1.本发明涉及行星探测技术领域，更具体的说，特别涉及一种轻量化大承载地外行星探测指向机构。


背景技术：

2.我国现有月球车指向机构，通过三轴转动，实现有效载荷初始状态建立、俯仰偏航扫视，以满足月面导航、科学探索的探测需要。
3.由于月球重力仅为地球表面的1/6，指向机构转动过程中的重力矩负载较小；月壤松软，颠簸载荷较小；月面不存在大气，因此不存在沙尘暴等天气现象，除转动部分外，未采取专门的多余物防护措施。月球的一天约等于地球的一个月，月昼时间较长，可以付出较多的时间代价来实现有效载荷的回温，载荷热防护措施较少。
4.但以火星环境为例，火星重力约为地球重力的1/3，表面多为硬质地面，颠簸明显；火面存在周期性的沙尘天气，沙砾飞溅；火星的一天约等于地球的一天。月球车指向机构负载较小、防护措施有限，对火星等地外行星的大重力、极端高低温快速交变、沙尘、颠簸环境的适应能力不足。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于针对现有技术存在的技术问题，提供一种轻量化大承载地外行星探测指向机构，适用于地外行星表面星球车使用，为有效载荷提供精确指向。
6.为了解决以上提出的问题，本发明采用的技术方案为：
7.本发明提供一种轻量化大承载地外行星探测指向机构，包括支撑座、展开组件、偏航组件、俯仰组件、臂杆、载荷支架、热防护组件和电缆防护组件；
8.所述支撑座上设置展开组件，所述展开组件连接偏航组件；所述偏航组件连接臂杆的一端，所述臂杆的另一端设置俯仰组件；所述俯仰组件上设置载荷支架，所述载荷支架上设置载荷；所述载荷支架上还设置热防护组件，用于对载荷进行防护；所述电缆防护组件对电缆进行防护，所述电缆依次连接所述热防护组件、俯仰组件、偏航组件和展开组件后，由所述支撑座穿出；所述展开组件、偏航组件和俯仰组件带动所述载荷支架和载荷实现展开、偏航和俯仰转动。
9.进一步的，所述指向机构的整体构型呈t字型分布，所述展开组件带动载荷实现由平行于支撑座的收拢状态，转动至垂直于支撑座的直立状态；所述偏航组件和俯仰组件分别带动载荷实现-180
°
～180
°
的偏航转动、及-80
°
～90
°
的俯仰转动。
10.进一步的，所述指向机构还包括压紧释放组件，所述压紧释放组件采用三组，并分别设置在所述载荷支架的两侧、及所述偏航组件的一侧。
11.进一步的，所述展开组件包括展开支架、设置在所述展开支架的展开驱动模块和展开辅助轴系，所述展开支架设置在所述支撑座上，所述展开驱动模块连接所述展开辅助轴系；所述俯仰组件包括俯仰驱动模块、与所述俯仰驱动模块连接的俯仰支架和俯仰辅助
轴系，所述俯仰支架与所述臂杆的另一端连接，所述俯仰驱动模块连接所述载荷支架。
12.进一步的，所述偏航组件包括偏航支架、设置在所述偏航支架上的偏航驱动模块、及与所述偏航驱动模块连接的转接板，其中偏航支架与展开驱动模块连接；所述转接板连接臂杆的一端，并对偏航驱动模块进行环形遮挡。
13.进一步的，所述展开驱动模块、偏航驱动模块和俯仰驱动模块三者均包括驱动壳体、设置在驱动壳体内的电机、行星减速器、谐波减速器、输出轴和旋转变压器，所述电机的输出轴上依次连接两级行星减速器、一级谐波减速器和旋转变压器；所述展开驱动模块的输出轴连接所述偏航支架，所述偏航驱动模块的输出轴连接所述臂杆的一端，所述俯仰驱动模块的输出轴连接所述载荷支架。
14.进一步的，所述旋转变压器与输出轴之间设置密封圈，所述密封圈采取两级密封，并相对所述输出轴的轴线呈不对称v型布置；所述密封圈包括v型短臂和v型长臂，两者之间并与所述输出轴表面之间形成空腔；所述偏航驱动模块的驱动壳体端部设置有锥面，形成对外部粉尘起导向作用的导向斜坡。
15.进一步的，所述热防护机构包括外壳、挡板、保温内衬、测温单元和电加热器，所述外壳设置在所述载荷支架上，并用于安装载荷和电缆；所述外壳内部设置对载荷和电缆进行保护挡板、用于进行温度反馈的测温单元、及进行加热的电加热器；所述外壳内表面设置进行保温的保温内衬。
16.进一步的，所述电缆防护组件包括绑扎线、电缆外套、电缆、固定式电缆支架和限位式电缆支架，所述电缆的外表面设置电缆外套，并设置有绑扎线进行固定；所述电缆通过所述固定式电缆支架固定在支撑座上，并通过所述限位式电缆支架固定在所述臂杆上。
17.进一步的，所述绑扎线采用热固性薄膜、低膨胀系数的绑扎线；所述电缆外套采用宽温域柔韧的电缆外套，直径大于电缆变形的最大值。
18.与现有技术相比，本发明的有益效果在于：
19.(1)本发明通过整体的构型设计、轻量化设计，并通过展开组件、偏航组件和俯仰组件实现指向机构的转动和偏转，整体结构简单、功能可靠，并采用热防护组件，可对沙尘进行有效防护，也设置电缆防护组件，用于对电缆进行防护。
20.(2)本发明的电缆防护组件在提升电缆防尘能力、增强抗力学能力、降低转动磨损的同时，采取的防护措施不增加电缆阻力矩，有效提高了指向机构的负载能力。
附图说明
21.为了更清楚地说明本发明中的方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作一个简单介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。其中：
22.图1为本发明轻量化大承载地外行星探测指向机构的结构示意图。
23.图2为本发明轻量化大承载地外行星探测指向机构的左视图。
24.图3为本发明中展开组件的结构示意图。
25.图4为本发明中偏航组件的局部结构示意图。
26.图5为本发明中展开驱动模块的结构示意图。
27.图6为本发明中热防护组件的结构示意图。
28.图7为本发明中电缆防护组件的结构示意图。
29.图8为本发明中电缆防护组件的右视图。
30.附图标记说明如下：1-展开组件、2-偏航组件、3-俯仰组件、4-支撑座、5-压紧释放组件、6-臂杆、7-载荷支架、8-热防护组件、9-电缆防护组件、11-展开驱动模块、111-电机、112-行星减速器、113-谐波减速器、114-输出轴、115-旋转变压器、116-密封圈、1161-v型短臂、1162-v型长臂、117-测温单元、118-加热器、12-展开支架、13-展开辅助轴系、21-偏航支架、22-转接板、23-偏航驱动模块、81-外壳、82-挡板、83-保温内衬、84-测温单元、85-电加热器、91-绑扎线、92-电缆外套、93-电缆、94-固定式电缆支架、95-限位式电缆支架。
具体实施方式
31.除非另有定义，本文所使用的所有技术和科学术语与属于本发明技术领域的技术人员通常理解的含义相同；本文在说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明，例如，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置为基于附图所示的方位或位置，仅是便于描述，不能理解为对本技术方案的限制。
32.本发明的说明书和权利要求书及上述附图说明中的术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含；本发明的说明书和权利要求书或上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。本发明的说明书和权利要求书及上述附图说明中，当元件被称为“固定于”或“安装于”或“设置于”或“连接于”另一个元件上，它可以是直接或间接位于该另一个元件上。例如，当一个元件被称为“连接于”另一个元件上，它可以是直接或间接连接到该另一个元件上。
33.此外，在本文中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本发明的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域技术人员显式地和隐式地理解的是，本文所描述的实施例可以与其它实施例相结合。
34.参阅图1和图2所示，本发明提供一种轻量化大承载地外行星探测指向机构，该指向机构为三自由度指向机构，采用串联形式，包括支撑座4、展开组件1、偏航组件2、俯仰组件3、臂杆6、载荷支架7、热防护组件8和电缆防护组件9。
35.所述支撑座4上设置展开组件1，所述展开组件1连接偏航组件2。所述偏航组件2连接臂杆6的一端，所述臂杆6的另一端设置俯仰组件3。所述俯仰组件3上设置载荷支架7，所述载荷支架7上设置载荷。所述载荷支架7上还设置热防护组件8，用于对载荷进行防护。所述电缆防护组件9对电缆93进行防护，所述电缆93依次连接所述热防护组件8、俯仰组件3、偏航组件2和展开组件1后，由所述支撑座4穿出。所述展开组件1、偏航组件2和俯仰组件3带动所述载荷支架7和载荷实现展开、偏航和俯仰转动。
36.本实施例中，所述指向机构的整体构型呈t字型分布，所述支承座4、展开组件1、偏航组件2、臂杆6、载荷支架7、热防护组件8采用逐级串联，即采用展开组件1、偏航组件2和俯仰组件3三轴配置实现载荷进行展开、偏航和俯仰转动，所述载荷支架7和热防护组件8位于上部，所述臂杆6位于中部，所述俯仰组件3位于臂杆6的顶端，所述偏航组件2位于臂杆6的底端，所述支承座4和展开组件1位于下部，并与所述臂杆6的底端位置相对应。
37.本实施例中，参阅图1和2所示，此时展开组件1处于90
°
位置，所述偏航组件2、俯仰组件3处于0
°
位置。所述展开组件1带动载荷实现由平行于支承座4安装面的收拢状态，转动至垂直于安装面的直立状态；所述偏航组件2和俯仰组件3分别带动载荷实现沿自身轴线进行-180
°
～180
°
的偏航转动、及-80
°
～90
°
的俯仰转动，即可以完成绝大部分角度的扫视。
38.进一步的，所述指向机构还包括压紧释放组件5，所述压紧释放组件5采用三组，并分别设置在所述载荷支架7的两侧、及所述偏航组件2的一侧，三组所述压紧释放组件5呈近等腰三角形布置，有效提升了载荷支架7的承载能力与抗力学能力，并保证了整个指向机构的结构稳定性。
39.本实施例中，所述压紧释放组件5根据现有的构型，采取3点布置，借用与展开支架12、载荷支架7的接口实现对指向机构的整体压紧。所述载荷支架7可提供顶部接口、底部接口，实现挂载面积最大化，从而提高载荷携带能力。具体的，所述载荷支架7的两侧带有压紧释放组件5的接口，顶部接口为孤立的连接点，通过高热阻材料垫与载荷连接，同时连接点之外的空间填充低密度高热阻材料，减少热传导，从而提升载荷保温效果。通过载荷支架7的两侧压紧和两面挂载，相较于ce-3月球车桅杆的荷载比提高130％。
40.参阅图3所示，所述展开组件1包括展开支架12、设置在所述展开支架12的展开驱动模块11和展开辅助轴系13，所述展开支架12设置在所述支撑座4上，所述展开驱动模块11连接所述展开辅助轴系13，并连接所述偏航组件2。
41.进一步的，参阅图4所示，所述偏航组件2包括偏航支架21、设置在所述偏航支架21上的偏航驱动模块23、及与所述偏航驱动模块23连接的转接板22，其中偏航支架21与展开组件1呈正交布置，并与展开驱动模块11连接，偏航支架21可以相对于展开支架12可以转动。所述转接板22连接臂杆6的一端。具体的，所述展开辅助轴系13与展开驱动模块11组成了偏航组件2中偏航支架21的支承轴系，所述展开辅助轴系13对所述偏航支架21进行对称支撑，防止偏航支架21长期偏载而加速轴系磨损。
42.本实施例中，所述转接板22与偏航驱动模块23沿轴向存在重叠段，即偏航驱动模块23部分由转接板22进行环形遮挡，该重叠段径向间隙小于二者的轴向间隙，可以保证过大颗粒无法直接进入偏航驱动模块与转接板22之间接缝。所述偏航支架21外伸法兰带有压紧释放组件5接口。所述展开驱动模块11与偏航支架21连接接缝大于沙尘暴所能携带的最大颗粒直径，可防止小颗粒进入接缝后进入展开组件1内而引起卡滞。
43.进一步的，所述俯仰组件3包括俯仰驱动模块、与所述俯仰驱动模块连接的俯仰支架和俯仰辅助轴系，其中俯仰辅助轴系与俯仰驱动模块共同组成了载荷支架7的支承轴系，所述俯仰支架与所述臂杆6的另一端连接，所述俯仰驱动模块连接所述载荷支架7，所述载荷支架7通过俯仰辅助轴系进行对称支撑。
44.进一步的，参阅图5所示，所述展开驱动模块11、偏航驱动模块23和俯仰驱动模块三者均包括驱动壳体、设置在驱动壳体内的电机111、行星减速器112、谐波减速器113、输出轴114和旋转变压器115，所述电机111的输出轴114上依次连接两级行星减速器112、一级谐波减速器113和旋转变压器115。所述展开驱动模块11的输出轴114连接所述偏航支架21，所述偏航驱动模块的输出轴114连接所述臂杆6的一端，所述俯仰驱动模块的输出轴114连接所述载荷支架7。
45.进一步的，所述驱动壳体上还设置测温单元117和加热器118，用于进行温度反馈
和加热。
46.本实施例中，通过两级行星减速器和1级谐波减速器串联，实现高达3000的减速，最大外径小于60mm。所述驱动壳体采用新型金属基复合材料，密度低于3g/cm3，实现了驱动模块的重仅为1kg，最大输出力矩可达150nm，角度分辨率可达3
″
，为大负载、高精度指向奠定了基础。同时所有发生相对运动的部位之间均采取基于层间滑移的低温固体润滑剂，可以在200k以上的温度正常运行。
47.进一步的，继续参阅图4所示，所述旋转变压器115与输出轴114之间设置密封圈116，所述密封圈116采取两级密封，并相对所述输出轴114的轴线呈不对称v型布置。所述密封圈116包括v型短臂161和v型长臂162，所述v型短臂161的直径比v型长臂162大，两者之间并与所述输出轴114表面之间形成空腔。具体的，所述v型短臂161的直径稍大，比输出轴114的直径略小5μm左右；v型长臂162的直径稍小，比输出轴114的直径小30μm左右。
48.本实施例中，所述密封圈116采用耐磨柔性材料，通过两级分层密封即设置v型短臂1161和v型长臂1162，并形成空腔，可以防止小概率情况下，颗粒进入密封圈116与所述输出轴114之间，由于过盈量较大而引起卡滞，并可进行两级冗余防尘。
49.进一步的，所述偏航驱动模块23的驱动壳体端部设置成锥部，即对应的端面形成锥面，锥面的角度可以根据实际需要进行调整，锥面的表面光滑且无静电积累，形成导向斜坡。由于偏航组件2的轴线与重力方向平行，因此颗粒即使进入接缝，在重力作用下会迅速沿导向斜坡掉出而不会堆积。
50.本发明实施例中，通过转接板22对偏航驱动模块进行环形遮挡，实现偏航组件的遮挡式防尘；通过密封圈116与输出轴114之间进行两次接触密封，实现接触式防尘；将所述偏航驱动模块的驱动壳体端部设置成锥部，形成导向斜坡，避免粉尘堆积，实现重力除尘，因此本发明能够实现了对有大气环境下尘埃、沙砾的有效防护，保护各个组件工作的可靠性。
51.进一步的，参阅图6所示，所述热防护组件8包括设置在载荷支架7上的外壳81、挡板82、保温内衬83、测温单元84、电加热器85，其中外壳81的整体为带穹顶半封闭方盒，可抵挡沙尘等的冲击，并与载荷支架7存在安装接口，并在载荷的镜头、电缆出入口位置留有豁口，用于载荷和电缆的安装。所述挡板82用于保护载荷探头和电缆，与外壳81、载荷支架7有安装接口，以维持热防护组件8的外形封闭，提高承载能力。
52.进一步的，所述保温内衬83采取随型设计，与有效载荷及其外部电接口保持恒定的5mm间距，以提升保温效果。具体的，所述保温内衬83的表面均匀粘贴高反射率内膜，可以降低载荷辐射散热。
53.进一步的，所示测温单元84、电加热器85设置在所述外壳81内侧，以提供载荷实时温度反馈，并加热至指定温度。
54.本实施例中的热防护组件8，通过设置外壳81和挡板82可对沙尘进行有效防护，并设置保温内衬83和电加热器85，具备主动加热、高效保温能力。
55.参阅图7和8所示，所述电缆防护组件9包括绑扎线91、电缆外套92、电缆93、固定式电缆支架94、限位式电缆支架95，所述电缆93的外表面设置电缆外套92，并设置有绑扎线91进行固定。所述电缆93上还设置有电缆支架。具体的，所述电缆支架包括固定式电缆支架94和限位式电缆支架95，所述固定式电缆支架94通过压接将电缆93固定在支撑座4上，限位式
电缆支架95将所述电缆93固定在所述臂杆6上，并允许电缆93在一定范围内转动，使电缆93在工作区间内阻力矩较小，在非工作区间机械限位，从而避免干涉。
56.进一步的，所述绑扎线91采用热固性薄膜、低膨胀系数的绑扎线，绑扎长度为3～5mm，绑扎点位置位于电缆93固定位置及运动位置中段，可以有效收拢电缆93的同时降低对电缆93转动的约束。
57.进一步的，所述电缆外套92采用宽温域柔韧的电缆外套，直径大于电缆93变形的最大值，既起到隔尘作用又不会对电缆93形成约束。所述电缆外套92外侧并位于电缆固定位置还缠绕有热固性薄膜，在高温下变硬并与电缆外套92紧密连接，当固定式电缆支架94压紧电缆93时起到保护作用。
58.本实施例中，所述电缆93通过额外施加扭转、弯曲力使电缆固定两端时，中间部分呈特定形状，并具备一定的刚度，可以抵抗发射、着陆过程中的力学载荷，并防止电缆93与特定设备发生干涉。
59.本发明提供的轻量化大承载地外行星探测指向机构，工作过程如下：
60.初次工作时，展开组件1先工作，从90
°
位置转动至0
°
位置，即偏航组件轴线与重力方向平行，后续在不发生干涉的情况下，展开组件1、偏航组件2、俯仰组件3三者可以同时工作或逐个工作。
61.展开组件1工作时，展开驱动模块11的电机111通过两级行星减速器112、一级谐波减速器113进行减速和增矩后，带动输出轴114运动，并带动所述偏航支架21转动，旋转变压器115对输出轴114的转动角度进行精确测量，实现带动载荷支架7及其上的载荷由平行于支承座4安装面的收拢状态，转动至垂直于安装面的直立状态。
62.偏航组件2工作时，偏航驱动模块对应的电机111带动输出轴114运动，并带动连接板22和臂杆6转动，即实现载荷支架7及其上的载荷进行-180
°
～180
°
的偏航转动。俯仰组件3工作时，俯仰驱动模块对应的电机111带动输出轴114运动，并带动载荷支架7及其上的载荷进行转动，从而实现-80
°
～90
°
的俯仰转动。
63.上述实施例为本发明较佳的实施方式，但本发明的实施方式并不受上述实施例的限制，其他的任何未背离本发明的精神实质与原理下所作的改变、修饰、替代、组合、简化，均应为等效的置换方式，都包含在本发明的保护范围之内。