定位锁止机构配合的定位槽和锁止槽。

进一步的，所述第一导引模块和所述第二导引模块上还具有缓冲器。

有益效果

本发明提出了一种分体式飞行器对接机构，根据采用椭球配合椭圆的对接机构，实现位置和姿态的调整，并根据飞行模块飞控精度，对对接机构进行设计，使得飞行模块在当前飞控精度下，能够借助对接机构修正自身姿态位置，实现精准位姿对接，进一步可以通过锁止部分将对接模块与被对接模块固定。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1固连于飞行模块的被导引模块(隐去其余螺旋桨部分)；

图2固连于乘客舱的导引模块；

图3固连于地面模块的被导引模块；

图4固连于飞行模块的被导引模块组成；

图5固连于地面模块的被导引模块组成；

图6固连于乘客舱的导引模块组成；

图7飞行器极限状态下导引模块与被导引模块俯视图；

图8飞行器极限状态下导引模块与被导引模块侧视图。

其中：1、第一被导引模块；2、第一导引模块；3、第二导引模块；4、第二被导引模块；5、第一导引型面；6、第二导引型面；7、上定位柱；8、下定位柱；9、上锁止机构；10、下锁止机构；11、第一导引槽；12、第二导引槽；13、上定位槽；14、下定位槽；15、上锁止槽；16、下锁止槽；17、上缓冲器；18、下缓冲器。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”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元件必须具有特定的方位、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。

此外、术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。因此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

本实施例提出的分体式飞行器对接机构，包括上对接机构和下对接机构。

所述上对接机构包括固连于飞行模块的第一被导引模块1和固连于乘客舱上部的第一导引模块2；

所述下对接机构包括固连于地面模块的第二被导引模块4和固连于乘客舱下部的第二导引模块3。

所述第一被导引模块1上具有第一导引型面5，所述第二被导引模块4上具有第二导引型面6。所述第一导引模块2上具有与第一导引型面5配合的第一导引槽11，所述第二导引模块3上具有与第二导引型面6配合的第二导引槽12。

此外，在所述第一被导引模块1上还具有上定位柱7和上锁止机构9，在所述第二被导引模块4上还具有下定位柱8和下锁止机构10。相应的，在第一导引模块2上具有上定位槽13以及上锁止槽15，在第二导引模块3上具有下定位槽14以及下锁止槽16。此外在在第一导引模块2上还具有上缓冲器17，在第二导引模块3上还具有下缓冲器18。

飞行器是自上而下进行对接的，因此固连于飞行模块的导引型面从上部到底端的截面应逐渐减小，整体呈现倒锥形；而固连于地面模块的导引型面从上部到下部的截面逐渐增大，整体呈现锥形。在对接机构的整个使用周期内，导引型面与导引槽需要多次配合，有多次碰撞，导引型面需要在轻量化的同时有着较高的强度和尽可能少的磨损，因此，导引型面选择为至少具有一阶连续的曲面。且底部截面与导引槽的相对大小需满足位置纠偏需求。同时考虑到航向纠偏需求，对接型面不能为中心对称体，即在型面的纵轴上，型面在各个旋转角度具有唯一性。因此选用椭球曲面作为导引型面。

由于飞行模块自身飞控系统的控制精度，因此为了保证在飞行模块自身控制精度内，导引型面与导引槽配合能够实现对飞行模块位置的纠偏以及对航向进行纠偏，这里对导引型面以及导引槽曲线进行约束：

所述第一被导引模块的第一导引型面5采用半椭球型面，在保证结构强度的同时降低了结构重量。以其与飞行模块接触面的中心为原点，以机头指向机尾方向为x轴，以正上方为z轴，建立右手笛卡尔坐标系，第一导引型面控制方程为：

其中x、y、z坐标单位均为mm，系数a₁、b₁、c₁满足：

其中m为飞行模块的定位控制精度，单位为mm，n为飞行模块的姿态控制精度，单位为度；H₁为飞行模块重心到第一导引型面底点的距离；而h对应的状况如图8所示，可表述为在对接过程中，第一导引型面5底点深入第一导引槽11后，第一导引型面5与第一导引槽11水平距离为m，到达飞行模块定位精度极限，第一导引型面5与第一导引槽11可能发生碰撞，此时第一导引型面5与第一导引槽11的距离为h，可写为：

所述第一导引槽11以槽心为原点，建立右手笛卡尔坐标系，导引槽的曲线控制方程为：

这样，通过上述约束，第一导引型面5的底点能够进入第一导引槽11，实现对位置的纠偏，且能够对航向进行纠偏。若飞行器带有横向或者航向偏转时，第一导引型面5与第一导引槽11发生碰撞，重力矢量绕碰撞点的力矩使得飞行器恢复水平。

所述第二导引型面6采用半椭球型面，以其与地面模块接触面的中心为原点，以机头指向机尾方向为x轴，以正上方为z轴，建立右手笛卡尔坐标系，第二导引型面控制方程为：

其中x、y、z坐标单位均为mm，系数a₂、b₂、c₂满足：

H₂为飞行模块乘客舱组合体重心到第二导引槽12平面的距离。

所述第二导引槽12以槽心为原点，建立右手笛卡尔坐标系，导引槽的曲线控制方程为：

这样，通过上述约束，第二导引型面6的顶点能够进入第二导引槽12，实现对位置的纠偏，且能够对航向进行纠偏。若飞行器带有横向或者航向偏转时，第二导引型面6与第二导引槽12发生碰撞，重力矢量绕碰撞点的力矩使得飞行器恢复水平。

本实施例中，根据飞行模块中控制系统与定位系统的精度，确定对接机构纠偏的位置误差和角度误差为：要求纠偏距离≥100mm,纠偏角≥5°。另外，H₁＝400mm，H₂＝800mm。

本实施例中，第一导引型面5的控制方程为：

450>300>100，第一导引型面5具有大于100mm的位置纠偏能力和90°范围内的航向角纠偏能力。满足

因此导引型面5纠偏角大于5°。

第二导引型面6的控制方程为：

450>300>100，第二导引型面6具有大于100mm的位置纠偏能力和90°范围内的航向角纠偏能力。满足450＞300＞tan(5°)*800＝70，因此导引型面6纠偏角大于5°。

在导引型面进行导引之后，对接精度进一步提高，在末端，通过定位柱7，8与定位槽13，14的配合进行最终的定位。

缓冲器17，18固连于被对接部分，减缓对接过程中的冲击载荷。

锁止机构9，10包括位于导引型面内部的两套作动机构，均通过伺服电机驱动插销与锁止槽15，16相配合。

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不脱离本发明的原理和宗旨的情况下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。

Claims

1.一种分体式飞行器对接机构，其特征在于：包括上对接机构和下对接机构；

系数a₁、b₁、c₁满足：

系数a₂、b₂、c₂满足：

2.根据权利要求1所述一种分体式飞行器对接机构，其特征在于：所述第一被导引模块和所述第二被导引模块上还具有定位锁止机构；所述第一导引模块和所述第二导引模块上均具有与对应定位锁止机构配合的定位槽和锁止槽。

3.根据权利要求1所述一种分体式飞行器对接机构，其特征在于：所述第一导引模块和所述第二导引模块上还具有缓冲器。