一种空间防误差捕捉对接装置的制作方法

本发明涉及一种卫星捕获与对接领域，特别是一种空间防误差捕捉对接装置。

背景技术：

现有卫星或飞行器之间的对接，需要利用光学仪器及传感器等进行复杂的姿态调整，以便飞行器之间的小误差对接。结构相对较为复杂，占用体积重量较大，不满足卫星小型化的应用需求。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种空间防误差捕捉对接装置，大大简化了卫星的对接需求，提高效率，允许在一定误差及全锥角范围内的卫星快速对接。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

一种空间防误差捕捉对接装置，包括卫星、卫星基座组件、一级延伸组件、二级延伸组件、三级延伸组件和捕获杆；其中，卫星基座组件固定安装在卫星一端的外表面；一级延伸组件固定安装在卫星基座组件的内部；二级延伸组件固定安装在一级延伸组件的内部；三级延伸组件固定安装在二级延伸组件的内部；捕获杆固定安装在三级延伸组件的内部。

在上述的一种空间防误差捕捉对接装置，所述的一级延伸组件、二级延伸组件、三级延伸组件为中空圆柱形结构，捕获杆为圆柱形结构；一级延伸组件包裹在二级延伸组件的外壁；二级延伸组件包裹在三级延伸组件的外壁；三级延伸组件包裹在捕获杆的外壁；一级延伸组件可沿轴向伸出和收缩进卫星基座组件；二级延伸组件可沿轴向伸出和缩进一级延伸组件；三级延伸组件可沿轴向伸出和缩进二级延伸组件；捕获杆可沿轴向伸出和缩进三级延伸组件。

在上述的一种空间防误差捕捉对接装置，当一级延伸组件、二级延伸组件、三级延伸组件和捕获杆均为缩进状态时，一级延伸组件、二级延伸组件、三级延伸组件和捕获杆的端面与卫星基座组件位于同一平面。

在上述的一种空间防误差捕捉对接装置，所述的卫星基座组件包括卫星基座、2个线包、母杆和母杆弹簧；其中卫星基座为环形结构，卫星基座的两端设置有圆柱形槽；2个线包分别固定安装在圆柱形槽内；母杆沿轴向固定安装在线包的内部；母杆弹簧沿轴向安装在母杆的内部。

在上述的一种空间防误差捕捉对接装置，所述的2个线包为中空圆柱形结构，卫星基座的圆柱形槽内壁包裹在线包的外壁。

在上述的一种空间防误差捕捉对接装置，所述的母杆为中空圆柱形结构；线包的内壁包裹在母杆的外壁，母杆弹簧固定安装在母杆的通孔内。

在上述的一种空间防误差捕捉对接装置，一级延伸组件、二级延伸组件和三级延伸组件结构形式与卫星基座组件相同，内部均为杆件与弹簧配合的结构。

在上述的一种空间防误差捕捉对接装置，2个线包的连线经过环形卫星基座的中心点。

在上述的一种空间防误差捕捉对接装置，卫星捕捉对接过程为：卫星未对接时，一级延伸组件、二级延伸组件、三级延伸组件和捕获杆收缩于卫星基座组件的内部，母杆弹簧处于压缩状态；当两颗卫星达预定对接距离并进行对接时，一级延伸组件、二级延伸组件、三级延伸组件和捕获杆在弹簧弹力作用下完全伸出；然后将卫星基座组件中的线包通电，实现将一级延伸组件、二级延伸组件、三级延伸组件和捕获杆变成带有磁性的电磁铁；两个卫星间的捕获杆顶部处的极性相反相互吸合，实现两个卫星的捕捉对接。

在上述的一种空间防误差捕捉对接装置，所述延伸组件的级数根据所实际对接距离可以进行增多或减少。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明由于采用了电磁驱动式导引杆的捕获结构，可以实现远距离卫星的自主捕获，相比传统方式的捕获距离大大提高；

(2)本发明在容许误差对接方面有较大改善，可以允许在较大范围内的卫星偏移的情况下，完成卫星的捕获过程；

(3)本发明采取的是捕获与对接一体结构，相比传统结构(分为捕获及对接两个模块)，节约体积及空间，降低对接复杂程度。

附图说明

图1为本发明的外形图；

图2为本发明的内部结构示意图；

图3为卫星基座组件结构图；

图4为本发明初始安装位置示意图；

图5为本发明工作状态示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

如图1所示为外形图，由图可知，一种空间防误差捕捉对接装置，包括卫星1、卫星基座组件2、一级延伸组件3、二级延伸组件4、三级延伸组件5和捕获杆6；其中，卫星基座组件2固定安装在卫星1一端的外表面；一级延伸组件3固定安装在卫星基座组件2的内部；二级延伸组件4固定安装在一级延伸组件3的内部；三级延伸组件5固定安装在二级延伸组件4的内部；捕获杆6固定安装在三级延伸组件5的内部。所述延伸组件的级数根据所实际对接距离可以进行增多或减少。

如图2所示为内部结构示意图，由图可知，一级延伸组件3、二级延伸组件4、三级延伸组件5为中空圆柱形结构，捕获杆6为圆柱形结构；一级延伸组件3包裹在二级延伸组件4的外壁；二级延伸组件4包裹在三级延伸组件5的外壁；三级延伸组件5包裹在捕获杆6的外壁；一级延伸组件3可沿轴向伸出和收缩进卫星基座组件2；二级延伸组件4可沿轴向伸出和缩进一级延伸组件3；三级延伸组件5可沿轴向伸出和缩进二级延伸组件4；捕获杆6可沿轴向伸出和缩进三级延伸组件5。

当一级延伸组件3、二级延伸组件4、三级延伸组件5和捕获杆6均为缩进状态时，一级延伸组件3、二级延伸组件4、三级延伸组件5和捕获杆6的端面与卫星基座组件2位于同一平面。

如图3所示为卫星基座组件结构图，由图可知，卫星基座组件2包括卫星基座7、2个线包8、母杆9和母杆弹簧10；其中卫星基座7为环形结构，卫星基座7的两端设置有圆柱形槽；2个线包8分别固定安装在圆柱形槽内；母杆9沿轴向固定安装在线包8的内部；母杆弹簧10沿轴向安装在母杆9的内部。

其中，2个线包8为中空圆柱形结构，卫星基座7的圆柱形槽内壁包裹在线包8的外壁，且2个线包8的连线经过环形卫星基座7的中心点。

母杆9为中空圆柱形结构；线包8的内壁包裹在母杆9的外壁，母杆弹簧10固定安装在母杆9的通孔内。

一级延伸组件3、二级延伸组件4、三级延伸组件5结构形式与卫星基座组件2相同，内部均为杆件与弹簧配合的结构。

卫星捕捉对接过程为：如图4所示为初始安装位置示意图，由图可知，卫星未对接时，一级延伸组件3、二级延伸组件4、三级延伸组件5和捕获杆6收缩于卫星基座组件2的内部，母杆弹簧10处于压缩状态；

如图5所示为工作状态示意图，由图可知，当两颗卫星达预定对接距离并进行对接时，一级延伸组件3、二级延伸组件4、三级延伸组件5和捕获杆6在弹簧弹力作用下完全伸出；然后将卫星基座组件2中的线包8通电，实现将一级延伸组件3、二级延伸组件4、三级延伸组件5和捕获杆6变成带有磁性的电磁铁；两个卫星间的捕获杆6顶部处的极性相反相互吸合，实现两个卫星的捕捉对接。

在两个卫星的捕获杆6接触吸合完成后，继续通电，根据能量最小原理，杆组会产生回收的作用力，进而实现两卫星之间的距离接近，直至卫星达到锁紧位置，由锁紧结构完成锁紧功能。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。