The invention relates to a grid rudder expanding locking mechanism for space transporter, which uses a plane volute spring to drive the grid rudder to expand, uses the locking plane at the end of the support rib to cooperate with the locking plane on the base, realizes forward locking through mechanical limit, uses the locking rod assembly to cooperate with the locking track surface in the inner cavity of the support rib, and realizes reverse locking through the self-locking principle. The invention can drive the retracted grid rudder to unfold and lock, has the advantages of simple structure, reliable deployment, high locking rigidity and strong bearing capacity, can be applied to the unfolding and locking of the grid rudder of the space transporter, and provides the technical guarantee for realizing the landing area control and fixed-point recovery of the space transporter.
【技术实现步骤摘要】
一种航天运输器用栅格舵展开锁定机构
本专利技术涉及航天运输器机构
,具体涉及一种适用于落区可控航天运输器的栅格舵展开锁定机构。
技术介绍
目前,我国运载火箭尚不具备子级落区控制能力,一子级落区散布范围一般宽30公里,长50~70公里。当前每年执行20~30余次航天发射任务,每次均需疏散数万群众,子级残骸砸毁房屋、高压线、农田、高速公路等民用设施,污染水源,给落区群众的生命财产安全带来严重危害,扰乱正常生活生产秩序。此外,残骸搜索和失控时间较长,给当地政府和军分区带来极大处置难度。因此,迫切需要从技术上快速高效地解决落区安全问题。在运载火箭一子级级间段上安装栅格舵结构系统,是一种实现子级落区控制和定点回收的有效途径。在运载火箭主动上升飞行段,栅格舵处于收拢状态,即贴合箭体,以减少上升段飞行阻力;在运载火箭子级返回段,栅格舵处于展开状态,通过其气动外形影响高速下落子级的空气动力特性,从而改变子级下落的动力学参数,进而达到子级落区控制的目的。栅格舵展开锁定机构用于驱动收拢的栅格舵展开、实现有效锁定,并承受子级返回段的气动力载荷。目前,国内配备了栅格舵的火箭主要是中国航天科工集团第四研究院的快舟系列固体火箭,以及中国航天科技集团第一研究院CZ-2F的逃逸塔等;但是,这些栅格舵主要用于火箭主动飞行段的姿态控制,与实现火箭子级落区控制的栅格舵相比,其展开机构承载能力差距较大。国外配备了栅格舵的火箭主要是美国SpaceX公司的猎鹰系列重复使用运载火箭,与本专利技术采用无源机构驱动栅格舵展开不同,猎鹰系列重复使 ...
【技术保护点】
1.一种航天运输器用栅格舵展开锁定机构,其特征在于:包括底座(6)、平面蜗卷弹簧(8)、转轴组件、支撑筋(13)以及锁定杆组件(12);/n所述底座(6)固定至航天运输器;栅格舵(1)的两端分别通过转轴组件连接至所述底座(6);平面蜗卷弹簧(8)内端固定至所述转轴组件,外端固定至底座(6);支撑筋(13)固定在栅格舵(1)底端;/n当栅格舵(1)在收拢位置,压紧释放装置将栅格舵(1)约束至航天运输器,平面蜗卷弹簧(8)处于预紧状态;当压紧释放装置解除对栅格舵(1)的约束,栅格舵(1)在平面蜗卷弹簧(8)的驱动力矩作用下,相对于底座(6)沿展开方向转动;当栅格舵(1)展开到位时,支撑筋(13)端部的锁定平面与底座(6)上的锁定平面配合作用实现正向锁定,锁定杆(18)与支撑筋(13)内腔的锁定轨迹面配合作用实现反向锁定。/n
【技术特征摘要】
1.一种航天运输器用栅格舵展开锁定机构,其特征在于:包括底座(6)、平面蜗卷弹簧(8)、转轴组件、支撑筋(13)以及锁定杆组件(12);
所述底座(6)固定至航天运输器;栅格舵(1)的两端分别通过转轴组件连接至所述底座(6);平面蜗卷弹簧(8)内端固定至所述转轴组件,外端固定至底座(6);支撑筋(13)固定在栅格舵(1)底端;
当栅格舵(1)在收拢位置,压紧释放装置将栅格舵(1)约束至航天运输器,平面蜗卷弹簧(8)处于预紧状态;当压紧释放装置解除对栅格舵(1)的约束,栅格舵(1)在平面蜗卷弹簧(8)的驱动力矩作用下,相对于底座(6)沿展开方向转动;当栅格舵(1)展开到位时,支撑筋(13)端部的锁定平面与底座(6)上的锁定平面配合作用实现正向锁定,锁定杆(18)与支撑筋(13)内腔的锁定轨迹面配合作用实现反向锁定。
2.如权利要求1所述的航天运输器用栅格舵展开锁定机构,其特征在于,转轴组件包括转轴(3)以及关节轴承(5);转轴(3)以及关节轴承(5)内圈固定至栅格舵(1),关节轴承(5)外圈固定至底座(6)。
3.如权利要求2所述的航天运输器用栅格舵展开锁定机构,其特征在于,平面蜗卷弹簧(8)内端通过弹簧内端固定件(9)连接至花键轴(10),花键轴(10)与转轴(3)固连,弹簧内端固定件(9)与花键轴(10)之间通过花键连接,能够通过所述花键调节相对相位角度,进而调节平面蜗卷弹簧(8)的预扭角度和预紧力矩。
4.如权利要求1所述的航天运输器用栅格舵展开锁定机构,其特征在于,支撑筋(13)设置锁定轨迹面,在栅格舵(1)展开的过程中锁定杆组件(12)端部沿锁定轨迹面运动,最终达到锁定位置。
5.如权利要求4所述的航天运输器用栅格舵展开锁定机构,其特征在于,锁定杆组件(12)包括支座(15)、轴(19)、锁定轴(21)、滚轮、锁定杆(18)以及扭簧(17);支座(15)固定至底座(6),锁定杆(18)通过轴(19)连接至支座(15),并能绕轴(19)自由转动;滚轮通过锁定轴(21)连接至锁定杆(18),并能绕锁定轴(21)自由转动;扭簧(17)的固定端固定至支座(15),摆臂端与锁定杆(18)同步转动;当栅格舵(1)在收拢位置,锁定杆(18)在扭簧(17)的作用下压紧在支座(15)的限位面上;当栅格舵(1)展开至设定角度后,支撑筋(13)的锁定轨迹面与滚轮接触,并驱动锁...
【专利技术属性】
技术研发人员:宋佳,袁伟,顾珏华,崔琦峰,咸奎成,陈雪巍,金益辉,秦伟,沈蔚松,
申请(专利权)人:上海宇航系统工程研究所,
类型:发明
国别省市:上海;31
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