CN218537151U - 一种用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，通过在壳体的两侧设置驱动部和对接法兰，由驱动部的输出端带动对接法兰实现±180°范围内往复转动，并设置角度传感器对转角进行检测；电缆束设置在壳体外侧，并在壳体和对接法兰上分别设置用于固定电缆束的第一固定单元和第二固定单元；且电缆束位于第一固定单元与第二固定单元之间的长度大于极限位置长度，即第一固定单元与所述第二固定单元相对且呈180°夹角时，由第一固定单元螺旋形盘绕壳体至第二固定单元的长度。考虑到大角度范围转动时电缆束运动包络大，将电缆束布置在壳体外，控制其长度，可实现回转机构的大角度范围电缆摆动式电传输，重量轻、体积小、可靠性高、寿命长。

Description

一种用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构

技术领域

本实用新型属于空间航天器技术领域，尤其涉及一种用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构。

背景技术

回转机构在空间飞行器中应用广泛，如用于机械臂、太阳电池阵、定向天线、有效载荷等分系统中以提供驱动力矩，带动负载转动。大多回转机构同时具有电传输的功能，可以传输机构遥测信号、有效载荷的图像信号以及太阳电池阵功率等。一般具有电传输需求的回转机构多采用导电滑环进行电传输，其结构复杂，体积大重量较重，且导电滑环的摩擦磨损会影响机构的寿命，难以实现长寿命在轨运行，可靠度相对较低。

随着我国航天事业的发展，空间回转机构的用途越来越广泛，同时对回转机构的重量、体积、寿命及可靠度等要求越来越高，采用导电滑环进行电传输难以满足上述要求；另外，对空间回转机构的转动范围要求也越来越高，大量应用场景需要回转机构达到接近±180°的大角度范围转动。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是提供一种用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，以解决现有空间航天器中回转机构结构复杂、体积大、寿命低的问题。

为解决上述问题，本实用新型的技术方案为：

本实用新型的一种用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，包括：

壳体；

驱动部，所述驱动部固定于设于所述壳体的第一端，且所述驱动部的输出端伸出于所述壳体的第二端；

对接法兰，所述对接法兰的第一端与所述驱动部的输出端相连，所述驱动部用于带动所述对接法兰实现±180°范围内往复转动；所述对接法兰的第二端用于与外部负载连接；

角度传感器，所述角度传感器设于所述驱动部的输出端与所述壳体之间，用于对转角进行测量；

电缆束，布置于所述壳体外侧；

第一固定单元，固定连接于所述壳体，用于固定所述电缆束；

第二固定单元，固定连接于所述对接法兰，用于固定所述电缆束；

其中，所述第一固定单元与所述第二固定单元相对且呈180°夹角时，由所述第一固定单元螺旋形盘绕所述壳体至所述第二固定单元的长度为极限位置长度；所述电缆束位于所述第一固定单元与所述第二固定单元之间的长度大于所述极限位置长度。

本实用新型的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，所述第一固定单元和所述第二固定单元均为电缆卡箍。

本实用新型的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，所述驱动部包括驱动装置和传动装置；

所述驱动装置固定连接于所述传动装置；

所述传动装置固定连接于所述壳体内，且所述传动装置的输入端与所述驱动装置的输出端相连，所述传动装置的输出端为一输出轴，所述输出轴伸出于所述壳体并与所述对接法兰相连，用于将所述驱动装置输入的力矩放大并通过所述输出轴驱动所述对接法兰。

本实用新型的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，所述电缆束分别分束绑扎于所述第一固定单元和所述第二固定单元。

本实用新型的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，所述角度传感器包括固定部分和转动部分；

所述固定部分固定于所述壳体内；所述转动部分与所述输出轴相连并与所述输出轴同步转动。

本实用新型的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，所述壳体上开有第一穿线孔，所述固定部分的导线由所述第一穿线孔穿出并与所述驱动部的导线汇聚为一束。

本实用新型的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，所述输出轴为空心轴结构，且所述输出轴上开有第二穿线孔；所述对接法兰的一侧开有第三穿线孔；所述转动部分的导线经由所述输出轴的中空内腔、所述第二穿线孔和所述第三穿线孔引出至所述第二固定单元处，并汇聚至与所述电缆束。

本实用新型的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，所述第一固定单元与所述第二固定单元之间的距离为80mm，所述电缆束位于所述第一固定单元与所述第二固定单元之间的长度为200mm。

本实用新型由于采用以上技术方案，使其与现有技术相比具有以下的优点和积极效果：

本实用新型一实施例通过在壳体的两侧设置驱动部和对接法兰，由驱动部的输出端带动对接法兰实现±180°范围内往复转动，并设置角度传感器对转角进行检测；电缆束设置在壳体外侧，并在壳体和对接法兰上分别设置用于固定电缆束的第一固定单元和第二固定单元；且电缆束位于第一固定单元与第二固定单元之间的长度大于极限位置长度，即第一固定单元与所述第二固定单元相对且呈180°夹角时，由第一固定单元螺旋形盘绕壳体至第二固定单元的长度。考虑到大角度范围转动时电缆束的运动包络较大，将电缆束布置在壳体外侧，并控制其长度，可实现回转机构的大角度范围电缆摆动式电传输，相比于导电滑环式回转机构重量轻、体积小、可靠性高、寿命长。

附图说明

图1为本实用新型的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构的示意图；

图2为本实用新型的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构的剖视图。

附图标记说明：1：驱动装置；2：传动装置；3：壳体；4：电缆束；5：电缆卡箍；6：角度传感器；7：输出轴；8：对接法兰。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本实用新型提出的一种用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本实用新型的优点和特征将更清楚。

参看图1和图2，在一个实施例中，一种用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，包括壳体3、驱动部、对接法兰8、角度传感器6、电缆束4、第一固定单元和第二固定单元。

驱动部固定于设于壳体3的第一端，且驱动部的输出端伸出于壳体3的第二端。

对接法兰8的第一端与驱动部的输出端相连，驱动部用于带动对接法兰8实现±180°范围内往复转动。对接法兰8的第二端用于与外部负载连接。

角度传感器6设于驱动部的输出端与壳体3之间，用于对转角进行测量。

电缆束4布置于壳体3外侧。第一固定单元固定连接于壳体3，用于固定电缆束4。第二固定单元固定连接于对接法兰8，用于固定电缆束4。即电缆束4一端固定在壳体3上，另一端跟随结构对接法兰8在±180°范围内往复转动。

其中，第一固定单元与第二固定单元相对且呈180°夹角时，由第一固定单元螺旋形盘绕壳体3至第二固定单元的长度为极限位置长度。电缆束4位于第一固定单元与第二固定单元之间的长度大于极限位置长度。

本实施例通过在壳体3的两侧设置驱动部和对接法兰8，由驱动部的输出端带动对接法兰8实现±180°范围内往复转动，并设置角度传感器6对转角进行检测；电缆束4设置在壳体3外侧，并在壳体3和对接法兰8上分别设置用于固定电缆束4的第一固定单元和第二固定单元；且电缆束4位于第一固定单元与第二固定单元之间的长度大于极限位置长度，即第一固定单元与所述第二固定单元相对且呈180°夹角时，由第一固定单元螺旋形盘绕壳体3至第二固定单元的长度。考虑到大角度范围转动时电缆束4的运动包络较大，将电缆束4布置在壳体3外侧，并控制其长度，可实现回转机构的大角度范围电缆摆动式电传输，相比于导电滑环式回转机构重量轻、体积小、可靠性高、寿命长。

同时，电缆束4布置在回转机构的壳体3外部，可最大限度减小回转机构径向尺寸，减轻机构重量；电缆束4采用螺旋形走线方式，相比其他走线方式，电缆束4运动包络最小，机构所需的安装空间较小，便于布置。

下面对本实施例的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构的具体结构进行进一步说明：

在本实施例中，上述的第一固定单元和第二固定单元均为电缆卡箍5。

在本实施例中，上述的驱动部具体可包括驱动装置1和传动装置2。

驱动装置1固定连接于传动装置2，用于提供驱动力矩。传动装置2则是固定连接于壳体3内，且传动装置2的输入端与驱动装置1的输出端相连，传动装置2的输出端为一输出轴7，输出轴7伸出于壳体3并与对接法兰8相连，用于将驱动装置1输入的力矩放大并通过输出轴7驱动对接法兰8在一定角度范围内进行往复摆动，摆动过程中通过布置在机构外部的电缆束4进行电传输。

具体地，驱动装置可为步进电机或直流无刷电机。传动装置具体可为谐波减速器或行星减速器。

在本实施例中，输出轴7与对接法兰8之间通过螺钉和销钉进行连接，机构转动过程中利用销钉传递扭矩，保证结构可靠性；输出轴7长度可根据应用需求进行调整，其长度越长，机构转动过程中电缆束4阻力矩越小。

在本实施例中，电缆束4分别分束绑扎于对应的电缆卡箍5，以减小机构转动时电缆的阻力矩。

在本实施例中，角度传感器6可包括固定部分和转动部分。固定部分固定于壳体3内。转动部分与输出轴7相连并与输出轴7同步转动。

进一步地，壳体3上开有第一穿线孔，固定部分的导线由第一穿线孔穿出并与驱动部的导线汇聚为一束，机构转动时该束导线不受影响。

进一步地，输出轴7为空心轴结构，且输出轴7上开有第二穿线孔。对接法兰8的一侧开有第三穿线孔。转动部分的导线经由输出轴7的中空内腔、第二穿线孔和第三穿线孔引出至第二固定单元处，并汇聚至与电缆束4，机构转动过程中，角度传感器6转动部分的导线跟随输出轴7同步转动。

本实施例的角度传感器6的转动部分的导线通过输出轴7和对接法兰8的穿线孔引出，汇聚到位于外侧的电缆束4，消除了导线与输出轴7、壳体3等勾挂的风险。

在本实施例中，对接法兰8处于初始位置即0°位置时，电缆束4为自由状态，当壳体最大外径75mm时，两个卡箍之间距离可为80mm，卡箍之间的电缆束4长度可为200mm，留有足够余量。对接法兰8处于极限位置即±180°时，电缆束4受拉呈螺旋形盘绕在壳体3外部；电缆束4长度能够保证其在极限位置时不被拉紧，不与壳体3接触摩擦，以保证电缆长期摆动时不受磨损。

上面结合附图对本实用新型的实施方式作了详细说明，但是本实用新型并不限于上述实施方式。即使对本实用新型作出各种变化，倘若这些变化属于本实用新型权利要求及其等同技术的范围之内，则仍落入在本实用新型的保护范围之中。

Claims (8)

1.一种用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，其特征在于，包括：

壳体；

驱动部，所述驱动部固定于设于所述壳体的第一端，且所述驱动部的输出端伸出于所述壳体的第二端；

对接法兰，所述对接法兰的第一端与所述驱动部的输出端相连，所述驱动部用于带动所述对接法兰实现±180°范围内往复转动；所述对接法兰的第二端用于与外部负载连接；

角度传感器，所述角度传感器设于所述驱动部的输出端与所述壳体之间，用于对转角进行测量；

电缆束，布置于所述壳体外侧；

第一固定单元，固定连接于所述壳体，用于固定所述电缆束；

第二固定单元，固定连接于所述对接法兰，用于固定所述电缆束；

其中，所述第一固定单元与所述第二固定单元相对且呈180°夹角时，由所述第一固定单元螺旋形盘绕所述壳体至所述第二固定单元的长度为极限位置长度；所述电缆束位于所述第一固定单元与所述第二固定单元之间的长度大于所述极限位置长度。

2.如权利要求1所述的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，其特征在于，所述第一固定单元和所述第二固定单元均为电缆卡箍。

3.如权利要求1所述的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，其特征在于，所述驱动部包括驱动装置和传动装置；

所述驱动装置固定连接于所述传动装置；

所述传动装置固定连接于所述壳体内，且所述传动装置的输入端与所述驱动装置的输出端相连，所述传动装置的输出端为一输出轴，所述输出轴伸出于所述壳体并与所述对接法兰相连，用于将所述驱动装置输入的力矩放大并通过所述输出轴驱动所述对接法兰。

4.如权利要求1所述的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，其特征在于，所述电缆束分别分束绑扎于所述第一固定单元和所述第二固定单元。

5.如权利要求3所述的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，其特征在于，所述角度传感器包括固定部分和转动部分；

所述固定部分固定于所述壳体内；所述转动部分与所述输出轴相连并与所述输出轴同步转动。

6.如权利要求5所述的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，其特征在于，所述壳体上开有第一穿线孔，所述固定部分的导线由所述第一穿线孔穿出并与所述驱动部的导线汇聚为一束。

7.如权利要求5所述的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，其特征在于，所述输出轴为空心轴结构，且所述输出轴上开有第二穿线孔；所述对接法兰的一侧开有第三穿线孔；所述转动部分的导线经由所述输出轴的中空内腔、所述第二穿线孔和所述第三穿线孔引出至所述第二固定单元处，并汇聚至与所述电缆束。

8.如权利要求1所述的用于空间航天器的电缆摆动式空间回转机构，其特征在于，所述第一固定单元与所述第二固定单元之间的距离为80mm，所述电缆束位于所述第一固定单元与所述第二固定单元之间的长度为200mm。

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