一种微纳卫星电磁对接机构及其设计方法技术

本发明专利技术属于卫星对接设备的技术领域，公开了一种微纳卫星电磁对接机构，包括主动对接组件和被动对接组件，主动对接组件包括头部外壳、头部连接件、电磁铁圆筒、锁紧组件和定位圆台，锁紧组件包括丝杆、锁紧电机和插销，丝杆连接在头部外壳的轴承和锁紧电机之间，丝杆上设有正逆螺纹，正逆螺纹上螺纹连接有正逆锥面螺母，两个插销之间连接有拉力弹簧；被动对接组件包括电磁铁、对接限位齿和对接导向筒；接限位齿与电磁铁的铁芯连接，对接限位齿的上斜面与对接导向筒一致，对接限位齿的下斜面与插销倾斜角度相同。本发明专利技术解决了现有的主流对接方法中燃料消耗、羽流污染、对接冲击等问题，适用于多颗微纳卫星自由对接组合及组合体的构型变换等场景。变换等场景。变换等场景。

【技术实现步骤摘要】
一种微纳卫星电磁对接机构及其设计方法


[0001]本专利技术涉及卫星对接设备的
，尤其涉及一种微纳卫星电磁对接机构及其设计方法。

技术介绍

[0002]近年来，空间任务的多样性持续增加，航天器在轨组装、补加更换、扩展升级等需求随之增加，微纳卫星在轨对接变构技术以其功能可拓展、可重复使用、发射成本低等优点成为空间技术发展的主流。空间对接机构作为其中的关键部件，对航天器空间任务中的对接、锁紧、分离产生重要作用。
[0003]传统航天器所采用的连接技术大多是基于喷射产生反作用力的推力器，空间电磁对接技术相较于传统对接技术，具有无燃料消耗、无羽流污染、对接冲击易控等优势。使用电磁对接技术将解决微纳卫星的重复对接需求，避免因推进剂枯竭而产生的对接变构功能失效，提升工作寿命。其提供的连续稳定的非接触力，理论上可将对接接触速度控制到零，防止因对接碰撞产生的仪器损坏，实现柔性对接。
[0004]自2000年国外提出空间电磁对接概念以来，目前已有多个项目开展了相关研究，主要包括华盛顿大学的OASIS(On Orbit Autonomous Servicing Satellite)项目、NASA约翰逊空间中心的MiniAERCam(Miniature Autonomous Extravehicular Robotic Camera)项目、德克萨斯大学的EGADS(Electromagnetically Guided Autonomous Docking and Separation in Micro
‑r/>gravity)项目、萨里大学的ISMs(Intelligent Self
‑
powered Modules)项目和AAReST(Autonomous Assembly of a Reconfigurable Space Telescope)项目等。这些项目大多由一个或多个电磁线圈产生的电磁相互作用，实现卫星间的连接、分离、释放、回收等功能。目前大多数的电磁对接技术研究均关于电磁控制方向，很少有相关的项目或报道对于电磁线圈等核心部件的立项研究。

技术实现思路

[0005]本专利技术意在提供一种微纳卫星电磁对接机构及其设计方法，以解决现有航天器电磁对接技术研究多以控制层面出发，缺乏对电磁线圈等核心电磁对接元件的分析研究的问题。
[0006]为了实现上述目的，本专利技术提供的一种技术方案如下技术方案：
[0007]一种微纳卫星电磁对接机构，包括安装在主卫星上的主动对接组件和安装在次级卫星上的被动对接组件，
[0008]所述主动对接组件包括从左至右依次设置的碗状的头部外壳、两个头部连接件、电磁铁圆筒、锁紧组件和定位圆台，所述头部外壳、头部连接件和定位圆台外壁的相同处均设有凸台，每两个所述凸台之间通过螺钉连接，所述头部外壳的侧壁中心设有通孔，所述通孔用于安装待装丝杆的轴承；
[0009]每个所述头部连接件靠近头部连接件一侧的最大直径均小于头部外壳的最大直
径，两个所述头部连接件连接在头部外壳和定位圆台之间；
[0010]所述定位圆台由两个对称设置的半圆锥结构组成，两个所述半圆锥结构内共同开设有空腔；
[0011]所述电磁铁圆筒与定位圆台连接，所述电磁铁圆筒的内部设有电磁铁，所述电磁铁圆筒与卫星通过轴承过盈配合，所述电磁铁圆筒螺栓连接有后端盖；
[0012]所述锁紧组件包括丝杆、锁紧电机和插销，所述丝杆连接在头部外壳的轴承和锁紧电机之间，所述丝杆上设有分别位于头部外壳和定位圆台上空腔内的旋向相反的正逆螺纹，所述正逆螺纹上均螺纹连接有与头部外壳内壁滑动连接的正逆锥面螺母和与定位圆台内空腔滑动连接的正逆锥面螺母，所述锁紧电机安装与电磁铁圆筒后端盖上，所述插销为T字形，所述插销的两端分别设有两个正逆锥面螺母相抵触的楔面，所述插销的另一端位于两个头部连接件围合的间隙内，且所述插销的另一端尺寸小于两个头部连接件围合的空间尺寸，两个所述插销分别与两个头部连接件滑动连接，两个所述插销之间连接有拉力弹簧；
[0013]所述被动对接组件包括电磁铁、与电磁铁的铁芯螺纹连接的对接限位齿和与电磁铁的铁芯螺纹连接的对接导向筒，所述对接导向筒的尺寸与定位圆台相卡和；
[0014]所述对接限位齿的数量共10个，所述对接限位齿的通过螺纹与电磁铁的铁芯连接，所述对接限位齿的上斜面与所述对接导向筒一致，所述对接限位齿的下斜面与所述插销倾斜角度相同。
[0015]优选地，所述旋转组件包括旋转电机、蜗轮和与蜗轮相连接的蜗杆，所述旋转电机安装于卫星内表面，所述蜗轮安装于电磁铁圆筒上，所述蜗杆与旋转电机连接。
[0016]本专利技术提供的另一种技术方案如下技术方案：
[0017]所述对接机构的设计方法包括如下步骤：
[0018]步骤一，根据工程项目的需求，确定设计参数：
[0019]确定微纳卫星对接作用范围及需用电磁力大小，或根据卫星质量与对接时间确定星间相对加速度，并由此计算需用电磁力；
[0020]给出电磁对接机构尺寸要求，或根据电磁对接机构质量要求得到电磁铁尺寸要求：
[0021][0022]步骤二，给出基于磁偶极子假设的星间电磁力远场模型，根据远场模型及工程项目需求进行初步设计并给出初始参数：
[0023]对于空间中的A、B两线圈，计算其二者相互作用力与力矩；
[0024]设空间一点与线圈A上电流微元的相对矢量为r，运用毕奥
‑
萨伐尔定理，得到线圈A的所有电流微元在此处的磁场强度为：
[0025][0026]式中，μ0＝4π
×
10
‑7N/A2为真空磁导率，i
A
为线圈A的电流强度，dl
A
为线圈A沿电流方向的矢量微元；
[0027]记i
B
为线圈B的电流强度，则线圈B上任一矢量微元dl
B
在B
A
作用下受到的安培力与力矩分别为：
[0028]dF
B
＝i
B
dl
B
×
B
A
[0029]dτ
B
＝R
B
×
dF
B
[0030]联立两式并积分可以得到线圈A对线圈B的电磁力与力矩为：
[0031][0032][0033]记s为线圈中心距空间一点的相对矢量，则：
[0034]r＝s
‑
R
[0035]由于是远场模型，R＜＜s，将两线圈均视作磁偶极子，其磁矩为：
[0036]μ＝iSe
z
[0037]其中i为线圈总电流，S为线圈面积，e
z
为线圈轴线法向单位向量；
[0038]由于上述电磁力与力矩模型非解析，因此采用泰勒展开进行近似，记A、B两线圈中心连线的向量为d，则远场下线圈A产生的磁感应强度为：
[0039][0本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种微纳卫星电磁对接机构，其特征在于：包括安装在主卫星上的主动对接组件和安装在次级卫星上的被动对接组件，所述主动对接组件包括从左至右依次设置的碗状的头部外壳(1)、两个头部连接件(2)、电磁铁圆筒(4)、锁紧组件和定位圆台(3)，所述头部外壳(1)、头部连接件(2)和定位圆台(3)外壁的相同处均设有凸台，每两个所述凸台之间通过螺钉连接，所述头部外壳(1)的侧壁中心设有通孔，所述通孔用于安装待装丝杆(7)的轴承；每个所述头部连接件(2)靠近头部连接件一侧的最大直径均小于头部外壳(1)的最大直径，两个所述头部连接件(2)连接在头部外壳(1)和定位圆台(3)之间；所述定位圆台(3)由两个对称设置的半圆锥结构组成，两个所述半圆锥结构内共同开设有空腔；所述电磁铁圆筒(4)与定位圆台(3)连接，所述电磁铁圆筒(4)的内部设有电磁铁，所述电磁铁圆筒(4)与卫星通过轴承过盈配合，所述电磁铁圆筒(4)螺栓连接有后端盖；所述锁紧组件包括丝杆(7)、锁紧电机(8)和插销(9)，所述丝杆(7)连接在头部外壳(1)的轴承和锁紧电机(8)之间，所述丝杆(7)上设有分别位于头部外壳(1)和定位圆台(3)上空腔内的旋向相反的正逆螺纹，所述正逆螺纹上均螺纹连接有与头部外壳(1)内壁滑动连接的正逆锥面螺母(10)和与定位圆台(3)内空腔滑动连接的正逆锥面螺母(10)，所述锁紧电机(8)安装与电磁铁圆筒(4)后端盖上，所述插销(9)为T字形，所述插销(9)的两端分别设有两个正逆锥面螺母(10)相抵触的楔面，所述插销(9)的另一端位于两个头部连接件(2)围合的间隙内，且所述插销(9)的另一端尺寸小于两个头部连接件(2)围合的空间尺寸，两个所述插销(9)分别与两个头部连接件(2)滑动连接，两个所述插销(9)之间连接有拉力弹簧；所述被动对接组件包括电磁铁、与电磁铁的铁芯螺纹连接的对接限位齿(12)和与电磁铁的铁芯螺纹连接的对接导向筒，所述对接导向筒的尺寸与定位圆台(3)相卡和；所述对接限位齿(12)的数量共10个，所述对接限位齿(12)的通过螺纹与电磁铁的铁芯连接，所述对接限位齿(12)的上斜面与所述对接导向筒一致，所述对接限位齿(12)的下斜面与所述插销(9)倾斜角度相同。2.根据权利要求1所述的一种微纳卫星电磁对接机构，其特征在于：所述旋转组件包括旋转电机(13)、蜗轮(14)和与蜗轮(14)相连接的蜗杆，所述旋转电机(13)安装于卫星内表面，所述蜗轮(14)安装于电磁铁圆筒(4)上，所述蜗杆与旋转电机(13)连接。3.根据权利要求1
‑
2中任一项所述的一种微纳卫星电磁对接机构，其特征在于：所述对接机构的设计方法包括如下步骤：步骤一，根据工程项目的需求，确定设计参数：确定微纳卫星对接作用范围及需用电磁力大小，或根据卫星质量与对接时间确定星间相对加速度，并由此计算需用电磁力；给出电磁对接机构尺寸要求，或根据电磁对接机构质量要求得到电磁铁尺寸要求：步骤二，给出基于磁偶极子假设的星间电磁力远场模型，根据远场模型及工程项目需求进行初步设计并给出初始参数：对于空间中的A、B两线圈，计算其二者相互作用力与力矩；
设空间一点与线圈A上电流微元的相对矢量为r，运用毕奥
‑
萨伐尔定理，得到线圈A的所有电流微元在此处的磁场强度为：式中，μ0＝4π
×
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‑7N/A2为...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈传志，刘笑语，陈渊之，陈金宝，余张武，李家琪，陈茜，邹凯飒，孙正楠，张杰，余虹志，王添翼，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：