CN110316404B - 一种航天器用自导向大容错同构接口及其使用方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种航天器用自导向大容错同构接口及其使用方法，电机经蜗杆带动蜗轮转动，蜗轮通过蜗轮键带动支撑套筒转动，支撑套筒转动首先带动内转筒转动，内转筒的运动通过啮合的导向板驱动杆、导向板推杆、转动销将导向板推出，同时，锁紧定位销由支撑套筒推出，二者均达到极限工位后，电机停止，接口对正后，电机再次启动，支撑套筒通过驱动杆带动啮合的伸缩套移动，连接键将卡住锁紧套的凹陷部，从而完成锁紧。本发明可实现航天器间对接初始偏差较大时的自导向容错对接，实现多面对接情况下的多角度的对接；接口结构简单，锁紧力大，尺寸紧凑，可满足航天器的高可靠性、大容错对接；同时控制简单，能耗低，可节约实际航天器对接的任务成本。
Description
技术领域
本发明涉及航天器对接领域，特别涉及一种航天器同构接口。
背景技术
模块化航天器以其低成本、高可靠性、大柔性、研发周期快的特点，成为未来航天器发展的趋势。接口担负着模块化航天器物理连接与分离、通信、热交换等重要任务，是模块化航天器研究的重点。随着未来模块化航天器和空间装配技术对快换、集成、通用、高可靠、大容错的要求增加，通用性好、高度集成的完全同构对接接口，成为未来接口技术发展的重要方向。
目前最新的完全同构一体化接口方案，如“Design and Qualification of aMultifunctional Interface for Modular Satellite Systems(Martin Kortmanna，2018)”、“Concepts of active payload modules and end-effectors suitable forstandard interface for Robotic Manipulation of Payloads in Future SpaceMissions interface(Marko Jankovic， 2018)”和“Multi-Functional Interface forFlexibility and Reconfigurability of Future European Space Robotic Systems(Javier Vinals，2018)”，尽管实现了机电数热集成、多角度对接、完全同构等功能，但对接容错能力较差，当前对接容错均不超过±3 mm/5°，因此需要较高的初始对接精度，必须采用手眼视觉或臂眼视觉，增加了空间机械臂的控制难度。
发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提供一种航天器用自导向大容错同构接口，使用该接口可实现不需要视觉***配合情况下航天器间对接初始偏差较大时的自导向容错对接。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：
一种航天器用大容错自导向同构接口，包括：导向机构、定位机构、锁紧机构、传动机构、支撑座和电机；其中，导向机构包括导向锥孔、导向板、导向板连接板、导向板推杆、导向板驱动杆和转动销、内转筒、锁紧螺纹组和导向螺纹组；定位机构包括锁紧定位销、定位销挡板和紧定螺钉；锁紧机构包括伸缩套、驱动杆和锁紧套；传动机构包括蜗轮、蜗杆、蜗轮键、支撑套筒和传动螺栓组；
所述导向机构中，导向板通过导向板连接板连接在导向锥孔上，导向锥孔形成一个圆环，导向板聚拢后形成一个锥形，锥孔压槽均布于圆环的下表面，且在圆环下表面上形成下凹台阶，导向锥孔定位孔位于导向锥孔圆环的下表面的台阶的高平面上，在每个锥孔压槽上均布若干个连接板锁紧孔；每个导向板通过导向板推杆连接在转动销上，转动销另外一端连接导向板驱动杆，导向板通过锁紧螺纹组和导向螺纹组固定在导向锥孔，驱动杆与内转筒的滑槽啮合，内转筒直径小于支撑套筒和伸缩套，并位于支撑套筒和伸缩套内，通过传动螺栓组与支撑套筒连接；
所述锁紧机构中，伸缩套为一个中空柱体，且中空柱体的一段设置有连接键，连接键的横截面为前大后小的梯形截面，连接键与锁紧套背面的凹陷部具有相同的截面形状，驱动杆固定孔均布于伸缩套的内壁，初始状态连接键位于锁紧套的外表面的后方，两个航天器用大容错自导向同构接口对接时，其中航天器用大容错自导向同构接口A的伸缩套的连接键沿轴向伸出，达到指定伸出量后，开始在端面内转动，待转动至与航天器用大容错自导向同构接口B的锁紧套的凹陷部处于可对接状态时停止，连接键缩回，凹陷部和连接键结合实现锁紧，驱动杆用以连接伸缩套和支撑套筒，支撑套筒通过驱动杆内滑道和驱动杆外滑道带动驱动杆，驱动杆与伸缩套中的驱动杆固定孔啮合，从而实现由支撑套筒驱动伸缩套运动；
所述定位机构中，锁紧定位销位于锁紧套的外侧表面，紧定螺钉将定位销挡板固定在锁紧套的内侧表面上，位置与外侧表面的锁紧定位销相对应；
所述传动机构中，蜗轮环绕在支撑套筒***，蜗轮上设有蜗轮键、在支撑套筒的外平面上设有传动螺栓组；
电机通过蜗杆安装在支撑座上，支撑座与锁紧套的平面垂直固连，从而实现电机与传动机构的连接；支撑套筒通过传动螺栓组与内转筒连接，从而实现传动机构和导向机构的连接；导向锥孔与锁紧套通过锁紧螺纹组连接，从而实现导向机构和锁紧机构的连接；伸缩套位于支撑套筒内，且通过驱动杆将二者连接，从而实现锁紧机构和传动机构的连接；整个定位机构通过紧定螺钉与锁紧套连接，并与支撑套筒之间通过锁紧定位销连接，从而实现定位机构的连接；导向板连接板扣压在锥孔压槽中，并通过导向锥孔定位孔、导向螺纹组与导向锥孔连接，同时导向板连接板通过转动销与导向板连接；
所述导向机构采用可伸缩导向板原理，导向板接触面的曲率与对应的导向锥孔中导向截面的曲率相同，随着航天器用大容错自导向同构接口A的导向板逐渐深入航天器用大容错自导向同构接口B的导向锥孔，当航天器用大容错自导向同构接口A和航天器用大容错自导向同构接口B的实际接触面的曲率不相等时产生相对作用力，引导机械臂修正对接姿态，直至完全对接；
航天器用大容错自导向同构接口的导向机构、锁紧机构、定位机构均采用一个电机统一驱动；其传动采用四层滑槽套筒形式，滑槽的相位设计允许在一个接口对接运动周期内导向板、锁紧定位销和伸缩套依次先后运动,电机控制三个不同的运动，先导向、再定位、后锁紧；传动方式为：导向板驱动杆与内转筒啮合，内转筒固连于支撑套筒，支撑套筒控制内转筒径向转动；锁紧定位销与支撑套筒啮合，伸缩套通过驱动杆与支撑套筒和锁紧套啮合；支撑套筒固连蜗轮，电机通过驱动啮合的蜗杆实现接口的所有运动。
本发明还提供涉及航天器用大容错自导向同构接口的使用方法：
航天器用大容错自导向同构接口在初始状态下，导向板完全收回于导向锥孔后方。
对接开始时，两个航天器用大容错自导向同构接口处于初始状态，首先控制其中航天器用大容错自导向同构接口A的电机经蜗杆带动蜗轮转动，蜗轮通过蜗轮键带动支撑套筒转动，支撑套筒转动首先带动内转筒转动，内转筒的运动通过啮合的导向板驱动杆、导向板推杆、转动销将导向板推出，同时，锁紧定位销由支撑套筒推出，二者均达到极限工位后，电机停止。此时带有力传感器的配合机械臂将通过力导引将航天器用大容错自导向同构接口对正。航天器用大容错自导向同构接口对正后，电机再次启动，支撑套筒通过驱动杆带动啮合的伸缩套移动，由于驱动杆同时与锁紧套啮合，伸缩套将先伸出后旋转再缩回，其连接键将卡住航天器用大容错自导向同构接口B的锁紧套的凹陷部，从而完成锁紧。
所述锁紧套中，锁紧定位孔为圆形通孔，且均布于锁紧套外侧平面，导向锥孔锁紧孔均布于锁紧套的下凹台阶孔上，锁紧移动孔为Y形通孔，均布于锁紧套外侧平面，锁紧套滑槽为L型滑槽，位于锁紧套内筒侧壁。
所述支撑套筒为中空柱体，中空柱体的一端的外沿向外凸出，支撑套筒的侧壁上设有定位销滑槽、驱动杆内滑道和驱动杆外滑道,定位销滑槽距离支撑套筒的前端面的距离由锁紧定位销的长度决定，驱动杆内滑道与驱动杆外滑道垂直相交，驱动杆内滑道的长度由伸缩套的对接时的最大伸出量决定，驱动杆外滑道的长度由导向机构的导向板伸出时间和定位机构的锁紧定位销伸出时间决定。
所述航天器用大容错自导向同构接口的导向机构和锁紧机构均为轴对称和中心对称分布。
所述航天器用大容错自导向同构接口的导向板在伸出和回收后，中心留有可满足非接触数据传输所需直径的圆孔，用以红外、激光灯非接触式数据传输。
本发明的有益效果在于可实现航天器间对接初始偏差较大时的自导向容错对接，完全同构的设计实现多面对接情况下的多角度的对接；接口结构简单，锁紧力大，尺寸紧凑，可满足航天器的高可靠性、大容错对接；同时控制简单，能耗低，可节约实际航天器对接的任务成本。
附图说明
图1为本发明三维结构正面示意图。
图2为本发明三维结构背面示意图。
图3为本发明锁紧套三维结构示意图。
图4为本发明导向锥孔三维结构示意图。
图5为本发明支撑套筒三维结构示意图。
图6为本发明四层滑槽套筒及其连接杆示意图。
图7为本发明导向机构示意图。
图8为本发明伸缩套示意图。
1-锁紧定位销，2-锁紧套，3-导向锥孔，4-导向板，5-导向板连接板，6-蜗轮，7- 支撑套筒，8-蜗杆，9-蜗轮键，10-伸缩套，11-导向板驱动杆，12-转动销，13-导向板推杆，14-电机，15-内转筒，16-驱动杆，17-定位销挡板，18-紧定螺钉，19-传动螺栓组，20-支撑座，21-锁紧螺纹组，22-导向螺纹组。
2-1表示锁紧定位孔，2-2表示导向锥孔锁紧孔，2-3表示锁紧套滑槽，2-4表示锁紧移动孔，(2-5)表示凹陷部，3-1表示锥孔压槽，3-2表示导向截面，3-3表示导向锥孔定位孔，3-4表示连接板锁紧孔，7-1表示定位销滑槽，7-2表示驱动杆内滑道，7-3 驱动杆外滑道，10-1表示驱动杆固定孔，10-2表示连接键。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
如图1至图8所示，一种航天器用大容错自导向同构接口，包括：导向机构、定位机构、锁紧机构、传动机构、支撑座(20)和电机(14)；其中，导向机构包括：导向锥孔 (3)、导向板(4)、导向板连接板(5)、导向板推杆(13)、导向板驱动杆(11)和转动销(12)、内转筒(15)、锁紧螺纹组(21)、导向螺纹组(22)；定位机构包括：锁紧定位销(1)、定位销挡板(17)、紧定螺钉(18)；锁紧机构包括：伸缩套(10)、驱动杆(16)、锁紧套(2)；传动机构包括：蜗轮(6)、蜗杆(8)、蜗轮键(9)、支撑套筒(7)、传动螺栓组(19)。
所述导向机构中，导向板(4)通过导向板连接板(5)连接在导向锥孔(3)上，导向锥孔 (3)形成一个圆环，导向板(4)聚拢后形成一个锥形，导向锥孔(3)为图4所示，(3-1)表示锥孔压槽，(3-2)表示导向截面，(3-3)表示导向锥孔定位孔，(3-4)表示连接板锁紧孔，锥孔压槽均布于圆环的下表面，且在圆环下表面上形成下凹台阶，导向锥孔定位孔位于导向锥孔圆环的下表面的台阶的高平面上，在每个锥孔压槽上均布若干个连接板锁紧孔。每个导向板(4)通过导向板推杆(13)连接在转动销(12)上，转动销(12)另外一端连接导向板驱动杆(11)，导向板(4)通过锁紧螺纹组(21)和导向螺纹组(22)固定在导向锥孔 (3)，驱动杆(11)与内转筒(15)的滑槽啮合，内转筒(15)直径小于支撑套筒(7)和伸缩套 (10)，并位于支撑套筒(7)和伸缩套(10)内,通过传动螺栓组(19)与支撑套筒(7)连接。
所述锁紧机构中，伸缩套(10)为一个中空柱体，且中空柱体的一段设置有连接键(10-2)，连接键(10-2)的横截面为前大后小的梯形截面，连接键(10-2)与锁紧套(2)背面的凹陷部(2-5)具有相同的截面形状，驱动杆固定孔(10-1)均布于伸缩套(10)的内壁。其锁紧原理为：初始状态连接键(10-2)位于锁紧套(2)的外表面的后方，两个航天器用大容错自导向同构接口对接时，其中航天器用大容错自导向同构接口A的伸缩套(10)的连接键(10-2)沿轴向伸出，达到指定伸出量后，开始在端面内转动，待转动至与航天器用大容错自导向同构接口B的锁紧套(2)的凹陷部(2-5)处于可对接状态时停止，连接键 (10-2)缩回，凹陷部(2-5)和连接键(10-2)结合实现锁紧。驱动杆(16)用以连接伸缩套(10) 和支撑套筒(7)，支撑套筒(7)通过驱动杆内滑道(7-2)和驱动杆外滑道(7-3)带动驱动杆 (16)，驱动杆(16)与伸缩套(10)中的驱动杆固定孔(10-1)啮合，从而实现由支撑套筒(7) 驱动伸缩套(10)运动。
所述定位机构中，锁紧定位销(1)位于锁紧套(2)的外侧表面，紧定螺钉(18)将定位销挡板(17)固定在锁紧套(2)的内侧表面上，位置与外侧表面的锁紧定位销(1)相对应。
所述传动机构中，包括：蜗轮(6)环绕在支撑套筒(7)***，蜗轮(6)上设有蜗轮键(9)、在支撑套筒(7)的外平面上设有传动螺栓组(19)；
电机(14)通过蜗杆(8)安装在支撑座(20)上，支撑座(20)与锁紧套(2)的平面垂直固连，从而实现电机与传动机构的连接；支撑套筒(7)通过传动螺栓组(19)与内转筒(15)连接，从而实现传动机构和导向机构的连接；导向锥孔(3)与锁紧套(2)通过锁紧螺纹组(21)连接，从而实现导向机构和锁紧机构的连接；伸缩套(10)位于支撑套筒(7)内，且通过驱动杆(16)将二者连接，从而实现锁紧机构和传动机构的连接；整个定位机构通过紧定螺钉(18)与锁紧套(2)连接，并与支撑套筒(7)之间通过锁紧定位销(1)连接，从而实现定位机构的连接；导向板连接板(5)扣压在锥孔压槽(3-1)中，并通过导向锥孔定位孔 (3-4)、导向螺纹组(22)与导向锥孔(3)连接，同时导向板连接板(5)通过转动销(12)与导向板(4)连接。
所述同构接口的导向机构采用可伸缩导向板原理，导向板(4)接触面的曲率与对应的导向锥孔(3)中导向截面(3-2)的曲率相同。随着航天器用大容错自导向同构接口A的导向板(4)逐渐深入航天器用大容错自导向同构接口B的导向锥孔(3)，当航天器用大容错自导向同构接口A和航天器用大容错自导向同构接口B的实际接触面的曲率不相等时产生相对作用力，引导机械臂修正对接姿态，直至完全对接。
导向机构位于航天器用大容错自导向同构接口的最内侧，锁紧机构和定位机构位于接口***，导向机构和锁紧机构均为轴对称和中心对称分布，导向板(4)在伸出和回收后，中心留有可满足非接触数据传输所需直径的圆孔，用以非接触式数据传输。
航天器用大容错自导向同构接口的导向机构、锁紧机构、定位机构均采用一个电机统一驱动。其传动采用四层滑槽套筒形式，滑槽的相位设计允许在一个接口对接运动周期内导向板(4)、锁紧定位销(1)和伸缩套(10)依次先后运动,电机控制三个不同的运动，先导向、再定位、后锁紧。传动方式为：导向板驱动杆(11)与内转筒(15)啮合，内转筒(15)固连于支撑套筒(7)，支撑套筒(7)控制内转筒(15)径向转动；锁紧定位销(1)与支撑套筒(7)啮合，伸缩套(10)通过驱动杆(16)与支撑套筒(7)和锁紧套(2)啮合；支撑套筒(7)固连蜗轮(6)，电机(14)通过驱动啮合的蜗杆(8)实现接口的所有运动。所述的同构接口，内转筒、支撑套筒、伸缩套为转动件，滑槽的相位设计允许在一个接口对接运动周期内导向板、锁紧定位销和伸缩套先后运动。
锁紧套三维结构如图3所示，(2-1)表示锁紧定位孔，(2-2)表示导向锥孔锁紧孔，(2-3)表示锁紧套滑槽，(2-4)表示锁紧移动孔，锁紧定位孔为圆形通孔，且均布于锁紧套外侧平面，导向锥孔锁紧孔均布于锁紧套的下凹台阶孔上，锁紧移动孔为Y形通孔，均布于锁紧套外侧平面，锁紧套滑槽为L型滑槽，位于锁紧套内筒侧壁。
支撑套筒(7)如图5所示，其中，(7-1)表示定位销滑槽，(7-2)表示驱动杆内滑道，(7-3)表示驱动杆外滑道，支撑套筒为中空柱体，中空柱体的一端的外沿向外凸出，支撑套筒的侧壁上设有定位销滑槽、驱动杆内滑道和驱动杆外滑道,定位销滑槽(7-1)距离支撑套筒(7)的前端面(装配时靠近接口正面的端面)的距离由锁紧定位销(1)的长度决定，驱动杆内滑道(7-2)与驱动杆外滑道(7-3)垂直相交，驱动杆内滑道(7-2)的长度由伸缩套(10)的对接时的最大伸出量决定，驱动杆外滑道(7-3)的长度由导向机构的导向板(4) 伸出时间和定位机构的锁紧定位销(1)伸出时间决定。
航天器用大容错自导向同构接口的使用方法如下：
航天器用大容错自导向同构接口在初始状态下，导向板(4)完全收回于导向锥孔(3) 后方。
对接开始时，两个航天器用大容错自导向同构接口处于初始状态，首先控制其中航天器用大容错自导向同构接口A的电机经蜗杆(8)带动蜗轮(6)转动，蜗轮(6)通过蜗轮键(9)带动支撑套筒(7)转动，支撑套筒(7)转动首先带动内转筒(15)转动，内转筒(15) 的运动通过啮合的导向板驱动杆(11)、导向板推杆(13)、转动销(12)将导向板(4)推出，同时，锁紧定位销(1)由支撑套筒(7)推出，二者均达到极限工位后，电机停止。此时带有力传感器的配合机械臂将通过力导引将航天器用大容错自导向同构接口对正。航天器用大容错自导向同构接口对正后，电机再次启动，支撑套筒(7)通过驱动杆(16)带动啮合的伸缩套(10)移动，由于驱动杆(16)同时与锁紧套(2)啮合，伸缩套(10)将先伸出后旋转再缩回，其连接键将卡住航天器用大容错自导向同构接口B的锁紧套(2)的凹陷部 (2-5)，从而完成锁紧。
本实施例同构接口设置有大容错的导向机构，在与现有完全同构接口近似的接口空间内实现了±14mm/10°的设计容错，可实现对接初始偏差较大时的自导向容错对接；接口结构简单，锁紧力大，尺寸紧凑，可满足航天器的高可靠性、大容错对接；同时控制简单，能耗低，可节约实际航天器对接的任务成本。
Claims (6)
1.一种航天器用自导向大容错同构接口，包括：导向机构、定位机构、锁紧机构、传动机构、支撑座和电机，其特征在于：
导向机构包括导向锥孔、导向板、导向板连接板、导向板推杆、导向板驱动杆和转动销、内转筒、锁紧螺纹组和导向螺纹组；定位机构包括锁紧定位销、定位销挡板和紧定螺钉；锁紧机构包括伸缩套、驱动杆和锁紧套；传动机构包括蜗轮、蜗杆、蜗轮键、支撑套筒和传动螺栓组；
所述导向机构中，导向板通过导向板连接板连接在导向锥孔上，导向锥孔形成一个圆环，导向板聚拢后形成一个锥形，锥孔压槽均布于圆环的下表面，且在圆环下表面上形成下凹台阶，导向锥孔定位孔位于导向锥孔圆环的下表面的台阶的高平面上，在每个锥孔压槽上均布若干个连接板锁紧孔；每个导向板通过导向板推杆连接在转动销上，转动销另外一端连接导向板驱动杆，导向板通过锁紧螺纹组和导向螺纹组固定在导向锥孔，驱动杆与内转筒的滑槽啮合，内转筒直径小于支撑套筒和伸缩套，并位于支撑套筒和伸缩套内,通过传动螺栓组与支撑套筒连接；
所述锁紧机构中，伸缩套为一个中空柱体，且中空柱体的一段设置有连接键，连接键的横截面为前大后小的梯形截面，连接键与锁紧套背面的凹陷部具有相同的截面形状，驱动杆固定孔均布于伸缩套的内壁，初始状态连接键位于锁紧套的外表面的后方，两个航天器用大容错自导向同构接口对接时，其中航天器用大容错自导向同构接口A的伸缩套的连接键沿轴向伸出，达到指定伸出量后，开始在端面内转动，待转动至与航天器用大容错自导向同构接口B的锁紧套的凹陷部处于可对接状态时停止，连接键缩回，凹陷部和连接键结合实现锁紧，驱动杆用以连接伸缩套和支撑套筒，支撑套筒通过驱动杆内滑道和驱动杆外滑道带动驱动杆，驱动杆与伸缩套中的驱动杆固定孔啮合，从而实现由支撑套筒驱动伸缩套运动；
所述定位机构中，锁紧定位销位于锁紧套的外侧表面，紧定螺钉将定位销挡板固定在锁紧套的内侧表面上，位置与外侧表面的锁紧定位销相对应；
所述传动机构中，蜗轮环绕在支撑套筒***，蜗轮上设有蜗轮键、在支撑套筒的外平面上设有传动螺栓组；
电机通过蜗杆安装在支撑座上，支撑座与锁紧套的平面垂直固连，从而实现电机与传动机构的连接；支撑套筒通过传动螺栓组与内转筒连接，从而实现传动机构和导向机构的连接；导向锥孔与锁紧套通过锁紧螺纹组连接，从而实现导向机构和锁紧机构的连接；伸缩套位于支撑套筒内，且通过驱动杆将二者连接，从而实现锁紧机构和传动机构的连接；整个定位机构通过紧定螺钉与锁紧套连接，并与支撑套筒之间通过锁紧定位销连接，从而实现定位机构的连接；导向板连接板扣压在锥孔压槽中，并通过导向锥孔定位孔、导向螺纹组与导向锥孔连接，同时导向板连接板通过转动销与导向板连接；
所述导向机构采用可伸缩导向板原理，导向板接触面的曲率与对应的导向锥孔中导向截面的曲率相同，随着航天器用大容错自导向同构接口A的导向板逐渐深入航天器用大容错自导向同构接口B的导向锥孔，当航天器用大容错自导向同构接口A和航天器用大容错自导向同构接口B的实际接触面的曲率不相等时产生相对作用力，引导机械臂修正对接姿态，直至完全对接；
航天器用大容错自导向同构接口的导向机构、锁紧机构、定位机构均采用一个电机统一驱动；其传动采用四层滑槽套筒形式，滑槽的相位设计允许在一个接口对接运动周期内导向板、锁紧定位销和伸缩套依次先后运动,电机控制三个不同的运动，先导向、再定位、后锁紧；传动方式为：导向板驱动杆与内转筒啮合，内转筒固连于支撑套筒，支撑套筒控制内转筒径向转动；锁紧定位销与支撑套筒啮合，伸缩套通过驱动杆与支撑套筒和锁紧套啮合；支撑套筒固连蜗轮，电机通过驱动啮合的蜗杆实现接口的所有运动。
2.根据权利要求1所述的一种航天器用自导向大容错同构接口，其特征在于：
所述锁紧套中，锁紧定位孔为圆形通孔，且均布于锁紧套外侧平面，导向锥孔锁紧孔均布于锁紧套的下凹台阶孔上，锁紧移动孔为Y形通孔，均布于锁紧套外侧平面，锁紧套滑槽为L型滑槽，位于锁紧套内筒侧壁。
3.根据权利要求1所述的一种航天器用自导向大容错同构接口，其特征在于：
所述支撑套筒为中空柱体，中空柱体的一端的外沿向外凸出，支撑套筒的侧壁上设有定位销滑槽、驱动杆内滑道和驱动杆外滑道,定位销滑槽距离支撑套筒的前端面的距离由锁紧定位销的长度决定，驱动杆内滑道与驱动杆外滑道垂直相交，驱动杆内滑道的长度由伸缩套的对接时的最大伸出量决定，驱动杆外滑道的长度由导向机构的导向板伸出时间和定位机构的锁紧定位销伸出时间决定。
4.根据权利要求1所述的一种航天器用自导向大容错同构接口，其特征在于：
所述航天器用大容错自导向同构接口的导向机构和锁紧机构均为轴对称和中心对称分布。
5.根据权利要求1所述的一种航天器用自导向大容错同构接口，其特征在于：
所述航天器用大容错自导向同构接口的导向板在伸出和回收后，中心留有可满足非接触数据传输所需直径的圆孔，用以红外、激光灯非接触式数据传输。
6.一种利用权利要求1所述航天器用自导向大容错同构接口的使用方法，其特征在于包括下述步骤：
航天器用大容错自导向同构接口在初始状态下，导向板完全收回于导向锥孔后方；
对接开始时，两个航天器用大容错自导向同构接口处于初始状态，首先控制其中航天器用大容错自导向同构接口A的电机经蜗杆带动蜗轮转动，蜗轮通过蜗轮键带动支撑套筒转动，支撑套筒转动首先带动内转筒转动，内转筒的运动通过啮合的导向板驱动杆、导向板推杆、转动销将导向板推出，同时，锁紧定位销由支撑套筒推出，二者均达到极限工位后，电机停止；此时带有力传感器的配合机械臂将通过力导引将航天器用大容错自导向同构接口对正；航天器用大容错自导向同构接口对正后，电机再次启动，支撑套筒通过驱动杆带动啮合的伸缩套移动，由于驱动杆同时与锁紧套啮合，伸缩套将先伸出后旋转再缩回，其连接键将卡住航天器用大容错自导向同构接口B的锁紧套的凹陷部，从而完成锁紧。
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