RU2226483C1 - Device for coupling with case of spacecraft located in orbit - Google Patents
Device for coupling with case of spacecraft located in orbitInfo
- Publication number
- RU2226483C1 RU2226483C1 RU2002126366/11A RU2002126366A RU2226483C1 RU 2226483 C1 RU2226483 C1 RU 2226483C1 RU 2002126366/11 A RU2002126366/11 A RU 2002126366/11A RU 2002126366 A RU2002126366 A RU 2002126366A RU 2226483 C1 RU2226483 C1 RU 2226483C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- locks
- receiving unit
- payload
- handle
- locking
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Manipulator (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам крепления полезного груза и обеспечения внекорабельной деятельности оператора.The invention relates to space technology, and in particular to devices for securing a payload and providing extra-ship activity of the operator.
Известна кисть манипулятора [1] в системе дистанционного управления для захвата объекта, включающая средства захвата объекта со средствами центровки, средства контроля момента, прилагаемого к средствам центровки, средства управления выходным сигналом привода.Known brush of the manipulator [1] in the remote control system for capturing an object, including means for capturing an object with centering means, means for controlling the moment applied to the centering means, means for controlling the output signal of the drive.
Однако указанное средство не позволяет стыковать полезные грузы, закрепленные на устанавливаемом узле, с приемным узлом и последующей ручной фиксацией рычажным механизмом.However, this tool does not allow you to dock payloads, mounted on the installed node, with the receiving node and subsequent manual fixation by a lever mechanism.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению - прототипом является устройство в виде кольца адаптера полезного груза [2], в который входит приемный узел, закрепляемый на корпусе космического корабля, устанавливаемый узел с полезным грузом, n замков, где n=1,2...i, m рычажных механизмов, где m=1,2...k, и механизм управления.The closest in technical essence to the claimed invention - the prototype is a device in the form of a ring of a payload adapter [2], which includes a receiving node, mounted on the spacecraft’s hull, an installed node with a payload, n locks, where n = 1,2. ..i, m linkage mechanisms, where m = 1,2 ... k, and the control mechanism.
Однако возможный ареал мест установки полезного груза, например, на внешней поверхности орбитального космического корабля, ограничен тем, что для надежной фиксации груза с предупреждением его возможных колебаний относительно корпуса космического корабля необходима установка не менее трех механизмов крепления, для обеспечения крепления груза обязательно необходим расход электрической энергии корабля-носителя и наличие электрических соединений с кораблем-носителем, необходимы электрические устройства управления процессом крепления, расположенные на корабле-носителе или доставляемом грузе.However, the possible range of the places of installation of the payload, for example, on the outer surface of the orbital spacecraft, is limited by the fact that for reliable fixation of the cargo with the prevention of its possible fluctuations relative to the spacecraft’s hull, installation of at least three fastening mechanisms is necessary, to ensure the fastening of the cargo, the electric consumption energy of the carrier ship and the presence of electrical connections to the carrier ship, electrical devices for controlling the fastening process are required I, located on a carrier ship or cargo being delivered.
Задачей изобретения является создание механизма автономного устройства многоразовой стыковки (расстыковки) полезного груза, например солнечной батареи, доставляемого, например, на находящийся на орбите космический корабль другим транспортным кораблем, или груза, доставляемого, например, внутри космического корабля с последующей установкой и креплением на внешней поверхности, например, корпуса или выносной фермы космического корабля одним или двумя операторами как с потреблением энергии космического корабля при использовании дистанционно управляемого манипулятора, например, типа ERA, так и вручную.The objective of the invention is to provide a mechanism for an autonomous device reusable docking (undocking) of a payload, such as a solar battery, delivered, for example, to an orbit a spaceship by another transport ship, or cargo delivered, for example, inside a spaceship with subsequent installation and fastening on an external surface, for example, of the hull or remote farm of the spacecraft by one or two operators as with the energy consumption of the spacecraft when using remote an operationally controlled manipulator, for example, of the ERA type, or manually.
Задача решается тем, что в устройстве стыковки полезного груза преимущественно за пределами находящегося на орбите космического корабля, содержащем приемный узел, устанавливаемый узел с полезным грузом, n замков, где n=1,2...i, m рычажных механизмов, где m=1,2...k, в отличие от прототипа приемный узел выполнен в виде полого цилиндра, на днище которого по окружности меньшего диаметра равномерно размещены направляющие штыри, а по окружности большего диаметра - шаровые упоры, при этом на внешней цилиндрической поверхности приемного узла закреплена мишень для стыковки полезного груза, а устанавливаемый узел выполнен в виде полого цилиндра, на днище которого выполнены под направляющие штыри заходные конусы для грубой юстировки и гнезда под шаровые опоры для точной юстировки, причем внутри корпуса устанавливаемого узла соосно с гнездами закреплены замки, механически связанные с рукояткой фиксации, при этом по крайней мере каждый из n-1 замков связан с рукояткой фиксации через рычажный механизм, а каждый из замков выполнен в виде втулки, на которой с возможностью вращения относительно оси втулки установлен на подшипниках запорный диск, размещенный со стороны шарового упора, сухарей, поджатых гайкой к запорному диску через расположенные внутри втулки перпендикулярно ее оси механические затворы, на торцах которых, обращенных к запорному диску, выполнены штыри, входящие в направляющие пазы запорного диска.The problem is solved in that in the device for docking the payload mainly outside the spacecraft in orbit containing the receiving unit, the installed unit with the payload, n locks, where n = 1,2 ... i, m linkage mechanisms, where m = 1,2 ... k, in contrast to the prototype, the receiving unit is made in the form of a hollow cylinder, on the bottom of which along the circumference of a smaller diameter the guide pins are evenly placed, and on the circumference of a larger diameter - ball bearings, while on the outer cylindrical surface of the receiving unit m a tire for docking a payload, and the assembly to be installed is made in the form of a hollow cylinder, on the bottom of which under the guide pins entry cones for coarse alignment and seats for ball bearings are made for precise alignment, and locks mechanically connected to the housings are coaxially aligned with the sockets the locking handle, while at least each of the n-1 locks is connected to the locking handle through a lever mechanism, and each of the locks is made in the form of a sleeve on which it can rotate relative to and the sleeve is mounted on bearings locking disc arranged side ball abutment, crackers, pursed nut to the locking disc via located inside the hub perpendicularly to its axis mechanical closures at the ends of which facing the locking disc formed pins included in the guide slots of the locking disc.
Техническим результатом, достигаемым с помощью заявляемого изобретения, является обеспечение жесткого соединения полезного груза, например солнечной батареи, с корпусом или выносной фермой, например, космического корабля, имеющими приемные узлы с направляющими штырями и шаровыми упорами, как с применением дистанционно управляемого манипулятора, например, типа ERA, так и вручную с последующей фиксацией соединения рукояткой рычажного механизма одним или двумя операторами, и обеспечение возможности совершать многоразовую стыковку (расстыковку) полезного груза с базовой поверхностью космического корабля. Использование направляющих штырей и заходных конусов позволяет произвести грубый выбор погрешностей подвода устанавливаемого узла с полезным грузом манипулятором, а при стыковке вручную значительно облегчает работу оператора в скафандре и с малой зоной визуального обзора места стыковки. После грубой юстировки проводится точная стыковка узлов при помощи шаровых упоров и гнезд.The technical result achieved by the claimed invention is to provide a rigid connection of a payload, such as a solar battery, with a hull or a remote farm, for example, a spacecraft having receiving nodes with guide pins and ball joints, as using a remotely controlled manipulator, for example, type ERA, and manually, followed by fixing the connection with the lever of the lever mechanism by one or two operators, and providing the ability to make reusable docking (distance forging) payload with the base surface of the spacecraft. The use of guide pins and entry cones makes it possible to make a rough selection of errors in the supply of the installed unit with a payload by the manipulator, and when docking manually, it greatly facilitates the operator’s work in a spacesuit and with a small area for visual viewing of the docking place. After rough adjustment, the nodes are precisely docked using ball joints and sockets.
Реализацию устройства стыковки рассмотрим на примере конструкции, представленной на фиг.1-11.The implementation of the docking device, consider the example of the design shown in Fig.1-11.
На фиг.1 - сечение состыкованных приемного и устанавливаемого узлов.Figure 1 - cross section of the docked receiving and installed nodes.
На фиг.2 - вид сверху на устанавливаемый узел.Figure 2 is a top view of the installed node.
На фиг.3 - положение приемного и устанавливаемого узлов при максимальной погрешности подвода перед началом стыковки.Figure 3 - the position of the receiving and installed nodes at the maximum inlet error before starting docking.
На фиг.4 - положение приемного и устанавливаемого узлов перед началом точной стыковки.Figure 4 - position of the receiving and installed nodes before the start of the exact docking.
На фиг.5 - продольное сечение замка.Figure 5 is a longitudinal section of the castle.
На фиг.6, 7, 8 - вид на замок при положениях “Стык”, “Закр”, “Откр”.In Fig.6, 7, 8 - view of the castle at the positions of "Joint", "Close", "Open".
На фиг.9 - продольное сечение рукоятки фиксации.Figure 9 is a longitudinal section of the fixing handle.
На фиг.10 - сечение по шариковому замку рукоятки фиксации и по накладке.Figure 10 is a section on the ball lock of the locking handle and on the pad.
На фиг.11 - вид на накладку и рукоятку фиксации при положении “Стык”.11 is a view of the pad and the locking handle in the “Joint” position.
Устройство стыковки полезного груза содержит приемный узел 1, закрепленный заранее на месте эксплуатации, например на внешней поверхности корпуса космического корабля, и устанавливаемый узел 2 с полезным грузом, подлежащий установке на приемном узле 1.The device for docking the payload contains a receiving
Приемный узел 1 выполнен в виде полого цилиндра, на днище которого по окружности меньшего диаметра равномерно размещены направляющие штыри 3, а по окружности большего диаметра - шаровые упоры 4, при этом на внешней цилиндрической поверхности приемного узла закреплена мишень 5 для стыковки полезного груза, а устанавливаемый узел 2 выполнен в виде полого цилиндра, на днище которого выполнены под направляющие штыри 3 заходные конусы 6 для грубой юстировки и гнезда 7 под шаровые упоры 4 для точной юстировки, причем внутри корпуса устанавливаемого узла 2 соосно с гнездами 7 закреплены замки 8, каждый из которых выполнен в виде втулки 9, на которой с возможностью вращения относительно оси втулки установлен на подшипнике 10 запорный диск 11, размещенный со стороны шарового упора 4, сухарей 12, которые в рассматриваемой конструкции предлагается выполнить в виде постоянных магнитов, и поджатых гайкой 13 к запорному диску 11 через расположенные внутри втулки 9 перпендикулярно ее оси механические затворы 14, на торцах которых, обращенных к запорному диску 11, выполнены штыри, входящие в направляющие пазы запорного диска 11 и толкателя 15. Запорный диск 11 одного из замков 8 жестко соединен с рукояткой фиксации 16, подвижная гильза 17 которой с закрепленным на ней стержнем 18, пружиной 19 соосна с рукояткой с упором одним концом на рукоятку 16, а другим концом - на стержень 18 и шарики 20, размещенные на рукоятке 16 в отверстиях, перпендикулярных оси рукоятки. Коническая поверхность стержня 18 сопряжена с шариками 20. В накладке 21, жестко соединенной с устанавливаемым узлом 2, выполнены пазы 22, обеспечивающие с шариками 20 и стержнем 18 фиксацию рукоятки 16 в положениях “Откр”, “Стык”, “Закр”.The
Рукоятка 16 закреплена на одном из замков 8, а между собой замки соединены тягами 23 через вилки 24. Рукоятка 16 установлена с возможностью вращения относительно оси одного из замков 8, на котором закреплена рукоятка, от положения “Откр” до положения “Закр” через промежуточное положение “Стык”. При любом из положений размеры А и Б в тягах 23 между осями, соединяющими тяги 23 с замками 8 и вилками 24, должны быть соответственно равны размерам В и Г между центровыми осями замков 8 и вилками 24. Соблюдение этих условий позволяет обеспечить равномерное и одновременное срабатывание замков 8 при любых из трех положений рукоятки 16.The
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
На внешней поверхности или выносной ферме, например, орбитального космического корабля в местах предполагаемой установки доставляемых на орбиту полезных грузов в наземных условиях крепятся приемные узлы 1. Полезный груз закрепляется на устанавливаемом узле 2 и доставляется на орбиту, например, на грузовом космическом аппарате или аппарате типа “Шаттл”. Для обеспечения установки груза узел 2 с полезным грузом доставляется с помощью дистанционно управляемого манипулятора, например, типа ERA или вручную оператором к узлу 1. В процессе сближения и стыковки узлов 1 и 2 рукоятка 16 устанавливаемого узла 2 зафиксирована в положении “Стык”, при этом направляющие пазы на запорном диске 11 каждого из замков 8, взаимодействуя с торцевыми пальцами механических затворов 14, разводят затворы до диаметра, превышающего диаметр стальной магнитопроводящей сферы шарового упора 4 приемного узла 1.Receiving
В положении рукоятки 16 “Стык”, “Закр”, “Откр” в накладке 21, жестко соединенной с устанавливаемым узлом 2, выполнены пазы 22, в которые частично западают шарики 20 под воздействием конической поверхности подпружиненного стержня 18. Таким образом рукоятка 16 фиксируется в трех положениях. Для перевода рукоятки 16 в положение “Закр” или “Откр” необходимо оттянуть подвижную гильзу 17 с закрепленным на ней стержнем 18 вдоль оси рукоятки 16 от накладки 21, при этом коническая часть стержня 18 освобождает шарики 20, что позволяет перевести рукоятку 16 из положения “Стык” в положение “Закр” или “Откр”. При снятии усилия оттягивания с рукоятки 16 стержень 18 под воздействием пружины 19 автоматически воздействует конической поверхностью на шарики 20, перемещая их частично в соответствующие пазы 22, и осуществляет фиксацию рукоятки 16 в положениях “Закр” или “Откр”. При перемещении рукоятки 16 в положение “Закр” или “Откр” она через тяги 23 вызывает вращение вилок 24 и, соответственно, поворот запорных дисков 11 замков 8.In the position of the
При подводе устанавливаемого узла 2 к приемному узлу 1 с допустимыми погрешностями по тангажу, крену и рысканью сфера как минимум одного из направляющих штырей 3 приемного узла 1 касается внутренней конической поверхности одного из заходных конусов 6, выполненных с необходимыми геометрическими размерами для выбора погрешностей, устанавливаемого узла 2, после чего производится расслабление кисти манипулятора, удерживающей устанавливаемый узел 2 с полезным грузом, и под усилием давления вдоль продольной оси приемного узла 1 остальные сферы направляющих штырей 3 касаются соответствующих внутренних конических поверхностей заходных конусов 6 устанавливаемого узла 2, в результате чего происходит выбор погрешностей подвода по крену и тангажу. На дальнейшем этапе стыковки происходит выбор погрешностей подвода по рысканью за счет скольжения сфер направляющих штырей 3 по внутренней конической поверхности заходных конусов 6 и при выходе сфер штырей 3 из зоны контакта с поверхностями конусов 6 происходит контакт сфер шаровых упоров 4 с внутренней конической поверхностью гнезд 7. После точной юстировки по внутренней конической поверхности гнезд 7 сферы шаровых упоров 4 попадают в зону захода внутрь замков 8.When connecting the installed
При введении сферы шарового упора 4 внутрь замка 8 магнитные сухари 12 втягивают стальную магнитопроводящую сферу шарового упора 4 в зону максимального магнитного воздействия, и осуществляется предварительный захват сферы. В этом случае, при установке полезного груза в условиях невесомости, не требуется постоянных усилий удержания дистанционно управляемым манипулятором, например, типа ERA или оператором до окончательного закрепления груза. Окончательное закрепление груза осуществляется путем поворота рукоятки фиксации 16 в положение “Закр”, при этом механические затворы 14 под воздействием торцевых пальцев надежно охватывают сферу шарового упора 4, поджимая устанавливаемый узел 2 с полезным грузом к внутренней сферической поверхности втулки 9. Для расфиксации сферы шарового упора 4 необходимо рукоятку 16 перевести в положение “Откр” через промежуточное положение “Стык”, при этом толкатель 15, механически связанный с поворотным запорным диском 11, поворачиваясь вокруг своей оси, выталкивает сферу шарового упора 4 из зоны максимального магнитного воздействия сухарей 12, после чего устанавливаемый узел 2 с полезным грузом с незначительным усилием снимается с приемного узла 1. Расстыковка возможна и при нахождении рукоятки 16 в положении “Стык”, но в этом случае требуется приложение значительно больших усилий для вывода сфер шаровых упоров 4 из зоны магнитного воздействия сухарей 12.With the introduction of the sphere of the
Такая конструкция может быть использована для стыковки полезных грузов, например, к корпусу или выносной ферме орбитального космического корабля без осуществления электрических связей полезного груза с бортом космического корабля или с минимальным количеством этих связей.Such a design can be used for docking payloads, for example, to the hull or remote farm of an orbiting spacecraft without making electrical connections of the payload with the side of the spacecraft or with a minimum number of these connections.
Литература Literature
1. Патент США №4955654, 1990.1. US patent No. 4955654, 1990.
2. Патент США №5040748, 1991 - прототип.2. US patent No. 5040748, 1991 - prototype.
3. Сыромятников В.С. Стыковочные устройства космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1984.3. Syromyatnikov V.S. Docking devices of spacecraft. - M.: Mechanical Engineering, 1984.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002126366/11A RU2226483C1 (en) | 2002-10-02 | 2002-10-02 | Device for coupling with case of spacecraft located in orbit |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002126366/11A RU2226483C1 (en) | 2002-10-02 | 2002-10-02 | Device for coupling with case of spacecraft located in orbit |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2226483C1 true RU2226483C1 (en) | 2004-04-10 |
RU2002126366A RU2002126366A (en) | 2004-04-27 |
Family
ID=32465617
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002126366/11A RU2226483C1 (en) | 2002-10-02 | 2002-10-02 | Device for coupling with case of spacecraft located in orbit |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2226483C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2726338C1 (en) * | 2019-12-20 | 2020-07-13 | Вадим Дмитриевич Зеленов | Docking-mounting module |
CN117508661A (en) * | 2023-11-14 | 2024-02-06 | 哈尔滨工业大学 | Positioning structure and method for multifunctional repeatable interface |
-
2002
- 2002-10-02 RU RU2002126366/11A patent/RU2226483C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
СЫРОМЯТНИКОВ B.C. Стыковочные устройства космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1984. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2726338C1 (en) * | 2019-12-20 | 2020-07-13 | Вадим Дмитриевич Зеленов | Docking-mounting module |
CN117508661A (en) * | 2023-11-14 | 2024-02-06 | 哈尔滨工业大学 | Positioning structure and method for multifunctional repeatable interface |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4431333A (en) | Apparatus for releasably connecting first and second objects in predetermined space relationship | |
US4664344A (en) | Apparatus and method of capturing an orbiting spacecraft | |
CA1294997C (en) | End effectors and grapple fixtures | |
US7992824B2 (en) | Docking system | |
US7828249B2 (en) | Docking system | |
US7861974B2 (en) | Docking system | |
US8245370B2 (en) | Docking system | |
US6742745B2 (en) | Autonomous satellite docking system | |
US20050263649A1 (en) | Autonomous vehicle docking system | |
US20030192995A1 (en) | Autonomous satellite docking system | |
US20110004717A1 (en) | Docking system | |
US4929011A (en) | Grapple fixture | |
JPH0251884A (en) | Coupling structure for connector | |
US20210339893A1 (en) | Vehicle capture assemblies and related devices, systems, and methods | |
JP2020501975A (en) | Drive-type resettable and shockless holddown and release mechanism (ARES HDRM) | |
US20220297859A1 (en) | Radical latch interface system | |
RU2226483C1 (en) | Device for coupling with case of spacecraft located in orbit | |
US5190392A (en) | Robot-friendly connector | |
US5271286A (en) | Spline screw multiple rotations mechanism | |
US20240083602A1 (en) | Vehicle capture assemblies and related devices, systems, and methods | |
US20230278730A1 (en) | Refueling tool and system incorporating the refueling tool | |
RU2583992C2 (en) | Passive payload fixation device, primarily to body of orbital spacecraft | |
CA3241211A1 (en) | Robotic systems, methods, and devices for grappling and actuating a payload | |
US5284374A (en) | Apparatus for remotely handling components | |
JPH0236028A (en) | Aligning and positioning device and attaching device for experimental device and the like |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20091003 |