(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111485758.5 (22)申请日 2021.12.07 (71)申请人 北京卫星环境工程研究所 地址 100094 北京市海淀区友谊路104 号 (72)发明人 宋晓晖　张强　刘哲　樊友高　 刘智斌　王再成　路毅　金晨伟　 臧金玉　刘国宇　张伯寅　任振岳　 隗立利　陈晓蕾　吴琼　王培　 刘双　薛峰　王紫光　刘旭　 (74)专利代理 机构 北京志霖恒远知识产权代理 事务所(普通 合伙) 11435 代理人 郭栋梁 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01) G06F 30/15(2020.01)G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种航天器总装紧 固件柔性力矩加载系统 (57)摘要 本发明公开了一种航天器总装紧固件柔性 力矩加载系统， 包括结构主体与系统框架， 所述 系统框架上开设有最近通道。 本发明中， 当力矩 到达规定值时系统应能自动卸载， 不再继续施加 力矩， 同时系统能进行声光警示， 系统远端应能 够实时记录力矩施加值及加载到紧固件上的测 量值， 并在卸力后能保留力矩峰值显示， 系统测 量精度不小于0.05N m， 系统误差在5％以内， 同时 基于万向节原理的柔性力矩加载装置和在线力 矩实时监测系统， 可以实现航天器狭小空间内操 作可达， 解决了传统模式下无法使用标准工具进 行紧固件扭矩加载的难题， 满足航天器总装快 速、 可靠、 安全的高标准需求。 权利要求书1页 说明书3页 附图3页 CN 114329820 A 2022.04.12 CN 114329820 A 1.一种航天器总装紧固件柔性力矩加载系统， 包括结构主体与系统框架 （7） ， 所述系统 框架 （7） 上开设有最近通道 （8） ， 其特征在于， 所述结构主体包括有垂直转换器 （1） 、 传感器 （2） 、 预设滑转扭矩器 （3） 、 软轴 （4） 、 加力器 （5） 与固定把手 （6） ， 所述结构主体外侧设置有显 示单元。 2.根据权利要求1所述的一种航天器总 装紧固件柔性力矩加载系统， 其特征在于， 所述 传感器 （2） 选用小直径扭矩感应 器件。 3.根据权利要求1所述的一种航天器总 装紧固件柔性力矩加载系统， 其特征在于， 所述 预设滑转扭矩器 （3） 包括有输出轴 （301） 、 反转螺栓 （302） 、 预设螺栓 （303） 、 输入轴 （304） 与 弹簧 （305） ， 所述输出轴 （3 01） 与输入轴 （3 04） 依靠摩擦力进行传动。 4.根据权利要求1所述的一种航天器总 装紧固件柔性力矩加载系统， 其特征在于， 所述 软轴 （4） 有万向关键 （401） 、 接 头 （402） 与转轴 （40 3） 组成。 5.根据权利要求1所述的一种航天器总 装紧固件柔性力矩加载系统， 其特征在于， 所述 加力器 （5） 为人力驱动的手把， 固定把手 （6） 用于把接 头 （402） 固定 于螺栓头上。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114329820 A 2一种航天器 总装紧固件柔性力矩加载系统 技术领域 [0001]本发明涉及 航天器总装技术领域， 尤其涉及一种航天器总装紧固件柔性力矩加载 系统。 背景技术 [0002]航天器总体装配是航天器研制的重要阶段， 总装质量将直接影响航天器的整体性 能， 在整星总装过程中， 扭矩拧紧装置在机械装配中承担着重要角色， 特别是在研制高质 量、 长寿命航 天器的背 景下， 扭矩拧紧装置是机械连接中必不可少的在线检测和装配设备， 对保证航天器的装配质量起到 关键作用， 国内卫星上的螺纹连接形式一般是通过钛螺钉与 结构板(如铝蒙皮蜂窝板、 碳纤维蒙皮蜂窝板)内的钢丝螺套连接， 为保证螺纹连接的高可 靠性， 确保满足力学环境要求， 一般采用对螺纹紧固件施加预紧力的方法进行紧固， 对螺纹 紧固件预紧力的控制一般采用力矩控制法， 即采用扭矩拧紧装置通过操纵拧紧力矩值T的 方式来控制螺纹连接的预紧力F。 [0003]扭矩拧紧装置在航天器总体装配中扮演着重要角色， 特别是在长寿命、 高可靠航 天器的高质量研制背 景下， 扭矩拧紧装置成为了机械连接中必不可少的在线检测和装配设 备， 对保证航天器的装配质量起到关键作用， 航天器总装研制中使用的扭矩拧紧装置一般 为预置式力矩扳手， 尤其是手动预置式力矩扳手应用尤其普遍， 尽管预置式力矩扳手在航 天器研制过程中发挥了很大 的积极作用， 满足了大部分工况下的紧固件预紧力加载需求， 但随着航 天器结构日益复杂， 由于操作空间的 限制导致的紧固件无法实施力矩拧紧的情况 日趋增多。 如果紧固件的预紧力未达到 设计指标要求， 则可能导致螺钉脱落、 螺钉断裂等 故 障， 致使航天器 研制质量受到影响。 [0004]在实际使用中， 由于航天器的布局愈加复杂， 总装实施的操作空间受到限制， 尚存 在着回转空间受 限而导致的紧固件无法进行力矩测量的问题， 该工况下， 力矩扳手能与螺 钉进行有效连接， 但力矩扳手无回旋操作的空间， 无法实现紧固并测力矩， 故而亟待提出相 应的航天器总装紧 固件柔性力矩加载系统来 解决上述问题。 发明内容 [0005]本发明的目的是为了解决上述问题， 而提出的一种航天器总装紧固件柔性力矩加 载系统。 [0006]为了实现上述目的， 本发明采用了如下技 术方案： [0007]一种航天器总装紧固件柔性力矩加载系统， 包括结构主体与系统框架， 所述系统 框架上开设有最近通道， 所述结构主体包括有垂 直转换器、 传感器、 预设滑转扭矩器、 软轴、 加力器与固定把手， 所述结构主体外侧设置有显示单 元。 [0008]作为上述 技术方案的进一 步描述： [0009]所述传感器选用小直径扭矩感应 器件。 [0010]作为上述 技术方案的进一 步描述：说　明　书 1/3 页 3 CN 114329820 A 3