一种固定机构以及航天器的制作方法

本发明涉及航天器技术领域，具体而言，涉及一种固定机构以及一种航天器。

背景技术：

为保证空间站长寿命要求，空间站科学相关设备设计有多种多样的在轨维修模块。为了便于维修更换，这些在轨维修单元的固定机构一方面要便于拆装，另一方面还要能够承受上行期间的力学环境。

技术实现要素：

本发明旨在至少解决现有技术或相关技术中存在的技术问题之一。

有鉴于此，本发明的一个目的在于提供一种固定机构。

本发明的另一个目的在于提供一种具有上述固定机构的航天器。

为了实现上述目的，本发明的第一方面技术方案提供了一种固定机构，包括：机架；以及安装架，与机架滑动连接；锁紧机构，锁紧机构嵌设于安装架或机架内，锁紧机构包括：锁条；以及限位块，限位块连接在锁条上且位于锁条两端之间，其中，锁条的一端能沿锁条的轴向移动并挤压限位块，限位块在锁条的径向产生位移，以使锁条和限位块分别与安装架和机架抵靠，实现安装架与机架的锁紧。

本方案中，安装架与机架滑动连接，安装架上可安装不同设备，通过安装架相对于机架的滑动，可实现不同设备的取用，也可通过安装架相对于机架的滑动实现安装架的拆卸，使设备取用更加便捷。

当设备不需要取用时，锁紧装置的一端沿锁条的轴向移动，以使限位块在受到挤压后沿锁条的径向产生位移，并与安装架或机架抵靠，此时锁条和限位块分别与安装架和机架抵靠并固定，以实现安装架与机架之间的固定。

通过本方案，锁紧机构嵌设在安装架或机架内，在安装架需要固定在机架上时，锁紧机构同时和安装架以及机架抵靠并固定，从而实现安装架在机架上的固定，锁紧机构操作简单便捷。

当本申请中的固定机构用于航天器时，本申请中的锁紧机构嵌设在安装架或机架内，不会占用额外的空间，使航天器结构紧凑，同时能够满足航天器上行期间力学环境条件以及航天员系统工效学设计要求。

在上述技术方案中，优选地，锁条包括：锁条底座，限位块连接在锁条底座上；第一滑块，滑动连接于锁条底座的一端，限位块的两端分别与第一滑块以及锁条底座远离第一滑块的一端抵靠，第一滑块与限位块均设有第一导向斜面，两个第一导向斜面贴合；锁紧件，锁紧件与锁条底座螺纹连接且与第一滑块远离限位块的一端抵靠，其中，锁紧件推动第一滑块向限位块运动时，限位块在第一导向斜面的作用下在锁条的径向产生位移。

在上述任一技术方案中，优选地，锁条底座包括：锁条本体，限位块、第一滑块以及锁紧件连接在锁条本体上；第二滑块，第二滑块连接于锁条本体上且与锁条本体远离锁紧件的一端抵靠，限位块远离第一滑块的一侧与第二滑块抵靠，其中，第二滑块与限位块均设有第二导向斜面，两个第二导向斜面贴合。

在上述任一技术方案中，优选地，第一滑块设有第一限位槽，锁条本体嵌设于第一限位槽内，所述第一限位槽的底部具有第一开口，且所述第一开口的两侧能与所述锁条本体抵靠。

在上述任一技术方案中，优选地，第二滑块设有第二限位槽，锁条本体嵌设于第二限位槽内，第二限位槽的底部具有第二开口，且所述第二开口的两侧能与所述锁条本体抵靠。

在上述任一技术方案中，优选地，限位块设有第三限位槽，锁条本体嵌设于第三限位槽内，第三限位槽的底部具有第三开口，且所述第三开口的两侧能与所述锁条本体抵靠，其中，所述锁条本体具有上下设置的限位部和滑动部，滑动部能穿过所述第三开口，所述限位部能与所述第三开口的侧壁抵靠，所述限位部能在所述第三限位槽内上下移动。

在上述任一技术方案中，优选地，所述安装架包括：两条导轨，所述机架上设有与所述导轨间隙配合的导槽，所述导轨能沿嵌入所述导槽内并沿所述导槽滑动，以实现所述安装架与所述机架的滑动连接，多个固定架，与两条所述导轨固定连接，所述固定架用于固定相关设备，其中，所述锁紧机构嵌设于所述导轨内，所述导轨由前向后嵌入所述导槽内后，所述限位块与所述导槽抵靠，所述锁条与所述导轨抵靠，以使所述机架与所述安装架相对固定。

在上述任一技术方案中，优选地，所述导轨的侧壁具有安装凹槽，所述锁紧机构嵌设于所述安装凹槽内，所述导轨上还具有锁孔，所述锁孔由所述导轨的前端延伸至所述安装凹槽，其中，所述锁紧件位于所述安装凹槽的前侧，连接件穿过所述锁孔并与锁紧件卡接，所述连接件转动带动所述锁紧件转动，锁紧件带动第一滑块挤压所述限位块，以使所述机架与所述安装架相对固定。

在上述任一技术方案中，优选地，所述固定架为弧形板体。

在上述任一技术方案中，优选地，安装架上设有导轨，机架上设有与导轨间隙配合的导槽，导轨能沿嵌入导槽内并沿导槽滑动，以实现安装架与机架的滑动连接，其中，锁紧机构嵌设于导轨内，限位块与导槽抵靠，锁条与导轨抵靠，以使机架与安装架相对固定。

本发明第二方面的技术方案提供了一种航天器，包括第一方面任一技术方案中的固定机构。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述部分中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

图1是根据本发明的一个实施例的锁紧机构的爆炸视图；

图2是根据本发明的一个实施例的锁紧机构的侧视图；

图3是根据本发明的一个实施例的锁紧机构的侧视图；

图4是图3中a-a截面的剖视图；

图5是图3中b-b截面的剖视图；

图6是图3中c-c截面的剖视图；

图7是根据本发明的一个实施例的固定机构的爆炸视图；

图8是图7中d部分的局部放大图；

图9是根据本发明的一个实施例的固定机构的侧视图；

图10是根据本发明的一个实施例的固定机构安装架的侧视图。

其中，图1至图10中的附图标记与部件名称之间的对应关系为：

10机架，11导槽，20安装架，21导轨，22固定架，30锁紧机构，31锁条，311锁条底座，3111锁条本体，3112限位凸起，3113第二滑块，3114第二限位槽，312第一滑块，3121第一限位槽，313锁紧件，3131螺纹件，3132挡板，3133垫片，32限位块，321第三限位槽，40第一导向斜面，50第二导向斜面。

具体实施方式

为了可以更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。

下面参照图1至图10描述根据本发明的一些实施例。

如图1至图10所示，本发明的第一方面实施例提供了一种固定机构，包括：机架10；以及安装架20，与机架10滑动连接；锁紧机构30，锁紧机构30嵌设于安装架20或机架10内，锁紧机构30包括：锁条31；以及限位块32，限位块32连接在锁条31上且位于锁条31两端之间，其中，锁条31的一端能沿锁条31的轴向移动并挤压限位块32，限位块32在锁条31的径向产生位移，以使锁条31和限位块32分别与安装架20和机架10抵靠，实现安装架20与机架10的锁紧。

本方案中，安装架20与机架10滑动连接，安装架20上可安装不同设备(例如空间站的在轨维修单元)，通过安装架20相对于机架10的滑动，可实现不同设备的取用，也可通过安装架20相对于机架10的滑动实现安装架20的拆卸，使设备取用更加便捷。

当设备不需要取用时，锁紧装置的一端沿锁条31的轴向移动，以使限位块32在受到挤压后沿锁条31的径向产生位移，并与安装架20或机架10抵靠，此时锁条31和限位块32分别与安装架20和机架10抵靠并固定，以实现安装架20与机架10之间的固定。

通过本方案，锁紧机构30嵌设在安装架20或机架10内，在安装架20需要固定在机架10上时，锁紧机构30同时和安装架20以及机架10抵靠并固定，从而实现安装架20在机架10上的固定，锁紧机构30操作简单便捷。

特别地，当本申请中的固定机构用于航天器时，本申请中的锁紧机构30嵌设在安装架20或机架10内，不会占用额外的空间，使航天器结构紧凑，同时能够满足航天器上行期间力学环境条件以及航天员系统工效学设计要求。

在上述实施例中，优选地，锁条31包括：锁条底座311，限位块32连接在锁条底座311上；第一滑块312，滑动连接于锁条底座311的一端，限位块32的两端分别与第一滑块312以及锁条底座311远离第一滑块312的一端抵靠，第一滑块312与限位块32中的至少一个上设有第一导向斜面40；锁紧件313，锁紧件313与锁条底座311螺纹连接且与第一滑块312远离限位块32的一端抵靠，其中，锁紧件313带动第一滑块312向限位块32运动时，限位块32在第一导向斜面的作用下在锁条31的径向产生位移。

本方案中，锁紧件313能向限位块32一侧移动，锁紧件313与第一滑块312抵靠，锁紧件313带动第一滑块312向限位块32一侧滑动，限位块32与第一滑块312抵靠后，通过第一导向斜面的导向作用，使限位块32沿锁条31的径向向外移动，并与机架10抵靠锁紧机构30嵌设在安装架20内，锁条底座311与安装架20抵靠，锁紧机构30相对于机架10以及安装架20固定，此时即将安装架20与机架10固定。

在该实施例中，第一滑块312与限位块32上同时设有第一导向斜面40时，两个第一导向斜面40贴合。

本方案中，两个第一导向斜面40贴合时，第一滑块312与限位块32之间的滑动阻力更小，便于限位块32的移动。

在上述任一实施例中，优选地，锁条底座311包括：锁条本体3111，限位块32、第一滑块312以及锁紧件313连接在锁条本体3111上；第二滑块3113，第二滑块3113连接于锁条本体3111上且与锁条本体3111远离锁紧件313的一端抵靠，限位块32远离第一滑块312的一侧与第二滑块3113抵靠，其中，第二滑块3113与限位块32中的至少一个设有第二导向斜面50，第二导向斜面50位于第二滑块3113与限位块32之间。

本方案中，限位块32的两侧分别与第一滑块312以及第二滑块3113抵靠，通过第二导向斜面50的导向作用，限位块32能顺利向锁条本体3111外侧滑动。

在上述任一实施例中，优选地，第二滑块3113与限位块32上同时设有第二导向斜面50时，两个第二导向斜面50贴合。

本方案中，两个第二导向斜面50贴合时，第二滑块3113与限位块32之间的滑动阻力更小，便于限位块32的移动。

其中，第一滑块312可套设于锁条底座311外，也可在锁条底座311内设置滑槽，第一滑块312设置于滑槽内，均能达到上述技术效果，此处不再赘述。

具体地，锁紧件313包括：与锁条本体3111螺纹连接的螺纹件3131，套设在螺纹件3131外且位于螺纹件3131与锁条本体3111之间的挡板3132，螺纹件3131与挡板3132之间还设有垫片3133。

本方案中，通过旋转螺纹件3131，能使螺纹件3131沿锁条本体3111的长度方向移动，锁条本体3111通过垫片3133带动挡板3132向限位块32一侧移动，挡板3132与第一滑块312抵靠，以使第一滑块312推动限位块32移动。

在上述任一实施例中，优选地，第一滑块312设有第一限位槽3121，锁条本体3111嵌设于第一限位槽3121内，第一限位槽3121的底部具有第一开口，且第一开口的两侧能与锁条本体3111抵靠。

在上述任一实施例中，优选地，第二滑块3113设有第二限位槽3114，锁条本体3111嵌设于第二限位槽3114内，第二限位槽3114的底部具有第二开口，且第二开口的两侧能与锁条本体3111抵靠。

在上述任一实施例中，优选地，限位块32设有第三限位槽321，锁条本体3111嵌设于第三限位槽321内，第三限位槽321的底部具有第三开口，且第三开口的两侧能与锁条本体3111抵靠，

其中，锁条本体3111具有上下设置的限位部和滑动部，滑动部能穿过第三开口，限位部能与第三开口的侧壁抵靠，限位部能在第三限位槽321内上下移动。

具体地，参见图5，滑动部的宽度与第三开口的宽度相同，限位部的高度h大于锁条本体3111在第三限位槽321内的厚度h。

其中，滑动部的宽度与第一开口和第二开口的宽度均相同。

在该实施例中，第三限位槽321的高度h大于锁条本体3111在第三限位槽321内的厚度h，以使第三限位槽321既能够沿第三限位槽321的高度方向产生位移，以使限位块32与安装架20或机架10抵靠，又能够对限位块32的位移量进行限制，减少限位块32脱落的可能，减少固定机构的故障率。

在上述任一实施例中，安装架20包括：两条导轨21，机架10上设有与导轨21间隙配合的导槽11，导轨21能沿嵌入导槽11内并沿导槽11滑动，以实现安装架20与机架10的滑动连接，多个固定架22，与两条导轨21固定连接，固定架22用于固定相关设备(例如空间站的在轨维修单元)，其中，锁紧机构30嵌设于导轨21内，导轨由前向后嵌入导槽内后，限位块32与导槽11抵靠，锁条31与导轨21抵靠，以使机架10与安装架20相对固定。

本方案中，导轨21与导槽11滑动配合，这样在取放相关设备时安装架20只需进行单一方向运动，便于控制，能够满足人机工程。

在上述任一实施例中，导轨21的侧壁具有安装凹槽，锁紧机构30嵌设于安装凹槽内，导轨21上还具有锁孔，锁孔由导轨21的前端延伸至安装凹槽，其中，锁紧件313位于安装凹槽的前侧，连接件穿过锁孔并与锁紧件313卡接，连接件转动带动锁紧件313转动(锁条31板体上还设有与锁紧件313的螺纹件3131同轴的通孔，连接件(即长杆扳手)穿过通孔并与螺纹件3131配合，从而能旋拧螺纹件3131)，锁紧件313带动第一滑块312挤压限位块32，以使机架10与安装架20相对固定。

本方案中，锁紧机构30位于导轨21的安装凹槽内，这样，能够防止锁紧机构30陪磕碰而使机架10与安装架20的固定失效。

进一步优选设计锁紧机构30位于导轨21的后侧，这样能够更好地将锁紧机构30与外界隔开。同时机架10的后端振动幅度较小，能够提高锁紧机构30的可靠性。

同时，通过设置锁孔，能够便于锁紧机构30的锁紧。

在上述任一实施例中，固定架22为弧形板体。

本方案中，固定架22为弧形板体，这样，固定架22可抓取的位置较多，既便于机械手臂的夹持，又便于宇航员在身着宇航服时抓取固定架22。

本方案提供的固定机构应用于航天器(例如为在轨空间站)上时，由于在固定架22的前端即可进行操作，减少了操作所需空间，使航天器结构更加紧凑，同时还能够满足航天员系统工效学设计要求。同时，间隙配合的导轨21和导槽11，还能便于安装架20的取放。通过限位块32的抵靠来实现安装架20的固定，结构简单可靠，能够满足航天器上行状态的力学实验条件。

本发明第二方面的实施例提供了一种航天器，包括第一方面任一实施例中的固定机构。

以上结合附图详细说明了本发明的技术方案，本发明提供的固定机构，在安装架需要固定在机架上时，锁紧机构同时和安装架以及机架抵靠并固定，实现安装架在机架上的固定，锁紧机构操作简单。同时由于锁紧机构嵌设在安装架或机架内，不会占用额外的空间，使航天器结构紧凑，同时能够满足航天器上行期间力学环境条件以及航天员系统工效学设计要求。

在本发明中，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述的目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性；术语“多个”则指两个或两个以上，除非另有明确的限定。术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语均应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；“相连”可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或单元必须具有特定的方向、以特定的方位构造和操作，因此，不能理解为对本发明的限制。

在本说明书的描述中，术语“一个实施例”、“一些实施例”、“具体实施例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或实例。而且，描述的具体特征、结构、材料或特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。