具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细描述。

如图1-3所示，本发明提供的一种正交双关节式电推力器指向机构，包括旋转执行器Ⅰ1、万向节环2、电推力器3、上旋转架4、下固定架7及旋转执行器Ⅱ9，其中万向节环2饶Y轴转动地安装在下固定架7上，旋转执行器Ⅱ9设置于下固定架7上，且旋转执行器Ⅱ9的输出端与万向节环2连接，旋转执行器Ⅱ9用于驱动万向节环2饶Y轴转动；上旋转架4绕X轴转动地与万向节环2连接，旋转执行器Ⅰ1设置于上旋转架4上，且旋转执行器Ⅰ1的输出端与万向节环2连接，旋转执行器Ⅰ1用于驱动上旋转架4绕X轴转动；电推力器3设置于上旋转架4上。

本发明的实施例中，上旋转架4和下固定架7之间设有螺旋管道8。上旋转架4和下固定架7均包括底板及设置于底板上的两个三角支撑架，两个三角支撑架与万向节环2转动连接。

如图4所示，本发明的实施例中，旋转执行器Ⅰ1和旋转执行器Ⅱ9结构相同，均包括依次连接的电机11、减速器12及输出轴转盘16；万向节环2的侧壁上间隔90°设有两个万向节环连接端口13，两个万向节环连接端口13分别与旋转执行器Ⅰ1和旋转执行器Ⅱ9的输出轴转盘16连接。

进一步地，输出轴转盘16与万向节环连接端口13之间设有中空的连接块15，万向节环连接端口13、连接块15及输出轴转盘16通过内六角螺栓14连接。

进一步地，万向节环2的侧壁上设有两个外转动关节模块10，两个外转动关节模块10分别与旋转执行器Ⅰ1和旋转执行器Ⅱ9相对设置。

如图5所示，本发明的实施例中，外转动关节模块10包括转动轴17、深沟球轴承19及轴承端盖22，其中转动轴17的一端与万向节环2的侧壁连接，另一端通过深沟球轴承19与下固定架7或上旋转架4连接，深沟球轴承19的外侧通过轴承端盖22轴向限位和密封。

具体地，与旋转执行器Ⅰ1相对设置的外转动关节模块10中，转动轴17的另一端通过深沟球轴承19与上旋转架4连接；与旋转执行器Ⅱ9相对设置的外转动关节模块10中，转动轴17的另一端通过深沟球轴承19与下固定架7连接。

进一步地，两个外转动关节模块10的转动轴17上均设有角度传感器20，角度传感器20通过传感器压环21轴向限位，角度传感器20可监测和控制上旋转架4的旋转角度和精度。

在上述实施例的基础上，如图1-2所示，正交双关节式电推力器指向机构还包括锁紧固定模块5，下固定架7上设有连接支架6，连接支架6上设有连接支架固定端28；上旋转架4上设有与连接支架固定端28相对应的上旋转架固定端27，锁紧固定模块5用于锁定上旋转架固定端27和连接支架固定端28。

如图6所示，本发明的实施例中，锁紧固定模块5包括双螺母24、限位挡圈25、弹簧26、螺柱29及分瓣螺母30，其中螺柱29连接上旋转架固定端27和连接支架固定端28，且上端设有弹簧26、限位挡圈25及双螺母24，下端通过分瓣螺母30锁紧。进一步地，螺柱29的端部外侧设有固定挡盖23。

绕Y轴旋转工作时，与下固定架7连接的旋转执行器Ⅱ9的输出轴旋转带动万向节环2绕Y轴旋转，连接在万向节环2的上旋转架4也跟随同步旋转。绕X轴旋转工作时，与上旋转架4连接的旋转执行器Ⅰ1的输出轴旋转带动上旋转架4沿X轴旋转。

本发明的实施例中，连接支架6是固定在下固定架7的一个机构，分瓣螺母30固定在连接支架6上。发射时，通过锁紧固定模块5将上旋转架4的上旋转架固定端27与连接支架6的连接支架固定端28固定；升空工作时，分瓣螺母30打开，通过双螺母24锁紧可使锁紧双螺母24、限位挡圈25、螺柱29成为一个整体，在弹簧26的作用下，双螺母24、限位挡圈25、螺柱29整体被弹升上去，并且不会再次掉落下来，实现上旋转架4与连接支架6的永久分离。此时，上旋转架4可开始工作。螺旋管道8的作用是负责工作介质的输送，在航天器发射过程中，会存在剧烈的震动，如不将管道固定，会对管道产生巨大的影响，所以发射时将上旋转架4与连接支架6固定，可以有效避免震动对螺旋管道8的影响。上旋转架4和连接支架6的固定，采用锁紧固定模块5能有效地起到固定的作用。

本发明提供的一种正交双关节式电推力器指向机构，体积小，重量轻，而且使用了正交双关节式旋转机构，转动角度大，且能保证良好的精度；加装锁紧固定模块，防止装置升空过程中，震动对机构关键部位产生影响。本发明首次将万向节结构应用于电推进领域，不但满足了航空航天领域对体积和质量的要求，而且提高了转动角度的范围。

以上所述仅为本发明的实施方式，并非用于限定本发明的保护范围。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、扩展等，均包含在本发明的保护范围内。