一种弹射式连接分离一体化装置的制作方法

[0001]
本发明涉及一种弹射式连接分离一体化装置，属于星箭分离装置设计领域。


背景技术：

[0002]
随着空间科学技术的发展，国内外卫星发展技术趋势日益成熟，发射任务日趋增加，卫星的构型、尺寸等也日趋多样化。对于卫星要搭载运载火箭升空的背景下，未来航天技术对运载空间位置利用率、星箭分离装置研制周期、对卫星冲击较小、实现高效率可靠分离、实时解锁分离遥测的技术要求也越来越高，传统固定构型的星箭分离装置越来越不能满足卫星对运载的这些要求。因此急需开展可以快速研制、适应卫星及运载空间、对卫星冲击较小、实现高效率可靠分离和实时解锁分离遥测的新型连接分离装置的研究。
[0003]
基于传统的星箭连接分离装置，分离装置沿着火箭轴向安装就是通过在支撑舱上安装支架实现分离装置的轴向安装，支撑舱段与整流罩之间的锥角空间利用率不高，或者卫星沿着火箭径向分离，分离装置都统一安装于支撑舱上的圆柱舱段上，依旧没有利用支撑舱的斜锥段空间，造成空间利用率低。传统构型的搭载于支撑舱侧壁的星箭分离装置，对卫星有一定的尺寸约束，使卫星设计有一定局限，针对卫星新构型设计新型连接分离装置的话，周期会显著增加，无法快速适应日趋多样化的卫星的构型，不满足快速发射需求。此外传统构型的星箭分离装置，火工品至少两个以上，对卫星冲击较大，无法满足未来安装有精密单机的卫星冲击的要求。传统构型的依靠弹簧及轨道分离卫星的星箭分离装置中，弹簧没有在导轨全行程范围内工作，卫星自身的分离的效率不靠，甚至有可能发生卡滞，因此可靠性不高。最后，实时解锁分离遥测功能是星箭分离装置中重要功能组成部分，传统构型的分离装置实现实时解锁分离遥测功能靠行程开关和遥测组件，具有安装位置多、重量大数量多的缺点。


技术实现要素：

[0004]
本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，传统星箭连接分离装置对卫星存在尺寸约束、无法适应卫星的不同构型、不能满足快速发射的问题，提出了一种弹射式连接分离一体化装置。
[0005]
本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
[0006]
一种弹射式连接分离一体化装置，包括壳体组件、推板组件、遥测装置、连接解锁装置，所述壳体组件紧固连接于卫星支撑舱上，初始状态下卫星通过连接解锁装置锁紧并放置于壳体组件内，当卫星入轨后连接解锁装置解锁，用于推动卫星由壳体组件向外弹射的推板组件设置于壳体组件内并与卫星接触，所述遥测装置在地面控制站控制下向连接解锁装置发送解锁信号，并向推板组件发送分离信号。
[0007]
所述壳体组件包括第一导轨、第二导轨、左侧蒙皮、右侧蒙皮、上蒙皮、下蒙皮、后端盖、门框、定位销，所述左侧蒙皮、右侧蒙皮为相同梯形结构蒙皮，所述上蒙皮、下蒙皮为矩形结构蒙皮，所述左侧蒙皮、右侧蒙皮、上蒙皮、下蒙皮通过门框固定，并通过后端盖构成
梯形体的箱体结构，所述门框上设置有与卫星匹配连接的定位销，箱体结构内侧设置有第一导轨、第二导轨，用于供推板组件滑动，所述门框与下蒙皮通过紧固件连接于卫星支撑舱上。
[0008]
所述第一导轨、第二导轨均通过紧固件固定于上蒙皮内侧及下蒙皮内侧，为半中空形导轨。
[0009]
所述推板组件包括前挡板、后挡板、第一导向柱、第二导向柱、加强柱、弹簧筒、侧挡板、分离弹簧、压块，所述前挡板、后挡板、第一导向柱、第二导向柱、加强柱、弹簧筒、侧挡板通过紧固件固定形成矩形平板的推板结构，所述后端盖上设置有通孔，所述通孔通过紧固件分别与压块、加强柱连接，所述第一导向柱、第二导向柱、加强柱、弹簧筒、侧挡板均设置于前挡板上，所述后挡板与后端盖接触，分离弹簧的后端通过压块分别固定在后端盖的四个顶角处，分离弹簧的前端通过弹簧筒、第一导向柱、第二导向柱、加强柱、侧挡板设置于推板结构后端的后挡板以顶住推板结构，所述推板结构与卫星底面接触并配合卫星沿第一导向柱、第二导向柱方向与第一导轨、第二导轨配合滑动。
[0010]
所述分离弹簧推动推板组件中加强柱、弹簧筒、侧挡板组成的导向筒环滑动，所述第一导向柱、第二导向柱、门框、下蒙皮上均于滑动方向上设置有凸起，用于对推板组件进行限位。
[0011]
所述遥测装置包括干簧管、磁铁，所述第二导向柱上设计有圆孔，用于放置磁铁，第二导轨设计有圆孔，用于引出干簧管导线，所述干簧管通过胶水设置在第二导轨的半中空内腔中的前后端，磁铁与干簧管在锁紧时距离接近，通过第二导轨圆孔对干簧管引出的导线测量得到压紧信号，并在卫星与壳体组件分离过程中通过第二导轨圆孔对干簧管引出的导线测量得到分离信号以实现实时解锁及分离遥测。
[0012]
所述前挡板、后挡板中设置有中央圆孔，供连接解锁装置穿过并与卫星地面固定。
[0013]
所述连接解锁装置设置于后端盖中央位置，通过壳体组件并穿过推板组件中央圆孔与卫星底座连接，包括转接筒、爆炸螺栓、球垫、垫板、方螺母、不锈钢板、镁合金板、环氧玻璃板、蜂窝、橡胶板、爆炸螺栓保护罩，爆炸螺栓穿过球垫、后端盖与放置于转接筒内的方螺母螺纹连接锁紧；不锈钢板、镁合金板、环氧玻璃板、蜂窝、橡胶板均设置于转接筒底部用于减少卫星冲击作用，所述球垫设置于前挡板上用于导向定位，转接筒内设置蜂窝、橡胶板，爆炸螺栓保护罩设置于爆炸螺栓外侧对爆炸螺栓实现保护。
[0014]
卫星锁紧时，对爆炸螺栓施加预紧力，对定位销施加预紧力，使卫星在后端盖定位销的共同支撑作用下实现卫星与分离装置可靠连接锁紧，卫星入轨时爆炸螺栓起爆，连接解锁装置解锁，卫星在分离弹簧和推板组件作用下，沿第一导轨、第二导轨滑出壳体组件实现卫星分离。
[0015]
所述壳体组件空间根据卫星形状、体积确定并制作，采用采用板材机加工壳体研制，门框根据运载支撑舱角度加工。
[0016]
本发明与现有技术相比的优点在于：
[0017]
(1)本发明提供的一种弹射式连接分离一体化装置，分离装置中的门框、下蒙皮能够通过安装于运载支撑舱上，门框可适应并根据运载支撑舱角度加工，使卫星充分利用整流罩与支撑舱之间的空间位置，提高空间利用率，能够可根据卫星形状体积加工连接解锁装置的空间大小、形状，同时采用板材机加工、壳体研制周期短、可快速适应卫星要求，同时
通过单个连接解锁装置与卫星底座连接，定位销通过门框与卫星配合实现承受卫星载荷，通过对爆炸螺栓施加预紧力与定位销的共同作用下，使卫星有预应力的作用，提高卫星与分离装置组合体刚度的作用，大大减小传统构型的分离装置的预紧力，减少连接分离装置数量从而减少火工品，实现较小的冲击；
[0018]
(2)本发明采用的连接解锁装置通过一个爆炸螺栓实现与卫星的可靠连接，采用三种材料的三层垫板、橡胶板、蜂窝板实现减小冲击；采用爆炸螺栓保护罩和转接筒，实现爆炸螺栓起爆后的收集作用，防止多余物产生；采用球窝实现在施加爆炸螺栓预紧力时的位置自动调整作用；采用方螺母实现爆炸螺栓在加载过程中提供反力矩，方便加载，导轨固定在壳体组件内腔的四个角上，卫星通过导轨在壳体组件中滑动，弹簧分离装置中通过推板结构在锁紧时起到对卫星的空间约束作用，使卫星具有可靠支撑，解锁后推板结构推动卫星分离，使卫星在壳体内腔分离过程中保持力的传递性，不会使机构卡滞，提高了分离效率和可靠性，到推板继续沿着导轨运动到后期时，推板结构被限位，而卫星则分离出装置外完成分离动作；
[0019]
(3)本发明的门框及下蒙皮凸起，起给推板组件的前挡板起到限位作用，防止推板组件推出分离装置以外，定位销后端设计成六方，并且可前后调动位置完成与卫星的位置匹配，可通过扳手给拧定位销使定位销顶到卫星并有一定力的作用，后端盖上压块，可通过紧固件完成对分离弹簧的固定，保证分离可靠性，同时后端盖设置推板收紧螺钉，在装配时可先将推板组件收起，方便卫星的安装，在完成卫星的安装以后，卸掉该收紧螺钉，可实现分离功能，后端盖设置推板压紧螺钉，可在卫星装到分离装置中以后，完成连接解锁装置的安装，卸掉收紧螺钉后，通过压紧螺钉完成推板对卫星的贴合，达到给卫星实现物理约束的作用；
[0020]
(4)本发明采用的分离弹簧通过弹簧筒、导向柱、加强柱、侧挡板实现导向，遥测装置的干簧管放置于导轨中，推板结构的导向柱设计圆孔用于放置遥测装置的磁铁，根据磁铁与干簧管距离接近时，干簧管的回路电阻小，当磁铁与导轨的干簧管的距离远时，干簧管的回路电阻大的原理，通过对干簧管引出的导线测量信号。根据卫星被锁紧时推半组合体的压紧位置及分离时推板结构的限位位置，使导向柱中的磁铁与导轨中干簧管在锁紧时距离接近，通过导轨圆孔对干簧管引出的导线测量得到压紧信号，推板结构在壳体组件移动分离过程中无信号，在分离时距离接近，通过导轨圆孔对干簧管引出的导线测量得到分离信号，实现了集约化的实现解锁分离遥测功能。
附图说明
[0021]
图1为发明提供的弹射式连接分离一体化装置结构示意图；
[0022]
图2为发明提供的连接分离一体化装置与卫星及运载支撑舱位置关系示意图；
[0023]
图3为发明提供的壳体组件结构示意图；
[0024]
图4为发明提供的干簧管位置示意图；
[0025]
图5为发明提供的推板组件结构示意图；
[0026]
图6为发明提供的磁铁位置示意图；
[0027]
图7为发明提供的连接解锁装置结构示意图；
具体实施方式
[0028]
一种弹射式连接分离一体化装置，属于星箭分离等相关连接分离领域的连接分离装置，主要由壳体组件1、推板组件2、遥测装置3、连接解锁装置4组成，其中，壳体组件1包括第一导轨1-1、第二导轨1-2、左侧蒙皮1-3、右侧蒙皮1-4、上蒙皮1-5、下蒙皮1-6、后端盖1-7、门框1-8、定位销1-9；
[0029]
推板组件2包括前挡板2-1、后挡板2-2、第一导向柱2-3、第二导向柱2-4、加强柱2-5、弹簧筒2-6、侧挡板2-7、分离弹簧2-8、压块2-9；
[0030]
遥测装置3包括干簧管3-1、磁铁3-2；
[0031]
连接解锁装置4包括转接筒4-1、爆炸螺栓4-2、球垫4-3、垫板4-4、方螺母4-5、不锈钢板4-6、镁合金板4-7、环氧玻璃板4-8、蜂窝4-9、橡胶板4-10、爆炸螺栓保护罩4-11；
[0032]
壳体组件1紧固连接于卫星支撑舱上，初始状态下卫星通过连接解锁装置4锁紧并放置于壳体组件1内，当卫星入轨后连接解锁装置4解锁，用于推动卫星由壳体组件1向外弹射的推板组件2设置于壳体组件1内并与卫星接触，遥测装置3在地面控制站控制下向连接解锁装置4发送解锁信号，并向推板组件2发送分离信号。
[0033]
壳体组件1由左侧蒙皮1-3、右侧蒙皮1-4、上蒙皮1-5、下蒙皮1-6、后端盖1-7、门框1-8通过紧固件形成箱体结构，其空间大小、形状可根据卫星形状体积制作，采用板材机加工壳体研制周期短，可快速适应卫星要求；门框可适应并根据运载支撑舱角度加工，使卫星充分利用整流罩与支撑舱之间的空间位置，提高空间利用率；
[0034]
门框1-8上设置有与卫星匹配连接的定位销1-9，箱体结构内侧设置有第一导轨1-1、第二导轨1-2，用于供推板组件2滑动，所述门框1-8与下蒙皮1-6通过紧固件连接于卫星支撑舱上；紧固件数量不限，可根据壳体组件的大小及受力决定紧固件数量及位置，完成分离装置在运载支撑舱上的固定。
[0035]
第一导轨1-1、第二导轨1-2均通过紧固件固定于上蒙皮1-5内侧及下蒙皮1-6内侧，通过紧固件固定在壳体组件1内腔的四个角上，第一导轨1-1、第二导轨1-2设计成半中空形，用于放置遥测装置3的干簧管3-1，第二导轨1-2设计圆孔用于引出干簧管3-1导线，用于与运载遥测信号联通。
[0036]
门框1-8及下蒙皮1-6上设置有凸起，起给推板组件2的前挡板2-1起到限位作用，定位销1-9通过螺纹孔安装于门框1-8上，前端设计成凸起的圆锥销形式，与卫星的凹进的圆锥销配合实现承受卫星的横向纵向载荷；后端设计成六方，并且可前后调动位置完成与卫星的位置匹配，可通过扳手给拧定位销使定位销顶到卫星并有一定力的作用。
[0037]
前挡板2-1、后挡板2-2、第一导向柱2-3、第二导向柱2-4、加强柱2-5、弹簧筒2-6、侧挡板2-7通过紧固件固定形成矩形平板的推板结构，所述后端盖1-7上设置有通孔，所述通孔通过紧固件分别与压块2-9、加强柱2-5连接，从而实现弹簧的安装，并实现在卫星安装时将推板组件2收起，方便安装；所述第一导向柱2-3、第二导向柱2-4、加强柱2-5、弹簧筒2-6、侧挡板2-7均设置于前挡板2-1上，所述后挡板2-2与后端盖1-7接触，分离弹簧2-8的后端通过压块2-9分别固定在后端盖1-7的四个顶角处，分离弹簧2-8的前端通过弹簧筒2-6、第一导向柱2-3、第二导向柱2-4、加强柱2-5、侧挡板2-7设置于推板结构后端的后挡板2-2以顶住推板结构，所述推板结构与卫星底面接触并配合卫星沿第一导向柱2-3、第二导向柱2-4方向与第一导轨1-1、第二导轨1-2配合滑动；
[0038]
后端盖1-7上有通过紧固件顶着推板组件2的螺纹孔，从而实现在卫星的物理约束；后端盖1-7上有穿过爆炸螺栓4-2与卫星连接的通孔，通孔远离卫星端设计球垫4-3，起到防止爆炸螺栓4-2在拧紧时卡滞的作用，通孔靠近卫星端设计锥台，起到承受卫星载荷的作用，从而使其可靠连接；后端盖1-7上有与爆炸螺栓保护罩4-11连接的螺纹孔，从而让爆炸螺栓4-2起爆后能收集不产生多余物。
[0039]
分离弹簧2-8推动推板组件2中加强柱2-5、弹簧筒2-6、侧挡板2-7组成的导向筒环滑动，所述第一导向柱2-3、第二导向柱2-4、门框1-8、下蒙皮1-6上均于滑动方向上设置有凸起，用于对推板组件2进行限位。
[0040]
分离弹簧2-8的前端通过弹簧筒2-6及导向柱、加强柱2-5、侧挡板2-7与推板结构实现导向，推板结构后端被分离弹簧2-8的顶着，前端与卫星的底面接触，四周通过摩擦系数小的材料为peek的导向柱光滑地与导轨配合，可以提高摩擦效率；推板组件2分离弹簧2-8作用下，能够在各导轨的全行程范围内工作，防止在分离过程中卡滞，实现卫星分离过程中提可靠性的作用；推板结构的前挡板2-1、后挡板2-2中间设计足够大圆孔，使连接解锁装置4能够穿过推板结构与卫星底面固定并在分离时保证分离安全距离；推板结构的第二导向柱2-4设计圆孔，用于放置遥测装置3的磁铁3-2，与干簧管3-1形成磁场效应通过电阻的形式作为遥测信号。
[0041]
卫星被锁紧时推板结构的压紧位置及分离时推板结构的限位位置，遥测装置3的干簧管3-1通过胶水设置在第二导轨1-2的半中空内腔中的前后端，遥测装置3的磁铁3-2设置在第二导向柱2-4中，使第二导向柱2-4中的磁铁3-2与第二导轨1-2中干簧管3-1在锁紧时距离接近，通过第二导轨1-2圆孔对干簧管3-1引出的导线测量得到压紧信号，推板结构在壳体组件1移动分离过程中无信号，在分离时距离接近，通过第二导轨1-2圆孔对干簧管3-1引出的导线测量得到分离信号，实现实时解锁和分离遥测功能。
[0042]
连接解锁装置4位于后端盖1-7中央、前挡板2-1、后挡板2-2中的中央圆孔以及壳体组件1与卫星底座连接，爆炸螺栓4-2穿过球垫4-3、后端盖1-7与放置于转接筒4-1内的方螺母4-5螺纹连接，实现锁紧；不锈钢板4-6、镁合金板4-7、环氧玻璃板4-8、蜂窝4-9、橡胶板4-10起到减少冲击作用，球垫4-3起到导向定位作用；连接解锁装置4的转接筒4-1内放置蜂窝4-9、橡胶板4-10，在爆炸螺栓保护罩4-11放置蜂窝4-9，实现减小冲击的作用；
[0043]
连接解锁装置4中，爆炸螺栓4-2穿过球垫4-3、后端盖1-7与放置于转接筒4-1内的方螺母4-5螺纹连接锁紧，；不锈钢板4-6、镁合金板4-7、环氧玻璃板4-8、蜂窝4-9、橡胶板4-10均设置于转接筒4-1底部用于减少卫星冲击作用，所述球垫4-3设置于前挡板2-1上用于导向定位，转接筒4-1内设置蜂窝4-9、橡胶板4-10，爆炸螺栓保护罩4-11设置于爆炸螺栓4-2外侧对爆炸螺栓4-2实现保护；
[0044]
卫星锁紧时，对爆炸螺栓4-2施加预紧力，对定位销1-9施加预紧力，使卫星在后端盖1-7定位销1-9的共同支撑作用下实现卫星与分离装置可靠连接锁紧，卫星入轨时爆炸螺栓4-2起爆，连接解锁装置4解锁，卫星在分离弹簧2-8和推板组件2作用下，沿第一导轨1-1、第二导轨1-2滑出壳体组件1实现卫星分离；
[0045]
弹射式连接分离一体化装置整体装置形式类似于“l型”，可适应卫星运载空间的整流罩与支撑舱的空间，提高空间利用率；该分离装置壳体组件1可根据卫星构型快速适应，以应对快速发射需求；卫星通过分离装置的后端盖1-7锥台与定位销1-9的共同支撑形
式，该布局形式可有效减少连接分离装置数量从而减少火工品，实现较小的冲击。
[0046]
下面结合具体实施例进行进一步说明：
[0047]
如图1～图7所示，弹射式连接分离一体化装置由壳体组件1、推板组件2、遥测装置3、连接解锁装置4构成，该分离一体化装置安装于运载火箭支撑舱上，初始时卫星通过连接解锁装置4锁紧放置于壳体组件1中，在入轨后连接解锁装置4解锁，卫星在推板组件2作用下弹射出壳体组件1实现星箭分离，遥测装置3提供解锁和分离信号。
[0048]
其中，分离弹簧2-8通过压块2-9安装于壳体组件1的后端盖1-7上，推板组件2的第一导向柱2-3、第二导向柱2-4与壳体组件1的第一导轨1-1、第二导轨1-2配合使其能够滑动，并且通过壳体组件1的门框1-8、下蒙皮1-6的凸起与第一导向柱2-3、第二导向柱2-4的凸起实现限位，分离弹簧2-8顶着推板组件2中由加强柱2-5、弹簧筒2-6、侧挡板2-7组成的导向筒环，使其能够在弹射分离装置一定范围内滑动。
[0049]
弹射式连接分离一体化装置中，壳体组件1第一导轨1-1中放置干簧管3-1并引出导线，推板组件2中放置磁铁，通过磁铁3-2与干簧管3-1的磁场效应使干簧管3-1阻值变化，从而作为遥测信号。干簧管3-1分别放置于第一导轨1-1的首尾两端，通过推板组件2的移动，可遥测到解锁信号；
[0050]
弹射式连接分离一体化装置通过连接解锁装置4将卫星与其连接锁紧，爆炸螺栓4-2穿过后端盖1-7与卫星底板连接并施加预紧力，定位销1-9与卫星前板接触并施加预紧力使其保持一定刚度，可实现卫星的锁紧；
[0051]
在地面阶段时，首先将推板组件2按到壳体组件1后端盖处并通过后端盖1-7上拉紧螺钉将推板组件2约束，然后将卫星沿着导轨放入壳体组件1中，用爆炸螺栓4-2穿过后端盖与方螺母4-5拧紧并施加一定的预紧力，使其卫星锁紧。卸掉后端盖1-7上拉紧螺钉使推板组件2在弹簧力作用下与卫星底板接触，后端盖1-7上拧入顶紧螺钉使推板组件2在顶紧螺钉作用下与卫星底板接触，实现卫星的约束；通过拧动定位销1-9后端的六边形柱调节定位销前后移动使其与卫星的锥面紧密接触，并施加一定预紧力使卫星保持一定刚度。最后将爆炸螺栓4-2通过电缆连接头与运载火箭导线连接，将遥测的干簧管3-1导线与运载火箭导线连接，实现运载火箭对弹射式连接分离一体化装置的解锁、遥测功能。由于干簧管3-1位于分离装置前后两端，此时卫星通过爆炸螺栓4-2与分离装置机械连接在一起，干簧管3-1与导轨磁铁3-2距离接近，干簧管3-1引出的两条导线连到运载火箭上时候检测到的闭环阻值较小，作为锁紧信号
[0052]
卫星通过连接解锁装置4的爆炸螺栓4-2锁紧，在后端盖锥台和定位销1-9锥台的支撑作用下，抵御外载荷，实现发射阶段的可靠锁紧。
[0053]
火箭末子级入轨以后，运载火箭通过导线及电接口电缆给爆炸螺栓4-2通电流，使分离装置解锁，卫星在弹簧及推板结构的作用下沿着导轨推出，直到推板结构滑到极限位置，即推板结构被分离装置限位，卫星被推出分离装置，完成卫星与分离装置的相互分离。在推出过程中，在推板结构滑到分离装置的中间位置时刻，干簧管3-1引出的导线此时无限大；推板结构滑到极限位置时，干簧管3-1与导轨磁铁3-2距离接近，干簧管3-1引出的两条导线连到运载火箭上时候检测到的闭环阻值较小，作为分离信号。
[0054]
本发明已以具体实施例揭示如上，然而该实施例只为更清楚的说明本发明所用，而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，在
本发明的技术实质基础上做的任何简单修改、等同转化等能思之的变化，均属于本发明的技术方案范围。

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