一种适用于空间锥杆机构的多瓣式导向阻尼装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明属于航天器在轨服务技术领域，特别涉及一种用于空间锥杆机构(例如对高轨卫星通用抓捕对接机构)的多瓣式导向阻尼装置。
【背景技术】
[0002]GEO卫星通常具有大规模、多功能、长寿命、高成本等特点，如果在轨发生故障导致无法正常完成任务将对国家政治、经济等各方面造成严重影响。发展针对GEO卫星的救援服务能力，以相对低的代价，快速使故障卫星载荷任务能力得以延续，或辅助废弃卫星离轨释放重要轨道资源，可取得十分重要的经济效益和社会效益。
[0003]由于目前在轨和在研的GEO卫星并未针对接受在轨服务设计，对GEO故障卫星实施救援服务，核心是完成对GEO目标的抓捕对接操作。目前，典型的研宄方案包括美国FREND机械臂+可更换末端执行器方案、德国DEOS和欧洲SMART-0LEV锥杆式抓捕机构方案。其中的锥杆式抓捕机构主要针对GEO卫星通用的远地点发动机进行抓捕，该机构由伸缩机构和锥杆机构串联组成，伸缩机构实现锥杆机构的轴向伸缩运动，锥杆机构由冠状扩展锁紧机构、末梢到位传感器和组合式激光传感器组成。遗憾的是，该机构仅考虑在服务飞行器与目标卫星相对静止状态下的抓捕操作，未考虑利用服务飞行器在相对停靠过程的残余速度进行抓捕，对服务飞行器自身的姿轨控要求较高，因此没有重点考虑在锥杆机构上安装导向阻尼装置，以缓冲抓捕对接过程的能量。
【发明内容】
[0004]本发明要解决的技术问题是:克服现有技术的不足，提供一种适用于空间锥杆机构的多瓣式导向阻尼装置。
[0005]本发明的技术解决方案是:
[0006]一种适用于空间锥杆机构的多瓣式导向阻尼装置，所述导向阻尼装置安装在空间锥杆机构的前端，所述导向阻尼装置包括装置本体、阻尼组件、多个瓣式结构、以及多个到位传感器，其中，所述装置本体套装在空间锥杆机构的抓捕杆支架上、并固定至空间锥杆机构的外壳；所述多个瓣式结构组合后整体外形呈锥形，该锥形的弧度略大于待对接的锥形结构内壁的弧度，以便于在对接过程中，多个瓣式结构中的一个或两个瓣形结构能够先接触待对接的锥形结构内壁；每个瓣式结构通过一组阻尼组件连接至所述装置本体的外壁，并且每组阻尼组件包括至少一个线性弹簧阻尼器、以及安装在每个线性弹簧阻尼器两端的球铰；所述多个到位传感器的数量与所述多个瓣式结构的数量一致，每个到位传感器安装在抓捕杆支架的顶部靠近相应的瓣式结构的位置处，并且每个到位传感器与设置在空间锥杆机构内部的控制系统连接，用于在对应的瓣式结构与待对接的锥形结构内壁接触的过程中向控制系统发送相应的信号。
[0007]优选地，所述装置本体包括顺序布置的第一圆筒部和第二圆筒部、以及设置在第一圆筒部外壁上的第一球铰安装座；并且每个瓣式结构的内壁设置有第二球铰安装座，其中，所述第一圆筒部的外径小于所述第二圆筒部的外径，所述多个到位传感器安装在所述第一圆筒部的远离所述第二圆筒部的第一端的端面上；所述第二圆筒部上设置有多个螺纹孔，所述第二圆筒部通过穿设于该多个螺纹孔的螺钉固定在空间锥杆机构外壳前端的端面上；所述第一球铰安装座的数量与所述阻尼组件的数量对应，多个第一球铰安装座沿所述第一圆筒部的周向均匀地布置在所述第一圆筒部的外壁上，每个第一球铰安装座上设置有第一球铰安装孔，并且所述第一球铰安装孔的数量与每组阻尼组件中的线性弹簧阻尼器的数量相对应；所述第二球铰安装座上设置有第二球铰安装孔，并且该第二球铰安装孔的位置和数量与所述第一球铰安装孔的位置和数量对应。
[0008]优选地，所述瓣式结构的数量为三个；每组阻尼组件包括三个线性弹簧阻尼器，并且三个线性弹簧阻尼器呈三角形分布。
[0009]优选地，所述到位传感器为微动开关。
[0010]本发明与现有技术相比的有益效果是:
[0011]I)该发明中的导向阻尼装置可适应弱撞击条件下的卫星抓捕，能够为抓捕机构提供较大的相对速度与角速度容差；
[0012]2)该发明中的导向阻尼装置设计为多瓣式结构，碰撞瞬间的接触质量小，能量更快速被阻尼机构吸收。
【附图说明】
[0013]图1为根据本发明的导向阻尼装置在空间锥杆机构上的安装位置示意图；
[0014]图2为根据本发明的导向阻尼装置的整体示意图；
[0015]图3为根据本发明的导向阻尼装置的局部结构示意图；
[0016]图4为根据本发明的装置本体的结构示意图。
【具体实施方式】
[0017]下面将结合附图和具体实施例对根据本发明的适用于空间锥杆机构的多瓣式导向阻尼装置做进一步详细的说明。
[0018]本发明旨在充分利用锥杆机构外部结构，因此设计了弱撞击下锥杆机构在远地点发动机内的导向阻尼装置，以提高传统锥杆机构抓捕对接的相对速度容差。
[0019]本发明中，为了实现对空间目标卫星远地点发动机的弱撞击抓捕对接，提供了安装在服务飞行器锥杆机构(图1中的A)前端的多瓣式导向阻尼装置(图1中的B)。在服务飞行器与目标卫星的残余速度作用下，空间锥杆机构前端的导向阻尼装置进入目标卫星的远地点发动机内部，并利用其内部胀紧式机构对其喉部进行抓捕。本发明的多瓣式导向阻尼装置在空间锥杆机构上的安装位置如图1所示，其安装在空间锥杆机构的前端，用于吸收锥杆机构与目标卫星之间的撞击能量，并能平滑的导向进入远地点发动机喉管内部。
[0020]如图2所示，本发明的多瓣式导向阻尼装置包括装置本体1、阻尼组件、多个瓣式结构4、以及多个到位传感器5。
[0021]每个瓣式结构4通过相应的阻尼组件安装在装置本体I上。为了实现导向阻尼的目的，一方面，多个瓣式结构组合后的整体在外形上呈锥形，该锥形的弧度应略大于待对接的锥形结构内壁的弧度，以便于在对接过程中，多个瓣式结构4中的一个或两个瓣形结构能够先接触待对接的锥形结构内壁。本发明中，每个瓣式结构的具体形状根据待对接的锥形结构的形状而定。例如，在应用于空间抓捕目标卫星的远地点发动机的场合，为了使空间锥杆机构能够顺利地进入远地点发动机的喉部，需要使瓣式结构的弧度略大，以确保在相对角度和相对位置的容差范围内，对接过程首先由多瓣式导向阻尼装置与锥形结构内壁的锥面进行碰触，导向阻尼先发挥作用。当然，为了实现导向功能，每个瓣式结构的外表面应当是光滑表面。
[0022]此外，每个瓣式结构4通过一组阻尼组件连接至装置本体I的外壁，并且每组阻尼组件包括至少一个线性弹簧阻尼器2、以及安装在每个线性弹簧阻尼器2两端的球铰3。在如图2所述的优选实施例中，瓣式结构4的数量为三个，；每组阻尼组件包括三个线性弹簧阻尼器2，并且三个线性弹簧阻尼器2呈三角形分布。
[0023]装置本体I套装在空间锥杆机构的抓捕杆支架上、并固定至空间锥杆机构的外壳。多个到位传感器5的数量与多个瓣式结构4的数量一致，每个到位传感器5安装在抓捕杆支架的顶部靠近相应的瓣式结构4的位置处，并且每个到位传感器5与设置在空间锥杆机构内部的控制系统连接。当瓣式结构在待对接的锥形结构接触的过程中，相