适用于高轨卫星通用锥杆捕获机构的滚珠式导向阻尼机构的制作方法

本发明属于航天器在轨服务与维护技术领域，涉及一种滚珠式导向阻尼机构。

背景技术：

地球静止轨道(geo)是人类重要的地球轨道资源，在轨资源受轨位限制，极为紧缺。然而随着航天任务的飞速发展，geo带(geo±200km)的卫星总数中包含40％以上不可控的或废弃的卫星及其残骸，这些空间物体自然陨落周期长，对正常运行的geo卫星的安全构成了威胁，也导致geo轨位资源严重浪费。另统计表明在在轨发生故障的geo卫星中，50％以上的故障来源于服务系统某一功能丧失，而占据卫星成本70％以上的有效载荷和平台主体功能完好。因此，亟需发展一种携带通用捕获机构的服务飞行器，辅助仍然滞留在geo带内的废弃卫星完成离轨操作，将其推至geo垃圾轨道；或对故障卫星实施救援，快速使故障卫星载荷任务能力得以延续。

针对在轨失效卫星，在姿态特性方面，由于星体太阳翼和推进剂晃动等能量耗散作用，在角动量一定的情况下，根据能汇概念，卫星最终将绕最大惯量主轴旋转(通常为东西向和对地向)，并在太阳光压等外力矩作用下，存在较小幅的章动；在接口特性方面，目前在轨和在研的geo卫星并未针对接受在轨服务与维护设计，不具备合作的对接接口。因此，结合对该类卫星的救援服务与离轨操作需求，需要设计适用于高轨卫星的大容差轻小型刚性抓捕机构，增大对在轨卫星的抓捕的通用性、可靠性和安全性。通过对高轨卫星的通用设备分析，卫星南北面方向安装展开式的太阳电池阵，在星箭对接面安装有星间接口对接环与远地点发动机，在卫星对地面安装天线。其中，远地点发动机在卫星入轨工作后不再使用，适宜选择作为卫星的抓捕对接对象。

基于锥杆式机构抓捕远地点发动机，尤其适用于绕对地向轴线旋转的高轨废弃卫星，可充分利用两飞行器间的弱撞击速度，通过发动机内锥面进行各向同性的导向与抓捕，降低两飞行器的相对位姿控制精度。

目前，国外典型的研究方案包括美国凤凰计划中机械臂+可更换末端执行器方案、德国deos和欧洲smart-olev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，其中的冠状扩展锁紧机构也是针对发动机喉管进行捕获。遗憾的是，该机构处于抓捕机构的外部，不具有伸缩功能，在对卫星捕获过程中，有可能先撞击该部分机构而不是锥杆机构的外部导向结构，容易造成抓捕失败甚至引起冠状扩展锁紧机构的损坏。

针对卫星的抓捕对接，国内中国空间技术研究院和上海航天局等多集中在用于合作卫星或载人航天的空间对接机构研究。对在轨在研卫星的抓捕对接机构前期课题组设计的一种适用于高轨卫星的弱撞击通用抓捕机构及其导向阻尼装置(zl201410783968.6和zl201410784431.1)，该导向阻尼装置仅考虑在服务飞行器与目标卫星相对静止状态下的抓捕过程的导向阻尼，未考虑目标卫星翻滚状态下抓捕，存在导向过程摩擦阻力大、导向不顺畅等问题。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种适用于高轨卫星通用锥杆捕获机构的滚珠式导向阻尼机构；可适应弱撞击条件下的翻滚目标捕获，能够为锥杆捕获机构提供较大的相对速度与角速度容差，且滚子摇臂结构使得锥杆机构在碰撞翻滚目标时实现更加顺畅的导向。

本发明的技术解决方案为：一种适用于高轨卫星通用锥杆捕获机构的滚珠式导向阻尼机构，包括：摇臂安装座、滚子摇臂结构、滑动座、阻尼杆、垫板、阻尼杆支撑座、导向筒；导向筒一端安装摇臂安装座，滑动座安装在导向筒上，沿导向筒外壁滑动；环形的阻尼杆支撑座安装在导向筒另一端的法兰盘上；各滚子摇臂结构绕导向筒的中心轴均匀分布，一端与摇臂安装座转动连接，另一端与阻尼杆端部转动连接；阻尼杆与滚子摇臂结构连接的一端固定在滑动座端部的法兰盘上，阻尼杆另一端伸入阻尼杆安装座中，沿阻尼杆安装座内壁滑动。

所述滚子摇臂结构包括摇臂、滚子、连接臂；摇臂一端与摇臂安装座转动连接，另一端与连接臂一端转动连接，摇臂上设置有滚子的安装球窝，滚子镶嵌在摇臂安装球窝内，形成滚子摇臂结构，多个滚子摇臂结构的外轮廓呈锥形；连接臂的另一端与阻尼杆端部转动连接。

还包括垫板，垫板安装在阻尼杆支撑座、导向筒之间，用于密封。

所述滚子摇臂结构有五组。

所述滑动座为圆筒形，端部设置有法兰盘结构。

所述滚子采用奥氏体不锈钢材料。

所述滑动座采用黄铜材料。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明的导向阻尼机构可适应弱撞击条件下的翻滚目标捕获，能够为锥杆捕获机构提供较大的相对速度与角速度容差，且滚子摇臂结构使得锥杆机构在碰撞翻滚目标时实现更加顺畅的导向；

(2)本发明中的多个滚子摇臂结构组合后的整体在外形上呈锥形，其弧度应待对接锥形结构内壁的弧度略大，以便于在对接过程中，多个滚子摇臂结构中的一个或多个滚子能够先接触待对接的锥形结构内壁，在与内壁存在相对速度的情况下实现滚动导向与阻尼；

(3)本发明中的导向阻尼杆支撑座内部空心，可用于存储阻尼液体，受到阻尼杆的挤压喷出从而吸收大部分碰撞能量，实现缓冲阻尼功能。

附图说明

图1为本发明的滚珠式导向阻尼机构在高轨卫星通用锥杆捕获机构上的安装位置示意图。

图2为本发明的导向阻尼机构整体示意图。

图3为本发明的导向阻尼机构剖视图。

图4为本发明的导向阻尼机构在锥形结构内壁导向阻尼过程示意图。

具体实施方式

为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式。

如图2、图3所示，一种适用于高轨卫星通用锥杆捕获机构的滚珠式导向阻尼机构，包括摇臂1、摇臂安装座2、滚子3、滑动座4、连接臂5、阻尼杆6、垫板7、阻尼杆支撑座8、导向筒9。其中，导向筒9一端安装摇臂安装座2，滑动座4安装在导向筒9上，沿导向筒9外壁滑动；环形的阻尼杆支撑座8安装在导向筒9另一端的法兰盘上；

摇臂1绕导向筒9的中心轴均匀分布，一端与摇臂安装座2转动连接，另一端与连接臂5一端转动连接，摇臂1上设置有滚子3的安装球窝，滚子3镶嵌在摇臂安装球窝内，形成滚子摇臂结构，多个滚子摇臂结构的外轮廓呈锥形；连接臂5的另一端与阻尼杆6端部转动连接；滑动座4为圆筒形，端部设置有法兰盘结构。阻尼杆6与连接臂5连接的一端固定在滑动座4端部的法兰盘上，阻尼杆6另一端伸入阻尼杆安装座8中，沿阻尼杆安装座8内壁滑动；垫板7安装在阻尼杆支撑座8、导向筒9之间，用于密封。锥形外壳安装在多个滚子摇臂结构外侧，与导向筒9同轴，锥形外壳的表面为弧形锥面，顶部开口与摇臂安装座2平齐，顶部侧面沿周向均匀开有若干方形孔，与摇臂1安装位置对应，露出摇臂1和滚子3。

本发明中，为了实现对空间翻滚目标卫星远地点发动机的弱撞击抓捕对接，提供了安装在锥杆捕获机构(图1中的a段)前端的滚珠式导向阻尼装置(图1中的b段)。与空间翻滚目标卫星的残余速度作用下，锥杆捕获机构前端的滚珠式导向阻尼机构进入目标卫星的远地点发动机内部，并利用其内部滚子3实现在旋转远地点发动机内壁上滚动导向，如图4所示，在较大的相对速度与角速度容差下实现更加顺畅平滑地将锥杆捕获机构导入到远地点发动机内。该发明中的导向阻尼杆支撑座8内部空心，如图3所示，可用于存储阻尼液体，滚子3受到的碰撞力通过摇臂1和连接臂5传递给滑动座4和阻尼杆6，滑动座4沿着导向筒9滑动耗散小部分碰撞能量，阻尼液体受到阻尼杆6的挤压后喷出从而吸收大部分碰撞能量，实现缓冲阻尼功能。

如图2所示，发明中的滚子3、摇臂1和连接臂5组成的滚子摇臂结构有5套，以72°间隔均匀分布在摇臂安装座2上。每个滚子3镶嵌在摇臂安装球窝内，并通过相应的连接臂5与阻尼杆6相连，多个滚子摇臂结构组合后的整体在外形上呈锥形，其弧度应待对接锥形结构内壁的弧度略大，以便于在对接过程中，多个滚子摇臂结构中的一个或多个滚子能够先接触待对接的锥形结构内壁，在与内壁存在相对速度的情况下实现滚动导向与阻尼。滚子3采用奥氏体不锈钢材料(sus304)，具有无磁性、耐摩性好等优点，使得滚子摇臂结构中的滚子3在碰撞翻滚目标时实现更加顺畅的滚动导向；滑动座4采用黄铜材料，具有较好的润滑性，使得滑动座4在导向筒9外壁滑动顺畅。本发明中，每个滚子摇臂结构在完成导向功能后，滚子3的会被压入摇臂安装座2外壳内部，不超出摇臂安装座2外包络，此时与远地点发动机内臂接触的除了滚子外还有摇臂安装座2外壳部分。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。