一种航天运载器栅格舵的制作方法

1.本实用新型涉及航天运载器的回收领域，具体涉及一种航天运载器栅格舵。


背景技术：

2.现有技术中栅格舵的解锁方式基本采用火工品方式，栅格舵实现折叠、展开和旋转的驱动装置结构复杂，折叠和旋转方向均需要动力机构，占用的径向空间尺寸较大。也可以采用作动筒的驱动方式，该方式只能输出一定直线行程，不能提供初始锁和到位锁功能。如果采用作动筒的行程判定折叠的角度是否到位，需要地面做标定试验，而且折叠到位后作动筒不能断电，否则无法锁定。
3.鉴于此，亟需设计一种结构简单且能够满足锁定功能的航天运载器栅格舵。


技术实现要素：

4.本实用新型的目的在于克服现有技术的不足，提供一种航天运载器栅格舵。
5.本实用新型提供一种航天运载器栅格舵，包括：栅格舵本体，为由若干格栅构成的网格状结构；支撑单元，用于将所述栅格舵本体固定连接在航天运载器上；锁定单元，设置于航天运载器的壁面内侧用于将处于折叠的所述栅格舵本体锁定；运动单元，设置在所述支撑单元背向所述栅格舵本体的一侧，用于驱动处于展开的所述栅格舵本体围绕所述栅格舵本体轴线方向旋转。
6.根据本实用新型的一个实施例，所述支撑单元包括舵轴、外支座和内支座，所述外支座用于设置在航天运载器壁面外侧，所述内支座用于设置在航天运载器壁面内侧，通过所述舵轴将所述外支座和所述内支座中通贯穿连接。
7.根据本实用新型的一个实施例，所述外支座包括销轴，所述栅格舵本体延伸出的两个支耳；所述栅格舵本体通过销轴穿过两个所述支耳被连接在所述外支座上。
8.根据本实用新型的一个实施例，所述外支座还包括棘轮机构，所述棘轮机构设置在所述外支座内置槽中且连接于所述销轴，所述棘轮机构用于限制所述栅格舵本体沿着所述销轴旋转的一个方向锁死。
9.根据本实用新型的一个实施例，所述棘轮机构包括棘轮、棘爪、弹簧以及拨动开关，所述棘爪和所述弹簧均设置在所述外支座内置槽的内壁上，所述拨动开关能够通过拨动所述棘爪和所述弹簧从而控制所述棘轮的旋转方向。
10.根据本实用新型的一个实施例，所述内支座包括内接头和延伸轴套，所述内接头和所述延伸轴套通过螺栓连接为整体。
11.根据本实用新型的一个实施例，所述锁定单元为电磁解锁机构，所述栅格舵本体上设置突出的锁止杆，通过所述电磁解锁机构将折叠状态下的所述栅格舵本体上的锁止杆锁定或者释放。
12.根据本实用新型的一个实施例，所述电磁解锁机构包括电磁开关、上端盖、下端盖、压紧销和压紧弹簧，所述电磁开关用于控制所述上端盖带动所述压紧销压紧或者释放
所述锁止杆。
13.根据本实用新型的一个实施例，所述运动单元包括摇臂和伺服舵机，所述摇臂的一端嵌入到所述舵轴的插入槽并固定，另一端连接所述伺服舵机，通过所述伺服舵机输出的动力带动所述栅格舵本体的旋转。
14.根据本实用新型的一个实施例，所述运动单元还包括挡板，所述挡板设置在所述舵轴背向所述内支座的一端用于限位锁定所述摇臂。
15.根据本实用新型的航天运载器栅格舵通过栅格舵本体、支撑单元、锁定单元以及运动单元的布局和配合，形成了结构简单且能够实现折叠、展开和旋转的栅格舵。其中锁定单元单独设置在壁面内侧，将栅格舵本体稳固锁定在折叠状态，该锁定方式通过紧凑高效的布局，实现了减少航天运载器栅格舵的整体体积，节省航天运载器内部安装空间。
16.应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本实用新型所欲主张的范围。
附图说明
17.下面的附图是本实用新型的说明书的一部分，其绘示了本实用新型的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明实用新型的原理。
18.图1是本实用新型一个实施例的航天运载器栅格舵的示意图；
19.图2是本实用新型一个实施例的航天运载器栅格舵的爆炸示意图；
20.图3是本实用新型一个实施例的航天运载器栅格舵的外支座的爆炸示意图；
21.图4是本实用新型一个实施例的航天运载器栅格舵的锁定单元的爆炸示意图。
22.附图标记：
23.100-栅格舵本体，101-锁止杆，200-支撑单元，201-舵轴，202-外支座，203-内支座，204-销轴，205-内接头，206-延伸轴套，207-棘轮机构，211-棘轮，212-棘爪，213-棘轮弹簧，214-拨动开关，300-锁定单元，301-电磁开关，302-上端盖，303-下端盖，304-压紧销，305-压紧弹簧，400-运动单元，401-摇臂，402-伺服舵机。
具体实施方式
24.下面将详细描述本实用新型的各个方面的特征和示例性实施例，为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本实用新型进行进一步详细描述。应理解，此处所描述的具体实施例仅被配置为解释本实用新型，用于示例性的说明本实用新型的原理，并不被配置为限定本实用新型。另外，附图中的机构件不一定是按照比例绘制的。例如，可能对于其他结构件或区域而放大了附图中的一些结构件或区域的尺寸，以帮助对本实用新型实施例的理解。
25.下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本实用新型实施例的具体结构进行限定。在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有说明，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；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，可视具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。
26.此外术语“包括”、“包含”“具有”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，
从而使得包括一系列要素结构件或组件不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出或固有的属于结构件、组件上的其他机构件。在没有更多限制的情况下，由语句“包括
……”
限定的要素，并不排除在包括要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。
27.诸如“下面”、“下方”、“在
…
下”、“低”、“上方”、“在
…
上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。
28.对于本领域技术人员来说，本实用新型可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本实用新型的示例来提供对本实用新型更好的理解。
29.图1是本实用新型一个实施例的航天运载器栅格舵的示意图；图2是本实用新型一个实施例的航天运载器栅格舵的爆炸示意图；图3是本实用新型一个实施例的航天运载器栅格舵的外支座的爆炸示意图；图4是本实用新型一个实施例的航天运载器栅格舵的锁定单元的爆炸示意图。
30.如图1所示，本实用新型提供一种航天运载器栅格舵，包括：栅格舵本体100，为由若干格栅构成的网格状结构；支撑单元200，用于将栅格舵本体100固定连接在航天运载器上；锁定单元300，设置于航天运载器的壁面内侧用于将处于折叠的栅格舵本体100锁定；运动单元400，设置在支撑单元200背向栅格舵本体100的一侧，用于驱动处于展开的栅格舵本体100围绕栅格舵本体100轴线方向旋转。
31.具体地，航天运载器在回收坠落至地面时可能会产生安全问题，因此需要通过栅格舵提供姿态控制。在航天运载器的级间分离后，栅格舵通过转动产生气动力从而控制航天运载器的滚转、俯仰和偏航，从而实现航天运载器在回收平台上的精准降落。栅格舵本体100是由若干格栅形成的网格状结构构成，通过支撑单元200能够将栅格舵本体100固定连接至航天运载器的壁面上。栅格舵本体100在支撑单元200的固定下，能够实现相对于航天器壁面折叠和展开两种状态。在航天运载器起飞阶段，栅格舵本体100保持折叠状态，通过锁定单元300将栅格舵本体100锁定在折叠状态。其中，锁定单元300设置在栅格舵处于折叠状态下的航天运载器壁面位置的内侧。例如，锁定单元300与支撑单元200处于航天运载器壁面的同一轴线上。运动单元400是一套伺服机构，设置在支撑单元200背向栅格舵本体100的一侧，通过提供驱动力将展开的栅格舵进行转动控制。
32.本实施例中的航天运载器栅格舵的锁定装置结构简单且连接可靠，通过单独设置在壁面内侧的锁定单元300，在航天运载器起飞阶段，能够将栅格舵本体100稳固锁定在折叠状态。该锁定方式通过紧凑高效的布局，实现了减少航天运载器栅格舵的整体体积，节省航天运载器内部径向安装空间，此外，这种锁定方式的结构紧凑，并实现了锁定结构的轻量化，能适应大负载的栅格舵本体100折叠展开。
33.如图2所示，根据本实用新型的一个实施例，支撑单元200包括舵轴201、外支座202和内支座203。外支座202用于设置在航天运载器壁面外侧，内支座203用于设置在航天运载器壁面内侧，通过舵轴201将外支座202和内支座203中通贯穿连接。
34.根据本实用新型的一个实施例，外支座202包括销轴204，栅格舵本体100延伸出的两个支耳；栅格舵本体100通过销轴204穿过两个支耳被连接在外支座202上。
35.根据本实用新型的一个实施例，内支座203包括内接头205和延伸轴套206，内接头205和延伸轴套206通过螺栓连接为整体。
36.具体地，支撑单元200中的舵轴201依次贯穿外支座202、壁面以及内支座203，且舵轴201的两端能够从内支座203和外支座202穿出，从而将壁面外侧的外支座202以及壁面内侧的内支座203连接。进一步地，为了将栅格舵本体100连接至支撑单元200，需要在栅格舵本体100在两侧延伸出两个支耳，通过外支座202的两个销轴204穿过两个支耳将栅格舵本体100固定至外支座202上，从而栅格舵本体100固定至航天运载器的壁面上。此外，外支座202需要设置内置槽，用于容纳销轴204进而将栅格舵的支耳固定。内支座203包括内接头205和延伸轴套206，内接头205和延伸轴套206通过螺栓连接为整体，其中舵轴201连接外支座202并贯穿内接头205和延伸轴套206。
37.如图3所示，根据本实用新型的一个实施例，外支座202还包括棘轮机构207，棘轮机构207设置在外支座202内置槽中且连接于销轴204，棘轮机构207用于限制栅格舵本体100沿着销轴204旋转的一个方向锁死。
38.根据本实用新型的一个实施例，棘轮机构207包括棘轮211、棘爪212、棘轮弹簧213以及拨动开关214。棘爪212和棘轮弹簧213均设置在外支座202内置槽的内壁上，拨动开关214能够通过拨动棘爪212和棘轮弹簧213从而控制棘轮211的旋转方向。
39.具体地，展开的栅格舵本体100需要设置棘轮机构207进行位置锁定。棘轮机构207安装在外支座202的内置槽中。在销轴204内侧设置两个棘轮机构207在内置槽中，能够使得棘轮机构207的锁定力更强。在其中一个实施例中，棘轮机构207其中的棘轮211套设在销轴204上，两个棘爪212和两个棘轮弹簧213均设置在外支座202内置槽的内壁上。每个棘爪212的下方固定连接一个棘轮弹簧213，拨动开关214能够通过拨动一个棘爪212并压紧该棘爪212下的棘轮弹簧213，另一个棘爪212相应的棘轮弹簧213释放弹性力处于弹开状态，从而棘轮211受到另一个棘爪212位置影响只能沿顺时针或者逆时针的其中一个方向转动。
40.在本实施例中，栅格舵本体100的转动会带动棘轮211的转动，通过拨动开关214锁定棘轮211的转动方向，可以防止栅格舵本体100再恢复到折叠状态，让栅格舵本体100保持在展开状态。为了增加棘轮机构207的可靠性，在整个棘轮机构207安装好之后，需要调试棘轮211的转动以及锁定性能。
41.可以理解的是，展开后的栅格舵本体100可以双向的棘轮机构207。棘轮机构207的结构简单可靠，锁紧力满足常规航天运载器的设计需求，同时反向折叠回收的操作方便，只需手动将棘轮机构207的拨动开关214转向另一侧。
42.其中，在航天运载器的返回阶段，首先电磁开关301解锁，栅格舵本体100被压紧销304通过压紧弹簧305弹开，栅格舵本体100实现展开。然后，铰链力矩将栅格舵本体100推到相对壁面90
°
的位置。栅格舵本体100上有限位杆，当转动到90
°
时限位杆会顶住外支座202，同时棘轮机构207反方向处于锁定状态，确保栅格舵本体100的锁止。本实施例中展开的栅格舵本体100采用棘轮211锁定方式，结构可靠，重复使用寿命长，同时回收折叠操作方便。
43.如图4所示，根据本实用新型的一个实施例，锁定单元300为电磁解锁机构。栅格舵本体100上设置突出的锁止杆101，通过电磁解锁机构将折叠状态下的栅格舵本体100上的
锁止杆101锁定或者释放。
44.根据本实用新型的一个实施例，电磁解锁机构包括电磁开关301、上端盖302、下端盖303、压紧销304和压紧弹簧305，电磁开关301用于控制上端盖302带动压紧销304压紧或者释放锁止杆101。
45.具体地，锁定单元300的锁定方式采用电磁开关301，电磁解锁机构通过电磁方式将栅格舵本体100上突出的锁止杆101进行锁定或者释放，实现栅格舵的解锁。该锁定和释放的过程简单快捷，响应时间快。由于电磁解锁结构的体积小，对栅格舵的整体冲击力较小。
46.其中，电磁解锁机构是由电磁开关301、上端盖302、下端盖303、压紧销304和压紧弹簧305组成的。在一些具体示例中，锁止杆101的压紧过程如下：锁止杆101能够在栅格舵本体100折叠过程中插入到上端盖302和下端盖303压紧状态下形成的空间中，电磁开关301通过控制上端盖302带动压紧销304压紧锁止杆101。其中压紧销304能够穿过锁止杆101的通孔，改善压紧效果。进一步地，锁止杆101的释放过程如下：电磁开关301通过控制上端盖302带动压紧销304离开锁止杆101的通孔，从而位于下端盖303容纳锁止杆101空间末端的压紧弹簧305释放压紧力，压紧弹簧305推动锁止杆101以及栅格舵本体100远离航天运载器的壁面，因此栅格舵本体100被弹射为展开状态。为了防止锁止杆101在转动过程中电磁解锁机构中的上端盖302和下端盖303干涉，上端盖302和下端盖303在锁止杆101接触的面做拔膜处理。
47.需要说明的是，处于折叠状态下的栅格舵本体100可以采用铰链力矩被动打开。栅格舵本体100展开前的锁定方式采用电磁开关301。本技术的电磁解锁方式，响应快，体积小，对结构冲击力小。
48.如图2所示，根据本实用新型的一个实施例，运动单元400包括摇臂401和伺服舵机402。摇臂401的一端嵌入到舵轴201的插入槽并固定，另一端连接伺服舵机402，通过伺服舵机402输出的动力带动栅格舵本体100的旋转。
49.根据本实用新型的一个实施例，运动单元400还包括挡板403，挡板403设置在舵轴201背向内支座203的一端用于限位锁定摇臂401。
50.具体地，运动单元400的摇臂401能够给伺服舵机402提供一个力矩，舵轴201穿出延伸轴套206的位置设置一个插入槽，摇臂401的一端采用榫卯结构的方式嵌入到该插入槽。摇臂401的另一端连接至伺服舵机402，伺服舵机402通过摇臂401传递动力至舵轴201。转动舵轴201的同时实现对栅格舵本体100的滚动控制。本实施例中，由于摇臂401与舵轴201的连接方式为榫卯结构，需要设置一个挡板403在摇臂401和舵轴201结合面上，从而限位锁定摇臂401不会从舵轴201的插入槽中脱落。
51.在本技术中，航天运载器栅格舵只需要设置一套直线伺服机构即运动单元400，从成本和结构复杂度上都有所优化，且连接可靠性高，展开速度快，占用内部空间小。在本技术的栅格舵中，采用了更加紧凑高效的机构方式控制展开的栅格舵本体100进行转动，栅格舵本体100与航天运载器的壁面通过外支座202和舵轴201连接，舵轴201与摇臂401采用榫卯结构，使栅格舵整体结构简单、连接可靠。
52.以上仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保
护范围之内。