航天器对接系统技术方案

用于对接航天器的方法和装置。所述装置包括细长构件(300)、运动系统(302，504)以及力管理系统(304，610)。所述细长构件与用于航天器的对接结构相关联。所述运动系统被配置为轴向移动所述细长构件，使得用于所述航天器的所述对接结构移动。每个所述细长构件被配置为独立地移动。所述力管理系统在所述细长构件的运动期间将所述运动系统连接到所述细长构件并且被配置为将由每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。

Spacecraft docking system

Method and apparatus for docking spacecraft. The apparatus includes an elongated member (300), a motion system (302504), and a force management system (304610). The elongated member is associated with a docking structure for spacecraft. The motion system is configured to axially move the elongated member so as to move the docking structure of the spacecraft. Each elongated member is configured to move independently. The force management system connects the motion system to the elongated member during the movement of the elongated member and is configured to limit the force applied by each elongated member to a desired threshold.

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】政府许可权在NASA合同号NAS8-01099下执行工作中作出本文所述的公开且该公开从属于1958美国国家航空航天法的305部分的条款(72Stat.435：42U.S.C.2457)。NASA具有本申请中的某些权力。
本公开总体涉及航天器，并且特别涉及用于航天器的耦合系统。另外更特别的是，本公开涉及航天器对接系统的方法和装置。
技术介绍
航天器耦合系统提供彼此机械连接两个或更多个航天器的方法。如本文所使用的，航天器是配置为在太空中执行多个操作的运载器、飞船或机器。航天器可以是配置为用于短期空间任务的自推进的空间运载器，或可以是被配置为在较长时间段内停留在太空中的航天器。在其他情况下，航天器可以是空间站、卫星或一些其他合适的结构。将两个航天器耦合可能期望将资源从一个航天器转移到另一个航天器。例如，航天飞机可以在空间站对接，从而为空间站提供工作人员和供应。在其他示例中，航天飞机可以与卫星对接以执行维护且重做卫星的一个或多个组件。在本说明性示例中，被耦合的一对航天器包括主动运载器和目标结构。主动运载器是接近目标结构的航天器。例如，主动运载器可以是航天器，同时目标结构是空间站。航天器接近空间站以便耦合。两个航天器的耦合可以被称为对接或靠泊。通过对接，主动运载器在其自身推进下机动操作以将耦合系统的两个半部带到在彼此要求的接近度内，一个半部在主动运载器上，而另一个半部在目标结构上。通过满足该要求，对接系统然后被用于将航天器耦合在一起。对接系统被设计为容许运载器之间的初始不对准，其中对接系统提供静止捕获、对准以及刚性连接主动运载器和目标结构的能力。在一些情况下，主动运载器减缓或停止其朝向目标结构的运动且向外延伸对接系统以达到目标结构和与目标结构对准。另一方面，当与一个航天器相关联的外部附连的装置被用于将主动运载器带到目标结构的要求的接近度内时，靠泊发生。在一些情况下，本装置是机械臂，该机械臂将一个航天器附连到其他航天器并且在准备耦合时引导结构朝向彼此。通过使用用于航天器的耦合系统，控制器被设计为铰接耦合系统以便用于耦合系统的主动半部，从而成功捕获目标结构，对准两个半部以及准备两个半部以建立刚性连接。然而，用于航天器耦合系统的这些控制器可能比期望更复杂。例如，可能需要复杂控制法以确保主动运载器和目标结构以期望方式接合。这些系统也可能比期望用于航天器的系统更重。而且，随着用于耦合航天器的控制系统的复杂度增加，耦合系统的失效的可能性随之增加，这是由于子系统和组件水平处的更多失效可能性。因此，期望具有考虑以上所述问题中的至少一些以及其他可能问题的方法和装置。
技术实现思路
在一个说明性实施例中，一种装置包括细长构件、运动系统以及力管理系统。所述细长构件与用于航天器的对接结构相关联。所述运动系统被配置为轴向移动所述细长构件，使得用于所述航天器的所述对接结构移动。每个所述细长构件独立地移动。所述力管理系统在所述细长构件的运动期间将所述运动系统连接到所述细长构件并且被配置为将由每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。在另一说明性实施例中，存在一种用于对接航天器的方法。细长构件被轴向移动，使得用于所述航天器的对接结构移动。每个所述细长构件独立地移动。在所述细长构件的运动期间将由所述每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。在又一说明性实施例中，一种用于航天器的对接系统包括捕获环、与所述捕获环相关联的细长构件、对准特征件、马达以及将所述马达连接到所述细长构件的力管理系统。所述对准特征件被定位为沿着所述捕获环的配合表面且被配置为将所述捕获环与第二结构对准。所述马达被配置为轴向移动所述细长构件，使得所述航天器的所述捕获环以若干自由度移动。每个所述细长构件独立地移动。所述力管理系统被配置为在所述细长构件的运动期间将由每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。特征和功能可以在本公开的各种实施例中独立地实现或可以在其它实施例中组合，其中参考下面的描述和附图可见实施例的进一步的细节。进一步地，本公开包括根据以下条款所述的实施例：条款1.一种用于航天器的对接系统，其包括：捕获环；细长构件，其与所述捕获环相关联；对准特征件，其被定位为沿着所述捕获环的配合表面并且被配置为将所述捕获环与第二结构对准；马达，其被配置为轴向移动所述细长构件，使得所述航天器的所述捕获环以若干自由度移动，其中每个所述细长构件独立地移动；以及力管理系统，其将所述马达连接到所述细长构件并且配置为在所述细长构件的运动期间将由每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。条款2.根据条款1所述的对接系统，其中所述力管理系统响应于由所述第二结构施加的负载而被动限制由每个所述细长构件施加的所述力，并且其中当所述力到达所述期望阈值时，力管理系统被配置为滑动，使得相应的细长构件从第一位置移动到第二位置。条款3.根据条款1所述的对接系统，其中所述马达被配置为操作在从延伸、衰减或缩回中的至少一个所选择的状态中。条款4.根据条款1所述的对接系统，其中由所述细长构件施加的所述力基于所述捕获环相对于所述第二结构的位置被限制。附图说明在随附权利要求中提出说明性实施例的被确信具有新颖特征的特性。然而，说明性实施例以及优选的使用模式、进一步的目的和其特征当结合附图阅读时通过参考本公开的说明性实施例的下列细节描述将被更好地理解，其中：图1是根据说明性实施例的航天器的对接环境的说明；图2是根据说明性实施例的航天器的对接环境的框图的说明；图3是根据说明性实施例的航天器的对接系统的框图的说明；图4是根据说明性实施例的运动系统的操作的各状态之间的变化的状态图的说明；图5是根据说明性实施例的航天器的对接系统的说明；图6是根据说明性实施例的致动器装配件的说明；图7是根据说明性实施例的与第二结构接合的对接系统的说明；图8是根据说明性实施例的与第二结构对准的对接系统的另一说明；图9是根据说明性实施例的与第二结构对准的对接系统的另一说明；图10是根据说明性实施例的与第二结构对准的对接系统的又一说明；图11是根据说明性实施例的与第二结构对准的对接系统的另外一说明；图12是根据说明性实施例的延伸中的对接系统的图表的说明；图13是根据说明性实施例的衰减模式中的对接系统的图表的说明；图14是根据说明性实施例的用于对接航天器的过程的流程图的说明；图15是根据说明性实施例的用于对接航天器的过程的流程图的另一说明；图16是根据说明性实施例的用于对接航天器的过程的流程图的又一说明；图17是根据说明性实施例的具有框图形式的航天器制造和维护方法的说明；以及图18是根据说明性实施例的具有框图形式的航天器的说明。具体实施方式说明性实施例认识到并且考虑了一个或多个不同的考量。例如，说明性实施例认识并且考虑到：可以期望降低用于航天器的对接系统的复杂度。例如，用于航天器的一些当前使用的对接系统使用负载传感器系统、复杂控制法以及软件应用以将一个航天器与另一个航天器耦合。这些系统倾向于复杂化且不可能如期望一样执行。说明性实施例也认识并且考虑到期望减少航天器的重量。例如，减少航天器的重量允许航天器具有运载火箭的增加选择，或可以运载更多有效负载作为交换。航天器的重量的减少同样可以是关于执行太空中的操作所期望的。较大较重的航天器不可能如期望一样容易地机动操作。然而本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种装置，其包括：细长构件，其与用于航天器的对接结构相关联；运动系统，其被配置为轴向移动所述细长构件，使得用于所述航天器的所述对接结构移动，其中每个所述细长构件独立地移动；以及力管理系统，其在所述细长构件的运动期间将所述运动系统连接到所述细长构件并且被配置为将由每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2014.03.21 US 14/221,3571.一种装置，其包括：细长构件，其与用于航天器的对接结构相关联；运动系统，其被配置为轴向移动所述细长构件，使得用于所述航天器的所述对接结构移动，其中每个所述细长构件独立地移动；以及力管理系统，其在所述细长构件的运动期间将所述运动系统连接到所述细长构件并且被配置为将由每个所述细长构件施加的力限制为期望阈值。2.根据权利要求1所述的装置，其中所述对接结构将所述航天器连接到从对接环、空间站、卫星以及航天器中的一个选择的第二结构。3.根据权利要求2所述的装置，其中所述力管理系统响应于由所述第二结构施加的负载而被动限制由每个所述细长构件施加的所述力。4.根据权利要求2-3所述的装置，其进一步包括：附连系统，其被配置为将所述对接结构固定到所述第二结构。5.根据前述任一权利要求所述的装置，其中所述对接结构选自捕获环和连杆中的一个。6.根据前述任一权利要求所述的装置，其中所述细长构件以若干自由度移动所述对接结构。7.根据前述任一权利要求所述的装置，其中所述运动系统被配置为操作在从延伸、衰减或缩回中的至少一个选择的状态中。8.根据前述任一权利要求所述的装置，其中所述对接结构包括配合接口和对准特征件组。9.根据前...

【专利技术属性】
技术研发人员：S·何弗拉尼恩，LP·C·庄，P·莫达赫迪，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国;US