[实用新型]一种空间飞行器的舱门锁紧机构及舱门系统

说明书

本实用新型公开了一种空间飞行器的舱门锁紧机构及舱门系统，该舱门锁紧机构包括基座、驱动组件和锁紧组件，所述基座安装在所述空间飞行器上，所述驱动组件和所述锁紧组件分别安装在所述基座上，所述锁紧组件包括差速器单元和至少一个锁紧单元，其中所述驱动组件用于驱动所述差速器单元，至少一个所述锁紧单元通过螺旋副连接在所述差速器单元的至少一个输出轴上以使得至少一个所述锁紧单元分别沿着各自连接的所述输出轴的轴向方向作直线运动，至少一个所述锁紧单元能够插入到所述空间飞行器的舱门内以将所述舱门固定连接在所述空间飞行器上。本实用新型所需的电机输出力矩小，且能够实现自适应锁紧方式，具有一定的容差能力，可靠性高。

技术领域

本实用新型涉及空间飞行器技术领域，尤其涉及一种空间飞行器的舱门锁紧机构及舱门系统。

背景技术

空间飞行器一般会在有效载荷舱内装载一定数量的有效载荷用以执行预定任务，要求在太空中打开舱门，释放有效载荷；在机动时关闭舱门，多次可靠重复使用。由于其舱门机构所处的特殊使用环境及全任务周期的复杂载荷条件，太空舱门的锁紧机构也是其技术关键点之一。太空舱门的锁紧机构是一种能完成舱门重复锁紧与开启的机电装置。要求该装置具有极高的可靠性、及锁闭后的结构刚度，同时考虑应力释放、热匹配等特殊需求，避免因使用环境变化造成故障。

如图1，目前舱门机构多采用沿舱门中心分离面布置若干中心锁机构100、舱门与前后隔框布置若干端面锁机构200的方式进行舱门的重复锁紧与解锁；中心锁机构100实现两个舱门之间在横轴方向的重复锁紧与打开，端面锁机构200实现两个舱门之间在纵轴方向的重复锁紧与打开；中心锁机构100与端面锁机构200配合实现两扇舱门在诸多工况下的可靠锁紧，使舱门部分参与整体舱段承力。

现有锁紧机构多采用类似于锁钩的方式，依靠电机驱动一侧锁钩沿切向拉紧被动段实现舱门预紧，依靠锁钩自身形状特点或内置弹簧实现锁定与力矩保持，通过驱动电机的反向运动使锁钩与被动段解锁。其中现有的锁紧机构存在以下的缺点：1、采用闩锁方式的锁紧机构，依靠电机驱动一侧锁钩沿切向拉紧被动端实现舱门预紧，依靠锁钩自身形状特点或内置弹簧实现锁定与力矩保持。由于锁钩只能承受单一方向载荷，因此为确保舱门可靠的锁紧，需要布置大量的锁紧点，同时需要配备大量的驱动电机等装置；2、现有技术方案中，所有锁钩在不同方向上对舱门产生附加拉应力，舱门整体受力状态不好。

以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本实用新型的构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本专利申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

实用新型内容

为了解决上述技术问题，本实用新型提出一种空间飞行器的舱门锁紧机构及舱门系统，所需的电机输出力矩小，且能够实现自适应锁紧方式，具有一定的容差能力，可靠性高。

为了达到上述目的，本实用新型采用以下技术方案：

本实用新型公开了一种空间飞行器的舱门锁紧机构，包括基座、驱动组件和锁紧组件，所述基座安装在所述空间飞行器上，所述驱动组件和所述锁紧组件分别安装在所述基座上，所述锁紧组件包括差速器单元和至少一个锁紧单元，其中所述驱动组件用于驱动所述差速器单元，至少一个所述锁紧单元通过螺旋副连接在所述差速器单元的至少一个输出轴上以使得至少一个所述锁紧单元分别沿着各自连接的所述输出轴的轴向方向作直线运动，至少一个所述锁紧单元能够插入到所述空间飞行器的舱门内以将所述舱门固定连接在所述空间飞行器上。

优选地，所述锁紧单元包括锁销部件和锁帽部件，所述差速器单元包括第一太阳锥齿轮部件和第二太阳锥齿轮部件，其中所述锁销部件通过第一螺旋副连接在所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴上以使得所述锁销部件沿着所述第一太阳锥齿轮部件的输出轴的轴向方向作直线运动以能够插入到所述舱门的锁孔内，所述锁帽部件通过第二螺旋副连接在所述第二太阳锥齿轮部件的输出轴上以使得所述锁帽部件沿着所述第二太阳锥齿轮部件的输出轴的轴向方向作直线运动以能够卡合在所述舱门的锁扣内。