详情

原文传递一种航天器模块柔性对接机构

专利名称：	一种航天器模块柔性对接机构
摘要：	本发明提出了一种航天器模块柔性对接机构，属于空间飞行器对接技术领域，特别是涉及一种航天器模块柔性对接机构。解决了现有的刚性锥杆式对接机构结构复杂，需要设置专门的吸能机构，对星体的扰动大的问题以及现有的柔性锥杆式对接机构连接刚度较低、抖动大的问题。它包括主动端对接模块和被动端对接模块，主动端对接模块包括导向头、柔性杆、分离组件、连接与解锁组件和驱动组件，所述被动端对接模块包括导向锥、承力段和被动端法兰盘。它主要用于适用于具有对冲击敏感、需要精密操作等要求的航天器在自主动力或机械臂辅助下的空间对接任务。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	黑龙江;23
申请人：	哈尔滨工业大学
发明人：	杨飞;潘博;刘卫;李伟杰;张伟伟;姜博文;庄原;姜生元
专利状态：	有效
申请日期：	2019-04-18T00:00:00+0800
发布日期：	2019-07-12T00:00:00+0800
申请号：	CN201910313849.7
公开号：	CN110002011A
代理机构：	哈尔滨市阳光惠远知识产权代理有限公司
代理人：	孙莉莉
分类号：	B64G1/64(2006.01);B;B64;B64G;B64G1
申请人地址：	150001 黑龙江省哈尔滨市南岗区西大直街92号
主权项：	1.一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：它包括主动端对接模块(4)和被动端对接模块(5)，所述主动端对接模块(4)数量为多个，所述多个主动端对接模块(4)安装在主动飞行器(1)的同一圆周上，所述被动端对接模块(5)数量与主动端对接模块(4)相同，安装在被动飞行器(2)上，所述被动端对接模块(5)的安装位置和安装半径均与主动端对接模块(4)对应，所述主动端对接模块(4)包括导向头(34)、柔性杆(36)、分离组件(37)、连接与解锁组件(38)和驱动组件(39)，所述导向头(34)内设置有捕获锁，所述捕获锁在驱动组件(39)的驱动下沿导向头(34)轴向滑动，实现锁定与解锁，所述柔性杆(36)包括弯曲段(13)、压缩段(14)和弹簧座(15)，所述弯曲段(13)和压缩段(14)均为压缩弹簧，所述弹簧座(15)两端分别连接弯曲段(13)和压缩段(14)，所述弯曲段(13)前端与导向头(34)相连，所述弯曲段(13)的压缩刚度大于压缩段(14)，所述柔性杆(36)在驱动组件(39)的驱动下实现压缩，所述分离组件(37)包括浮头(16)、导向杆(17)、分离弹簧(18)和主动端法兰盘(20)，所述主动端法兰盘(20)安装在主动飞行器(1)上，所述浮头(16)中心开设有通孔，所述导向杆(17)数量为多个，沿分离组件(37)圆周方向均布，所述导向杆(17)一端与浮头(16)固连，另一端与主动端法兰盘(20)滑动连接，所述分离弹簧(18)套接在导向杆(17)外，两端分别与浮头(16)和主动端法兰盘(20)接触，所述浮头(16)沿导向杆(17)滑动，所述连接与解锁组件(38)包括套筒(21)、保持架(22)、钢珠(23)和碟簧(24)，所述保持架(22)与主动端法兰盘(20)固连，所述保持架(22)外表面与浮头(16)通孔内表面接触，所述保持架(22)沿圆周方向均布有多个圆孔，所述钢珠(23)安装在圆孔内并沿圆孔进行滚动，所述套筒(21)与保持架(22)内表面接触，所述套筒(21)外表面在保持架(22)圆孔对应位置设置有球窝，所述碟簧(24)安装在浮头(16)末端，所述套筒(21)在驱动组件(39)的驱动下沿自身轴向滑动，所述柔性杆(36)安装在套筒(21)内，所述压缩段(14)与套筒(21)内底面接触，所述被动端对接模块(5)包括导向锥(30)、承力段(31)和被动端法兰盘(35)，所述被动端法兰盘(35)安装在被动飞行器(2)上，所述承力段(31)与被动端法兰盘(35)固连，所述承力段(31)内壁设置有环形球窝，所述导向锥(30)与承力段(31)固连，所述导向锥(30)与浮头(16)对接型面相同。 2.根据权利要求1所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述驱动组件(39)包括捕获电机(26)、卷筒(27)、卷筒丝杠(28)、钢丝绳(11)和连接电机(29)，所述捕获电机(26)安装在主动飞行器(1)上，所述卷筒丝杠(28)与捕获电机(26)减速器的输出轴相连，所述卷筒(27)安装在卷筒丝杠(28)上，所述卷筒(27)沿卷筒丝杠(28)轴向移动，所述卷筒(27)上缠绕钢丝绳(11)，所述钢丝绳(11)穿过套筒(21)和柔性杆(36)后与捕获锁相连，所述连接电机(29)驱动套筒(21)沿自身轴向滑动。 3.根据权利要求2所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述导向头(34)包括导向外壳(6)和捕获锁，所述导向外壳(6)前部为半球形或锥形，后部为圆柱形，所述导向外壳(6)内壁沿轴向对称开设有滑槽，所述捕获锁包括滑移轴(7)、锁定机构(8)、复位弹簧(9)和支撑块(10)，所述滑移轴(7)位于滑槽内并沿滑槽进行滑动，所述锁定机构(8)和支撑块(10)共轴的安装在滑移轴(7)上，所述支撑块(10)内的绳夹与钢丝绳(11)相连，所述复位弹簧(9)安装在支撑块(10)后方，为支撑块(10)提供弹力，所述导向外壳(6)底端对称开设有方形槽，通过方形槽对锁定机构(8)限位实现锁定与解锁。 4.根据权利要求3所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述锁定机构(8)为两瓣卡爪锁或涨杆锁，所述两瓣卡爪锁共轴的安装在滑移轴(7)上并围绕滑移轴(7)转动，所述两瓣卡爪锁在导向外壳(6)底端方形槽的作用下实现开合，进行锁定与解锁。 5.根据权利要求2所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述保持架(22)沿圆周方向开设有六个均布的圆孔，所述套筒(21)末端外表面为丝杠，所述丝杠部分与螺母(25)螺接，所述连接电机(29)与螺母(25)相连并驱动螺母(25)旋转，实现套筒(21)沿自身轴向滑动。 6.根据权利要求1-5中任意一项所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述导向头(34)顶端内嵌电磁开关(12)，所述被动端法兰盘(35)与盲端(32)固连，所述盲端(32)后端面上安装磁性螺钉(33)，所述电磁开关(12)与磁性螺钉(33)的感应距离为1-3mm。 7.根据权利要求6所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述柔性杆(36)为内部或外部布置三根钢丝绳的单根压簧杆或内部布置一根钢丝绳的串联压簧杆。 8.根据权利要求6所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述浮头(16)的前端为圆台形，后端为圆柱形。 9.根据权利要求6所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述导向杆(17)数量为6个，所述导向杆(17)一端通过螺纹与浮头(16)固连，另一端设置有凸起法兰，所述凸起法兰对分离弹簧(18)的极限行程进行限位，所述凸起法兰与主动端法兰盘(20)之间设置有刚性橡胶(19)。 10.根据权利要求6所述的一种航天器模块柔性对接机构，其特征在于：所述主动飞行器(1)和被动飞行器(2)之间通过机械臂(3)相连，所述机械臂(3)实现主动飞行器(1)和被动飞行器(2)位置的锁定和解锁。
所属类别：	发明专利