本发明的航天器展开机构采用有源驱动组件和机械锁定机构的组合形式，机械锁定机构包括第一锁定组件和第二锁定组件，第一锁定组件及第二锁定组件分布在有源驱动组件两端，有源驱动组件与第二锁定组件连接，第二锁定组件通过连接支架与第一锁定组件连接，有源驱动组件、第一锁定组件和第二锁定组件通过底座相连在一起；工作时，有源驱动组件驱动第二锁定组件运动，第二锁定组件通过连接支架带动第一锁定组件运动，在展开到位后，第一锁定组件、第二锁定组件分别完成锁定。该展开机构还包括传感器组件和微动开关。本发明结构简单、可靠、对航天器扰动和影响小，并可以适应较大范围内的负载要求，能够满足空间条件下高精度、高刚度要求。
1.一种航天器展开机构，其特征在于包括有源驱动组件(6)和机械锁定机构，所述的机械锁定机构包括第一锁定组件(7)和第二锁定组件(3)，第一锁定组件(7)及第二锁定组件(3)分布在有源驱动组件(6)两端，所述的有源驱动组件(6)与第二锁定组件(3)连接，第二锁定组件(3)通过连接支架(4)与第一锁定组件(7)连接，有源驱动组件(6)、第一锁定组件(7)和第二锁定组件(3)通过底座(1)相连在一起；工作时，有源驱动组件(6)驱动第二锁定组件(3)运动，第二锁定组件(3)通过连接支架(4)带动第一锁定组件(7)运动，在展开到位后，第一锁定组件(7)、第二锁定组件(3)分别完成锁定。
2.根据权利要求1所述的航天器展开机构，其特征在于：所述的航天器展开机构还包括用于测量展开机构的展开角度的传感器组件(2)，所述的传感器组件(2)包括角度传感器(27)和传感器支架(26)，角度传感器(27)通过传感器支架(26)连接在机械锁定机构上。
3.根据权利要求1或2所述的航天器展开机构，其特征在于：所述的航天器展开机构还包括用于控制机械锁定机构开关的微动开关(12)，微动开关(12)连接在机械锁定机构上。
4.根据权利要求1所述的航天器展开机构，其特征在于：所述的第一锁定组件(7)包括第一钩铰(109)、第一锁定钩(110)、第一锁铰(111)、第一转轴(113)、第一滑道(114)、轴承挡圈(115)、轴承套(116)、轴套(117)和关节轴承(118)，第一锁铰(111)和第一钩铰(109)通过第一锁定组件转动轴系连接在一起，第一锁定钩(110)安装在第一钩铰(109)上，第一锁定组件(7)通过第一锁铰(111)与底座(1)相连，第一锁定组件(7)的第一钩铰(109)通过连接支架(4)连接；第一锁定组件(7)中的第一钩铰(109)在展开过程中，第一锁定钩(110)沿着第一锁铰(111)上的第一滑道(114)稳定滑动，当展开结束时，第一锁定钩(110)沿着第一滑道(114)滑入第一锁铰(111)上的锁定槽，完成锁紧。
5.根据权利要求1所述的航天器展开机构，其特征在于：所述的第二锁定组件(3)包括第二钩铰(209)、第二锁定钩(210)、第二锁铰(211)、第二滑道(214)、第二转轴(213)、垫圈(215)和端盖(216)，第二锁铰(211)和第二钩铰(209)通过第二锁定组件转动轴系连接在一起，第二锁定钩(210)安装在第二钩铰(209)上，第二锁定组件(3)通过第二锁铰(211)与底座(1)相连，第二锁定组件(3)的第二钩铰(209)通过连接支架(4)连接；第二锁定组件(3)中的第二钩铰(209)在展开过程中，第二锁定钩(210)沿着第二锁铰(211)上的第二滑道(214)稳定滑动，当展开结束时，第二锁定钩(210)沿着第二滑道(214)滑入第二锁铰(211)上的锁定槽，完成锁紧。
6.根据权利要求4所述的航天器展开机构，其特征在于：所述的第一锁定组件转动轴系由关节轴承(118)与轴承挡圈(115)、轴承套(116)、轴套(117)依次连接组成。
7.根据权利要求5所述的航天器展开机构，其特征在于：所述的第二锁定组件转动轴系由第二转轴(213)、垫圈(215)和端盖(216)通过与有源驱动组件输出轴(22)依次连接组成。
8.根据权利要求1所述的航天器展开机构，其特征在于：所述的有源驱动组件(6)包括输出轴(22)、轴承(23)、谐波齿轮减速器(24)和步进电机(25)，步进电机(25)的输出轴与谐波齿轮减速器(24)的输入轴共用一套轴系，步进电机(25)与谐波齿轮减速器(24)通过串联结构形式连接，同时谐波齿轮减速器(24)的输出轴作为有源驱动组件输出轴(22)通过轴承(23)支撑。
9.根据权利要求1所述的航天器展开机构，其特征在于：所述的航天器展开机构采用一端驱动、另一端从动的双支撑结构形式，有源驱动组件(6)放置在第一锁定组件(7)及第二锁定组件(3)之间，驱动端与有源驱动组件(6)的输出轴(22)连接，从动端通过连接支架(4)与驱动端连接。
10.根据权利要求9所述的航天器展开机构，其特征在于：所述的驱动端采用一对深沟球轴承支撑，从动端采用一个关节轴承支撑。
11.根据权利要求4所述的航天器展开机构，其特征在于：所述的第一锁定组件(7)锁定时第一锁铰(111)、第一钩铰(109)及第一锁定钩(110)三者之间构成平衡的力三角形关系。
12.根据权利要求5所述的航天器展开机构，其特征在于：所述的第二锁定组件(3)锁定时第二锁铰(211)、第二钩铰(209)及第二锁定钩(210)三者之间构成平衡的力三角形关系。
13.根据权利要求2所述的航天器展开机构，其特征在于：所述的传感器组件数量为两组，每组传感器组件中的角度传感器(27)通过传感器支架(26)分别连接在第一锁定组件(7)和第二锁定组件(3)一端。
14.根据权利要求3所述的航天器展开机构，其特征在于：所述的微动开关(12)数量为2个，其中一个微动开关(12)连接在第一锁定组件(7)上，另一个微动开关(12)连接在第二锁定组件(3)上。
一种航天器展开机构
技术领域
[0001] 本发明涉及一种航天器展开机构，尤其涉及一种采用有源驱动组件和机械锁定机构的航天器展开机构。
背景技术
[0002] 航天器展开机构是将航天器主次结构、天线、太阳翼等部件展开或伸展到预定位置或预定形状的机构。航天器展开机构是伴随着卫星的诞生、发展、成熟，由简单到复杂逐步发展起来的一个机构领域。早期的卫星靠自旋动力展开杆状天线；展开式太阳翼出现后，折叠式天线展开机构成为一直应用到现在的最为典型的展开机构；随着航天器体积重量的逐步增大，逐步产生了桁架式天线展开机构、充气式天线展开机构等等。
[0003] 航天器展开机构有多种方式，例如，铰链、折叠臂、套筒式、桁架式等。按动力源划分，航天器展开机构主要分为无源驱动和有源驱动两种形式。对于体积小、质量轻的刚性天线，通常采用弹簧等无源驱动装置。随着负载的增大，弹簧驱动装置在输出力矩能力和展开结束阶段的冲击方面已不能满足要求，此时必须应用电机驱动等有源装置。
[0004] 以往航天器上应用的展开机构主要是无源方式，通过弹簧等动力元件提供动力，如目前航天器应用比较广泛的太阳翼扭簧铰链式展开机构。这种扭簧铰链式展开机构的应用从本世纪60年代开始，主要应用于太阳翼上，目前美、俄、欧、日本等主要航天大国都已经具备了这种展开机构的成熟应用技术。我国从本世纪80年代初开始，经过近几十年的研究，目前已经掌握了这种扭簧铰链式无源展开机构的应用技术。
[0005] 近年来，国外有源展开机构在航天器上的应用逐渐增多，针对不同的负载对象，采用的有源展开形式也各不相同，如套筒式、充气式、桁架式等，这些有源展开机构展开原理各不相同、千差万别，分别适用于不同的应用领域。我国在有源展开机构研究领域起步较晚，目前针对各种展开机构的研制还基本处于攻关阶段，特别是有源展开机构在航天器上应用实例更屈指可数。
[0006] 本发明主要针对航天器上应用的一种采用有源形式的展开机构，通过对国内外航天器展开机构查新，结论如下：“国内外均有航天器展开机构的文献报道，但采用这种结构形式的展开机构还没有提及，属于首创”。
[0007] 针对无源展开机构展开过程不受控、展开冲击大以及适用的负载范围小等缺点，本发明提出一种有源的航天器展开机构，该有源展开机构可以较好的克服上述问题。
发明内容
[0008] 本发明的技术解决问题是：克服无源展开机构技术的不足，提供一种结构简单、可靠、对航天器扰动和影响小的有源展开机构，该展开机构采用有源驱动组件和机械锁定机构的组合形式，能够满足空间条件下高精度、高刚度要求，并可以适应较大范围内的负载要求。
[0009] 本发明的技术解决方案是：一种航天器展开机构，其特征在于包括有源驱动组件和机械锁定机构，所述的机械锁定机构包括第一锁定组件和第二锁定组件，第一锁定组件及第二锁定组件分布在有源驱动组件两端，所述的有源驱动组件与第二锁定组件连接，第二锁定组件通过连接支架与第一锁定组件连接，有源驱动组件、第一锁定组件和第二锁定组件通过底座相连在一起；工作时，有源驱动组件驱动第二锁定组件运动，第二锁定组件通过连接支架带动第一锁定组件运动，在展开到位后，第一锁定组件、第二锁定组件分别完成锁定。
[0010] 所述的航天器展开机构还包括用于测量展开机构的展开角度的传感器组件，所述的传感器组件包括角度传感器和传感器支架，角度传感器通过传感器支架连接在机械锁定机构上。
[0011] 所述的航天器展开机构还包括用于控制机械锁定机构开关的微动开关，微动开关连接在机械锁定机构上。
[0012] 所述的第一锁定组件包括第一钧铰、第一锁定钧、第一锁铰、第一转轴、第一滑道、轴承挡圈、轴承套、轴套和关节轴承，第一锁铰和第一钩铰通过第一锁定组件转动轴系连接在一起，第一锁定钩安装在第一钩铰上，第一锁定组件通过第一锁铰与底座相连，第一锁定组件的第一钩铰通过连接支架连接；第一锁定组件中的第一钩铰在展开过程中，第一锁定钩沿着第一锁铰上的第一滑道稳定滑动，当展开结束时，第一锁定钩沿着第一滑道滑入第一锁铰上的锁定槽，完成锁紧。
[0013] 所述的第二锁定组件包括第二钩铰、第二锁定钩、第二锁铰、第二滑道、第二转轴、垫圈和端盖，第二锁铰和第二钩铰通过第二锁定组件转动轴系连接在一起，第二锁定钩安装在第二钩铰上，第二锁定组件通过第二锁铰与底座相连，第二锁定组件的第二钩铰通过连接支架连接；第二锁定组件中的第二钩铰在展开过程中，第二锁定钩沿着第二锁铰上的第二滑道稳定滑动，当展开结束时，第二锁定钩沿着第二滑道滑入第二锁铰上的锁定槽，完成锁紧。
[0014] 所述的第一锁定组件转动轴系由关节轴承与轴承挡圈、轴承套、轴套依次连接组成。
[0015] 所述的第二锁定组件转动轴系由第二转轴、垫圈和端盖通过与有源驱动组件输出轴依次连接组成。
[0016] 所述的有源驱动组件包括输出轴、轴承、谐波齿轮减速器和步进电机，步进电机的输出轴与谐波齿轮减速器的输入轴共用一套轴系，步进电机与谐波齿轮减速器通过串联结构形式连接，同时谐波齿轮减速器的输出轴作为有源驱动组件输出轴通过轴承支撑。
[0017] 所述的航天器展开机构采用一端驱动、另一端从动的双支撑结构形式，有源驱动组件放置在第一锁定组件及第二锁定组件之间，驱动端与有源驱动组件的输出轴连接，从动端通过连接支架与驱动端连接。
[0018] 所述的驱动端采用一对深沟球轴承支撑，从动端采用一个关节轴承支撑。
[0019] 所述的第一锁定组件锁定时第一锁铰、第一钩铰及第一锁定钩三者之间构成平衡的力三角形关系。
[0020] 所述的第二锁定组件锁定时第二锁铰、第二钩铰及第二锁定钩三者之间构成平衡的力三角形关系。
[0021] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0022] (1)本发明采用有源驱动组件和机械锁定机构的组合形式，该组合方式结构简单、可靠、对航天器扰动和影响小，能够适应较大范围内的负载要求。
[0023] (2)本发明采用两端锁定和中间驱动的结构形式(第一锁定组件及第二锁定组件分布在有源驱动组件两端)，驱动端采用一对深沟球轴承支撑，这种结构形式空间占用小，跨距大，支撑刚度好，能够满足空间条件下高刚度要求。
[0024] (3)本发明从动端的第一锁定组件转动轴系中采用关节轴承轴系结构作为钩铰与锁铰的连接与支撑，能够减少因主动体和从动体同轴度偏差而造成的附加力，保证展开机构具有一定的调整能力，使得展开机构适应能力大、工作可靠，并满足空间条件下高精度要求。
[0025] (4)本发明采用两对角度传感器对展开过程进行监视，同时采用两对微动开关对展开末端的锁定状态进行判别，从而提高了在轨修正能力；
[0026] (5)本发明能够适应于不同负载形式，能够应用于不同型号、不用领域的航天器系统。
附图说明
[0027] 图1为本发明的航天器展开机构三维构型图；
[0028] 图2为本发明的航天器展开机构二维构型图，其中图2a为俯视图，图2b为侧视图；
[0029] 图3为本发明的航天器展开机构第一锁定组件二维构型图，其中图3a为主视图，图3b为剖视图；
[0030] 图4为本发明的航天器展开机构第二锁定组件二维构型图，其中图4a为主视图，图4b为剖视图；
[0031] 图5为本发明的航天器展开机构有源驱动组件剖视图；
[0032] 图6为本发明的航天器展开机构传感器组件二维构型图，其中图6a为主视图，图6b为侧视图。
[0033] 其中，1-底座；2-传感器组件；3-第二锁定组件；4-连接支架；5-压板支架；6-有源驱动组件；7-第一锁定组件；109-第一钩铰；110-第一锁定钩；111-第一锁铰；12-微动开关；113-第一转轴；114-第一滑道；115-轴承挡圈；116-轴承套；117-轴套；118-关节轴承；209-第二钩铰；210-第二锁定钩；211-第二锁铰；213-第二转轴；214-第二滑道；215-垫圈；216-端盖；22-输出轴；23-轴承；24-谐波齿轮减速器；25-步进电机；26-传感器支架；27-角度传感器。
具体实施方式
[0034] 图1为本发明的航天器展开机构三维构型图，图2为本发明的航天器展开机构二维构型图，其中图2a为俯视图，图2b为侧视图。本发明的展开机构包括有源驱动组件6、第一锁定组件7、第二锁定组件3，底座1、第一传感器组件8、第二传感器组件2、连接支架4及压板支架5。
[0035] 有源驱动组件6放置在第一锁定组件7及第二锁定组件3之间，有源驱动组件6的输出轴22与第二锁定组件3连接，第一锁定组件7与第二锁定组件3通过连接支架4连接在一起。工作时，由有源驱动组件6驱动锁定组件运动，在展开过程中通过分别安装在运动轴线两端的两个角度传感器27测量得到展开的位置，以此来监控展开机构的展开过程；在展开到位后，在锁定组件锁定的同时，触发分别安装在两个锁定钩处的微动开关12，发出到位指示信号，电机停止转动，展开机构断电。
[0036] 第一锁定组件7中的第一钩铰109在展开过程中，第一锁定钩110沿着第一锁铰111上的第一滑道114稳定滑动，当展开结束时，第一锁定钩110沿着第一滑道114滑入第一锁铰111上的锁定槽，完成锁紧；第二锁定组件3中的第二钩铰209在展开过程中，第二锁定钩210沿着第二锁铰211上的第二滑道214稳定滑动，当展开结束时，第二锁定钩210沿着第二滑道214滑入第二锁铰211上的锁定槽，完成锁紧。
[0037] 驱动端采用一对深沟球轴承23支撑，从动端采用一个关节轴承118支撑。第一锁定组件7和第二锁定组件3分别与底座1相连，有源驱动组件6与底座1通过压板支架5相连，两个传感器组件中的其中一个传感器组件与第一锁定组件7的第一转轴113连接，另一个传感器组件与第二锁定组件3的第二转轴213连接，两个传感器组件中的角度传感器27分别通过传感器支架26与底座1连接在一起。
[0038] 图3为本发明的航天器展开机构第一锁定组件二维构型图，其中图3a为主视图，图3b为剖视图；图4为本发明的航天器展开机构第二锁定组件二维构型图，其中图4a为主视图，图4b为剖视图。第一锁定组件包括第一钩铰109、第一锁定钩110、第一锁铰111、第一转轴113、第一滑道114、轴承挡圈115、轴承套116、轴套117和关节轴承118，第二锁定组件包括第二钩铰209、第二锁定钩210、第二锁铰211、第二滑道214、第二转轴213、第二滑道214、垫圈215和端盖216；第一锁铰111和第一钩铰109通过第一锁铰转动轴系连接在一起，第一锁定钩110安装在第一钩铰109上，第一锁定组件7通过第一锁铰111与底座1相连；第二锁铰211和第二钩铰209通过第二锁铰转动轴系连接在一起，第二锁定钩210安装在第二钩铰209上，第二锁定组件3通过第二锁铰211与底座1相连；第一锁定组件的第一钩铰109与第二锁定组件的第二钩铰209通过连接支架4连接；第一锁定组件转动轴系是由关节轴承118与第一转轴113、轴承挡圈115、轴承套116、轴套117依次连接组成，第二锁定组件转动轴系是由第二转轴213、垫圈215和端盖216通过与有源驱动组件输出轴22依次连接组成。微动开关12数量为2个，其中一个微动开关12连接在第一锁定组件7的第一锁铰111处，另一个微动开关12连接在第二锁定组件3的第二锁铰211处。
[0039] 图5为本发明的航天器展开机构有源驱动组件剖视图。有源驱动组件6包括输出轴22、轴承23、谐波齿轮减速器24和步进电机25，步进电机25与谐波齿轮减速器24通过串联结构形式连接，步进电机25的输出轴与谐波齿轮减速器24的输入轴共用一套轴系，同时谐波齿轮减速器24的输出轴作为有源驱动组件输出轴22通过轴承23输出动力。本实施例的轴承23为深沟球轴承。
[0040] 图6为本发明的航天器展开机构传感器组件二维构型图，其中图6a为主视图，图6b为侧视图。传感器组件2包括角度传感器27、传感器支架26，角度传感器27通过传感器支架26连接在锁定组件一端。传感器组件数量为两组，每组传感器组件中的角度传感器
27通过传感器支架26分别连接在第一锁定组件7和第二锁定组件3一端。
[0041] 采用本发明的航天器展开机构的主要性能指标如表1所示。
[0042] 表1航天器展开机构主要性能指标符合情况对照表
[0043]
[0044] 本发明中未说明部分属于本领域的公知技术。
