一种空间用载荷对接锁紧接口装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种空间用载荷对接锁紧接口装置，属于空间应用设备技术领域，它包括主动端和被动端，分别与暴露载荷和空间飞行器舱体暴露平台固定连接；通过主动端上的主定位销、球头剪切销和辅助定位销与被动端上的主定位孔、剪切孔、腰形剪切孔及辅助定位孔的配合，引导机械臂操作暴露载荷对接到待安装位置上；通过主动端上的电机减速器驱动丝杠，进而带动机架A主体、机架A分体、机架B主体和机架B分体沿导轴移动的方式实现对暴露载荷的收紧、对暴露载荷的刚性锁紧和可靠防松；本发明专利技术能够辅助机械臂实现暴露载荷和飞行器舱体的引导定位对接、被动捕获、主动收紧和刚性锁紧，从而为将暴露载荷安装于飞行器舱外设定位置提供技术支撑。

Loading locking interface device for space

The invention discloses a locking device for load interface space docking, which belongs to the technical field of space applications, including active and passive end end, respectively, and exposure to load and space vehicle cabin platform is fixedly connected with exposure; through the main positioning pin, ball head end of the active shear main positioning hole, cutting and auxiliary the positioning pin and the driven end on shear hole and the waist shaped hole and shear auxiliary positioning hole, guide the manipulator to be exposed load on the received installation position; by the end of the active motor reducer drive screw, and then with A A, the main motivation of frame split, frame body and frame split B B moving along the guide shaft to achieve exposure load tightening, exposure to load rigid locking and reliable locking; the invention can realize the mechanical arm positioning guide load and aircraft cabin docking exposure Passive capture, active tightening, and rigid locking provide technical support for installing exposed loads on the outside of the aircraft module.

【技术实现步骤摘要】
一种空间用载荷对接锁紧接口装置
本专利技术属于空间应用设备
，具体涉及一种空间用载荷对接锁紧接口装置。
技术介绍
空间站、载人飞船等空间飞行器在舱体外壁布置了大量暴露载荷实验平台以扩展空间飞行器的暴露实验能力。目前国际空间站已使用多种形式的载荷对接锁紧接口装置支持暴露实验任务。但是针对舱外暴露载荷和舱外暴露平台，现有技术中的对接锁紧接口装置不能自动捕获舱外暴露载荷、自动化程度不高、对航天员或机械臂的操作能力要求高、机构复杂、可维修性差、可靠性较低。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术的目的是提供一种空间用载荷对接锁紧接口装置，通过该连接装置能够实现暴露载荷和空间飞行器舱体暴露平台的引导定位对接、被动捕获、主动收紧和刚性锁紧，从而为将暴露载荷安装于飞行器舱外设定位置提供技术支撑。本专利技术是通过下述技术方案实现的：一种空间用载荷对接锁紧接口装置，包括主动端和被动端，分别与暴露载荷和空间飞行器舱体暴露平台固定连接；所述主动端包括：底板、导轴、丝杠、机架A主体、机架A分体、机架B主体、机架B分体、连接架A、连接架B、电机减速器、主定位销、球头剪切销、辅助定位销、刚性锁紧机构、单向捕获装置及壳体；丝杠和两个导轴互相平行的安装在底板上，且丝杠位于两个导轴之间；丝杠的一端加工有用于手动转动的工具接口，另一端同轴固定有电机减速器；丝杠上加工有两段旋向相反的螺纹，分别与机架A主体和机架B主体中间的螺纹孔形成丝杠螺母副；每个导轴上分别安装有能够沿其轴向移动的机架A分体和机架B分体；机架A主体分别通过连接架A与两个机架A分体连接，机架B主体分别通过连接架B与两个机架B分体连接；两个主定位销、两个球头剪切销和一个辅助定位销分别固定在底板上；四个壳体分别安装在两个机架A分体和两个机架B分体上；壳体上加工有矩形的导向孔，所述导向孔中的一个侧面由斜面部分和平面部分组成；每个机架A分体和每个机架B分体上均安装有单向捕获装置和刚性锁紧机构；刚性锁紧机构用于主动端和被动端对接后的锁紧；所述被动端包括：框体和多功能销；所述框体上设有两个主定位孔、一个剪切孔、一个腰形剪切孔及一个辅助定位孔；在主动端与被动端对接时，所述主定位孔与主定位销配合，剪切孔和腰形剪切孔分别与两个球头剪切销配合，辅助定位孔与辅助定位销配合；四个多功能销分别安装在框体四个角的侧壁上，其中，多功能销包括：平面架板和固定在平面架板上的锁紧块，锁紧块与刚性锁紧机构配合实现主动端和被动端的锁紧；所述平面架板为直角梯形板，所述直角梯形板的下底边位圆柱销状结构，为捕获部分，当主动端与被动端对接时，捕获部分与单向捕获装置先匹配，对所述对接进行定位；直角梯形板的斜边为收紧部分，用于与壳体的导向孔的斜面部分配合，直角梯形板的上底边为高度限位部分，用于与壳体的导向孔的平面部分配合。进一步的，两个所述主定位销和两个球头剪切销均分别对称分布在丝杠的两侧。进一步的，所述主定位销由圆柱段和尖端组成；所述主定位孔由锥形孔和圆柱孔两部分组成，其中锥形孔用于和主定位销的尖端配合，圆柱孔用于与主定位销的圆柱段配合。进一步的，主动端还包括微动开关，微动开关安装在底板的侧面，且微动开关的触发面与主动端的上表面平齐，用于监测主动端和被动端的对接面接触状态，当主动端和被动端的对接面接触时，触发微动开关，显示主动端和被动端完成对接。进一步的，所述主动端还包括盲插连接器插头，两个盲插连接器插头固定在底板上，并对称分布在机架A主体的两侧；所述被动端还包括盲插连接器插座，盲插连接器插座安装在框体上，在被动端与主动端对接时，用于与盲插连接器插头连接。有益效果：(1)本专利技术能够辅助机械臂实现暴露载荷和飞行器舱体的引导定位对接、被动捕获、主动收紧和刚性锁紧，从而为将暴露载荷安装于飞行器舱外设定位置提供技术支撑。(2)本专利技术通过主动端上的主定位销、球头剪切销和辅助定位销与被动端上的主定位孔、剪切孔、腰形剪切孔及辅助定位孔的配合，引导机械臂操作暴露载荷对接到待安装位置上。(3)本专利技术在对接过程中由单向捕获装置自动实现对暴露载荷的捕获，保证连接过程的安全性。(4)本专利技术通过电机减速器驱动丝杠，进而带动机架A主体、机架A分体、机架B主体和机架B分体沿导轴移动的方式实现对暴露载荷的收紧、对暴露载荷的电连接器插拔、对暴露载荷的刚性锁紧和可靠防松。(5)当对接锁紧接口装置无法自主通过电机减速器驱动丝杠的方式解锁时，可由航天员出舱通过操作位于主动端的丝杠一端的工具接口手动完成对主动端和被动端的机械解锁和电连接器拔出的操作。附图说明图1为本专利技术的结构组成图。图2为本专利技术的主动端的结构组成图。图3为本专利技术的壳体结构示意图。图4为本专利技术的被动端的结构组成图。图5为本专利技术的多功能销结构示意图。图6为本专利技术的锁紧状态图。其中，1-微动开关，2-底板，3-主定位销，4-球头剪切销，5-导轴，6-刚性锁紧机构，7-单向捕获装置，8-连接架B，9-机架B分体，10-保护罩，11-机架A分体，12-连接架A，13-电控盒，14-丝杠，15-辅助定位销，17-轴承座,18-机架A主体，19-盲插连接器插头，20-机架B主体，21-电机减速器，22-多功能销，23-主定位孔，24-剪切孔，25-腰形剪切孔，26-框体，27-盲插连接器插座，28-插座支架，29-电连接器支架，30-电连接器，31-辅助定位孔，32-壳体，41-高度限位部分，42-收紧部分，43-捕获部分，45-锁紧块，100-暴露载荷，200-主动端，300-被动端。具体实施方式下面结合附图并举实施例，对本专利技术进行详细描述。本专利技术提供了一种空间用载荷对接锁紧接口装置，参见附图1，包括主动端200和被动端300，分别与暴露载荷和空间飞行器舱体暴露平台固定连接，通过主动端200和被动端300的对接锁紧，进而实现暴露载荷和空间飞行器舱体暴露平台的对接锁紧；参见附图2，所述主动端200包括：微动开关1、底板2、导轴5、丝杠14、机架A主体18、机架A分体11、机架B主体20、机架B分体9、连接架A12、连接架B8、电机减速器21、主定位销3、球头剪切销4、辅助定位销15、盲插连接器插头19、刚性锁紧机构6、单向捕获装置7、保护罩10、电控盒13、轴承座17及壳体32；丝杠14和两个导轴5互相平行的安装在底板2上，且丝杠14位于两个导轴5之间；丝杠14的一端凸出于底板2侧面，并在该端端面加工有便于手动转动的工具接口，另一端同轴固定有电机减速器21；丝杠14上加工有两段旋向相反的螺纹，分别与机架A主体18和机架B主体20中间的螺纹孔形成丝杠螺母副；每个导轴5上分别安装有机架A分体11和机架B分体9，机架A分体11和机架B分体9能够沿导轴5进行轴向移动；机架A主体18分别通过连接架A12与两个机架A分体11连接，机架B主体20分别通过连接架B8与两个机架B分体9连接；两个主定位销3、两个球头剪切销4和一个辅助定位销15分别固定在底板2上设有的安装接口处，其中，两个主定位销3和两个球头剪切销4均分别对称分布在丝杠14的两侧；主定位销3由圆柱段和尖端组成；两个盲插连接器插头19固定在底板2上，并对称分布在机架A主体18的两侧，保护罩10罩装在盲插连接器插头19外部；电控盒13固定在底板2上，电控盒13与电机减本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种空间用载荷对接锁紧接口装置，其特征在于，包括主动端和被动端，分别与暴露载荷和空间飞行器舱体暴露平台固定连接；所述主动端包括：底板(2)、导轴(5)、丝杠(14)、机架A主体(18)、机架A分体(11)、机架B主体(20)、机架B分体(9)、连接架A(12)、连接架B(8)、电机减速器(21)、主定位销(3)、球头剪切销(4)、辅助定位销(15)、刚性锁紧机构(6)、单向捕获装置(7)及壳体(32)；丝杠(14)和两个导轴(5)互相平行的安装在底板(2)上，且丝杠(14)位于两个导轴(5)之间；丝杠(14)的一端加工有用于手动转动的工具接口，另一端同轴固定有电机减速器(21)；丝杠(14)上加工有两段旋向相反的螺纹，分别与机架A主体(18)和机架B主体(20)中间的螺纹孔形成丝杠螺母副；每个导轴(5)上分别安装有能够沿其轴向移动的机架A分体(11)和机架B分体(9)；机架A主体(18)分别通过连接架A(12)与两个机架A分体(11)连接，机架B主体(20)分别通过连接架B(8)与两个机架B分体(9)连接；两个主定位销(3)、两个球头剪切销(4)和一个辅助定位销(15)分别固定在底板(2)上；四个壳体(32)分别安装在两个机架A分体(11)和两个机架B分体(9)上；壳体(32)上加工有矩形的导向孔，所述导向孔中的一个侧面由斜面部分和平面部分组成；每个机架A分体(11)和每个机架B分体(9)上均安装有单向捕获装置(7)和刚性锁紧机构(6)；刚性锁紧机构(6)用于主动端和被动端对接后的锁紧；所述被动端包括：框体(26)和多功能销(22)；所述框体(26)上设有两个主定位孔(23)、一个剪切孔(24)、一个腰形剪切孔(25)及一个辅助定位孔(31)；在主动端与被动端对接时，所述主定位孔(23)与主定位销(3)配合，剪切孔(24)和腰形剪切孔(25)分别与两个球头剪切销(4)配合，辅助定位孔(31)与辅助定位销(15)配合；四个多功能销(22)分别安装在框体(26)四个角的侧壁上，其中，多功能销(22)包括：平面架板和固定在平面架板上的锁紧块(45)，锁紧块(45)与刚性锁紧机构(6)配合实现主动端和被动端的锁紧；所述平面架板为直角梯形板，所述直角梯形板的下底边位圆柱销状结构，为捕获部分(43)，当主动端与被动端对接时，捕获部分(43)与单向捕获装置(7)先匹配，对所述对接进行定位；直角梯形板的斜边为收紧部分(42)，用于与壳体(32)的导向孔的斜面部分配合，直角梯形板的上底边为高度限位部分(41)，用于与壳体(32)的导向孔的平面部分配合。...

【技术特征摘要】
1.一种空间用载荷对接锁紧接口装置，其特征在于，包括主动端和被动端，分别与暴露载荷和空间飞行器舱体暴露平台固定连接；所述主动端包括：底板(2)、导轴(5)、丝杠(14)、机架A主体(18)、机架A分体(11)、机架B主体(20)、机架B分体(9)、连接架A(12)、连接架B(8)、电机减速器(21)、主定位销(3)、球头剪切销(4)、辅助定位销(15)、刚性锁紧机构(6)、单向捕获装置(7)及壳体(32)；丝杠(14)和两个导轴(5)互相平行的安装在底板(2)上，且丝杠(14)位于两个导轴(5)之间；丝杠(14)的一端加工有用于手动转动的工具接口，另一端同轴固定有电机减速器(21)；丝杠(14)上加工有两段旋向相反的螺纹，分别与机架A主体(18)和机架B主体(20)中间的螺纹孔形成丝杠螺母副；每个导轴(5)上分别安装有能够沿其轴向移动的机架A分体(11)和机架B分体(9)；机架A主体(18)分别通过连接架A(12)与两个机架A分体(11)连接，机架B主体(20)分别通过连接架B(8)与两个机架B分体(9)连接；两个主定位销(3)、两个球头剪切销(4)和一个辅助定位销(15)分别固定在底板(2)上；四个壳体(32)分别安装在两个机架A分体(11)和两个机架B分体(9)上；壳体(32)上加工有矩形的导向孔，所述导向孔中的一个侧面由斜面部分和平面部分组成；每个机架A分体(11)和每个机架B分体(9)上均安装有单向捕获装置(7)和刚性锁紧机构(6)；刚性锁紧机构(6)用于主动端和被动端对接后的锁紧；所述被动端包括：框体(26)和多功能销(22)；所述框体(26)上设有两个主定位孔(23)、一个剪切孔(24)、一个腰形剪切孔(25)及一个辅助定位孔(31)；在主动端与被动端对接时，所述主定位孔(23)与主定位销(3)配合，剪切孔(24)和腰形剪切孔(25)分别与两个球头剪切销(4)配合，辅助定位孔(...

【专利技术属性】
技术研发人员：康永，马少君，高波，丁程斌，于铭飞，董占敏，
申请(专利权)人：兰州空间技术物理研究所，
类型：发明
国别省市：甘肃,62