一种模拟微重力环境的星箭分离试验装置的制作方法

本实用新型属于微重力模拟技术领域，尤其涉及一种模拟微重力环境的星箭分离试验装置。

背景技术：

众所周知，为了实时、明了地观察微重力环境中的各种现象，很多实验室会使用到微重力实验装置，然而，现有的微重力实验装置大都结构复杂、成本较高。例如，公开号为cn202795838u的专利文献，其公开了一种微重力实验装置，该微重力实验装置，包括支撑架，还包括固定于支撑架上的竖直导轨，和能够沿竖直导轨上下移动的起落台，以及控制起落台运动的升降装置，所述竖直导轨通过滚动装置与起落台相连，所述滚动装置包括连接起落台与竖直导轨的轴承，和一端与轴承相连、另一端垂直固定于起落台边缘的定位轴座。

在微重力条件下，可以对星箭分离进行模拟。常规星箭分离试验是在自由落体塔或者失重飞机中完成，这类试验方法虽然模拟了失重环境，但是成本非常高，试验效率也很低；有些星箭分离试验是在地面进行，与真实环境差别较大，试验结论的科学性有待考证。例如，公开号为cn108528766a的专利文献，其公开了一种水平星箭分离机构，其包括主框、2套连接解锁装置、2个承剪定位销、3套弹簧推力装置、和行程开关支架。

综上，现有技术虽然能够对自由落体的实验装置进行缓冲保护，但是在地面进行大量试验的过程中，缓冲装置极易出现磨损而失效。一层保护网往往不能完全保证缓冲保护的可靠性。因此，本申请旨在提供一种能够克服上述缺陷的星箭分离试验装置。

此外，一方面由于对本领域技术人员的理解存在差异；另一方面由于发明人做出本实用新型时研究了大量文献和专利，但篇幅所限并未详细罗列所有的细节与内容，然而这绝非本实用新型不具备这些现有技术的特征，相反本实用新型已经具备现有技术的所有特征，而且申请人保留在背景技术中增加相关现有技术之权利。

技术实现要素：

如本文所用的词语“模块”描述任一种硬件、软件或软硬件组合，其能够执行与“模块”相关联的功能。

针对现有技术之不足，本实用新型提供一种模拟微重力环境的星箭分离试验装置，至少包括：适配器，其能够用于容纳至少一个模拟卫星；支架，其上可拆卸地设置有第一连接绳，其中，所述适配器能够连接至所述第一连接绳；缓冲器，其能够设置于所述适配器的下方，其中，在所述第一连接绳与所述支架脱离连接，使得所述适配器按照做自由落体运动的方式自由下落的情况下，所述适配器能够抵靠接触至所述缓冲器，所述缓冲器至少包括在沿适配器的自由下落方向上彼此间隔的缓冲网和缓冲垫，其中，所述缓冲网和所述缓冲垫之间设置有若干个彼此间隔且沿第一方向延伸的第一缓冲绳和若干个彼此间隔且沿第二方向延伸的第二缓冲绳；所述第一方向与所述第二方向大致垂直。

根据一种优选实施方式，所述缓冲器还包括缓冲网支架，所述缓冲网支架至少包括框架和若干个支脚，在所述框架的外轮廓的形状由矩形限定的情况下，框架的每一个顶角处均设置有至少一个支脚，其中：所述缓冲网、所述第一缓冲绳和所述第二缓冲绳能够连接至所述框架；所述缓冲垫的外轮廓也能够由矩形限定，并且其顶角能够抵靠接触至所述支脚。

根据一种优选实施方式，所述适配器至少包括箱体和侧端盖，侧端盖的沿所述自由落体方向上的第一端铰接至箱体的第二端，侧端盖的与所述第一端相对的第三端能够经锁紧器抵靠接触至箱体的第四端，其中：所述锁紧器能够经第二连接绳连接至所述支架，在所述适配器沿所述自由落体方向移动设定距离以使得锁紧器开启的情况下，所述侧端盖能够绕所述第二端旋转。

根据一种优选实施方式，所述锁紧器至少包括插销、具有弹性的第三连接绳和带有通孔的固定基座，其中：所述固定基座设置在所述第四端上，第三连接绳的一端能够连接至所述第三端，第三连接绳的另一端能够按照穿过所述通孔并呈拉伸状态的方式可拆卸地连接至所述插销；所述插销能够基于第三连接绳产生的弹性作用力而抵靠接触至所述固定基座，其中，所述插销能够连接至所述第二连接绳。

根据一种优选实施方式，在所述适配器沿所述自由落体方向移动设定距离的情况下，所述插销能够基于所述第二连接绳的拉扯而与所述第三连接绳分离，使得所述侧端盖能够绕所述第二端旋转。

根据一种优选实施方式，所述第一端和所述第二端上均设置有至少一个安装孔，至少一个旋转轴能够同时嵌套于第一端的安装孔和第二端的安装孔中，其中：第一端的安装孔或第二端的安装孔中设置有至少一个卷簧，其中，卷簧的一端能够连接至安装孔的内壁，卷簧的另一端能够连接至旋转轴的外壁。

根据一种优选实施方式，所述箱体中设置有弹射器，在所述模拟卫星设置于所述箱体中的情况下，所述弹射器能够抵靠接触至所述模拟卫星，其中：在所述侧端盖绕所述第二端旋转的情况下，所述模拟卫星能够基于弹射器的弹性作用力而从箱体中弹出。

根据一种优选实施方式，所述弹射器包括至少一个压缩弹簧，所述压缩弹簧的延伸方向能够大致垂直于所述侧端盖。

本实用新型的有益技术效果：如果只用缓冲网进行缓冲，由于下落的适配器速度较快，冲击较大，多次试验，尖锐部位很可能割断缓冲网的网绳，从而失去缓冲能力，试验过程中存在破坏适配器和模拟卫星的风险。同时，仅靠缓冲网进行缓冲，主要靠冲击耗散能量，缓冲效果有限，本申请在缓冲网下部设置高弹性的第一缓冲绳和第二缓冲绳，能够延长冲击时间，减小冲击破坏，能更好的保护适配器和模拟卫星。缓冲垫能够在缓冲网、第一缓冲绳或第二缓冲绳在长期试验而逐渐失效时对适配器提供二次保护。

附图说明

图1是本实用新型优选的星箭分离试验装置的结构示意图；

图2是本实用新型优选的缓冲器的结构示意图；

图3是本实用新型优选的第一缓冲绳和第二缓冲绳的设置方式示意图；和

图4是本实用新型优选的适配器的结构示意图。

附图标记列表

1：适配器2：模拟卫星3：支架

4：第一连接绳5：缓冲器6：第一端

7：第二端8：第三端9：锁紧器

10：第四端11：第二连接绳12：通孔

13：安装孔14：卷簧15：弹射器

16：旋转轴1a：箱体1b：侧端盖

5a：缓冲网5b：缓冲垫5c：第一缓冲绳

5d：第二缓冲绳5e：缓冲支架15a：压缩弹簧

50e：框架51e：支脚

9a：插销9b：第三连接绳9c：固定基座

具体实施方式

下面结合附图进行详细说明。

如图1至图4所示，本实用新型提供一种模拟微重力环境的星箭分离试验装置，至少包括适配器1、支架3和缓冲器5。适配器1能够用于容纳至少一个模拟卫星2；支架3上可拆卸地设置有第一连接绳4。适配器1能够连接至第一连接绳4。通过第一连接绳4，能够对适配器1进行悬挂，进而呈现悬空状态。缓冲器5能够设置于适配器1的下方。在第一连接绳4与支架3脱离连接，使得适配器1按照做自由落体运动的方式自由下落的情况下，适配器1能够抵靠接触至缓冲器5。通过缓冲器5能够起到减震的目的，进而避免适配器损坏。

优选的，如图2和图3所示，缓冲器5至少包括在沿适配器1的自由下落方向上彼此间隔的缓冲网5a和缓冲垫5b。缓冲网5a和缓冲垫5b之间设置有若干个彼此间隔且沿第一方向延伸的第一缓冲绳5c和若干个彼此间隔且沿第二方向延伸的第二缓冲绳5d；第一方向与第二方向大致垂直。例如，如图3所示，第一方向可以是水平方向，第二方向可以是竖直方向。如果只用缓冲网进行缓冲，由于下落的适配器1速度较快，冲击较大，多次试验，尖锐部位很可能割断缓冲网的网绳，从而失去缓冲能力，试验过程中存在破坏适配器和模拟卫星的风险。同时，仅靠缓冲网进行缓冲，主要靠冲击耗散能量，缓冲效果有限，本申请在缓冲网下部设置高弹性的第一缓冲绳5c和第二缓冲绳5d，能够延长冲击时间，减小冲击破坏，能更好的保护适配器和模拟卫星。缓冲垫5b能够在缓冲网5a、第一缓冲绳5c或第二缓冲绳5d在长期试验而逐渐失效时对适配器提供二次保护。缓冲网、第一缓冲绳、第二缓冲绳能够由例如是橡胶、硅胶等材料制成。缓冲垫可以由棉花、海绵等材料制成。

优选的，如图2所示，缓冲器5还包括缓冲网支架5e。缓冲网支架5e至少包括框架50e和若干个支脚51e。在框架50e的外轮廓的形状由矩形限定的情况下，框架50e的每一个顶角处均设置有至少一个支脚51e。缓冲网5a、第一缓冲绳5c和第二缓冲绳5d能够连接至框架50e。缓冲垫5b的外轮廓也能够由矩形限定，并且其顶角能够抵靠接触至支脚51e。通过缓冲网支架5e能够对缓冲网5a、第一缓冲绳5c和第二缓冲绳5d进行安装固定。通过支脚51e能够对缓冲垫5b进行安装固定。例如，可以通过例如是粘接、连接绳绑接的方式实现连接。

优选的，如图1和图4所示，适配器1至少包括箱体1a和侧端盖1b。侧端盖1b的沿自由落体方向上的第一端6铰接至箱体1a的第二端7。侧端盖1b的与第一端6相对的第三端8能够经锁紧器9抵靠接触至箱体1a的第四端10。锁紧器9能够经第二连接绳11连接至支架3，在适配器1沿自由落体方向移动设定距离以使得锁紧器9开启的情况下，侧端盖1b能够绕第二端7旋转。具体的，如图4所示，锁紧器9至少包括插销9a、具有弹性的第三连接绳9b和带有通孔12的固定基座9c。固定基座9c设置在第四端10上。第三连接绳9b的一端能够连接至第三端8。第三连接绳9b的另一端能够按照穿过通孔12并呈拉伸状态的方式可拆卸地连接至插销9a。插销9a能够基于第三连接绳9b产生的弹性作用力而抵靠接触至固定基座9c。插销9a能够连接至第二连接绳11。即，通过插销9a能够保证第三端8和第四端10的抵靠。当插销9a被拔出时，第三端8便能够与第四端10分离。现有技术中，往往通过无线开关控制侧端盖1b的开启，由于自由落体的速度很快，下落过程时间很短，开始下落后，人需要有反应时间，然后按无线开关，适配器开始动作，整个过程时间会比较长，很难在合适的位置打开侧端盖1b。因此，本申请通过第二连接绳11，可以在适配器1下落并将第二连接绳11拉直时，通过第二连接绳11将插销9a拔出，进而提高侧端盖1b开启时刻的准确度。

优选的，在适配器1沿自由落体方向移动设定距离的情况下，插销9a能够基于第二连接绳11的拉扯而与第三连接绳9b分离，使得侧端盖1b能够绕第二端7旋转。具体的，如图4所示，第一端6和第二端7上均设置有至少一个安装孔13，至少一个旋转轴16能够同时嵌套于第一端6的安装孔13和第二端7的安装孔13中。第一端6的安装孔13或第二端7的安装孔13中设置有至少一个卷簧14。卷簧14的一端能够连接至安装孔13的内壁。卷簧14的另一端能够连接至旋转轴16的外壁。通过设置旋转轴16，能够实现适配器1与侧端盖1b的铰接。当第三端8和第四端10彼此抵靠接触时，卷簧14能够呈卷曲储能状态，进而当插销9b与第三连接绳9b分离时，侧端盖1b能够基于卷簧14储存的弹性势能而顺时针旋转。通过设置卷簧14能够实现侧端盖1b的自动开启。

优选的，如图4所示，箱体1a中设置有弹射器15。在模拟卫星2设置于箱体1a中的情况下，弹射器15能够抵靠接触至模拟卫星2。在侧端盖1b绕第二端7旋转的情况下，模拟卫星2能够基于弹射器15的弹性作用力而从箱体1a中弹出。具体的，弹射器15包括至少一个压缩弹簧15a。压缩弹簧15a的延伸方向能够大致垂直于侧端盖1b。优选的，在模拟卫星2置入箱体1a中时，压缩弹簧15a能够呈压缩状态，其能够存储弹性势能。其储存的弹性势能能够小于卷簧14储存的弹性势能，进而使得侧端盖1b能够快速开启。

为了便于理解，将本实用新型的星箭分离试验装置的工作原理进行说明。

使用前，将模拟卫星2放入箱体1a中，通过插销9a将侧端盖1b进行锁紧固定。随后，通过第一连接绳4连接在箱体1a的四个顶角处以保证其水平度，使得箱体1a能够处于与地面相距例如是10米的悬空状态。通过第二连接绳11连接插销9a。将第一连接绳4剪断以使得适配器做自由落体运动。当适配器1下落而将第二连接绳11拉直时，插销9a被拔掉，此时，侧端盖1b开启，随后，模拟卫星2从箱体1a中弹出。最终，适配器1和模拟卫星2均通过缓冲装器5承接。

实施例2

本实施例是对实施例1的进一步改进，重复的内容不再赘述。

如图1至图4所示，本实用新型还提供一种适用于星箭分离试验的缓冲装置，至少包括彼此间隔的缓冲网5a和缓冲垫5b。缓冲网5a和缓冲垫5b之间设置有若干个彼此间隔且沿第一方向延伸的第一缓冲绳5c和若干个彼此间隔且沿第二方向延伸的第二缓冲绳5d，其中，第一方向与第二方向大致垂直。具体的，缓冲装置还包括框架50e和若干个支脚51e。在框架50e的外轮廓的形状由矩形限定的情况下，框架50e的每一个顶角处均设置有至少一个支脚51e。缓冲网5a、第一缓冲绳5c和第二缓冲绳5d能够连接至框架50e。缓冲垫5b的外轮廓也能够由矩形限定，并且其顶角能够抵靠接触至支脚51e。如果只用缓冲网进行缓冲，由于下落的适配器1速度较快，冲击较大，多次试验，尖锐部位很可能割断缓冲网的网绳，从而失去缓冲能力，试验过程中存在破坏适配器和模拟卫星的风险。同时，仅靠缓冲网进行缓冲，主要靠冲击耗散能量，缓冲效果有限，本申请在缓冲网下部设置高弹性的第一缓冲绳5c和第二缓冲绳5d，能够延长冲击时间，减小冲击破坏，能更好的保护适配器和模拟卫星。缓冲垫5b能够在缓冲网5a、第一缓冲绳5c或第二缓冲绳5d在长期试验而逐渐失效时对适配器提供二次保护。

需要注意的是，上述具体实施例是示例性的，本领域技术人员可以在本实用新型公开内容的启发下想出各种解决方案，而这些解决方案也都属于本实用新型的公开范围并落入本实用新型的保护范围之内。本领域技术人员应该明白，本实用新型说明书及其附图均为说明性而并非构成对权利要求的限制。本实用新型的保护范围由权利要求及其等同物限定。

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