The invention discloses a spacecraft payload impact reduction device, which is characterized in that comprises the inner ring and the supporting ring and the outer ring inner ring; from the inside to the outside are evenly distributed along the circumference of the inside ring screw hole and inner ring positioning holes, inner ring screw hole and inner ring positioning hole staggered distribution; lateral ring from the outside are evenly distributed along the circumference of outer ring and outer ring hole positioning screw hole, a positioning hole and outer ring outer ring threaded hole staggered distribution; support rings from outside are evenly distributed along the circumference of the inner support ring and the support ring outer hole; the support ring and inner ring is fixedly connected with the support ring and the outer ring is fixedly connected. The utility model has the advantages of small size, simple structure and strong operability, and can meet the requirement of reducing the impact load of the payload in the spacecraft, and can be used as a shock reducing measure for other equipment.
【技术实现步骤摘要】
一种航天器有效载荷减冲击装置
本专利技术涉及冲击减缓
,具体涉及一种航天器有效载荷减冲击装置。
技术介绍
航天领域中,有效载荷(卫星、飞船等)由火箭运载升空,在有效载荷和火箭分离过程中,冲击是航天器所经历的较为严酷的力学环境。有效载荷所经受的冲击环境主要是由各种火工装置在工作时产生的,如星箭分离、卫星舱段分离、星上伸展部分展开过程中的解锁等。这些过程由于爆炸螺栓爆炸引发的能量释放,进而产生爆炸冲击的恶劣环境。虽然相对于整个发射过程较为短暂,但冲击对有效载荷的影响不容忽视。爆炸冲击除了爆炸源附近有塑性变形外,较大型弹(箭)体结构仅仅传递弹性波,而本身不易受爆炸分离冲击的影响(细长结构、轻薄结构和脆性材料结构除外)。但是,爆炸分离冲击产生材料应力波,可以使外形尺寸与波长同量级的微型电子芯片产生很高频率的响应,从而对电子设备和微机械设备产生危害,特别是对电子产品、轻薄结构、脆性材料的破坏作用尤为明显。对于搭载星结构,在分离过程中受冲击应力波的影响,使搭载星和火箭末级除了纵向运动之外,还产生各自质心的横移和绕各自质心的转动,从而导致角度和角速率发生变化,甚至导致碰撞。即使星箭完成分离,如果搭载星不能顺利脱离适配器,也无法以正确的姿态进入预定轨道。可见,星箭分离过程中,采取必要的减冲击措施非常必要。本专利技术提供一种航天器有效载荷减冲击装置,以降低向有效载荷的冲击应力波传递,本专利技术包括由内至外三层结构,设置了多个应力波传递界面,并设计了粘性阻尼材料,以最大程度衰减应力波的能量传递。该装置原理简单,可作为航天器或其他冲击环境中使用设备的减冲击措施。专利技术内 ...
【技术保护点】
一种航天器有效载荷减冲击装置,其特征在于,依次包括内侧环、支撑环和外侧环;内侧环上从内至外分别圆周均匀分布内侧环螺纹孔和内侧环定位孔,内侧环螺纹孔和内侧环定位孔交错分布;外侧环上从内之外分别圆周均匀分布外侧环定位孔和外侧环螺纹孔,外侧环定位孔和外侧环螺纹孔交错分布;支撑环从内之外分别圆周均匀分布支撑环内侧孔和支撑环外侧孔;支撑环与内侧环固定连接,支撑环与外侧环固定连接。
【技术特征摘要】
1.一种航天器有效载荷减冲击装置,其特征在于,依次包括内侧环、支撑环和外侧环;内侧环上从内至外分别圆周均匀分布内侧环螺纹孔和内侧环定位孔,内侧环螺纹孔和内侧环定位孔交错分布;外侧环上从内之外分别圆周均匀分布外侧环定位孔和外侧环螺纹孔,外侧环定位孔和外侧环螺纹孔交错分布;支撑环从内之外分别圆周均匀分布支撑环内侧孔和支撑环外侧孔;支撑环与内侧环固定连接,支撑环与外侧环固定连接。2.根据权利要求1所述的航天器有效载荷减冲击装置,其特征在于,还包括内挡圈和外挡圈,内挡圈在内侧环内部,内挡圈与外侧环、支撑环、内侧环之间为内侧阻尼层,外挡圈在外侧环外部,外挡圈与外侧环、支撑环、内侧环之间为外侧阻尼层。3.根据权利要求1或2所述的航天器有效载荷减冲击装置,其特征在于,所述内侧环、支撑环、外侧环、内挡圈、外挡圈均为圆环结构。4.根据权利要求3所述的航天器有效载荷减冲击装置,其特征在于,所述...
【专利技术属性】
技术研发人员:严鲁涛,李红,杨志鹏,丁洋,
申请(专利权)人:天津航天瑞莱科技有限公司,北京航天斯达科技有限公司,北京强度环境研究所,
类型:发明
国别省市:天津,12
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