一种用于航天器在轨服务的稳定黏附装置及其工作方法制造方法及图纸

本发明专利技术提供一种用于航天器在轨服务的稳定黏附装置及其工作方法，装置包括驱动系统、柔性黏附模块和变刚度阻尼器，驱动系统安装在变刚度阻尼器上，驱动系统与柔性黏附模块相连，外接载荷设备接口位于变刚度阻尼器上，柔性黏附模块和变刚度阻尼器上设有不同结构的黏附层，根据不同黏附层的结构承载能力和黏附建立条件，调整不同黏附层的黏附顺序，实现与目标面间的稳定黏附和顺利脱附。本发明专利技术提高了在碰撞工况下载荷设备与目标面的黏附稳定性，通过变刚度阻尼器，吸收着陆过程的振动能量，减小冲击；驱动系统在着陆过程为仿壁虎刚毛提供持续的切向力，切向力与陆碰撞过程的法向接触力的合力提高了仿壁虎刚毛的黏附效果；最终实现了稳定黏附。实现了稳定黏附。实现了稳定黏附。

【技术实现步骤摘要】
一种用于航天器在轨服务的稳定黏附装置及其工作方法


[0001]本专利技术涉及一种用于航天器在轨服务的稳定黏附装置及其工作方法。

技术介绍

[0002]航天器在轨服务包括目标捕捉、故障巡检和探测识别等，实现上述任务的关键前提是载荷设备能稳定附着在航天器表面，不会因着陆在航天器表面时存在的惯性冲击作用而脱落；同时，载荷设备本身和航天器表面结构也不能因冲击振荡而破坏失效。这就迫切需求一种黏附装置，既能提供缓冲作用，还能加强黏附效果，实现稳定、可靠黏附。
[0003]现有的空间干黏附技术/装置中，多采用带有仿壁虎刚毛结构的装置对空间目标进行黏附捕获，通过增加刚毛与目标面的接触面积来增强范德华力(van der Waals force)，实现法向黏附力的增强。但是，现有干黏附技术/装置并未充分关注结构在航天器表面着陆碰撞时所产生的冲击振荡而引起的黏附失效、失稳问题，载荷设备有脱落损失的风险。

技术实现思路

[0004]根据上述提出的现有干黏附技术/装置并未充分关注结构在航天器表面着陆碰撞时所产生的冲击振荡而引起的黏附失效、失稳问题，载荷设备有脱落损失的风险的技术问题，而提供一种用于航天器在轨服务的稳定黏附装置及其工作方法。本专利技术主要通过设置变刚度阻尼器，吸收着陆过程的振动能量，降低了系统振幅；驱动系统在着陆过程为仿壁虎刚毛提供持续的切向力，切向力与陆碰撞过程的法向接触力的合力提高了仿壁虎刚毛的黏附效果。最终实现了稳定黏附。
[0005]本专利技术采用的技术手段如下：
[0006]一种用于航天器在轨服务的稳定黏附装置，包括：驱动系统、柔性黏附模块和变刚度阻尼器，所述驱动系统位于柔性黏附模块上方，并安装在位于中心位置的变刚度阻尼器上；所述驱动系统与柔性黏附模块相连，用于驱动实现柔性黏附模块运动；外接载荷设备的接口位于变刚度阻尼器上；
[0007]所述柔性黏附模块和变刚度阻尼器上均设置有不同结构的黏附层，根据不同黏附层的结构承载能力和黏附建立条件，调整不同黏附层的黏附顺序，实现与目标面间的稳定黏附和顺利脱附。
[0008]进一步地，所述柔性黏附模块设置多个，围绕变刚度阻尼器的圆周方向进行布置。
[0009]进一步地，所述驱动系统包括单程SMA弹簧Ⅰ、陶瓷纤维绳、多个驱动支架、多个杠杆组件和多个普通弹簧；通过对单程SMA弹簧Ⅰ进行通电加热，实现单程SMA弹簧Ⅰ的收缩，断电冷却，在普通弹簧的拉力作用下伸长；
[0010]所述驱动支架包括套筒和开有槽孔的悬臂梁，悬臂梁与套筒的一端固定连接，套筒与变刚度阻尼器相连，多个悬臂梁绕套筒的中轴线呈周向分布，悬臂梁的四面贯穿开设有相连通的槽孔；
[0011]所述杠杆组件包括开有通孔的杠杆、槽销和支撑架，杠杆的动力端插入至槽孔内，通孔位于杠杆的动力端，槽销位于杠杆的阻力端并与柔性黏附模块相连，杠杆的支点与支撑架连接并转动，支撑架与套筒的另一端固定连接，多个支撑架绕套筒的中轴线呈周向分布；柔性黏附模块还与杠杆和支撑架连接；
[0012]所述陶瓷纤维绳依次穿过多个通孔，并与单程SMA弹簧Ⅰ两端连接形成围绕在套筒上的闭合环；
[0013]每个悬臂梁内各安装一个普通弹簧，普通弹簧始终处于拉伸恢复状态，普通弹簧的两端分别与杠杆动力端和槽孔上远离套筒的一端内壁连接；
[0014]工作时，单程SMA弹簧Ⅰ通电加热后收缩，闭合环直径缩小，进而将杠杆的动力端拉向套筒；单程SMA弹簧Ⅰ断电冷却过程中刚度逐渐减小，在普通弹簧的恢复拉力作用下单程SMA弹簧Ⅰ逐渐伸长，同时杠杆的动力端朝远离套筒的方向运动，再对单程SMA弹簧Ⅰ通电加热重复该过程，杠杆的动力端即可在槽孔内进行往复摆动，在支点的作用下带动杠杆的阻力端进行往复摆动，实现对柔性黏附模块的驱动。
[0015]进一步地，所述柔性黏附模块包括拉绳、柔性足以及牢固粘贴在足底的黏附层，该黏附层为仿壁虎刚毛阵列，仿壁虎刚毛阵列用于与目标面黏附；所述柔性足包括分布在足背的若干齿槽以及连接在足跟处的支撑杆和动力杆，齿槽上贯穿开设有孔，动力杆一端设有导槽；
[0016]所述拉绳依次穿过若干齿槽上的孔，拉绳两端分别与柔性足自由端和杠杆动力端连接，拉动拉绳时，柔性足弯曲，用于实现仿壁虎刚毛阵列与目标面脱离黏附；
[0017]所述支撑杆的端部插入支撑架内，并在支撑架内沿套筒圆周半径方向往复移动；
[0018]所述导槽与杠杆阻力端的槽销配合形成槽销副，将杠杆阻力端的圆周运动转化为直线运动，带动柔性足沿套筒圆周半径方向进行往复运动，对仿壁虎刚毛阵列形成切向力，当切向力指向套筒时，产生黏附，当切向力背离套筒时，脱离黏附；在拉绳和杠杆阻力端的双重作用下，实现仿壁虎刚毛阵列的脱附过程更容易。
[0019]进一步地，所述变刚度阻尼器包括活塞缓冲杆、单程SMA弹簧Ⅱ和缸筒；所述活塞缓冲杆首端设置黏附层，该黏附层为柔性干胶垫，在着陆碰撞过程与目标面接触并建立初步黏附；
[0020]所述活塞缓冲杆尾端与单程SMA弹簧Ⅱ尾端固连，单程SMA弹簧Ⅱ首端与驱动支架上表面固连，活塞缓冲杆沿单程SMA弹簧Ⅱ的轴线穿过单程SMA弹簧Ⅱ，着陆碰撞伊始，活塞缓冲杆接触目标面，单程SMA弹簧Ⅱ有被拉伸的趋势；所述缸筒安置在驱动支架上表面，单程SMA弹簧Ⅱ位于缸筒内，活塞缓冲杆尾端插入缸筒内，驱动支架的套筒套设在活塞缓冲杆外壁；
[0021]通过对单程SMA弹簧Ⅱ进行通电，使单程SMA弹簧Ⅱ进行收缩，活塞缓冲杆接触碰撞目标面时会使单程SMA弹簧Ⅱ拉伸；根据着陆前高度，调整单程SMA弹簧Ⅱ的通电电流，不同温度下单程SMA弹簧Ⅱ刚度不同，变刚度阻尼器提供的缓冲效果也不同。
[0022]进一步地，所述柔性足采用柔性弹性材料；若干所述齿槽非均匀的分布在柔性足足背上，间距不同，深度不同；若干齿槽的深度自柔性足的足尖至足跟逐渐减小，拉动拉绳时柔性足卷曲程度也逐渐减小；拉动拉绳时，柔性足在足尖处卷曲程度大，随着齿槽深度的减小，卷曲程度也逐渐减小。
[0023]进一步地，所述仿壁虎刚毛阵列中仿壁虎刚毛为一种定向结构，施加特定方向的剪切力后，该定向结构与目标面的接触面积增大，进而产生黏附效果；所述仿壁虎刚毛阵列呈不均匀分布，阵列密度自柔性足的足尖至足跟逐渐减小，即黏附区主要位于靠近柔性足足尖的区域；柔性黏附模块与目标面接触时，柔性足处于卷曲状态，靠近足跟的区域首先接触目标面，结构应力大于其他部位，容易发生失效破坏，基于此，在靠近足跟区域设置稀疏的仿壁虎刚毛密度，用于降低失效风险和损失，也有助于脱附。
[0024]进一步地，所述柔性干胶垫由微纳结构阵列形成，微纳结构截面形状为
“⊥”
形，能承受较大的法向冲击力并产生黏附作用，切向力不会使微纳结构产生黏附作用。
[0025]进一步地，所述稳定黏附装置整体采用智能材料形状记忆合金驱动。
[0026]本专利技术还提供了一种用于航天器在轨服务的稳定黏附装置的工作方法，包括如下步骤：
[0027]着陆前，单程SMA弹簧Ⅰ通电加热产本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于航天器在轨服务的稳定黏附装置，其特征在于，包括：驱动系统(1)、柔性黏附模块(2)和变刚度阻尼器(3)，所述驱动系统(1)位于柔性黏附模块(2)上方，并安装在位于中心位置的变刚度阻尼器(3)上；所述驱动系统(1)与柔性黏附模块(2)相连，用于驱动实现柔性黏附模块(2)运动；外接载荷设备的接口位于变刚度阻尼器(3)上；所述柔性黏附模块(2)和变刚度阻尼器(3)上均设置有不同结构的黏附层，根据不同黏附层的结构承载能力和黏附建立条件，调整不同黏附层的黏附顺序，实现与目标面间的稳定黏附和顺利脱附。2.根据权利要求1所述的用于航天器在轨服务的稳定黏附装置，其特征在于，所述柔性黏附模块(2)设置多个，围绕变刚度阻尼器(3)的圆周方向进行布置。3.根据权利要求1或2所述的用于航天器在轨服务的稳定黏附装置，其特征在于，所述驱动系统(1)包括单程SMA弹簧Ⅰ(101)、陶瓷纤维绳(102)、多个驱动支架(103)、多个杠杆组件(104)和多个普通弹簧(105)；通过对单程SMA弹簧Ⅰ(101)进行通电加热，实现单程SMA弹簧Ⅰ(101)的收缩，断电冷却，在普通弹簧(105)的拉力作用下伸长；所述驱动支架(103)包括套筒(103a)和开有槽孔(103b)的悬臂梁(103c)，悬臂梁(103c)与套筒(103a)的一端固定连接，套筒(103a)与变刚度阻尼器(3)相连，多个悬臂梁(103c)绕套筒(103a)的中轴线呈周向分布，悬臂梁(103c)的四面贯穿开设有相连通的槽孔(103b)；所述杠杆组件(104)包括开有通孔(104a)的杠杆(104b)、槽销(104c)和支撑架(104d)，杠杆(104b)的动力端插入至槽孔(103b)内，通孔(104a)位于杠杆(104b)的动力端，槽销(104c)位于杠杆(104b)的阻力端并与柔性黏附模块(2)相连，杠杆(104b)的支点与支撑架(104d)连接并转动，支撑架(104d)与套筒(103a)的另一端固定连接，多个支撑架(104d)绕套筒(103a)的中轴线呈周向分布；柔性黏附模块(2)还与杠杆(104b)和支撑架(104d)连接；所述陶瓷纤维绳(102)依次穿过多个通孔(104a)，并与单程SMA弹簧Ⅰ(101)两端连接形成围绕在套筒(103a)上的闭合环；每个悬臂梁(103c)内各安装一个普通弹簧(105)，普通弹簧(105)始终处于拉伸恢复状态，普通弹簧(105)的两端分别与杠杆(104b)动力端和槽孔(103b)上远离套筒(103a)的一端内壁连接；工作时，单程SMA弹簧Ⅰ(101)通电加热后收缩，闭合环直径缩小，进而将杠杆(104b)的动力端拉向套筒(103a)；单程SMA弹簧Ⅰ(101)断电冷却过程中刚度逐渐减小，在普通弹簧(105)的恢复拉力作用下单程SMA弹簧Ⅰ(101)逐渐伸长，同时杠杆(104b)的动力端朝远离套筒(103a)的方向运动，再对单程SMA弹簧Ⅰ(101)通电加热重复该过程，杠杆(104b)的动力端即可在槽孔(103b)内进行往复摆动，在支点的作用下带动杠杆(104b)的阻力端进行往复摆动，实现对柔性黏附模块(2)的驱动。4.根据权利要求3所述的用于航天器在轨服务的稳定黏附装置，其特征在于，所述柔性黏附模块(2)包括拉绳(201)、柔性足(202)以及牢固粘贴在足底的黏附层，该黏附层为仿壁虎刚毛阵列(203)，仿壁虎刚毛阵列(203)用于与目标面黏附；所述柔性足(202)包括分布在足背的若干齿槽(202a)以及连接在足跟处的支撑杆(202b)和动力杆(202c)，齿槽(202a)上贯穿开设有孔，动力杆(202c)一端设有导槽(202d)；所述拉绳(201)依次穿过若干齿槽(202a)上的孔，拉绳(201)两端分别与柔性足(202)
自由端和杠杆(104b)动力端连接，拉动拉绳(201)时，柔性足(202)弯曲，用于实现仿壁虎刚毛阵列(203)与目标面脱离黏附；所述支撑杆(202b)的端部插入支撑架(104d)内，并在支撑架(104d)内沿套筒(103a)圆周半径方向往复移动；所述导槽(202d)与杠杆(104b)阻力端的槽销(104c)配合形成槽销副，将杠杆(104b)阻力端的圆周运动转化为直线运动，带动柔性足(202)沿套筒(103a)圆周半径方向进行往复运动，对仿壁虎刚毛阵列(203)形成切向力，当切向力指向套筒(103a)时，产生黏附，当切向力背离套筒(103a)时，脱离黏附；在拉绳(201)和杠杆(104b)阻力端的双重作用下...

【专利技术属性】
技术研发人员：周文雅，刘久钦，乔鑫宇，高旭光，
申请(专利权)人：大连理工大学，
类型：发明
国别省市：