一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置，其包括：拔销器(7)，拔销器支座(12)，两个拉簧(8)，预紧螺栓支座(9)，预紧螺栓(10)，推力弹簧(4)，四个聚四氟滑块(32)，两个门型滑板限位支座(6)，门型滑板(2)，两个拉簧支座(11)，被动分离板(18)，主动推板(17)，主安装板(1)和推力弹簧安装支架(5)；在该主安装板(1)中间位置开设一个方形孔(29)，将该推力弹簧安装支架(5)固定在该方形孔(29)上；该推力弹簧(4)的一端抵在该推力弹簧安装支架(5)上，该门型滑板(2)卡在滑动槽(33)内，该拔销器(7)安装在该拔销器支座(12)上，该被动分离板(18)将该主动推板(17)包裹在内。

Clamping and releasing device used for mutual separation of master and slave spacecraft in orbit

\u672c\u53d1\u660e\u63d0\u4f9b\u4e00\u79cd\u7528\u4e8e\u4e3b\u4ece\u822a\u5929\u5668\u5728\u8f68\u76f8\u4e92\u5206\u79bb\u7684\u5939\u7d27\u91ca\u653e\u88c5\u7f6e\uff0c\u5176\u5305\u62ec\uff1a\u62d4\u9500\u5668(7)\uff0c\u62d4\u9500\u5668\u652f\u5ea7(12)\uff0c\u4e24\u4e2a\u62c9\u7c27(8)\uff0c\u9884\u7d27\u87ba\u6813\u652f\u5ea7(9)\uff0c\u9884\u7d27\u87ba\u6813(10)\uff0c\u63a8\u529b\u5f39\u7c27(4)\uff0c\u56db\u4e2a\u805a\u56db\u6c1f\u6ed1\u5757(32)\uff0c\u4e24\u4e2a\u95e8\u578b\u6ed1\u677f\u9650\u4f4d\u652f\u5ea7(6)\uff0c\u95e8\u578b\u6ed1\u677f(2)\uff0c\u4e24\u4e2a\u62c9\u7c27\u652f\u5ea7(11)\uff0c\u88ab\u52a8\u5206\u79bb\u677f(18)\uff0c\u4e3b\u52a8\u63a8\u677f(17)\uff0c\u4e3b\u5b89\u88c5\u677f(1)\u548c\u63a8\u529b\u5f39\u7c27\u5b89\u88c5\u652f\u67b6(5)\uff1b\u5728\u8be5\u4e3b\u5b89\u88c5\u677f(1)\u4e2d\u95f4\u4f4d\u7f6e\u5f00\u8bbe\u4e00\u4e2a\u65b9\u5f62\u5b54(29)\uff0c\u5c06\u8be5\u63a8\u529b\u5f39\u7c27\u5b89\u88c5\u652f\u67b6(5)\u56fa\u5b9a\u5728\u8be5\u65b9\u5f62\u5b54(29)\u4e0a\uff1b\u8be5\u63a8\u529b\u5f39\u7c27(4)\u7684\u4e00\u7aef\u62b5\u5728\u8be5\u63a8\u529b\u5f39\u7c27\u5b89\u88c5\u652f\u67b6(5)\u4e0a\uff0c\u8be5\u95e8\u578b\u6ed1\u677f(2)\u5361\u5728\u6ed1\u52a8\u69fd(33)\u5185\uff0c\u8be5\u62d4\u9500\u5668(7)\u5b89\u88c5\u5728\u8be5\u62d4\u9500\u5668\u652f\u5ea7(12)\u4e0a\uff0c\u8be5\u88ab\u52a8\u5206\u79bb\u677f(18)\u5c06\u8be5\u4e3b\u52a8\u63a8\u677f(17)\u5305\u88f9 Included\u3002

【技术实现步骤摘要】
一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置
本专利技术涉及航天器在轨相互分离释放
，特别涉及一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置。
技术介绍
随着科学技术的不断发展，人类对于空间科学探测研究领域大为拓展，空间物理探测发展趋势已到了多点、多时空尺度的时代，也就是对地球空间复杂的物理过程进行多颗小卫星或者分离载荷的协同观测。分离释放装置是用于卫星上的机构，能够将相适应尺寸的小型从属航天器在运载阶段恶劣的环境中实现安全可靠的夹紧，而后在控制信号的作用下，到达目标轨道高度后由主航天器释放并与主航天器实现分离，且能使从属航天器达到一定的分离速度与分离精度。分离释放技术是影响主从航天器在轨空间初始构型和构型保持的重要因素，技术涉及分离释放装置的安装布局、夹紧固定、在轨释放等内容。在国外方面，目前，国际上常见的纳卫星或者立方星释放装置结构多为方盒结构，即纳卫星或者立方星放置于类似于抽屉结构的方盒装置中，方盒的一个侧面作为活动旋转门，为释放提供出口。CubeSat项目是一个国际的合作计划，有超过80个大学、公司和政府机构参与，研制了一系列的立方星——CubeSat。这些立方星都遵守共同的设计标准，定义了接口和操作的要求。从2003年至今，全世界成功发射立方体星(1U)和纳型卫星(2U以上)80～90颗，其中近50％为纳型卫星。目前，已经有多个应用立方星编队组网的星座探测计划。针对这些纳星发射的机会相对较少的局面，这些纳星选择搭载的方式进行发射，从而提出了相应的分离释放机构的需求。通过分离释放机构的应用，实现了在一次发射中能够同时搭载多颗纳星，由多颗纳星来分担发射费用，可以大大降低成本预算。为了实现这些微型的航天器的搭载发射机会，国际上的纳星和立方星任务已经研制和使用了多种型号的分离释放装置，取得了多次的成功应用的经验。例如美国空军AirForce’sSpaceTestProgram(STP)通过对运载火箭上面级结构的改造，希望能充分利用每次发射的重量余量来搭载其他的小卫星。目前能够检索到的CubeSats/Nanosatellite的分离释放装置主要类型如表1所示，表1分离释放装置的主要类型具体如下：(1)ISIPOD：ISIPOD符合CubeSat标准，商用货架产品目前包括标准的1U、2U和3U大小，在2010年，推出了6-Pack的ISIPOD产品；(2)P-POD：P-POD具有1U、2U、3U、6U的型号，使用管状设计，弹出速度接近1.6m/s；(3)X-POD：X-POD有四种型号：XPODSingle、XPODTriple、XPODGNB、XPODDuo，其中，分离卫星重量能满足达到10kg的有：XPODGNB、XPODDuo；(4)SPL：SPL只有1U的型号；(5)T-POD：由日本东京大学进行设计，具有1U、2U两种型号，用来分离释放东京大学的XI-VCubeSat纳型卫星；(6)J-POD：J-POD能装载4个CubeSats，在从运载上受到分离信号以后，J-POD的门打开，一个接着一个使用计时器把每个CubeSat弹射入轨；(7)CSS：由日本东京工业大学研制，具有1U、2U两种型号，其2U型号可以承载3.5kg分离载荷；(8)NPSCUL：是一个类似容器的结构，由位于加州Monterey的海军研究生学校(NPS)的学生设计研制，用来把P-POD作为子载荷集成和装载。综上所述，国外的分离释放装置存在以下局限性：国外常见的方盒型分离释放装置，由于方盒型分离释放装置都是基于标准立方星技术要求进行研制，所以只在立方星发射领域具有通用性，并不能适应具有特殊要求或者带有特殊外部有效载荷的微小飞行器发射任务。在国内方面，国内在搭载释放小卫星、微(小)卫星、纳卫星以及分离载荷任务方面经验不多，比较典型且成功搭载释放的任务如下所述：(1)纳星一号2004年4月19日，“纳星一号”成功搭载在轨释放。由清华大学和航天清华卫星技术有限公司共同研制的“纳星一号”，是我国自主研制成功的第一颗纳型卫星，该卫星质量小于25公斤，是我国首次发射的纳型卫星。“纳星一号”是一颗用于高新技术探索试验的纳型卫星，卫星轨道为太阳同步轨道。(2)神七伴飞卫星2007年，神舟七号搭载的伴飞小卫星在轨成功释放，伴飞小卫星是一颗独立运行的微型卫星，它在“神七”升空后的第二至第三天，在航天员完成出舱任务返到返回舱后，从轨道舱的顶部被释放，拍下我国首张外太空航天器运行和航天员工作的画面。“伴星”的重量约为40公斤，全部载荷不足10公斤，是我国首次在航天器上开展微小卫星伴随飞行试验。伴飞小卫星并没有专门明显的释放结构装置，其夹紧分离释放主要通过卫星底部带有弹簧机构的包带结构来完成.(3)天巡一号2011年11月9日，“天巡一号”微小卫星成功发射入轨，“天巡一号”微小卫星是南京航空航天大学自行研制的一颗对地成像科学试验卫星，采用降交点地方时为上午10：30的太阳同步轨道，轨道高度495.2km，卫星在轨质量64.2kg，于2011年成功发射入轨。(4)天拓一号2012年5月10日，“天拓一号”卫星成功被搭载释放。“天拓一号”卫星是中国首颗将星务管理、电源控制、姿态确定与控制、测控数据传输等基本功能部件，集成在单块电路板上的微小卫星(称单板纳星)，该卫星体积尺寸为425mm×410mm×80mm，重量为9.3公斤。其主要任务是开展星载船舶自动识别系统接收、光学成像、空间环境探测等在轨科学试验。“天拓一号”卫星没有专门的分离释放装置结构，其采用底部四个分离弹簧，在夹紧机构解锁后，将其弹离搭载结构，完成在轨释放。综上所述，国内的分离释放装置存在以下局限性：国内在轨释放搭载小型卫星任务方面基本上属于单颗释放，没有多颗控制分离释放的先例；国内在轨夹紧释放装置方面基本没有专门成型的整套结构机构，均属于包带锁紧、弹簧驱动、无控释放的简单夹紧释放。
技术实现思路
本专利技术的目的在于，为解决对现有分离释放装置存在的上述问题，本专利技术提供了一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置，该夹紧释放装置为纯机械设计，包括：拔销器，拔销器支座，两个拉簧，预紧螺栓支座，预紧螺栓，推力弹簧，四个聚四氟滑块，两个门型滑板限位支座，门型滑板，两个拉簧支座，被动分离板，主动推板，主安装板和推力弹簧安装支架；在所述主安装板的中间位置开设一个方形孔，在主安装板的一侧，通过推力弹簧安装支架上的滑道，将该推力弹簧安装支架固定在该方形孔的四个侧边上；该推力弹簧的一端抵在该推力弹簧安装支架上，其另一端穿过该方形孔，且抵在主动推板的十字形推动面板上；两个所述门型滑板限位支座分别固定在该方形孔的相对边外侧的两侧；所述门型滑板卡在所述门型滑板限位支座的滑动槽内，所述拔销器支座的一端固定在所述推力弹簧安装支架上，其另一端安装在所述预紧螺栓支座上，并通过预紧螺栓进行固定；所述拔销器安装在所述拔销器支座上；在所述预紧螺栓支座的两侧分别固定一个所述拉簧支座，且分别在所述拉簧支座上安装一个所述拉簧，将每个所述拉簧的一端固定在所述拉簧支座上，其另一端固定在所述门型滑板的弹簧挂钩上；在所述主安装板的另一侧，通过主动推板的滑轨，将其固定在该方形孔的四个侧边上，与所述推力弹簧安装支架相对；将每个所述聚四氟本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置，其特征在于，包括：拔销器(7)，拔销器支座(12)，两个拉簧(8)，预紧螺栓支座(9)，预紧螺栓(10)，推力弹簧(4)，四个聚四氟滑块(32)，两个门型滑板限位支座(6)，门型滑板(2)，两个拉簧支座(11)，被动分离板(18)，主动推板(17)，主安装板(1)和推力弹簧安装支架(5)；在所述主安装板(1)的中间位置开设一个方形孔(29)，在主安装板(1)的一侧，通过推力弹簧安装支架(5)上的滑道(31)的销孔，将该推力弹簧安装支架(5)固定在该方形孔(29)的四个外侧边上；该推力弹簧(4)的一端抵在该推力弹簧安装支架(5)上，其另一端穿过该方形孔(29)，且抵在主动推板(17)的十字形推动面板(28)上；两个所述门型滑板限位支座(6)分别固定在该方形孔(29)的相对边外侧的两侧；所述门型滑板(2)卡在所述门型滑板限位支座(6)的滑动槽(33)内，所述拔销器支座(12)的一端固定在所述推力弹簧安装支架(5)上，其另一端安装在所述预紧螺栓支座(9)上，并通过预紧螺栓(10)进行固定；所述拔销器(7)安装在所述拔销器支座(12)上；在所述预紧螺栓支座(9)的两侧分别固定一个所述拉簧支座(11)，且分别在所述拉簧支座(11)上安装一个所述拉簧(8)，将每个所述拉簧(8)的一端固定在所述拉簧支座(11)上，其另一端固定在所述门型滑板(2)的弹簧挂钩(3)上；在所述主安装板(1)的另一侧，通过主动推板(17)的滑轨(27)，将所述主动推板(17)固定在该方形孔(29)的四个外侧边上，与所述推力弹簧安装支架(5)相对；将每个所述聚四氟滑块(32)的一侧固定在所述主动推板(17)的滑轨(27)上，其相对一侧固定在推力弹簧安装支架(5)的滑道(31)上；所述被动分离板(18)安装在所述主安装板(1)的另一侧上，且将所述主动推板(17)包裹在内。...

【技术特征摘要】
1.一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置，其特征在于，包括：拔销器(7)，拔销器支座(12)，两个拉簧(8)，预紧螺栓支座(9)，预紧螺栓(10)，推力弹簧(4)，四个聚四氟滑块(32)，两个门型滑板限位支座(6)，门型滑板(2)，两个拉簧支座(11)，被动分离板(18)，主动推板(17)，主安装板(1)和推力弹簧安装支架(5)；在所述主安装板(1)的中间位置开设一个方形孔(29)，在主安装板(1)的一侧，通过推力弹簧安装支架(5)上的滑道(31)的销孔，将该推力弹簧安装支架(5)固定在该方形孔(29)的四个外侧边上；该推力弹簧(4)的一端抵在该推力弹簧安装支架(5)上，其另一端穿过该方形孔(29)，且抵在主动推板(17)的十字形推动面板(28)上；两个所述门型滑板限位支座(6)分别固定在该方形孔(29)的相对边外侧的两侧；所述门型滑板(2)卡在所述门型滑板限位支座(6)的滑动槽(33)内，所述拔销器支座(12)的一端固定在所述推力弹簧安装支架(5)上，其另一端安装在所述预紧螺栓支座(9)上，并通过预紧螺栓(10)进行固定；所述拔销器(7)安装在所述拔销器支座(12)上；在所述预紧螺栓支座(9)的两侧分别固定一个所述拉簧支座(11)，且分别在所述拉簧支座(11)上安装一个所述拉簧(8)，将每个所述拉簧(8)的一端固定在所述拉簧支座(11)上，其另一端固定在所述门型滑板(2)的弹簧挂钩(3)上；在所述主安装板(1)的另一侧，通过主动推板(17)的滑轨(27)，将所述主动推板(17)固定在该方形孔(29)的四个外侧边上，与所述推力弹簧安装支架(5)相对；将每个所述聚四氟滑块(32)的一侧固定在所述主动推板(17)的滑轨(27)上，其相对一侧固定在推力弹簧安装支架(5)的滑道(31)上；所述被动分离板(18)安装在所述主安装板(1)的另一侧上，且将所述主动推板(17)包裹在内。2.根据权利要求1所述的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置，其特征在于，在靠近所述主安装板(1)的四个拐角处，分别开设一个直角限位孔，即所述第一直角限位孔(13)、所述第二直角限位孔(34)、所述第三直角限位孔(35)和第四直角限位孔(36)；两个所述门型滑板限位支座(6)分别位于第一直角限位孔(13)与第二直角限位孔(34)之间，和第三直角限位孔(35)与第四直角限位孔(36)之间。3.根据权利要求2所述的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置，其特征在于，所述第一直角限位孔(13)、所述第二直角限位孔(34)、所述第三直角限位孔(35)和第四直角限位孔(36)的加工尺寸偏差均取偏差上限，用于被动分离板(18)的直角凸块(25)和挂钩(15)顺利地从所述第一直角限位...

【专利技术属性】
技术研发人员：马鑫，杨萱，李明涛，高东，孟新，杨震，张汉勋，魏德超，杨剑宇，李兆铭，
申请(专利权)人：中国科学院国家空间科学中心，
类型：发明
国别省市：北京,11