本发明专利技术设计了一种用于实现模块化航天器组成模块在轨更换的机械装置，包括多个模块化航天器组成模块与模块安装结构12，所述的多个模块化航天器组成模块则安装于模块安装结构12中。该装置在不影响航天器上其他模块功能的情况下，仅通过空间机械臂或航天员对更换装置进行简单的夹持操作即可完成功能模块或故障模块的插拔式更换，使航天器实现系统的重构，完成功能上的升级，极大地提高了航天器的空间生存能力，提升了航天器的运行可用性。从整体而言，该航天器组成模块的在轨更换装置具有连接可靠，结构简单，操作简便，能够实现航天器组成模块的重复更换等优点，适合于模块化航天器组成模块的在轨更换操作。
【技术实现步骤摘要】
模块化航天器组成模块的在轨更换装置所属领域本专利技术涉及一种用于实现模块化航天器组成模块在轨更换的机械装置。现有技术现有的传统航天器存在诸多不足，首先，传统航天器的设计是面向任务的，由用户需求驱动，任务功能专一；第二，传统航天器一般为多系统耦合集成的整体，结构复杂，风险高，为了提高可靠性，典型的做法是增加子系统冗余，但这又进一步增加了航天器的质量和复杂性；第三，这样的复杂系统在地面制造和装配时，往往需要在不同的地点进行生产和运输，这又进一步增加了风险、成本和时间；第四，航天器的发射对其体积、构型和质量也提出了严格的要求，使设计受到极大限制。模块化航天器是近年来提出并发展的一种新型航天器，其内涵就是要求将整个航天器依据功能合理划分为多个不同的功能模块，这些模块物理独立、功能独立，通过特定的规则组合到一起，可实现航天器的整体功能。同时，各个模块要求进行标准化设计，即针对同一功能，形成系列，满足不同需求指标的模块，且系列模块具有统一的标准化机械、电源、信号、热控和流体管路接口，保证同系列模块之间的可替换性。模块的组合规则来源于特定航天器的功能及指标要求，通过对组合规则的控制及对功能模块的优化与配置，可以形成满足多种飞行任务的航天器。通过更换功能模块(如有效载荷模块)，航天器系统可以实现不同的功能，满足不同的任务要求，大大提高系统的适应能力，减小不同任务的航天器设计、生产和测试时间。通过更换故障模块，可极大地提高航天器的空间生存能力，提升航天器的运行可用性。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了克服现有的传统航天器一般为多系统耦合集成的整体，未进行模块化设计，结构复杂，风险高，为提高系统可靠性的多冗余度设计又进一步增加了航天器的质量和复杂性等诸多不足。本专利技术设计了一种适用于航天器模块化设计的、支持模块在轨更换功能的机械装置，以便为航天器可更换模块的设计提供技术支持。本专利技术的是技术方案是，一种模块化航天器组成模块的在轨更换装置，包括多个模块化航天器组成模块与模块安装结构12，所述模块安装结构12固定于航天器本体上，所述的多个模块化航天器组成模块则安装于模块安装结构12中；多个模块化航天器组成模块外部完全一致，均为长方体状；模块安装结构12为刚性桁架结构，并形成多个与长方体状模块化航天器组成模块相配的长方体空腔，使得模块化航天器组成模块可以根据需要装入相应的长方体空腔中；为了描述，定义所述长方体相邻三条边方向分别为x、y、z方向，其中，模块化航天器组成模块装入模块安装结构12的长方体空腔的水平运动方向为X方向，模块化航天器组成模块的厚度方向为z方向，第三方向为y方向；参阅图I，单个的模块化航天器组成模块主要包括模块前盖板I、模块上盖板2、模块壳体3、定位销轴4、弹簧导向滑杆a5、压缩弹簧a6、弹簧导向滑孔7、弹簧导向滑杆b8、压缩弹黃b9、锁钩10和导向销轴11 ；参阅图3，模块壳体3用于装填模块内部的功能零部件，模块壳体3的外部侧面采用加筋结构，这样不仅可以提供机械强度和刚度的支持，还能够提供热传导途径，实现模块内部与外部的热传递；模块壳体3的外部棱边加工有相应的倒角平面，以便于对模块壳体3进行安装和导向。模块前盖板I位于模块壳体3的前端面，并在其前端面上有上、下两个凸片，上凸片提供用于更换模块的空间机械臂或航天员夹持表面，下凸片提供用于导向的导向销轴孔。模块上盖板2位于模块壳体3的上端面，用于实现模块的封装。参阅图I、图4，定位销轴4通过螺纹连接安装于模块壳体3的后端面，其轴线平行于X方向，定位销轴4为由螺纹段和光滑段构成的阶梯轴，阶梯轴的螺纹段用于和模块壳体3前端面上相应的螺纹孔连接，阶梯轴的光滑段伸出模块壳体3的前端面，用于实现整个模块化航天器组成模块在装入时的精确定位，保证模块上的电源、数据等接口正确与航天器 本体上的相应接口相连。参阅图5、图6，弹簧导向滑孔7为中空结构，连接于模块壳体3或模块前盖板I上；压缩弹簧a6安装在弹簧导向滑杆a5和弹簧导向滑孔7之间，弹簧导向滑杆a5和弹簧导向滑孔7配合使用，共同组成X向压缩弹簧a6的导向机构，起到对压缩弹簧a6的导向作用，弹簧导向滑杆a5的前端加工成光滑圆柱形表面，与模块壳体3前端面上对应的插孔采用间隙配合的方式连接，弹簧导向滑杆a5前端的圆柱端面在模块装入航天器本体后受到挤压，从而压缩弹簧a6在预压缩的基础上受到再度压缩，给整个模块一个X反方向的作用力。参阅图8，锁钩10为一位于模块前盖板I下凸片下方的带锁钩平板；参阅图9，导向销轴11也为由螺纹段和光滑段组成的阶梯轴结构，其轴向与z向平行，其光滑段与模块前盖板I下凸片上的导向销轴孔间隙配合，且光滑段端头有凸台与模块前盖板I下凸片的上表面止靠，其螺纹段与锁钩10平板形成螺纹连接；安装时，导向销轴11的端部螺纹穿过模块前盖板I下凸片上的导向销轴孔与锁钩10平板上的螺纹孔连接，以便在锁钩10上下移动时，导向销轴11能够同时在模块前盖板I下凸片上的导向销轴孔中滑动，起到对锁钩10的导向作用。压缩弹簧b9安装在弹簧导向滑杆b8和另一弹簧导向滑孔7之间，弹簧导向滑杆b8和另一弹簧导向滑孔7配合使用，共同组成z向压缩弹簧b9的导向机构，起到对压缩弹簧b9的导向作用，弹簧导向滑杆b8的下端与锁钩10平板连接，该弹簧导向滑孔7连接于模块前盖板I上；这样，锁钩10是在弹簧导向滑杆b8和导向销轴11构成的双导向轨道内滑动，避免了锁钩在上下运动过程中的卡死现象。使用过程一模块化航天器组成模块的装入过程。参阅图10，模块化航天器组成模块在装入模块安装结构12中时，空间机械臂或航天员分别夹持着模块前盖板I上凸片表面和锁钩10平板的下表面，此时，压缩弹簧b9受到压缩，锁钩10在弹簧导向滑杆b8和导向销轴11构成的双导向轨道内向上滑动。在相应测量系统的监测下，模块与模块安装结构12相应的空腔进行对中，然后，空间机械臂或航天员推动模块沿模块安装结构12上的倒角平面滑动进入安装结构12相应空腔中，安装到达预定位置后，弹簧导向滑杆a5的光滑圆柱前端面受到航天器本体结构表面的挤压，使得压缩弹簧a6在预压缩的基础上再度受到压缩，给整个模块一个X反方向的作用力，同时，空间机械臂或航天员松开锁钩10，锁构10在压缩弹簧b9的作用下进入锁定位置，并在压缩弹簧a6的作用下与安装结构12有效贴合而不会使模块沿安装方向，即X方向发生松动，实现模块的可靠安装。依次装入所需的所有模块。使用过程二 模块化航天器组成模块的拔出过程。 参阅图11，模块化航天器组成模块在从安装结构12中拔出时，空间机械臂或航天员分别夹持着相应模块化航天器组成模块前盖板I上凸片表面和锁钩10的下表面，此时，压缩弹簧b9受到压缩，锁钩10在弹簧导向滑杆b8和导向销轴11构成的双导向轨道内向上滑动，空间机械臂或航天员夹持着模块沿安装结构12上的倒角平面拔出，在刚拔出时，弹簧导向滑杆a5的光滑圆柱形表面的前端面与航天器本体结构表面分离，压缩弹簧a6得到释放并推动弹簧导向滑杆a5恢复至初始状态。本专利技术的有益效果是上述航天器组成模块安装在航天器上便于获取的位置，在 不影响航天器上其他模块功能的情况下，仅通过空间机械臂或航天员对更换装置进行简单的夹持操作即可完成功能模块或故障模块的插拔式更换，使航天本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种模块化航天器组成模块的在轨更换装置，其特征在于：包括多个模块化航天器组成模块与模块安装结构（12），所述模块安装结构（12）固定于航天器本体上，所述的多个模块化航天器组成模块则安装于模块安装结构（12）中；多个模块化航天器组成模块外部完全一致，均为长方体状；模块安装结构（12）为刚性桁架结构，并形成多个与长方体状模块化航天器组成模块相配的长方体空腔，使得模块化航天器组成模块可以根据需要装入相应的长方体空腔中；定义所述长方体相邻三条边方向分别为x、y、z方向，其中，模块化航天器组成模块装入模块安装结构（12）的长方体空腔的水平运动方向为x方向，模块化航天器组成模块的厚度方向为z方向，第三方向为y方向；单个的模块化航天器组成模块主要包括模块前盖板（1）、模块上盖板（2）、模块壳体（3）、定位销轴（4）、弹簧导向滑杆a（5）、压缩弹簧a（6）、弹簧导向滑孔（7）、弹簧导向滑杆b（8）、压缩弹簧b（9）、锁钩（10）和导向销轴（11）；模块壳体（3）用于装填模块内部的功能零部件；模块前盖板（1）位于模块壳体（3）的前端面，并在其前端面上有上、下两个凸片；模块上盖板（2）位于模块壳体（3）的上端面；定位销轴（4）通过螺纹连接安装于模块壳体（3）的后端面，其轴线平行于x方向，定位销轴（4）为由螺纹段和光滑段构成的阶梯轴，阶梯轴的螺纹段用于和模块壳体（3）前端面上相应的螺纹孔连接，阶梯轴的光滑段伸出模块壳体（3）的后端面；弹簧导向滑孔（7）为中空结构，连接于模块壳体（3）或模块前盖板（1）上；压缩弹簧a（6）安装在弹簧导向滑杆a（5）和弹簧导向滑孔（7）之间，弹簧导向滑杆a（5）和弹簧导向滑孔（7）配合使用，共同组成x向压缩弹簧a（6）的导向机构，？弹簧导向滑杆a（5）的前端加工成光滑圆柱形表面，与模块壳体（3）前端面上对应的插孔采用间隙配合的方式连接；锁钩（10）为一位于模块前盖板（1）下凸片下方的带锁钩平板；导向销轴（11）也为由螺纹段和光滑段组成的阶梯轴结构，其轴向与z向平行，其光滑段与模块前盖板（1）下凸片上的导向销轴孔间隙配合，且光滑段端头有凸台与模块前盖板（1）下凸片的上表面止靠，其螺纹段与锁钩（10）平板形成螺纹连接；压缩弹簧b（9）安装在弹簧导向滑杆b（8）和另一弹簧导向滑孔（7）之间，弹簧导向滑杆b（8）和另一弹簧导向滑孔（7）配合使用，共同组成z向压缩弹簧b（9）的导向机构；弹簧导向滑杆b（8）的下端与锁钩（10）平板连接，该弹簧导向滑孔（7）连接于模块前盖板（1）上。...
【技术特征摘要】
1.一种模块化航天器组成模块的在轨更换装置，其特征在于包括多个模块化航天器组成模块与模块安装结构(12)，所述模块安装结构(12)固定于航天器本体上，所述的多个模块化航天器组成模块则安装于模块安装结构(12)中； 多个模块化航天器组成模块外部完全一致，均为长方体状；模块安装结构(12)为刚性桁架结构，并形成多个与长方体状模块化航天器组成模块相配的长方体空腔，使得模块化航天器组成模块可以根据需要装入相应的长方体空腔中；定义所述长方体相邻三条边方向分别为X、I、z方向，其中，模块化航天器组成模块装入模块安装结构(12)的长方体空腔的水平运动方向为X方向，模块化航天器组成模块的厚度方向为z方向，第三方向为y方向；单个的模块化航天器组成模块主要包括模块前盖板(I)、模块上盖板(2)、模块壳体(3)、定位销轴(4)、弹簧导向滑杆a (5)、压缩弹簧a (6)、弹簧导向滑孔(7)、弹簧导向滑杆b (8)、压缩弹簧b (9)、锁钩(10)和导向销轴(11); 模块壳体(3)用于装填模块内部的功能零部件； 模块前盖板(I)位于模块壳体(3)的前端面，并在其前端面上有上、下两个凸片； 模块上盖板(2)位于模块壳体(3)的上端面； 定位销轴(4)通过螺纹连接安装于模块壳体(3)的后端面,其轴线平行于X方向，定位销轴(4)为由螺纹段和光滑段构成的阶梯轴，阶梯轴的螺纹段用于和模块壳体(3)前端面上...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘更，党金良，佟瑞庭，刘振帅，马尚君，刘岚，吴立言，杨小辉，王海伟，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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