CN109178352B - 锁紧设备的控制方法、装置及锁紧设备 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例公开了一种锁紧设备的控制方法、装置及锁紧设备，涉及航空航天技术领域，主要目的在于解决人造卫星上的负载与太空飞行载具的连接出现松动，微弱的松动会导致人造卫星上的负载内部出现震动，而破坏内部结构及功能，进而直接导致人造卫星上的负载所探测的数据存在误差的问题。主要技术方案包括：在锁紧设备断电状态下，向锁紧叉施加作用力，以控制所述锁紧叉为锁紧状态；接收太空飞行载具发送的地面通电指令，所述地面通电指令为在检测到人造卫星达到指定轨道时触发的指令；根据所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作。本发明实施例应用于发射人造卫星过程中。
Description
技术领域
本发明实施例涉及航空航天技术领域，特别是涉及一种锁紧设备的控制方法、装置及锁紧设备。
背景技术
人造地球卫星也称人造卫星，是环绕地球飞行并在空间轨道运行一圈以上的无人航天器。目前，人造卫星是发展最快、用途最广的航天器。主要用于天气预报、土地利用、通信、跟踪、导航等各个领域。
人造卫星实现其指定功能的前提是将其成功发射到指定闭合轨道做周期性运行，一般会以太空飞行载具如火箭、航天飞机等发射到太空中。发明人在发射人造卫星过程中发现，人造卫星依附于太空飞行载具上，但是受外力环境(压力、温度)等不可抗因素的影响，使得人造卫星上的负载与太空飞行载具的连接出现松动，微弱的松动会导致人造卫星上的负载内部出现震动，而破坏内部结构及功能，进而直接导致人造卫星上的负载所探测的数据存在误差。因此，如何确保人造卫星上的负载与太空飞行载具在发射时的紧密性是目前亟需解决的问题。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例提供了一种锁紧设备的控制方法、装置及锁紧设备，主要目的在于解决人造卫星上的负载与太空飞行载具的连接出现松动，微弱的松动会导致人造卫星上的负载内部出现震动，而破坏内部结构及功能，进而直接导致人造卫星上的负载所探测的数据存在误差的问题。
为了解决上述问题，本发明实施例主要提供如下技术方案：
第一方面，本发明实施例提供了一种锁紧设备的控制方法，该方法包括：
在锁紧设备断电状态下，向锁紧叉施加作用力，以控制所述锁紧叉为锁紧状态；
接收太空飞行载具发送的地面通电指令，所述地面通电指令为在检测到人造卫星达到指定轨道时触发的指令；
根据所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作。
可选的，所述锁紧设备包括：锁紧叉、板簧以及制动器；
控制所述作用力与板簧拉伸产生的弹力同时作用于所述锁紧叉，且锁紧状态下所述作用力大于所述板簧拉伸产生的弹力，且弹力与作用力的方向相反；
其中，锁紧设备包括：制动器、锁紧叉及板簧，制动器用于向所述锁紧叉施加作用力，所述锁紧叉用于固定人造卫星上的载荷。
可选的，根据所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作包括：
控制所述制动器取消对所述锁紧叉施加的作用力；
在所述弹力作用下控制所述锁紧叉执行解锁操作。
第二方面，本发明实施例还提供一种锁紧设备的控制装置，包括：
施加单元，用于在锁紧设备断电状态下，向锁紧叉施加作用力，以控制所述锁紧叉为锁紧状态；
接收单元，用于接收太空飞行载具发送的地面通电指令，所述地面通电指令为在检测到人造卫星达到指定轨道时触发的指令；
执行单元，用于根据所述接收单元接收到的所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作。
可选的，还包括：
控制单元，用于控制所述作用力与板簧产生的弹力同时作用于所述锁紧叉，且锁紧状态下所述作用力大于所述板簧产生的弹力，且弹力与作用力的方向相反；
其中，锁紧设备包括：制动器、锁紧叉及板簧，制动器用于向所述锁紧叉施加作用力，所述锁紧叉用于固定人造卫星上的载荷。
可选的，所述执行单元包括：
控制模块，用于由所述制动器取消对所述锁紧叉施加的作用力；
执行模块，用于在所述弹力作用下控制所述锁紧叉执行解锁操作。
第三方面，本发明实施例还提供一种锁紧设备，包括：
至少一个处理器；
以及与所述处理器连接的至少一个存储器、总线；其中，
所述处理器、存储器通过所述总线完成相互间的通信；
所述处理器用于调用所述存储器中的程序指令，以执行第一方面中任一项所述的锁紧设备的控制方法。
第四方面，本发明实施例还提供一种非暂态计算机可读存储介质，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机执行第一方面中任一项所述的锁紧设备的控制方法。
借由上述技术方案，本发明实施例提供的技术方案至少具有下列优点：
本发明实施例提供的锁紧设备的控制方法、装置及锁紧设备，在锁紧设备断电状态下，向锁紧叉施加作用力，以控制所述锁紧叉为锁紧状态；接收太空飞行载具发送的地面通电指令，所述地面通电指令为在检测到人造卫星达到指定轨道时触发的指令；根据所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作；与现有技术相比，本发明实施例通过断电锁紧，通电解锁的方式，既能灵活控制锁紧设备，又能确保在断电状态下保持人造卫星上的载荷固定，进而保持人造卫星上的载荷内部结构及功能的完整性，确保人造卫星上的载荷探测数据的准确性。
上述说明仅是本发明实施例技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明实施例的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明实施例的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本发明实施例的具体实施方式。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明实施例的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1示出了本发明实施例提供的锁紧设备的控制方法的流程图；
图2示出了本发明实施例提供的一种锁紧结构锁紧状态下的示意图；
图3示出了本发明实施例提供的一种锁紧结构解锁状态下的示意图；
图4示出了本发明实施例提供的一种锁紧设备的控制装置的组成框图；
图5示出了本发明实施例提供的另一种锁紧设备的控制装置的组成框图；
图6示出了本发明实施例提供的锁紧设备的框架示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
本发明实施例提供一种锁紧设备的控制方法，如图1所示，所述方法包括：
101、在锁紧设备断电状态下，向锁紧叉施加作用力，以控制所述锁紧叉为锁紧状态。
本发明实施例所述的锁紧设备包括：制动器、锁紧叉及板簧；其中，制动器用于向所述锁紧叉施加作用力，所述锁紧叉用于固定人造卫星上的负载，锁紧状态下，制动器向锁紧叉施加的作用力大于板簧拉伸所产生的弹力，如此一来便会维持所述人造卫星负载的固定。
为了便于理解，图2示出了本发明实施例提供的一种锁紧结构锁紧状态下的示意图，需要说明的是，该状态是在断电状态下维持的，由制动器控制锁紧叉，并施加作用力，控制锁紧叉的受力方向如图2中的实线指向方向。所述板簧，在所述锁紧叉的锁紧状态下受一作用力，通过拉伸产生弹力，特别说明的是所述作用力必须要大于弹力，且两个力的作用方向相反，使得锁紧结构达到完全锁紧的状态。弹力的受力方向如图2中的虚线指向方向。
102、接收太空飞行载具发送的地面通电指令，所述地面通电指令为在检测到人造卫星达到指定轨道时触发的指令。
太空飞行载具(如飞机、火箭等)监控到卫星到达指定闭合轨道时，允许人造卫星上的负载独立运行，因此，锁紧设备的打开是关键一步。为了实现自动化管理，当太空飞行载具检测到到达闭合轨道时，向锁紧设备的制动器发送地面通电指令。
103、根据所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作。
解锁操作的实质为取消步骤101中对锁紧叉施加作用力，如此一来，便撤销了对锁紧叉的控制，使得人造卫星与太空飞行载具分离，以供人造卫星上的载荷达到正常工作状态。
本发明实施例提供的锁紧设备的控制方法，在锁紧设备断电状态下，向锁紧叉施加作用力，以控制所述锁紧叉为锁紧状态；接收太空飞行载具发送的地面通电指令，所述地面通电指令为在检测到人造卫星达到指定轨道时触发的指令；根据所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作；与现有技术相比，本发明实施例通过断电锁紧，通电解锁的方式，既能灵活控制锁紧设备，又能确保在断电状态下保持人造卫星上的载荷固定，进而保持人造卫星上的载荷内部结构及功能的完整性，确保人造卫星上的载荷探测数据的准确性。
进一步的，上文已提及锁紧设备包含板簧，除此之外，还包括板簧固定架，板簧一端与板簧固定架连接，一端与锁紧叉连接，所述板簧具有弹性。板簧固定架的作用在于，当制动器锁紧叉控制时，板簧固定架用于固定板簧的另一端，使之通过拉伸而产生弹力。
作为本发明实施例的一种实现方式，在步骤103执行根据所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作时，可以采用但不局限于一下方式：控制所述制动器取消对所述锁紧叉施加的作用力，在所述弹力作用下控制所述锁紧叉执行解锁操作。为了便于理解，图3示出了本发明实施例提供的一种锁紧结构解锁状态下的示意图，当制动器取消对锁紧叉的作用力时，该作用力消失，因此如图2所示的实线方向的力消失，仅存在图3中所示的弹力，如此一来，便把锁紧叉拉回，由此实现锁紧设备的解锁。
本发明实施例还提供一种锁紧设备的控制装置，如图4所示，所述装置包括：
施加单元21，用于在锁紧设备断电状态下，向锁紧叉施加作用力，以控制所述锁紧叉为锁紧状态；
接收单元22，用于接收太空飞行载具发送的地面的通电指令，所述地面通电指令为在检测到人造卫星达到指定轨道时触发的指令；
执行单元23，用于根据所述接收单元接收到的所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作。
进一步的，如图5所述，所述装置还包括：
控制单元24，用于控制所述作用力与板簧产生的弹力同时作用于所述锁紧叉，且锁紧状态下所述作用力大于所述板簧产生的弹力，且弹力与作用力的方向相反；
其中，锁紧设备包括：制动器、锁紧叉及板簧，制动器用于向所述锁紧叉施加作用力，所述锁紧叉用于固定人造卫星上的载荷。
进一步的，如图5所示，所述执行单元23包括：
控制模块231，用于控制所述制动器取消对所述锁紧叉施加的作用力；
执行模块232，用于在所述弹力作用下控制所述锁紧叉执行解锁操作。
本发明实施例提供的锁紧设备的控制装置，在锁紧设备断电状态下，向锁紧叉施加作用力，以控制所述锁紧叉为锁紧状态；接收太空飞行载具发送的地面通电指令，所述地面通电指令为在检测到人造卫星达到指定轨道时触发的指令；根据所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作；与现有技术相比，本发明实施例通过断电锁紧，通电解锁的方式，既能灵活控制锁紧设备，又能确保在断电状态下保持人造卫星上的载荷固定，进而保持人造卫星上的载荷内部结构及功能的完整性，确保人造卫星上的载荷探测数据的准确性。
由于本实施例所介绍的锁紧设备的控制装置为可以执行本发明实施例中的锁紧设备的控制方法的装置，故而基于本发明实施例中所介绍的锁紧设备的控制方法，本领域所属技术人员能够了解本实施例的锁紧设备的控制装置的具体实施方式以及其各种变化形式，所以在此对于该锁紧设备的控制装置如何实现本发明实施例中的锁紧设备的控制方法不再详细介绍。只要本领域所属技术人员实施本发明实施例中锁紧设备的控制方法所采用的装置，都属于本申请所欲保护的范围。
本发明实施例提供了一种锁紧设备，如图6所示，包括：至少一个处理器(processor)31；以及与所述处理器31连接的至少一个存储器(memory)32、总线33；其中，
所述处理器31、存储器32通过所述总线33完成相互间的通信；
所述处理器31用于调用所述存储器32中的程序指令，以执行以下步骤：
在锁紧设备断电状态下，向锁紧叉施加作用力，以控制所述锁紧叉为锁紧状态；
接收太空飞行载具发送的地面通电指令，所述地面通电指令为在检测到人造卫星达到指定轨道时触发的指令；
根据所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作。
可选的，
控制所述作用力与板簧产生的弹力同时作用于所述锁紧叉，且锁紧状态下所述作用力大于所述板簧产生的弹力，且弹力与作用力的方向相反；
其中，锁紧设备包括：制动器、锁紧叉及板簧，制动器用于向所述锁紧叉施加作用力，所述锁紧叉用于固定人造卫星上的载荷。
可选的，根据所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作包括：
控制所述制动器取消对所述锁紧叉施加的作用力；
在所述弹力作用下控制所述锁紧叉执行解锁操作。
本发明实施例提供的锁紧设备，在锁紧设备断电状态下，向锁紧叉施加作用力，以控制所述锁紧叉为锁紧状态；接收太空飞行载具发送的地面通电指令，所述地面通电指令为在检测到人造卫星达到指定轨道时触发的指令；根据所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作；与现有技术相比，本发明实施例通过断电锁紧，通电解锁的方式，既能灵活控制锁紧设备，又能确保在断电状态下保持人造卫星上的载荷固定，进而保持人造卫星上的载荷内部结构及功能的完整性，确保人造卫星上的载荷探测数据的准确性。
本实施例提供一种非暂态计算机可读存储介质，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机执行上述各方法实施例所提供的方法。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、***、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(***)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
在一个典型的配置中，计算设备包括一个或多个处理器(CPU)、输入/输出接口、网络接口和内存。
存储器可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(RAM)和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(ROM)或闪存(flash RAM)。存储器是计算机可读介质的示例。
计算机可读介质包括永久性和非永久性、可移动和非可移动媒体可以由任何方法或技术来实现信息存储。信息可以是计算机可读指令、数据结构、程序的模块或其他数据。计算机的存储介质的例子包括，但不限于相变内存(PRAM)、静态随机存取存储器(SRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、其他类型的随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、电可擦除可编程只读存储器(EEPROM)、快闪记忆体或其他内存技术、只读光盘只读存储器(CD-ROM)、数字多功能光盘(DVD)或其他光学存储、磁盒式磁带，磁带磁磁盘存储或其他磁性存储设备或任何其他非传输介质，可用于存储可以被计算设备访问的信息。按照本文中的界定，计算机可读介质不包括暂存电脑可读媒体(transitory media)，如调制的数据信号和载波。
还需要说明的是，术语“包括”、“包含”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的过程、方法、商品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、商品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括要素的过程、方法、商品或者设备中还存在另外的相同要素。
本领域技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、***或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
以上仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围之内。
Claims (6)
1.一种锁紧设备的控制方法，其特征在于，包括：
在锁紧设备断电状态下，向锁紧叉施加作用力，以控制所述锁紧叉为锁紧状态；
接收太空飞行载具发送的地面通电指令，所述地面通电指令为在检测到人造卫星达到指定轨道时触发的指令；
根据所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作；
控制所述作用力与板簧拉伸产生的弹力同时作用于所述锁紧叉，且锁紧状态下所述作用力大于所述板簧拉伸产生的弹力，且弹力与作用力的方向相反；
其中，锁紧设备包括：制动器、锁紧叉及板簧，制动器用于向所述锁紧叉施加作用力，所述锁紧叉用于固定人造卫星上的载荷。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作包括：
控制所述制动器取消对所述锁紧叉施加的作用力；
在所述弹力作用下控制所述锁紧叉执行解锁操作。
3.一种锁紧设备的控制装置，其特征在于，包括：
施加单元，用于在锁紧设备断电状态下，向锁紧叉施加作用力，以控制所述锁紧叉为锁紧状态；
接收单元，用于接收太空飞行载具发送的地面通电指令，所述地面通电指令为在检测到人造卫星达到指定轨道时触发的指令；
执行单元，用于根据所述接收单元接收到的所述地面通电指令控制锁紧设备执行解锁操作；
控制单元，用于控制所述作用力与板簧拉伸产生的弹力同时作用于所述锁紧叉，且锁紧状态下所述作用力大于所述板簧拉伸产生的弹力，且弹力与作用力的方向相反；
其中，锁紧设备包括：制动器、锁紧叉及板簧，制动器用于向所述锁紧叉施加作用力，所述锁紧叉用于固定人造卫星上的载荷。
4.根据权利要求3所述的装置，其特征在于，所述执行单元包括：
控制模块，用于控制所述制动器取消对所述锁紧叉施加的作用力；
执行模块，用于在所述弹力作用下控制所述锁紧叉执行解锁操作。
5.一种锁紧设备，其特征在于，包括：
至少一个处理器；
以及与所述处理器连接的至少一个存储器、总线；其中，
所述处理器、存储器通过所述总线完成相互间的通信；
所述处理器用于调用所述存储器中的程序指令，以执行权利要求1或权利要求2中的锁紧设备的控制方法。
6.一种非暂态计算机可读存储介质，其特征在于，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机执行权利要求1或权利要求2中的锁紧设备的控制方法。
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