【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及空间卫星锁紧释放装置，具体地，涉及适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置及使用方法。
技术介绍
1、非接触式卫星平台主要采用磁浮作动器实现两舱(包括服务舱和载荷舱)的动静分离和姿态调整，彻底消除了高频微振动的不良影响。在卫星的使用周期内，磁浮作动器的工作时段是有限的，当卫星处于休眠或火箭发射时，卫星两舱应可靠锁紧，在平台工作时，两舱解锁。故面向该使用需求，有必要针对非接触式卫星平台设计一空间重复锁紧解锁装置，高精度保证锁紧功能实现，并可重复锁紧解锁。
技术实现思路
1、针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置及使用方法。
2、根据本专利技术提供的一种适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置，包括载荷舱安装基板、服务舱安装基板、螺纹锁紧模块、组合式电磁锁紧模块、位姿检测模块、基准板以及位姿调整模块，载荷舱安装基板通过螺纹锁紧模块和组合式电磁锁紧模块与服务舱安装基板连接或分离，载荷舱安装基板侧面连接基准板，螺纹锁紧模块连接位姿调整模块，位姿调整模块连接于服务舱安装基板上，服务舱安装基板连接位姿检测模块。
3、优选的，载荷舱安装基板和服务舱安装基板通过组合式电磁锁紧模块实现平行和压紧。
4、优选的，位姿检测模块基于坐标变换找到载荷舱安装基板螺纹孔特征的相对位置偏差，螺纹孔特征通过位姿调整模块实现对准。
5、优选的，位姿检测模块包括线激光轮廓仪和传感器安装支座，
6、线激光轮廓仪具有其本体坐标系，坐标系原点位于线激光轮廓仪射出激光线的中点，在装置初始配平时，使得线激光轮廓仪射出激光线的中点落于基准板的中心；对线激光轮廓仪射出的多个激光点进行数据分析，求得射出激光线中点的位置偏差，以及激光线的角度偏差。
7、优选的，螺纹锁紧模块包括扭矩螺丝刀、抱环卡箍、支架以及小立柱，扭矩螺丝刀端部设有螺柱特征，扭矩螺丝刀通过抱环卡箍连接于支架上，支架安装于小立柱上，小立柱位于位姿调整模块上；
8、电机驱动扭矩螺丝刀逐渐进给，将螺柱特征旋入载荷舱安装基板的螺纹孔特征内，实现载荷舱和服务舱的锁紧。
9、优选的，位姿调整模块通过运动元件的组合分布，具有两个平动自由度和一个旋转自由度；
10、通过接收来自于位姿检测模块的螺纹特征偏差，驱动电机令进给式扭矩螺丝刀在平面内移动，直至对准螺纹特征；并驱动进给式扭矩螺丝刀，使螺柱特征竖直方向上旋入载荷舱安装基板的螺纹孔特征中；
11、在进给式扭矩螺丝刀所监测的螺纹装配力偏大时，可通过位姿调整模块的微量旋转运动，预留出螺纹预紧间隙，避免螺纹咬死。
12、优选的，组合式电磁锁紧模块包括支撑地脚、调节螺母、支座以及电磁体，支座一端连接支撑地脚，支座另一端连接电磁体，调节螺母连接于支座上，电磁体吸附于载荷舱安装基板，支撑地脚安装于服务舱安装基板；
13、电磁体上设有吸附面，吸附面在初始配平时通过调节螺母调节轴向长度。
14、本专利技术还提供一种适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置的使用方法，螺纹锁紧模块和组合式电磁锁紧模块在解锁和锁紧状态之间进行切换；
15、当螺纹锁紧模块和组合式电磁锁紧模块位于解锁状态时，载荷舱和服务舱分离；
16、当螺纹锁紧模块和组合式电磁锁紧模块位于锁紧状态时，载荷舱和服务舱锁紧。
17、优选的，当螺纹锁紧模块和组合式电磁锁紧模块处于解锁状态时，具体操作步骤如下：
18、s1、螺纹锁紧模块中进给式扭矩螺丝刀在电机驱动下带动螺柱特征逐渐退出，使螺柱特征与载荷舱安装基板的螺纹特征分离、且留有一定的安全距离；
19、s2、组合式电磁锁紧模块断电释放，载荷舱安装基板和服务舱安装基板隔离，使载荷舱在隔绝振动的环境下开展工作。
20、优选的，当螺纹锁紧模块和组合式电磁锁紧模块处于锁紧状态时，具体操作步骤如下：
21、s1、确认安装距离；
22、s2、调整载荷舱安装基板和服务舱安装基板平行并压紧；
23、s3、位姿检测模块检测载荷舱安装基板的螺纹孔特征在平面范围内的对准偏差；
24、s4、位姿调整模块运动，使螺纹特征对准；
25、s5、进给式扭矩螺丝刀进给，使载荷舱安装基板和服务舱安装基板锁紧。
26、与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
27、本专利技术通过位姿检测模块和位姿调整模块的配合，实现螺纹孔特征在一定误差范围内的有效对准，结构合理，原理清晰，通过螺纹锁紧模块和组合式电磁锁紧模块的配合使用，可靠性较高，可实现一定的冗余，在空间中可实现多次重复锁紧解锁，其设计理念可直接推广至空间卫星平台应用。
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1.一种适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置，其特征在于，包括服务舱安装基板(1)、载荷舱安装基板(2)、螺纹锁紧模块(3)、组合式电磁锁紧模块(4)、位姿检测模块(5)、基准板(6)以及位姿调整模块(7)，所述服务舱安装基板(1)通过所述螺纹锁紧模块(3)和所述组合式电磁锁紧模块(4)与所述载荷舱安装基板(2)连接或分离，所述载荷舱安装基板(2)侧面连接所述基准板(6)，所述螺纹锁紧模块(3)连接所述位姿调整模块(7)，所述位姿调整模块(7)连接于所述服务舱安装基板(1)上，所述服务舱安装基板(1)连接所述位姿检测模块(5)。
2.根据权利要求1所述的适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置，其特征在于，所述服务舱安装基板(1)和所述载荷舱安装基板(2)通过所述组合式电磁锁紧模块(4)实现平行和压紧。
3.根据权利要求1所述的适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置，其特征在于，所述位姿检测模块(5)基于坐标变换找到所述载荷舱安装基板(2)螺纹孔特征的相对位置偏差，所述螺纹孔特征通过所述位姿调整模块(7)实现对准。
4.
5.根据权利要求1所述的适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置，其特征在于，所述螺纹锁紧模块(3)包括扭矩螺丝刀(31)、抱环卡箍(32)、支架(33)以及小立柱(34)，所述扭矩螺丝刀(31)端部设有螺柱特征(311)，所述扭矩螺丝刀(31)通过所述抱环卡箍(32)连接于所述支架(33)上，所述支架(33)安装于所述小立柱(34)上，所述小立柱(34)位于所述位姿调整模块(7)上；
6.根据权利要求1所述的适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置，其特征在于，所述位姿调整模块(7)通过运动元件的组合分布，具有两个平动自由度和一个旋转自由度；
7.根据权利要求1所述的适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置，其特征在于，所述组合式电磁锁紧模块(4)包括支撑地脚(41)、调节螺母(42)、支座(43)以及电磁体(44)，所述支座(43)一端连接所述支撑地脚(41)，所述支座(43)另一端连接所述电磁体(44)，所述调节螺母(42)连接于所述支座(43)上，所述电磁体(44)通电后吸附于所述载荷舱安装基板(2)，所述支撑地脚(41)安装于所述服务舱安装基板(1)；
8.一种根据权利要求1-7任一项所述的适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置的使用方法，其特征在于，所述螺纹锁紧模块(3)和所述组合式电磁锁紧模块(4)在解锁和锁紧状态之间进行切换；
9.根据权利要求8所述的适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置的使用方法，其特征在于，当所述螺纹锁紧模块(3)和所述组合式电磁锁紧模块(4)处于解锁状态时，具体操作步骤如下：
10.根据权利要求8所述的适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置的使用方法，其特征在于，当所述螺纹锁紧模块(3)和所述组合式电磁锁紧模块(4)处于锁紧状态时，具体操作步骤如下：
...【技术特征摘要】
1.一种适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置，其特征在于，包括服务舱安装基板(1)、载荷舱安装基板(2)、螺纹锁紧模块(3)、组合式电磁锁紧模块(4)、位姿检测模块(5)、基准板(6)以及位姿调整模块(7)，所述服务舱安装基板(1)通过所述螺纹锁紧模块(3)和所述组合式电磁锁紧模块(4)与所述载荷舱安装基板(2)连接或分离，所述载荷舱安装基板(2)侧面连接所述基准板(6)，所述螺纹锁紧模块(3)连接所述位姿调整模块(7)，所述位姿调整模块(7)连接于所述服务舱安装基板(1)上，所述服务舱安装基板(1)连接所述位姿检测模块(5)。
2.根据权利要求1所述的适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置，其特征在于，所述服务舱安装基板(1)和所述载荷舱安装基板(2)通过所述组合式电磁锁紧模块(4)实现平行和压紧。
3.根据权利要求1所述的适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置，其特征在于，所述位姿检测模块(5)基于坐标变换找到所述载荷舱安装基板(2)螺纹孔特征的相对位置偏差，所述螺纹孔特征通过所述位姿调整模块(7)实现对准。
4.根据权利要求1所述的适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置，其特征在于，所述位姿检测模块(5)包括线激光轮廓仪和传感器安装支座，所述线激光轮廓仪连接于所述传感器安装支座上，所述传感器安装支座安装于所述服务舱安装基板(1)上；
5.根据权利要求1所述的适用于非接触式卫星平台的协同式空间锁紧解锁装置，其特征在于，所述螺纹锁紧模块(3)包括扭矩螺丝刀(31)、抱环卡箍(32)、支架(33)以及小立柱(34)，所述扭矩...
【专利技术属性】
技术研发人员：李泽宸，赵纯，陆喆俊，李雨清，徐子乔，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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