适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构制造技术

本发明专利技术涉及一种单机减冲结构技术领域的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构；所述减冲埋件结构包括紧固螺钉、压紧垫圈、上减冲橡胶垫、下减冲橡胶垫和下凹式埋件；紧固螺钉用于单机安装脚的固定并提供预紧力，压紧垫圈用于压紧上减冲橡胶垫，上减冲橡胶垫及下减冲橡胶垫分别位于单机安装脚的上下方，下凹埋件设置于蜂窝板中，所述下凹式埋件中设置有凹槽用于减冲橡胶垫的安装。本发明专利技术的减冲埋件结构在单机安装脚上下垫减冲金属橡胶垫，具有减冲效率高的特点；下凹式埋件设计使单机与安装板之间无需增加导热板，具有结构重量轻的特点；本发明专利技术的减冲埋件结构具有适用范围广的特点。

Structures of buried parts suitable for single aircraft with high heat conduction requirement on spacecraft

【技术实现步骤摘要】
适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构
本专利技术涉及单机减冲结构
，具体涉及一种适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构。
技术介绍
器箭分离或舱段分离时，会产生瞬时冲击过载。器箭分离前由地面发出指令，使连接包带的爆炸螺栓起爆，解锁系统解锁，包带松开，从而实现了分离。弹射分离机构主要由爆炸螺栓、分离弹簧或气动作动器组成。在火箭飞行过程中，卫星、弹头或航天器通常用爆炸螺栓与末级火箭可靠地连接在一起，分离弹簧(或气动作动器)处于压缩(或待发)状态。当控制系统按预定程序发出分离指令时，引爆爆炸螺栓，星、箭连接切断，同时分离弹簧(或气动作动器)释放出分离力，把卫星、弹头或其他航天器弹射出去，实现与末级火箭的分离。制动火箭分离机构主要由爆炸螺栓与反推火箭组成。爆炸螺栓的工作与前述相同，在爆炸螺栓解锁时，点燃反推火箭。由于反推火箭产生推力比爆炸螺栓解锁延迟，所以产生反推火箭推力时，星、箭已经脱开。随着反推火箭推力加大，卫星、弹头或其他航天器逐渐与末级火箭拉开距离，实现星、箭可靠分离。可见，爆炸螺栓所产生的冲击会使得星上单机产生一个瞬时冲击过载，该冲击过载可能会使单机结构产生破坏。为降低星上单机的冲击过载响应，需要研发适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构。经对现有技术的检索发现，中国专利技术专利申请201410201449.4披露了一种火箭弹分离机构，该分离机构包括分离本体、锁紧销、分离杆、燃气作动器；锁紧销一端与后连接体固定，锁紧销的另一端穿过分离本体，通过与分离本体转动连接的分离杆与锁紧销轴向定位，实现分离本体后端与后连接体的轴向定位；分离本体的前端与前连接体螺纹固定。分离时，燃气作动器推动分离杆旋转，使分离本体后端与后连接体轴向解锁。但是该分离机构适合民用领域，无法满足较高标准器箭分离或舱段分离技术要求，适用范围较为受限。
技术实现思路
针对现有技术的缺陷，本专利技术的目的是提供一种适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构。本专利技术的减冲埋件结构能够解决星上单机冲击响应过大的问题，减冲效率高、重量小和适用范围广。本专利技术的减冲埋件结在单机安装脚上下垫减冲橡胶垫，具有减冲效率高的特点；采用下凹式埋件设计，使单机与安装板之间无需增加导热板，具有结构重量轻的特点；对有导热需求的单机均可采用该种减冲埋件结构，具有适用范围广的特点。本专利技术涉及一种适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，所述减冲埋件结构包括紧固螺钉、压紧垫圈、上减冲橡胶垫、下减冲橡胶垫和下凹式埋件；紧固螺钉用于单机安装脚的固定并提供预紧力，压紧垫圈用于压紧上减冲橡胶垫，上减冲橡胶垫及下减冲橡胶垫分别位于单机安装脚的上下方，下凹埋件设置于蜂窝板中，所述下凹式埋件中设置有凹槽用于减冲橡胶垫的安装，并为紧固螺钉提供连接所需的螺纹。优选地，所述紧固螺钉的材质为钛合金。优选地，所述压紧垫圈的材质为不锈钢。优选地，所述压紧垫圈外直径大于上减冲橡胶垫的外直径，用于压紧上减冲橡胶垫并使其上表面均匀受力。优选地，所述上减冲橡胶垫为柱状结构。优选地，所述柱状结构由不锈钢丝缠绕及压制而成的金属橡胶垫，安装在单机安装脚和压紧垫圈之间。优选地，所述下减冲橡胶垫为柱状结构。优选地，所述柱状结构由不锈钢丝缠绕及压制而成的金属橡胶垫，并设置于下凹式埋件的凹槽中。优选地，所述下凹式埋件整体为柱状结果，埋件上方设置有凹槽，用于安装减冲橡胶垫。优选地，所述下凹式埋件的材质为镁合金。与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：1、本专利技术的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构在单机安装脚上下垫减冲金属橡胶垫，具有减冲效率高的特点。2、本专利技术的减冲埋件结构采用下凹式埋件设计，使单机与安装板之间无需增加导热板，具有结构重量轻的特点。3、本专利技术的减冲埋件结构适用于各种对有导热需求的单机要求，尤其应用于航天器的有导热需求的单机减冲，具有适用范围广的特点。附图说明通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征目的和优点将会变得更明显。图1为本专利技术单机减冲埋件结构安装示意图；图2为本专利技术下减冲橡胶垫安装示意图。具体实施方式下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。实施例本实施例中，本专利技术涉及的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，所述减冲埋件结构包括紧固螺钉、压紧垫圈、上减冲橡胶垫、下减冲橡胶垫和下凹式埋件；紧固螺钉用于单机安装脚的固定并提供预紧力，压紧垫圈用于压紧上减冲橡胶垫，上减冲橡胶垫及下减冲橡胶垫分别位于单机安装脚的上下方，下凹埋件设置于蜂窝板中，所述下凹式埋件中设置有凹槽用于减冲橡胶垫的安装，并为紧固螺钉提供连接所需的螺纹。接下来对本专利技术进行详细的描述。本专利技术减冲埋件结构包括：下凹式埋件3、紧固螺钉4、压紧垫圈5、上减冲橡胶垫6和下减冲橡胶垫8，如图1所示。下减冲橡胶垫8在下凹式埋件3的安装方式，如图2所示。下减冲橡胶垫8的厚度要略高于下凹式埋件3的凹槽深度，如图2所示，该高度差可根据拧紧力需要进行适应性调整。下凹式埋件3能有效抑制下减冲橡胶垫8的环向膨胀，能提升螺钉的连接稳定性。此外，相比于在单机安装脚上下直接垫橡胶垫，该减冲埋件结构设计使得对导热量需求较大的单机1与蜂窝板2之间无需增加导热垫板，能有效降低减冲结构重量。减冲橡胶垫6和8为不锈钢丝缠绕、压制而成，表面张力较弱，在上减冲橡胶垫6的上表面上安装压紧垫圈5能使其均匀受力，提高稳定性。单机1安装脚上下安装减冲橡胶垫6和8，图中，附图标记7为单机1的另一部分。这种设计能有效降低蜂窝板2和埋件3传递到单机的冲击载荷，具有减冲效率高的特点。除此之外，该减冲埋件结构的组件易于加工，对于航天器上各种有导热需求的单机或有减冲需求的结构均可采用此种减冲埋件结构进行减冲设计。因此，该减冲埋件结构还具有适用范围广的特点。本专利技术的减冲埋件结构，由紧固螺钉、压紧垫圈、上减冲橡胶垫、下减冲橡胶垫和下凹式埋件组成；上下减冲橡胶垫分别位于单机安装脚的上方和下方，通过紧固螺钉、压紧垫圈与埋件相连；下减冲橡胶垫装在埋件凹槽中，压紧前表面略高于蜂窝板，压紧后其上表面与蜂窝板平齐。本专利技术的结构简单牢固，具有减冲效率高的特点；本专利技术的减冲埋件结构采用下凹式埋件设计，使单机与安装板之间无需增加导热板，具有结构重量轻的特点；本专利技术的减冲埋件结构适用于各种对有导热需求的单机要求，尤其应用于航天器的有导热需求的单机减冲，具有适用范围广的特点。以上对本专利技术的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本专利技术并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本专利技术的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，其特征在于，所述减冲埋件结构包括紧固螺钉、压紧垫圈、上减冲橡胶垫、下减冲橡胶垫和下凹式埋件；紧固螺钉用于单机安装脚的固定并提供预紧力，压紧垫圈用于压紧上减冲橡胶垫，上减冲橡胶垫及下减冲橡胶垫分别位于单机安装脚的上下方，下凹埋件设置于蜂窝板中，所述下凹式埋件中设置有凹槽用于减冲橡胶垫的安装，并为紧固螺钉提供连接所需的螺纹。

【技术特征摘要】
1.一种适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，其特征在于，所述减冲埋件结构包括紧固螺钉、压紧垫圈、上减冲橡胶垫、下减冲橡胶垫和下凹式埋件；紧固螺钉用于单机安装脚的固定并提供预紧力，压紧垫圈用于压紧上减冲橡胶垫，上减冲橡胶垫及下减冲橡胶垫分别位于单机安装脚的上下方，下凹埋件设置于蜂窝板中，所述下凹式埋件中设置有凹槽用于减冲橡胶垫的安装，并为紧固螺钉提供连接所需的螺纹。2.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，其特征是，所述紧固螺钉的材质为钛合金。3.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，其特征是，所述压紧垫圈的材质为不锈钢。4.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，其特征是，所述压紧垫圈外直径大于上减冲橡胶垫的外直径，用于压紧上减冲橡胶垫并使其上表面均匀受力。5.如权利要求1所...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵鑫光，王建炜，孔祥森，陶炯鸣，赵川，曹裕豪，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31