CN111994306B - 一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构 - Google Patents
一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN111994306B CN111994306B CN202010718072.5A CN202010718072A CN111994306B CN 111994306 B CN111994306 B CN 111994306B CN 202010718072 A CN202010718072 A CN 202010718072A CN 111994306 B CN111994306 B CN 111994306B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- bracket
- electromagnetic solenoid
- coil
- electromagnetic
- small
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 title claims abstract description 90
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 title claims abstract description 75
- 210000001503 joint Anatomy 0.000 claims abstract description 51
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 14
- 238000005381 potential energy Methods 0.000 claims description 3
- 230000009471 action Effects 0.000 abstract description 13
- 238000000034 method Methods 0.000 description 7
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 230000036544 posture Effects 0.000 description 6
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 6
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 230000008569 process Effects 0.000 description 5
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 230000005672 electromagnetic field Effects 0.000 description 3
- 230000005291 magnetic effect Effects 0.000 description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 3
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000013017 mechanical damping Methods 0.000 description 2
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 2
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 description 1
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 description 1
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000010485 coping Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000003302 ferromagnetic material Substances 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
- B64G1/646—Docking or rendezvous systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Electromagnets (AREA)
Abstract
本发明一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，中心通电螺线管，产生的电磁力可适应俯仰角与偏航角的姿态偏差，控制两个航天器进行轴向靠近；小直径通电螺线管，产生沿周向的电磁力使电磁对接机构绕对接轴旋转，调整两个航天器滚转角，适应滚转角的姿态偏差；伸出轴(15)的自由端侧面安装有弹簧滚珠(14)，导向孔(17)对应弹簧滚珠(14)位置上具有周向排布的多道环形凹槽(23)，弹簧滚珠(14)在电磁力作用下可嵌入不同环形凹槽(23)，并轴向运动，同时可在小直径通电螺线管作用下，在凹槽内旋转嵌入任意凹槽；销(13)可以在驱动元件(7)作用下***伸出轴(15)上的环形锥孔(16)，实现多种滚转角的对接锁紧。
Description
技术领域
本发明涉及一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，属于空间在轨对接技术领域。
背景技术
传统的基于推力器作用的空间在轨对接技术，存在一些固有问题：推力器燃料储量限制了航天器在轨任务寿命与应用范围；推力器喷射工质会造成羽流污染，损害光学仪器、敏感器件等；对接过程依赖于航天器姿态轨道控制精度，产生较大的冲击力，影响航天器精密设备工作；对接阶段末期无控制动力，依靠惯性对接碰撞，缺乏有效应对突发情况的能力。
发明内容
本发明解决的技术问题为：克服现有技术的上述不足，提供一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构设计方案，通过非接触、连续、可逆以及同步控制的电磁力/力矩，实现两个航天器的柔性对接与可控分离。
本发明解决的技术方案为：一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，包括：中心通电螺线管、小直径通电螺线管、机架(4)、导向支架端盖(6)、驱动元件(7)、导向支架(8)、弹簧(12)、销(13)、弹簧滚珠(14)；
机架(4)上具有弹簧滚珠安装孔(5)、伸出轴(15)、环形锥孔(16)、导向孔(17)和安装槽(18)；
所述电磁对接机构安装在一个航天器上；
中心通电螺线管，包括：左端电磁螺线管支架(1)、右端电磁螺线管支架(9)以及中心线圈(11)，中心线圈(11)分为左侧中心线圈和右侧中心线圈，两者结构相同；
小直径通电螺线管，包括：小电磁螺线管端盖(2)和小电磁螺线管(3)；
机架(4)为回转体；机架(4)的一端，作为机架对接端，机架对接端中心设有向外延伸的伸出轴(15)，伸出轴(15)上靠近机架(4)的一端沿周向设有多个环形锥孔(16)；伸出轴(15)上另一端即自由端上设有弹簧滚珠安装孔(5)；环形锥孔(16)内能够安装销(13)，弹簧滚珠安装孔(5)内能够安装弹簧滚珠(14)；
机架(4)的一端和另一端端面设有支架安装孔(19)，机架(4)的一端和另一端端面设有支架安装孔(19)的孔底之间通过导线孔(21)和支架孔(22)连通；
机架(4)的一端设有的支架安装孔(19)能够与右端电磁螺线管支架(9)配合安装；
左端电磁螺线管支架(1)面向机架(4)的一端设有凹槽(29)，能够与右端电磁螺线管支架(9)上的凸台(10)配合；
右端电磁螺线管支架(9)面向机架(4)的一端设有凸台(10)，右端电磁螺线管支架(9)的凸台(10)，通过***支架孔(22)后与左端电磁螺线管支架(1)的凹槽(29)配合安装，机架(4)的另一端端面设有的支架安装孔(19)能够与左端电磁螺线管支架(1)配合安装；
左端电磁螺线管支架(1)的一端设有沿轴向凸起的环形凸台，作为左端电磁螺线管支架(1)的小电磁螺线管端盖安装座；
右端电磁螺线管支架(9)的一端设有沿轴向凸起的环形凸台，作为右端电磁螺线管支架(9)的小电磁螺线管端盖安装座；
机架(4)的侧面(即圆柱形面)外侧沿周向均匀设有多个小电磁螺线管安装孔(20)，数量与小电磁螺线管(3)相同，且位置对应；小电磁螺线管安装孔(20)内能够安装小电磁螺线管(3)；每个小电磁螺线管(3)上配有一组小电磁螺线管端盖(2)，小电磁螺线管端盖(2)安装在小电磁螺线管(3)的两端各一个，分别将小电磁螺线管(3)的一端与左端电磁螺线管支架(1)的小电磁螺线管端盖安装座连接，并将小电磁螺线管(3)的另一端与右端电磁螺线管支架(9)的小电磁螺线管端盖安装座连接；
中心线圈(11)的右侧中心线圈装在右端电磁螺线管支架(9)的外表面上，与右端电磁螺线管支架(9)共同***到与机架(4)一端的支架安装孔(19)内；
中心线圈(11)的左侧中心线圈装在左端电磁螺线管支架(1)的外表面上，与左端电磁螺线管支架(1)共同***到机架(4)另一端的支架安装孔(19)内；
机架(4)的另一端，作为机架安装端，机架安装端中心设有导向孔(17)，导向孔(17)在与另一个航天器对接时，能够与另一个航天器上的电磁对接机构的伸出轴(15)连接；
导向孔(17)的内壁上沿周向均匀设有多个环形凹槽(23)，环形凹槽(23)的数量与另一个航天器上的电磁对接机构的伸出轴(15)上的环形锥孔(16)的数量相同，且位置对应；
机架安装端的端面上还设有安装槽(18)，驱动元件(7)和导向支架(8)安装在安装槽(18)内；导向支架端盖(6)分为导向支架上端盖与导向支架下端盖，分别固定安装在导向支架(8)的上端与下端；驱动元件(7)具有输出轴，输出轴能够沿垂直于伸出轴(15)的方向直线运动，输出轴通过导向支架端盖(6)的导向支架上端盖***导向支架(8)中；销(13)的一端与驱动元件(7)的输出轴相连，另一端***导向支架端盖(6)的导向支架下端盖中；销(13)的中部设有凸环，弹簧(12)位于导向支架(8)内，弹簧(12)的一端压在导向支架端盖(6)的导向支架上端盖上，另一端压在销(13)中部的凸环上；由导向支架端盖(6)的导向支架上端盖对驱动元件(7)的输出轴进行限位，使驱动元件(7)的输出轴垂直于伸出轴(15)，由导向支架端盖(6)的导向支架下端盖对销(13)的另一端进行限位，使销(13)垂直于伸出轴(15)；驱动元件(7)能够驱动销(13)沿垂直于伸出轴(15)的方向直线运动，弹簧(12)通过释放弹性势能能够使销(13)沿垂直于伸出轴(15)的方向直线运动。
优选的，支架安装孔(19)为中空圆柱形，机架(4)的一端设有的支架安装孔(19)能够与右端电磁螺线管支架(9)同轴安装；机架(4)的另一端设有的支架安装孔(19)能够与左端电磁螺线管支架(1)同轴安装。
优选的，小电磁螺线管安装孔(20)的中线轴线平行于机架(4)的中心轴线。
优选的，导线孔(21)，用于为中心线圈(11)的左侧中心线圈和右侧中心线圈连接提供通道；中心线圈(11)的左侧中心线圈和右侧中心线圈连接，能够同时控制通电与断电。
优选的，左端电磁螺线管支架(1)为中空圆柱形，该中空圆柱形的侧面上远离机架(4)的一端上设有沿轴向凸起的环形凸台，作为左端电磁螺线管支架(1)的小电磁螺线管端盖安装座。
优选的，右端电磁螺线管支架(9)为中空圆柱形，该中空圆柱形的侧面上远离机架(4)的一端上设有沿轴向凸起的环形凸台，作为右端电磁螺线管支架(9)的小电磁螺线管端盖安装座。
优选的，由于所述电磁对接机构安装在一个航天器上，能够与对接的另一个航天器上相同的电磁对接机构对接；进行对接的两个航天器上的电磁对接机构异体同构，配对使用，实现两个航天器的在轨对接。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明的电磁对接机构，基于空间电磁力/力矩作为对接过程的控制力，消耗电能而非推力器工质，不受燃料容量限制，不产生羽流污染，有效减小对星上设备的影响；
(2)本发明的电磁对接机构，基于空间电磁场精确控制方法，产生三维可控的非接触电磁力/力矩，理论上可将对接接触速度减小到零，显著降低对接冲击力，实现柔性对接；
(3)本发明的电磁对接机构，通过多组夹角相同的中心电磁线圈构型，可适应较大的俯仰与偏转角度偏差；通过沿周向均布的多组小电磁螺线管构型，可适应较大的滚转角度偏差；
(4)本发明的电磁对接机构，通过环形凹槽与弹簧滚珠的配合，在多组小电磁螺线管的周向力作用下，可发生旋转使弹簧滚珠嵌入不同凹槽，利用销孔配合，能够实现多转角状态精确锁定，适应不同转角姿态对接；
(5)本发明的电磁对接机构异体同构，配对使用，后续可实现多个航天器在轨对接、多个航天器群组的不同构型。
附图说明
图1为本发明一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构整体示意图；
图2为本发明一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构机架剖视图；
图3为本发明一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构左侧中心线圈结构示意图；
图4为本发明一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构捕获域示意图；
图5为本发明一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构左端电磁螺线管支架、右端电磁螺线管支架与中心线圈示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
本发明一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，中心通电螺线管包括：左端电磁螺线管支架(1)、右端电磁螺线管支架(9)以及中心线圈(11)，产生的电磁力可适应俯仰角与偏航角的姿态偏差，控制两个航天器进行轴向靠近；小直径通电螺线管包括小电磁螺线管端盖(2)和小电磁螺线管(3)，产生沿周向的电磁力使电磁对接机构绕对接轴旋转，调整两个航天器滚转角，适应滚转角的姿态偏差；伸出轴(15)的自由端侧面安装有弹簧滚珠(14)，导向孔(17)对应弹簧滚珠(14)位置上具有周向排布的多道环形凹槽(23)，弹簧滚珠(14)在电磁力作用下可嵌入不同环形凹槽(23)，并轴向运动，同时可在小直径通电螺线管作用下，在凹槽内旋转嵌入任意凹槽；销(13)可以在驱动元件(7)作用下***伸出轴(15)上的环形锥孔(16)，实现多种滚转角的对接锁紧。
面向两个航天器开展空间在轨对接任务，本发明一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，利用电磁力/力矩作为控制力，通过中心通电螺线管与小直径通电螺线管，调整两个航天器的相对位置和姿态，结合机械结构，实现导向对接与锁紧的对接全过程。同样的，本发明通过上述逆过程，可以实现两个航天器可控姿态的分离。
本发明能有效克服传统推力器固有的燃料消耗、羽流污染、冲击力大、对接末段无控制等问题，具有非接触、连续、可逆及同步控制能力，不消耗工质，消除羽流污染，理论上可实现“零冲击”对接，显著降低对接***的复杂度，同时可降低对航天器姿态轨道控制精度的要求，适应不同姿态实现多转角的高精度锁定，进一步可实现多个航天器在轨连接以及多个航天器群组的不同构型。
本发明一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，包括：中心通电螺线管、小直径通电螺线管、机架(4)、导向支架端盖(6)、驱动元件(7)、导向支架(8)、弹簧(12)、销(13)、弹簧滚珠(14)；
所述电磁对接机构安装在一个航天器上；
机架(4)上设有弹簧滚珠安装孔(5)、伸出轴(15)、环形锥孔(16)、导向孔(17)和安装槽(18)
中心通电螺线管，包括：左端电磁螺线管支架(1)、右端电磁螺线管支架(9)以及中心线圈(11)，中心线圈(11)分为左侧中心线圈和右侧中心线圈，两者结构相同；
小直径通电螺线管，包括：小电磁螺线管端盖(2)和小电磁螺线管(3)；小电磁螺线管(3)的圆柱外径小于中心线圈(11)圆形线圈的内径；
机架(4)为回转体；机架(4)的一端，作为机架对接端，机架对接端中心设有向外延伸的伸出轴(15)，伸出轴(15)上靠近机架(4)的一端沿周向设有多个环形锥孔(16)；伸出轴(15)上另一端即自由端上设有弹簧滚珠安装孔(5)；环形锥孔(16)内能够安装销(13)，弹簧滚珠安装孔(5)内能够安装弹簧滚珠(14)；
机架(4)的一端和另一端端面设有支架安装孔(19)，机架(4)的一端和另一端端面设有支架安装孔(19)的孔底之间通过导线孔(21)和支架孔(22)连通；
机架(4)的一端设有的支架安装孔(19)能够与右端电磁螺线管支架(9)配合安装；
左端电磁螺线管支架(1)面向机架(4)的一端设有凹槽(29)，能够与右端电磁螺线管支架(9)上的凸台(10)配合；
右端电磁螺线管支架(9)面向机架(4)的一端设有凸台(10)，右端电磁螺线管支架(9)的凸台(10)，通过***支架孔(22)后与左端电磁螺线管支架(1)的凹槽(29)过盈配合安装，机架(4)的另一端端面设有的支架安装孔(19)能够与左端电磁螺线管支架(1)配合安装；
左端电磁螺线管支架(1)的一端设有沿轴向凸起的环形凸台，作为左端电磁螺线管支架(1)的小电磁螺线管端盖安装座；
右端电磁螺线管支架(9)的一端设有沿轴向凸起的环形凸台，作为右端电磁螺线管支架(9)的小电磁螺线管端盖安装座；
机架(4)的侧面(即圆柱形面)外侧沿周向均匀设有多个小电磁螺线管安装孔(20)，数量与小电磁螺线管相同，且位置对应；小电磁螺线管安装孔(20)内能够安装小电磁螺线管(3)；每个小电磁螺线管(3)上配有一组小电磁螺线管端盖(2)，小电磁螺线管端盖(2)安装在小电磁螺线管(3)的两端各一个，分别将小电磁螺线管(3)的一端与左端电磁螺线管支架(1)的小电磁螺线管端盖安装座连接，并将小电磁螺线管(3)的另一端与右端电磁螺线管支架(9)的小电磁螺线管端盖安装座连接；
中心线圈(11)的右侧中心线圈装在右端电磁螺线管支架(9)的外表面上，与右端电磁螺线管支架(9)共同***到与机架(4)一端的支架安装孔(19)内；
中心线圈(11)的左侧中心线圈装在左端电磁螺线管支架(1)的外表面上，与左端电磁螺线管支架(1)共同***到机架(4)另一端的支架安装孔(19)内；
机架(4)的另一端，作为机架安装端，机架安装端中心设有导向孔(17)，导向孔(17)在与另一个航天器对接时，能够与另一个航天器上的电磁对接机构的伸出轴(15)连接；
导向孔(17)的内壁上沿周向均匀设有多个环形凹槽(23)，环形凹槽(23)的数量与另一个航天器上的电磁对接机构的伸出轴(15)上的环形锥孔(16)的数量相同，且位置对应；
机架安装端的端面上还设有安装槽(18)，驱动元件(7)和导向支架(8)安装在安装槽(18)内；导向支架端盖(6)分为导向支架上端盖与导向支架下端盖，分别固定在导向支架(8)的上端与下端；驱动元件(7)具有输出轴，输出轴能够沿垂直于伸出轴(15)的方向直线运动，输出轴通过导向支架端盖(6)的导向支架上端盖***导向支架(8)中；销(13)的一端与驱动元件(7)的输出轴相连，另一端***导向支架端盖(6)的导向支架下端盖中；销(13)的中部设有凸环，弹簧(12)位于导向支架(8)内，弹簧(12)的一端压在导向支架端盖(6)的导向支架上端盖上，另一端压在销(13)中部的凸环上；由导向支架端盖(6)的导向支架上端盖对驱动元件(7)的输出轴进行限位，使驱动元件(7)的输出轴垂直于伸出轴(15)，由导向支架端盖(6)的导向支架下端盖对销(13)的另一端进行限位，使销(13)垂直于伸出轴(15)；驱动元件(7)能够驱动销(13)沿垂直于伸出轴(15)的方向直线运动，弹簧(12)通过释放弹性势能能够使销(13)沿垂直于伸出轴(15)的方向直线运动。
优选方案为：支架安装孔(19)为中空圆柱形，机架(4)的一端设有的支架安装孔(19)能够与右端电磁螺线管支架(9)同轴安装；机架(4)的另一端设有的支架安装孔(19)能够与左端电磁螺线管支架(1)同轴安装。
小电磁螺线管安装孔(20)的中线轴线平行于机架(4)的中心轴线。
导线孔(21)，用于为中心线圈(11)的左侧中心线圈和右侧中心线圈连接提供通道；中心线圈(11)的左侧中心线圈和右侧中心线圈连接，能够同时控制通电与断电。
左端电磁螺线管支架(1)为中空圆柱形，该中空圆柱形的侧面上远离机架(4)的一端上设有沿轴向凸起的环形凸台，作为左端电磁螺线管支架(1)的小电磁螺线管端盖安装座。
右端电磁螺线管支架(9)为中空圆柱形，该中空圆柱形的侧面上远离机架(4)的一端上设有沿轴向凸起的环形凸台，作为右端电磁螺线管支架(9)的小电磁螺线管端盖安装座。
由于所述电磁对接机构安装在一个航天器上，能够与对接的另一个航天器上相同的电磁对接机构对接；进行对接的两个航天器上的电磁对接机构异体同构，配对使用，实现两个航天器的在轨对接；
本发明的优选方案为：当两个航天器在轨靠近至进入捕获域时，根据两个航天器之间的相对位置、姿态、速度等传感信息，通过控制中心线圈(11)与小电磁螺线管(3)中的电流大小、方向、频率等参数，中心线圈(11)与小电磁螺线管(3)产生空间三维电磁力/力矩，作用在两个航天器上，实现两个航天器的轴向捕获，消除两个航天器的部分俯仰与偏航角度偏差、以及速度与径向距离偏差，使一个航天器电磁对接机构的伸出轴(15)***另一个航天器电磁对接机构的导向孔(17)中，在导向孔(17)的导向作用下，实现两个航天器电磁对接机构机架(4)的中心轴线重合。进一步，通过调整中心线圈(11)与小电磁螺线管(3)的电磁力/力矩，控制两个航天器进入悬停状态，即维持周向相对距离不变，相对姿态不变。进而，根据所需对接滚转角要求，改变小电磁螺线管(3)的控制电流，产生电磁力使机架(4)发生绕周向旋转，直至弹簧滚珠(14)嵌入导向孔(17)中的一处环形凹槽(23)中。当该电磁力大于弹簧滚珠(14)脱离环形凹槽(23)的阻力时，机架(4)绕对接轴继续发生旋转，弹簧滚珠(14)嵌入相邻的另一处环形凹槽(23)中。重复该过程，可以将弹簧滚珠(14)嵌入不同的环形凹槽(23)，实现两个航天器不同滚转角姿态的对接。机架(4)完成周向旋转后，两个航天器在中心线圈(11)与小电磁螺线管(3)的电磁力作用下继续轴向靠拢，弹簧滚珠(14)沿环形凹槽(23)轴向滚动，当伸出轴(15)上环形锥孔(16)的中心轴与安装孔(18)内销(13)的中心轴重合时，销(13)在驱动元件(7)作用下***环形锥孔(16)中，实现两个航天器电磁对接机构的机架(4)锁紧。
本发明的优选方案为：当两个航天器在轨分离时，驱动元件(7)驱动销(13)直线退回，直至脱离环形锥孔(16)，通过控制中心线圈(11)与小电磁螺线管(3)的电流产生沿轴向的电磁力，作用在两个航天器上，实现两个航天器的解锁分离。
如图1所示，本发明一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构整体示意图，该机构为异体同构设计，主要特征包括左端电磁螺线管支架(1)、小电磁螺线管端盖(2)、小电磁螺线管(3)、机架(4)、弹簧滚珠安装孔(5)、导向支架端盖(6)、驱动元件(7)、导向支架(8)、右端电磁螺线管支架(9)、凸台(10)、中心线圈(11)、弹簧(12)、销(13)、弹簧滚珠(14)、伸出轴(15)、环形锥孔(16)、导向孔(17)和安装槽(18)；中心通电螺线管包括左端电磁螺线管支架(1)、右端电磁螺线管支架(9)以及中心线圈(11)，中心线圈(11)通电后产生的空间电磁力，实现两个航天器的捕获、轴向靠近与轴向分离；中心线圈(11)缠绕在左端电磁螺线管支架(1)与右端电磁螺线管(9)的外表面上；小直径通电螺线管包括小电磁螺线管端盖(2)和小电磁螺线管(3)，小电磁螺线管(3)通电产生空间电磁力，用于两个航天器捕获、轴向靠近、轴向分离，以及调整滚转角；小电磁螺线管(3)沿机架(4)的侧面(即圆柱形面)外侧沿周向均匀分布多个，图1中以数量3为例示意；导向孔(17)内壁沿轴向均匀设有多个环形凹槽(23)，环形凹槽(23)的数量与另一个航天器上的电磁对接机构的伸出轴(15)上的环形锥孔(16)的数量相同，且位置对应，弹簧滚珠(14)可以沿环形凹槽(23)轴向滑动，提供轴向机械阻尼、轴向转角分度，提高了绕对接轴的转角精度，可适应多种滚转角的对接姿态，优选滚转角容差180°；销(13)可以***环形锥孔(16)中，实现精确定位锁紧，优选角度误差优于0.3°，优选位置误差优于0.1mm；环形凹槽(23)的数量决定本发明的滚转角调整步进转角间隔，图1以数量12为例示意，滚转角调整的步进间隔30°。
如图2所示,一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构机架(4)剖视图，图中包括弹簧滚珠安装孔(5)、环形锥孔(16)、导向孔(17)、支架安装孔(19)、小电磁线管安装孔(20)、导线孔(21)、支架孔(22)和环形凹槽(23)。驱动元件(7)和导向支架(8)安装在安装槽(18)内，销(13)与弹簧(12)安装在导向支架(8)中，导向支架端盖(6)对弹簧(12)与销(13)进行定位，驱动元件(7)驱动销(13)直线运动，弹簧(12)驱动销(13)直线回复运动。环形凹槽(23)引导弹簧滚珠安装孔(5)中的弹簧滚珠(14)进行轴向运动。左端电磁螺线管支架(1)与右端电磁螺线管支架(9)***环形的支架安装孔(19)中，通过支架孔(22)实现配合安装。小电磁螺线管(3)安装在小电磁螺线管安装孔(20)中，小电磁螺线管端盖(2)与小电磁螺线管安装孔(20)配合安装。支架孔(22)共2个，绕中心轴对称设置，单个弧长与轴心夹角小于180°；导线孔(21)共2个，与支架孔(22)位置对应，提供中心线圈(11)的左侧中心线圈与右侧中心线圈电路连接通道，实现同时通电与断电。
如图3所示，本发明的优选方案为：本发明一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构中心线圈(11)的左侧中心线圈结构示意图，由五只圆形线圈组成，中心线圈(11)的右侧中心线圈与左侧中心线圈结构完全相同。
定义两个航天器的对接轴为机架(4)和伸出轴(15)的中心轴；
定义两个航天器的对接面为两个航天器上电磁对接机构中相距最近的、垂直于对接轴的平面；
定义两个航天器的竖直参考面为两个航天器上电磁对接机构的对接轴与销(13)轴线形成的平面；
定于两个航天器的水平参考面为两个航天器上垂直于对接面、垂直于竖直参考面、经过对接轴的平面；
定义两个航天器的竖直参考轴为两个航天器上对接面与竖直参考面的交线，竖直参考轴平行于销(13)的轴线；
定义两个航天器的水平参考轴为两个航天器上对接面与水平参考面的交线，水平参考轴垂直于对接轴、垂直于销(13)的轴线；
定义滚转角为两个航天器在对接面内绕对接轴转动的相对角度；定义滚转角等于0的状态为两个航天器的水平参考轴在对接面内投影夹角为0的状态。线圈(26)所在平面垂直于两个航天器的对接轴、平行于两个航天器的对接面。
定义俯仰角为两个航天器在竖直参考面内绕水平参考轴转动的相对角度；定义俯仰角等于0的状态为两个航天器的对接轴在竖直参考面内投影夹角为0的状态。优选方案为：线圈(24)与线圈(26)绕水平参考轴呈一定夹角记作θ，图3中以优选的30°夹角示意；线圈(28)与线圈(26)绕水平参考轴呈方向相反的夹角θ，即与线圈(24)以对接面对称，图3中以优选的30°夹角示意；
定义偏航角为两个航天器在水平参考面内绕竖直参考轴转动的相对角度；定义偏航角等于0的状态为两个航天器的对接轴在水平参考面内投影夹角为0的状态。优选方案为：线圈(25)与线圈(26)绕竖直参考轴呈夹角θ，图3中以优选的30°夹角示意；线圈(27)与线圈(26)绕竖直参考轴呈方向相反的夹角θ，即与线圈(25)以对接面对称，图3中以优选的30°夹角示意。通过增加夹角θ，可以适应更大的对接初始俯仰与偏航角度偏差，增大捕获域圆锥角2θ从而增大捕获域。
如图4所示，优选方案为：一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构捕获域示意图，线圈(26)所在平面垂直于对接轴、平行于对接面，线圈(25)与与线圈(26)绕竖直参考轴呈夹角θ，图4中以优选30°角示意；线圈(27)与与线圈(26)绕竖直参考轴呈方向相反的夹角θ，即与线圈(25)以对接面对称，图4中以优选30°角示意。
定义捕获域为：两个航天器进入某区域范围以内，电磁对接机构电磁力能够有效改变两个航天器的相对运动速度、姿态，且两个航天器在电磁对接机构电磁力作用下沿轴向速度分量最终呈相互靠近运动，则该区域范围为捕获域；捕获域最大包络外形优选呈圆锥形，以对接轴为中心轴，以一个航天器电磁对接机构中心为顶点。
传统设计通过单个线圈(26)单独产生电磁力实现两个航天器对接，当两个航天器位于某相对轴向距离下，捕获域在平行于线圈(26)的平面(即对接面)内投影，投影面积为S1；本发明中增加线圈(25)、线圈(27)，当两个航天器位于相同的相对轴向距离情况下，线圈(26)、线圈(25)、线圈(27)三者同时通电产生电磁力，捕获域在平行于线圈(26)的平面(即对接面)内投影，投影面积为S2，且S2>S1，表明多个线圈呈夹角布置的构型可扩大捕获域，实现大角度容差，俯仰角容差30°，偏航角容差30°。
如图5所示，本发明一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构左端电磁螺线管支架、右端电磁螺线管支架与中心线圈示意图，左端电磁螺线管支架(1)与右端电磁螺线管支架(9)安装时，凸台(10)嵌入凹槽(29)配合安装，其中凸台(10)穿过支架孔(22)。中心线圈(11)缠绕在左端电磁螺线管支架(1)与右端电磁螺线管支架(9)外表面，通过机架(4)与左端电磁螺线管支架(1)、右侧电磁螺线管支架(9)固定安装。
本发明具有柔性低冲击、无工质污染、同步性好、可逆可调控等优点，同时该机构采用异体同构式设计，重量轻，捕获域大，操作简单，可靠性更强。本发明通过中心通电螺线管与小直径通电螺线管的电磁力作用、伸出轴(15)与导向孔(17)的机械导向，实现了两个航天器俯仰角和偏航角的调整，实现大角度容差，俯仰角容差30°，偏航角容差30°；本发明利用电磁力可控可调的特性，实现大角度偏差的捕获和低冲击对接；本发明利用小直径通电螺线管的电磁力调整滚转角，利用弹簧滚珠(14)与环形凹槽(23)的机械阻尼、销(13)与环形锥孔(16)的配合，实现了两个航天器的精确定位，角度误差优于0.3°，位置误差优于0.1mm，同时可适应多种滚转角度状态对接，滚转角容差180°，最终实现多种滚转角状态的高精度锁定，进一步可实现后续多个航天器在轨连接与多个航天器群组的不同构型。
本发明的优选方案为：(a)本发明左端电磁螺线管支架(1)、右端电磁螺线管支架(9)、小电磁螺线管端盖(2)、机架(4)中不缠绕中心线圈(11)的结构部分，应采用不含铁、钴、镍元素的材料制成，减少对于空间开域电磁场的干扰，防止削弱中心线圈(11)与小电磁螺线管(3)的电磁力；
本发明的优选方案为：(b)本发明小电磁螺线管(3)内应设有铁芯，机架(4)缠绕中心线圈(11)的结构部分作为铁芯，铁芯应采用磁导率较大的铁磁材料，增加磁通量，增强小电磁螺线管(3)与中心线圈(11)的电磁力；
本发明的优选方案为：(c)本发明中心线圈(11)的左侧中心线圈与右侧中心线圈结构相同，各由5只圆形线圈组成，其中线圈(24)与线圈(26)绕水平参考轴呈一定夹角记作θ，图3中以30°夹角示意；线圈(28)与线圈(26)绕水平参考轴呈方向相反的夹角θ，即与线圈(24)以对接面对称，图3中以30°夹角示意；线圈(25)与线圈(26)绕竖直参考轴呈夹角θ，图3中以30°夹角示意；线圈(27)与线圈(26)绕竖直参考轴呈方向相反的夹角θ，即与线圈(25)以对接面对称，图3中以30°夹角示意。该种构型可以适应更大的对接初始俯仰和偏航角度偏差，增大捕获域圆锥角，实现俯仰角容差30°，偏航角容差30°；
本发明的优选方案为：(d)本发明导向孔(17)中的环形凹槽(23)与伸出轴(15)上的环形锥孔(16)的数量相同，位置对应，该数量决定了电磁对接机构绕对接轴滚转角调整的步进间隔，图1以数量12为例示意，滚转角步进间隔30°，该种构型可以适应更大的滚转角偏差，实现滚转角容差180°；销(13)与环形锥孔(16)配合安装，实现精确定位，角度误差优选优于0.3°，位置误差优选优于0.1mm；
本发明实现捕获域扩大的进一步优选方案为：设中心线圈(11)的单只圆形线圈(26)中径为D(即线圈(26)内径与外径的算术平均值)，两个航天器中心线圈(11)的线圈(26)圆心最近轴向相对距离为L，中心线圈(11)中线圈(24)与线圈(26)夹角为θ，线圈(28)与线圈(26)夹角相同为θ，线圈(25)与线圈(26)夹角相同为θ，线圈(27)与线圈(26)夹角相同为θ，满足0＜θ≤arctan(D/L)的优选约束条件，捕获域S2/S1＝(1+2*L/D*tanθ)2，可以实现捕获域的进一步扩大；
本发明实现增大滚转角容差的进一步优选方案为：设小电磁螺线管(3)所包含的螺线管数量为k，单只小电磁螺线管(3)的外径为d1，k只小电磁螺线管(3)中心轴线的分度圆直径为d2，两个航天器电磁对接机构的小电磁螺线管(3)匝数相同均为N、电流相同均为I，两个航天器中心线圈(11)的线圈(26)圆心最近轴向相对距离为L、滚转角为Φ，真空中的磁导率为μ0，弹簧滚珠(14)脱离弹簧滚珠安装孔(5)的阻力为F，则满足约束条件λ*μ0*N2*I2*H/(d12+H2)1/2>F/k(其中λ为加权经验系数，优选取1.2～10，H＝{L2+[d2*sin(Φ/2)]2}1/2)，弹簧滚珠(14)可以脱离弹簧滚珠安装孔(5)；增加小电磁螺线管(3)的匝数N与电流I，可以适应更大的滚转角偏差，进一步增大滚转角容差。
本发明的电磁对接机构，基于空间电磁力/力矩作为对接过程的控制力，消耗电能而非推力器工质，不受燃料容量限制，不产生羽流污染，有效减小对星上设备的影响；且本发明的电磁对接机构，基于空间电磁场精确控制方法，产生三维可控的非接触电磁力/力矩，理论上可将对接接触速度减小到零，显著降低对接冲击力，实现柔性对接；
本发明的电磁对接机构，通过多组夹角相同的中心电磁线圈构型，可适应较大的俯仰与偏转角度偏差；通过沿周向均布的多组小电磁螺线管构型，可适应较大的滚转角度偏差；且本发明的电磁对接机构，通过环形凹槽与弹簧滚珠的配合，在多组小电磁螺线管的周向力作用下，可发生旋转使弹簧滚珠嵌入不同凹槽，利用销孔配合，能够实现多转角状态精确锁定，适应不同转角姿态对接；
本发明的电磁对接机构异体同构，配对使用，后续可实现多个航天器在轨对接、多个航天器群组的不同构型。
Claims (8)
1.一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，其特征在于包括：中心通电螺线管、小直径通电螺线管、机架(4)、导向支架端盖(6)、驱动元件(7)、导向支架(8)、弹簧(12)、销(13)、弹簧滚珠(14)；
机架(4)上具有弹簧滚珠安装孔(5)、伸出轴(15)、环形锥孔(16)、导向孔(17)和安装槽(18)；
所述电磁对接机构安装在一个航天器上；
中心通电螺线管，包括：左端电磁螺线管支架(1)、右端电磁螺线管支架(9)以及中心线圈(11)，中心线圈(11)分为左侧中心线圈和右侧中心线圈，两者结构相同；
小直径通电螺线管，包括：小电磁螺线管端盖(2)和小电磁螺线管(3)；
机架(4)为回转体；机架(4)的一端，作为机架对接端，机架对接端中心设有向外延伸的伸出轴(15)，伸出轴(15)上靠近机架(4)的一端沿周向设有多个环形锥孔(16)；伸出轴(15)上另一端即自由端上设有弹簧滚珠安装孔(5)；环形锥孔(16)内能够安装销(13)，弹簧滚珠安装孔(5)内能够安装弹簧滚珠(14)；
机架(4)的一端和另一端端面设有的支架安装孔(19)，机架(4)的一端和另一端端面设有支架安装孔(19)的孔底之间通过导线孔(21)和支架孔(22)连通；
机架(4)的一端设有的支架安装孔(19)能够与右端电磁螺线管支架(9)配合安装；
左端电磁螺线管支架(1)面向机架(4)的一端设有凹槽(29)，能够与右端电磁螺线管支架(9)上的凸台(10)配合；
右端电磁螺线管支架(9)面向机架(4)的一端设有凸台(10)，右端电磁螺线管支架(9)的凸台(10)通过***支架孔(22)后与左端电磁螺线管支架(1)的凹槽(29)配合安装，机架(4)的另一端端面设有的支架安装孔(19)能够与左端电磁螺线管支架(1)配合安装；
左端电磁螺线管支架(1)的一端设有沿轴向凸起的环形凸台，作为左端电磁螺线管支架(1)的小电磁螺线管端盖安装座；
右端电磁螺线管支架(9)的一端设有沿轴向凸起的环形凸台，作为右端电磁螺线管支架(9)的小电磁螺线管端盖安装座；
机架(4)的侧面外侧沿周向均匀设有多个小电磁螺线管安装孔(20)，数量与小电磁螺线管(3)相同，且位置对应；机架(4)的侧面即圆柱形面；
小电磁螺线管安装孔(20)内能够安装小电磁螺线管(3)；每个小电磁螺线管(3)上配有一组小电磁螺线管端盖(2)，小电磁螺线管(3)的两端各安装一个小电磁螺线管端盖(2)，分别将小电磁螺线管(3)的一端与左端电磁螺线管支架(1)的小电磁螺线管端盖安装座连接，并将小电磁螺线管(3)的另一端与右端电磁螺线管支架(9)的小电磁螺线管端盖安装座连接；
中心线圈(11)的右侧中心线圈装在右端电磁螺线管支架(9)的外表面上，与右端电磁螺线管支架(9)共同***到与机架(4)一端的支架安装孔(19)内；
中心线圈(11)的左侧中心线圈装在左端电磁螺线管支架(1)的外表面上，与左端电磁螺线管支架(1)共同***到机架(4)另一端的支架安装孔(19)内；
机架(4)的另一端，作为机架安装端，机架安装端中心设有导向孔(17)，导向孔(17)在与另一个航天器对接时，能够与另一个航天器上的电磁对接机构的伸出轴(15)连接；
导向孔(17)的内壁上沿周向均匀设有多个环形凹槽(23)，环形凹槽(23)的数量与另一个航天器上的电磁对接机构的伸出轴(15)上的环形锥孔(16)的数量相同，且位置对应；
机架安装端的端面上还设有安装槽(18)，驱动元件(7)和导向支架(8)安装在安装槽(18)内；导向支架端盖(6)分为导向支架上端盖与导向支架下端盖，分别固定安装在导向支架(8)的上端与下端；驱动元件(7)具有输出轴，输出轴能够沿垂直于伸出轴(15)的方向直线运动，输出轴通过导向支架端盖(6)的导向支架上端盖***导向支架(8)中；销(13)的一端与驱动元件(7)的输出轴相连，另一端***导向支架端盖(6)的导向支架下端盖中；销(13)的中部设有凸环，弹簧(12)位于导向支架(8)内，弹簧(12)的一端压在导向支架端盖(6)的导向支架上端盖上，另一端压在销(13)中部的凸环上；由导向支架端盖(6)的导向支架上端盖对驱动元件(7)的输出轴进行限位，使驱动元件(7)的输出轴垂直于伸出轴(15)，由导向支架端盖(6)的导向支架下端盖对销(13)的另一端进行限位，使销(13)垂直于伸出轴(15)；驱动元件(7)能够驱动销(13)沿垂直于伸出轴(15)的方向直线运动，弹簧(12)通过释放弹性势能能够使销(13)沿垂直于伸出轴(15)的方向直线运动。
2.根据权利要求1所述的一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，其特征在于：支架安装孔(19)为中空圆柱形，机架(4)的一端设有的支架安装孔(19)能够与右端电磁螺线管支架(9)同轴安装；机架(4)的另一端设有的支架安装孔(19)能够与左端电磁螺线管支架(1)同轴安装。
3.根据权利要求1所述的一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，其特征在于：小电磁螺线管安装孔(20)的中线轴线平行于机架(4)的中心轴线。
4.根据权利要求1所述的一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，其特征在于：导线孔(21)，用于为中心线圈(11)的左侧中心线圈和右侧中心线圈连接提供通道；中心线圈(11)的左侧中心线圈和右侧中心线圈连接，能够同时控制通电与断电。
5.根据权利要求1所述的一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，其特征在于：左端电磁螺线管支架(1)为中空圆柱形，该中空圆柱形的侧面上远离机架(4)的一端上设有沿轴向凸起的环形凸台，作为左端电磁螺线管支架(1)的小电磁螺线管端盖安装座。
6.根据权利要求1所述的一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，其特征在于：右端电磁螺线管支架(9)为中空圆柱形，该中空圆柱形的侧面上远离机架(4)的一端上设有沿轴向凸起的环形凸台，作为右端电磁螺线管支架(9)的小电磁螺线管端盖安装座。
7.根据权利要求1所述的一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，其特征在于：由于所述电磁对接机构安装在一个航天器上，能够与对接的另一个航天器上相同的电磁对接机构对接；进行对接的两个航天器上的电磁对接机构异体同构，配对使用，实现两个航天器的在轨对接。
8.根据权利要求1所述的一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，其特征在于：中心线圈(11)的左侧中心线圈与右侧中心线圈结构相同，各由5只圆形线圈组成，分别为第一线圈(24)、第二线圈(25)、第三线圈(26)、第四线圈(27)、第五线圈(28)；其中第一线圈(24)与第三线圈(26)绕水平参考轴呈一定夹角θ；第五线圈(28)与第三线圈(26)绕水平参考轴呈方向相反的夹角θ，即与第一线圈(24)以对接面对称，第二线圈(25)与第三线圈(26)绕竖直参考轴呈夹角θ，第四线圈(27)与第三线圈(26)绕竖直参考轴呈方向相反的夹角θ，即与第二线圈 (25)以对接面对称，以上中心线圈(11)的构型能够适应更大的对接初始俯仰和偏航角度偏差，增大捕获域圆锥角。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010718072.5A CN111994306B (zh) | 2020-07-23 | 2020-07-23 | 一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202010718072.5A CN111994306B (zh) | 2020-07-23 | 2020-07-23 | 一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN111994306A CN111994306A (zh) | 2020-11-27 |
| CN111994306B true CN111994306B (zh) | 2022-03-04 |
Family
ID=73467727
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202010718072.5A Active CN111994306B (zh) | 2020-07-23 | 2020-07-23 | 一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN111994306B (zh) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113232897B (zh) * | 2021-05-06 | 2022-04-12 | 北京理工大学 | 一种五自由度容差自复位机构 |
| CN113562204B (zh) * | 2021-07-27 | 2023-08-15 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种基于机械锁紧、电磁解锁的空间电磁对接机构 |
| CN115610713A (zh) * | 2022-12-19 | 2023-01-17 | 哈尔滨工业大学 | 一种用于航天器的在轨对接装置和对接*** |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4177964A (en) * | 1978-09-08 | 1979-12-11 | General Dynamics Corporation | Docking system for space structures |
| US5145227A (en) * | 1990-12-31 | 1992-09-08 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Electromagnetic attachment mechanism |
| CN105083592A (zh) * | 2015-07-24 | 2015-11-25 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种对接补加一体化装置及对接方法 |
| CN106787251A (zh) * | 2017-03-02 | 2017-05-31 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种航天器交会对接并网供电的无线电能及信号传输*** |
| CN109515765A (zh) * | 2018-12-30 | 2019-03-26 | 中国科学院沈阳自动化研究所 | 一种空间电磁对接装置 |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6530718B2 (en) * | 2001-01-30 | 2003-03-11 | Lockheed Martin Corporation | Connector assembly |
| US7861974B2 (en) * | 2004-03-18 | 2011-01-04 | Michigan Aerospace Corporation | Docking system |
-
2020
- 2020-07-23 CN CN202010718072.5A patent/CN111994306B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4177964A (en) * | 1978-09-08 | 1979-12-11 | General Dynamics Corporation | Docking system for space structures |
| US5145227A (en) * | 1990-12-31 | 1992-09-08 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Electromagnetic attachment mechanism |
| CN105083592A (zh) * | 2015-07-24 | 2015-11-25 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种对接补加一体化装置及对接方法 |
| CN106787251A (zh) * | 2017-03-02 | 2017-05-31 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种航天器交会对接并网供电的无线电能及信号传输*** |
| CN109515765A (zh) * | 2018-12-30 | 2019-03-26 | 中国科学院沈阳自动化研究所 | 一种空间电磁对接装置 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 纳卫星电磁对接机构技术;慕忠成等;《北京航空航天大学学报》;20180910;第44卷(第12期);第2644-2649页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN111994306A (zh) | 2020-11-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN111994306B (zh) | 一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构 | |
| EP0526774B1 (en) | Electric motor having a spherical rotor and its application apparatus | |
| JP6896495B2 (ja) | 高いエネルギー効率の球状運動量制御装置 | |
| US20070012818A1 (en) | Miniature aircraft | |
| EP0523042A1 (en) | ULTRA-FAST ELECTRO-DYNAMIC X, Y AND THETA POSITIONING TABLE. | |
| CN109347284B (zh) | 一种电动式磁悬浮双框架动量球装置 | |
| CN108750144B (zh) | 一种立体联动式绳系卫星 | |
| US20180273212A1 (en) | Magnetic-fluid momentum sphere | |
| EP2895755A1 (en) | Parallel kinematic mechanism and bearings and actuators thereof | |
| CN109229424B (zh) | 一种多自由度球形电动式磁悬浮动量轮 | |
| CN113978770A (zh) | 一种抛索型空间柔性电磁对接机构 | |
| CN207432237U (zh) | 蛇形机器人关节模块和蛇形机器人 | |
| EP0294760A1 (en) | Magnetically levitated fine motion robot wrist with programmable compliance | |
| CN110994818B (zh) | 一种多通道单相有限倾角直驱电机及舵*** | |
| JPS6117741A (ja) | フライホイ−ル装置 | |
| CN106184820A (zh) | 一种组合驱动多力矩输出动量轮及其控制方法 | |
| US5063336A (en) | Mechanical stabilization system using counter-rotation and a single motor | |
| EP3334654B1 (en) | Satellites attitude control system | |
| CN111924140B (zh) | 一种用于空间系绳***旋转运动控制的矢量推进装置 | |
| CN113291481B (zh) | 一种无人机集群空中对接锁紧装置 | |
| CN111762345B (zh) | 一种用于集群模块拼接的多功能电磁链接机构 | |
| CN201409103Y (zh) | 向心推/拉力磁悬浮球形电动机 | |
| CN114955018A (zh) | 用于微纳模块卫星自主拼接的多功能对接机构 | |
| CN113859590B (zh) | 一种基于钩爪与棘爪齿的空间嵌入式电磁对接机构 | |
| JP7500072B2 (ja) | ドローン用位置合わせ装置 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |