一种可适应舱体变形的多点联动压紧释放机构
阅读说明：本技术 一种可适应舱体变形的多点联动压紧释放机构 (Multipoint linkage pressing and releasing mechanism adaptable to cabin deformation ) 是由 陈明 金俨 曾磊 李德伦 刘宾 胡成威 张昕蕊 张运 王菡 于 2021-08-16 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种可适应舱体变形的多点联动压紧释放机构,属于空间大型复杂机构的压紧释放技术领域；包括联动装置和2n个压紧释放装置；联动装置水平固定安装在航天器舱壁上；2n个压紧释放装置对称安装在联动装置的2侧；压紧释放装置的底部均固连在航天器舱壁上；各压紧释放装置的顶端与对应机械臂固连；通过2n个压紧释放装置实现将对应机械臂限位在航天器舱壁的指定位置,并通过联动装置控制2n个压紧释放装置分离,实现对应机械臂相对于航天器舱壁的释放；本发明联动杆式压紧装置内部采用四连杆机构和凸轮机构设计可自适应舱体的变形,使产品免受因舱体内压或者重力影响变形而产生的内应力,同时有效减少火工品的使用数量,降低产品解锁对舱体的冲击。(The invention relates to a multi-point linkage pressing and releasing mechanism capable of adapting to cabin deformation, belonging to the technical field of pressing and releasing of large-scale space complex mechanisms; the device comprises a linkage device and 2n compaction and release devices; the linkage device is horizontally and fixedly arranged on the cabin wall of the spacecraft; 2n compression release devices are symmetrically arranged on the 2 sides of the linkage device; the bottoms of the compaction and release devices are fixedly connected to the cabin wall of the spacecraft; the top end of each compaction release device is fixedly connected with the corresponding mechanical arm; the corresponding mechanical arm is limited at the designated position of the spacecraft cabin wall through the 2n compression release devices, and the 2n compression release devices are controlled to be separated through the linkage device, so that the corresponding mechanical arm is released relative to the spacecraft cabin wall; the linkage rod type pressing device is internally designed by adopting a four-bar linkage mechanism and a cam mechanism, so that the deformation of the cabin body can be self-adapted, the product is prevented from being subjected to internal stress generated by deformation due to the influence of internal pressure or gravity of the cabin body, meanwhile, the use amount of initiating explosive devices is effectively reduced, and the impact of product unlocking on the cabin body is reduced.)
技术领域
本发明属于空间大型复杂机构的压紧释放技术领域，涉及一种可适应舱体变形的多点联动压紧释放机构。
背景技术
航天器压紧释放机构用于在发射阶段为航天器产品提供压紧约束，在入轨后按指令解除对附件的约束，使其能正常展开进行工作。目前，国内对于航天产品的展开产品多采用拔销器或分离螺母等火工压紧释放机构，然而，火工压紧释放机构具有解锁冲击大、易损坏或污染附近零部件等缺点，因此，大尺寸航天器产品在保证有效压紧的情况下，应尽量减少火工品的使用数量，降低对产品对卫星平台或舱体的冲击。另外，空间站舱外大尺寸产品随整舱发射入轨后，由于内压的影响，舱体会发生变形，产品压紧释放机构安装在舱体表面，随着舱体变形，压紧机构之间的相对位置会发生变化，会对产品产生一定的外力，甚至会对产品造成损坏。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种可适应舱体变形的多点联动压紧释放机构，联动杆式压紧装置内部采用四连杆机构和凸轮机构设计可自适应舱体的变形，使产品免受因舱体内压或者重力影响变形而产生的内应力，同时有效减少火工品的使用数量，降低产品解锁对舱体的冲击。
本发明解决技术的方案是：
一种可适应舱体变形的多点联动压紧释放机构，包括联动装置和2n个压紧释放装置；联动装置水平固定安装在航天器舱壁上；2n个压紧释放装置对称安装在联动装置的2侧，每侧为n个；各压紧释放装置均轴向竖直放置；且每个压紧释放装置的底部均固连在航天器舱壁上；每个压紧释放装置对应一个机械臂；各压紧释放装置的顶端与对应机械臂固连；通过2n个压紧释放装置实现将对应机械臂限位在航天器舱壁的指定位置，并通过联动装置控制2n个压紧释放装置分离，实现对应机械臂相对于航天器舱壁的释放；n为正整数。
在上述的一种可适应舱体变形的多点联动压紧释放机构，所述压紧释放装置包括固定壳体、压紧连接件、压紧杆、四连杆机构、中心杆、凸轮、卷簧、凯夫拉绳、顶盖、连接架和限位盖；其中，固定壳体为轴向竖直放置的中空桶状结构；固定壳体的底部与航天器舱壁固定连接；固定壳体的顶部设置有开口；压紧连接件同轴安装在固定壳体的顶部开口处；限位盖固定安装在压紧连接件的顶部；连接架设置在限位盖和压紧连接件的侧壁处；压紧释放装置通过连接架与对应机械臂固连；顶盖设置在限位盖的顶端；压紧杆同轴设置在固定壳体的内部顶端；压紧杆的顶端伸入到顶盖的内腔中，压紧杆的底端伸入到固定壳体的内腔中；四连杆机构的顶部卡在压紧杆的底部，实现连接；中心杆竖直设置在压紧杆的下方，且中心杆与四连杆机构底部中心位置连接；中心杆底部头端为锄头形状；凸轮设置在固定壳体内腔底部，且与中心杆锄头端位置对应，通过凸轮与中心杆锄头端的配合，实现对中心杆竖直方向移动的限位；卷簧设置在凸轮的一侧；凯夫拉绳的一端与凸轮固连，凯夫拉绳的另一端伸出固定壳体与联动装置连接。
在上述的一种可适应舱体变形的多点联动压紧释放机构，所述联动装置包括2n个导线环、压盖、安装座、拉杆、2n个导向杆和火工品；其中，安装座水平固定安装在航天器舱壁上；2n个导向杆分成2组对称设置在安装座顶部两侧，每组n个导向杆，且每个导向杆对应1个压紧释放装置；2n个导线环固定安装在航天器舱壁上，且每个导线环与一个导向杆对应；每个压紧释放装置的凯夫拉绳从固定壳体伸出后，穿过对应的导线环，与对应的导向杆固连；压盖盖装在安装座的顶部，实现对2n个导向杆的压紧；拉杆竖直穿过安装座和压盖得中心，压盖压紧2n个导向杆后，通过拉杆实现压盖和安装座的锁定；火工品设置在安装座的底部。
在上述的一种可适应舱体变形的多点联动压紧释放机构，当压紧释放装置处于压紧机械臂状态时：
通过拉直凯夫拉绳，带动凸轮逆时针旋转至卡住中心杆的锄头端，此时凸轮拉伸卷簧，使卷簧产生复位力的储能；中心杆在凸轮的限位作用下无法上移，四连杆机构的底部无法随中心杆进行上移，四连杆机构的顶部卡住压紧杆的轴向底端，限制了压紧杆的轴向上移运动，实现对机械臂的压紧保持。
在上述的一种可适应舱体变形的多点联动压紧释放机构，当需要释放机械臂时：
启动火工品切断拉杆，压盖在弹力作用下上移，与安装座脱离，释放2n个导向杆。
在上述的一种可适应舱体变形的多点联动压紧释放机构，导向杆被压盖释放后，沿轴向方向水平向外移动；实现对应放松凯夫拉绳，此时凸轮在卷簧复位力作用下顺时针旋转，解除对中心杆的限位；中心杆上移，四连杆机构的底部随中心杆进行上移，四连杆机构的顶部打开释放压紧杆；压紧杆继续上移，带动压紧连接件、限位盖、顶盖和连接架从固定壳体顶部脱离，实现对机械臂的解锁释放。
在上述的一种可适应舱体变形的多点联动压紧释放机构，释放机械臂后，压紧杆、压紧连接件、限位盖、顶盖和连接架随机械臂继续运动，其余部件留在航天器舱壁上。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明机械臂发射入轨后，由于内压的影响，舱体会发生变形，机械臂各压紧点之间的相对位置会发生变化，会对机构产生一定的内应力。单个联动杆式压紧装置采用四连杆和凸轮机构设计，可在一定范围内适应舱体变形，降低了机械臂与舱体之间的内应力，提高了机械臂的安全性和可靠性；
(2)本发明压紧机构采用多点联动设计，各独立联动杆式压紧装置之间通过联动装置相连，通过一套联动装置可同时解锁释放多个联动杆式压紧装置，有效减少了火工品的使用数量，降低产品解锁对舱体的冲击。
附图说明
图1为本发明多点联动压紧释放机构整体示意图；
图2为本发明压紧释放装置剖视图；
图3为本发明联动装置锁紧状态示意图；
图4为本发明联动装置解锁状态示意图；
图5为本发明压紧释放装置从压紧到释放状态示意图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
本发明设计了一种可适应舱体变形的多点联动压紧释放机构，用于空间站机械臂，该机构能将机械臂可靠地压紧于舱体上。该压紧释放机构包括联动杆式压紧装置、联动装置两部分组成，联动杆式压紧装置内部采用四连杆机构和凸轮机构设计可自适应舱体的变形，使产品免受因舱体内压或者重力影响变形而产生的内应力；各联动杆式压紧装置之间通过联动装置相连，联动装置的设计可保证单发火工品控制多个联动杆式压紧装置的压紧与释放，有效减少火工品的使用数量，降低产品解锁对舱体的冲击。
多点联动压紧释放机构，如图1所示，具体包括联动装置和2n个压紧释放装置；联动装置水平固定安装在航天器舱壁上；2n个压紧释放装置对称安装在联动装置的2侧，每侧为n个；各压紧释放装置均轴向竖直放置；且每个压紧释放装置的底部均固连在航天器舱壁上；每个压紧释放装置对应一个机械臂；各压紧释放装置的顶端与对应机械臂固连；通过2n个压紧释放装置实现将对应机械臂限位在航天器舱壁的指定位置，并通过联动装置控制2n个压紧释放装置分离，实现对应机械臂相对于航天器舱壁的释放；n为正整数。
如图2所示，压紧释放装置包括固定壳体1、压紧连接件2、压紧杆3、四连杆机构4、中心杆5、凸轮6、卷簧7、凯夫拉绳8、顶盖16、连接架17和限位盖18；其中，固定壳体1为轴向竖直放置的中空桶状结构；固定壳体1的底部与航天器舱壁固定连接；固定壳体1的顶部设置有开口；压紧连接件2同轴安装在固定壳体1的顶部开口处；限位盖18固定安装在压紧连接件2的顶部；连接架17设置在限位盖18和压紧连接件2的侧壁处；压紧释放装置通过连接架17与对应机械臂固连；顶盖16设置在限位盖18的顶端；压紧杆3同轴设置在固定壳体1的内部顶端；压紧杆3的顶端伸入到顶盖16的内腔中，压紧杆3的底端伸入到固定壳体1的内腔中；四连杆机构4的顶部卡在压紧杆3的底部，实现连接；中心杆5竖直设置在压紧杆3的下方，且中心杆5与四连杆机构4底部中心位置连接；中心杆5底部头端为锄头形状；凸轮6设置在固定壳体1内腔底部，且与中心杆5锄头端位置对应，通过凸轮6与中心杆5锄头端的配合，实现对中心杆5竖直方向移动的限位；卷簧7设置在凸轮6的一侧；凯夫拉绳8的一端与凸轮6固连，凯夫拉绳8的另一端伸出固定壳体1与联动装置连接。
如图3所示，联动装置包括2n个导线环9、压盖10、安装座11、拉杆13、2n个导向杆14和火工品15；其中，安装座11水平固定安装在航天器舱壁上；2n个导向杆14分成2组对称设置在安装座11顶部两侧，每组n个导向杆14，且每个导向杆14对应1个压紧释放装置；2n个导线环9固定安装在航天器舱壁上，且每个导线环9与一个导向杆14对应；每个压紧释放装置的凯夫拉绳8从固定壳体1伸出后，穿过对应的导线环9，与对应的导向杆14固连；压盖10盖装在安装座11的顶部，实现对2n个导向杆14的压紧；拉杆13竖直穿过安装座11和压盖10得中心，压盖10压紧2n个导向杆14后，通过拉杆13实现压盖10和安装座11的锁定；火工品15设置在安装座11的底部。
当压紧释放装置处于压紧机械臂状态时：
通过拉直凯夫拉绳8，带动凸轮6逆时针旋转至卡住中心杆5的锄头端，此时凸轮6拉伸卷簧7，使卷簧7产生复位力的储能；中心杆5在凸轮6的限位作用下无法上移，四连杆机构4的底部无法随中心杆5进行上移，四连杆机构4的顶部卡住压紧杆3的轴向底端，限制了压紧杆3的轴向上移运动，实现对机械臂的压紧保持，如图5所示。
当需要释放机械臂时：
启动火工品15切断拉杆13，压盖10在弹力作用下上移，与安装座11脱离，释放2n个导向杆14，如图4所示。
导向杆14被压盖10释放后，沿轴向方向水平向外移动；实现对应放松凯夫拉绳8，此时凸轮6在卷簧7复位力作用下顺时针旋转，解除对中心杆5的限位；中心杆5上移，四连杆机构4的底部随中心杆5进行上移，四连杆机构4的顶部打开释放压紧杆3；压紧杆3继续上移，带动压紧连接件2、限位盖18、顶盖16和连接架17从固定壳体1顶部脱离，实现对机械臂的解锁释放，如图5所示。
释放机械臂后，压紧杆3、压紧连接件2、限位盖18、顶盖16和连接架17随机械臂继续运动，其余部件留在航天器舱壁上。
压紧释放装置与机械臂产品连接，固定壳体1与航天器舱体连接，压紧杆3上设计有限位凸台，压紧状态下，四连杆机构4闭合，抓住压紧杆3上的凸台，压紧力通过旋紧压紧杆3端部的锁紧螺母施加，将固定壳体1和安装于机械臂上的压紧连接件2压合。凯夫拉绳8固定在凸轮6上，卷簧7的扭矩和凯夫拉绳8张力产生的扭矩相平衡，凸轮6与中心杆5相切限位，中心杆5保持在锁紧位置。当凯夫拉绳8释放后，凸轮6在卷簧7的作用下转动，与中心杆5分离。中心杆5向上运动，四连杆机构4张开，释放压紧杆3。压紧杆3在压簧的作用下向上运动离开压紧位置，压紧面间的压紧力消失，解除压紧释放装置对机械臂的约束。由于舱体变形会引起凯夫拉绳8的松弛或张紧，当凯夫拉绳8的张力发生变化后，凸轮6在卷簧7的驱动下转动相应角度，扭矩的变化使得凸轮6达到新的平衡位置，只要凸轮6未与中心杆5底端分离，保持相切状态，压紧释放装置就不会解锁，可以自适应航天器舱体的变形。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
- 上一篇：一种医用注射器针头装配设备
- 下一篇：一种星箭分离解锁动作器