航天器對接系統技術方案

用于對接航天器的方法和裝置。所述裝置包括細長構件(300)、運動系統(302，504)以及力管理系統(304，610)。所述細長構件與用于航天器的對接結構相關聯。所述運動系統被配置為軸向移動所述細長構件，使得用于所述航天器的所述對接結構移動。每個所述細長構件被配置為獨立地移動。所述力管理系統在所述細長構件的運動期間將所述運動系統連接到所述細長構件并且被配置為將由每個所述細長構件施加的力限制為期望閾值。

Spacecraft docking system

Method and apparatus for docking spacecraft. The apparatus includes an elongated member (300), a motion system (302504), and a force management system (304610). The elongated member is associated with a docking structure for spacecraft. The motion system is configured to axially move the elongated member so as to move the docking structure of the spacecraft. Each elongated member is configured to move independently. The force management system connects the motion system to the elongated member during the movement of the elongated member and is configured to limit the force applied by each elongated member to a desired threshold.

【技術實現步驟摘要】
【國外來華專利技術】政府許可權在NASA合同號NAS8-01099下執行工作中作出本文所述的公開且該公開從屬于1958美國國家航空航天法的305部分的條款(72Stat.435：42U.S.C.2457)。NASA具有本申請中的某些權力。
本公開總體涉及航天器，并且特別涉及用于航天器的耦合系統。另外更特別的是，本公開涉及航天器對接系統的方法和裝置。
技術介紹
航天器耦合系統提供彼此機械連接兩個或更多個航天器的方法。如本文所使用的，航天器是配置為在太空中執行多個操作的運載器、飛船或機器。航天器可以是配置為用于短期空間任務的自推進的空間運載器，或可以是被配置為在較長時間段內停留在太空中的航天器。在其他情況下，航天器可以是空間站、衛星或一些其他合適的結構。將兩個航天器耦合可能期望將資源從一個航天器轉移到另一個航天器。例如，航天飛機可以在空間站對接，從而為空間站提供工作人員和供應。在其他示例中，航天飛機可以與衛星對接以執行維護且重做衛星的一個或多個組件。在本說明性示例中，被耦合的一對航天器包括主動運載器和目標結構。主動運載器是接近目標結構的航天器。例如，主動運載器可以是航天器，同時目標結構是空間站。航天器接近空間站以便耦合。兩個航天器的耦合可以被稱為對接或靠泊。通過對接，主動運載器在其自身推進下機動操作以將耦合系統的兩個半部帶到在彼此要求的接近度內，一個半部在主動運載器上，而另一個半部在目標結構上。通過滿足該要求，對接系統然后被用于將航天器耦合在一起。對接系統被設計為容許運載器之間的初始不對準，其中對接系統提供靜止捕獲、對準以及剛性連接主動運載器和目標結構的能力。在一些情況下，主動運載器減緩或停止其朝向目標結構的運動且向外延伸對接系統以達到目標結構和與目標結構對準。另一方面，當與一個航天器相關聯的外部附連的裝置被用于將主動運載器帶到目標結構的要求的接近度內時，靠泊發生。在一些情況下，本裝置是機械臂，該機械臂將一個航天器附連到其他航天器并且在準備耦合時引導結構朝向彼此。通過使用用于航天器的耦合系統，控制器被設計為鉸接耦合系統以便用于耦合系統的主動半部，從而成功捕獲目標結構，對準兩個半部以及準備兩個半部以建立剛性連接。然而，用于航天器耦合系統的這些控制器可能比期望更復雜。例如，可能需要復雜控制法以確保主動運載器和目標結構以期望方式接合。這些系統也可能比期望用于航天器的系統更重。而且，隨著用于耦合航天器的控制系統的復雜度增加，耦合系統的失效的可能性隨之增加，這是由于子系統和組件水平處的更多失效可能性。因此，期望具有考慮以上所述問題中的至少一些以及其他可能問題的方法和裝置。
技術實現思路
在一個說明性實施例中，一種裝置包括細長構件、運動系統以及力管理系統。所述細長構件與用于航天器的對接結構相關聯。所述運動系統被配置為軸向移動所述細長構件，使得用于所述航天器的所述對接結構移動。每個所述細長構件獨立地移動。所述力管理系統在所述細長構件的運動期間將所述運動系統連接到所述細長構件并且被配置為將由每個所述細長構件施加的力限制為期望閾值。在另一說明性實施例中，存在一種用于對接航天器的方法。細長構件被軸向移動，使得用于所述航天器的對接結構移動。每個所述細長構件獨立地移動。在所述細長構件的運動期間將由所述每個所述細長構件施加的力限制為期望閾值。在又一說明性實施例中，一種用于航天器的對接系統包括捕獲環、與所述捕獲環相關聯的細長構件、對準特征件、馬達以及將所述馬達連接到所述細長構件的力管理系統。所述對準特征件被定位為沿著所述捕獲環的配合表面且被配置為將所述捕獲環與第二結構對準。所述馬達被配置為軸向移動所述細長構件，使得所述航天器的所述捕獲環以若干自由度移動。每個所述細長構件獨立地移動。所述力管理系統被配置為在所述細長構件的運動期間將由每個所述細長構件施加的力限制為期望閾值。特征和功能可以在本公開的各種實施例中獨立地實現或可以在其它實施例中組合，其中參考下面的描述和附圖可見實施例的進一步的細節。進一步地，本公開包括根據以下條款所述的實施例：條款1.一種用于航天器的對接系統，其包括：捕獲環；細長構件，其與所述捕獲環相關聯；對準特征件，其被定位為沿著所述捕獲環的配合表面并且被配置為將所述捕獲環與第二結構對準；馬達，其被配置為軸向移動所述細長構件，使得所述航天器的所述捕獲環以若干自由度移動，其中每個所述細長構件獨立地移動；以及力管理系統，其將所述馬達連接到所述細長構件并且配置為在所述細長構件的運動期間將由每個所述細長構件施加的力限制為期望閾值。條款2.根據條款1所述的對接系統，其中所述力管理系統響應于由所述第二結構施加的負載而被動限制由每個所述細長構件施加的所述力，并且其中當所述力到達所述期望閾值時，力管理系統被配置為滑動，使得相應的細長構件從第一位置移動到第二位置。條款3.根據條款1所述的對接系統，其中所述馬達被配置為操作在從延伸、衰減或縮回中的至少一個所選擇的狀態中。條款4.根據條款1所述的對接系統，其中由所述細長構件施加的所述力基于所述捕獲環相對于所述第二結構的位置被限制。附圖說明在隨附權利要求中提出說明性實施例的被確信具有新穎特征的特性。然而，說明性實施例以及優選的使用模式、進一步的目的和其特征當結合附圖閱讀時通過參考本公開的說明性實施例的下列細節描述將被更好地理解，其中：圖1是根據說明性實施例的航天器的對接環境的說明；圖2是根據說明性實施例的航天器的對接環境的框圖的說明；圖3是根據說明性實施例的航天器的對接系統的框圖的說明；圖4是根據說明性實施例的運動系統的操作的各狀態之間的變化的狀態圖的說明；圖5是根據說明性實施例的航天器的對接系統的說明；圖6是根據說明性實施例的致動器裝配件的說明；圖7是根據說明性實施例的與第二結構接合的對接系統的說明；圖8是根據說明性實施例的與第二結構對準的對接系統的另一說明；圖9是根據說明性實施例的與第二結構對準的對接系統的另一說明；圖10是根據說明性實施例的與第二結構對準的對接系統的又一說明；圖11是根據說明性實施例的與第二結構對準的對接系統的另外一說明；圖12是根據說明性實施例的延伸中的對接系統的圖表的說明；圖13是根據說明性實施例的衰減模式中的對接系統的圖表的說明；圖14是根據說明性實施例的用于對接航天器的過程的流程圖的說明；圖15是根據說明性實施例的用于對接航天器的過程的流程圖的另一說明；圖16是根據說明性實施例的用于對接航天器的過程的流程圖的又一說明；圖17是根據說明性實施例的具有框圖形式的航天器制造和維護方法的說明；以及圖18是根據說明性實施例的具有框圖形式的航天器的說明。具體實施方式說明性實施例認識到并且考慮了一個或多個不同的考量。例如，說明性實施例認識并且考慮到：可以期望降低用于航天器的對接系統的復雜度。例如，用于航天器的一些當前使用的對接系統使用負載傳感器系統、復雜控制法以及軟件應用以將一個航天器與另一個航天器耦合。這些系統傾向于復雜化且不可能如期望一樣執行。說明性實施例也認識并且考慮到期望減少航天器的重量。例如，減少航天器的重量允許航天器具有運載火箭的增加選擇，或可以運載更多有效負載作為交換。航天器的重量的減少同樣可以是關于執行太空中的操作所期望的。較大較重的航天器不可能如期望一樣容易地機動操作。然而本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種裝置，其包括：細長構件，其與用于航天器的對接結構相關聯；運動系統，其被配置為軸向移動所述細長構件，使得用于所述航天器的所述對接結構移動，其中每個所述細長構件獨立地移動；以及力管理系統，其在所述細長構件的運動期間將所述運動系統連接到所述細長構件并且被配置為將由每個所述細長構件施加的力限制為期望閾值。

【技術特征摘要】
【國外來華專利技術】2014.03.21 US 14/221,3571.一種裝置，其包括：細長構件，其與用于航天器的對接結構相關聯；運動系統，其被配置為軸向移動所述細長構件，使得用于所述航天器的所述對接結構移動，其中每個所述細長構件獨立地移動；以及力管理系統，其在所述細長構件的運動期間將所述運動系統連接到所述細長構件并且被配置為將由每個所述細長構件施加的力限制為期望閾值。2.根據權利要求1所述的裝置，其中所述對接結構將所述航天器連接到從對接環、空間站、衛星以及航天器中的一個選擇的第二結構。3.根據權利要求2所述的裝置，其中所述力管理系統響應于由所述第二結構施加的負載而被動限制由每個所述細長構件施加的所述力。4.根據權利要求2-3所述的裝置，其進一步包括：附連系統，其被配置為將所述對接結構固定到所述第二結構。5.根據前述任一權利要求所述的裝置，其中所述對接結構選自捕獲環和連桿中的一個。6.根據前述任一權利要求所述的裝置，其中所述細長構件以若干自由度移動所述對接結構。7.根據前述任一權利要求所述的裝置，其中所述運動系統被配置為操作在從延伸、衰減或縮回中的至少一個選擇的狀態中。8.根據前述任一權利要求所述的裝置，其中所述對接結構包括配合接口和對準特征件組。9.根據前...

【專利技術屬性】
技術研發人員：S·何弗拉尼恩，LP·C·莊，P·莫達赫迪，
申請(專利權)人：波音公司，
類型：發明
國別省市：美國;US