本发明专利技术涉及一种低冲击小型空间飞行器分离释放机构，包括气体发生器、连接分离组件、后端盖、导向杆、辅助支撑环；气体发生器为释放分离的动力源，安装在连接分离组件的一端；连接分离组件另一端安装在后端盖一侧中心处，用于飞行器的安装和分离释放；后端盖另一侧沿周向安装若干导向杆，后端盖安装在空间飞行器平台上；辅助支撑环套在各导向杆上，辅助支撑环能够沿导向杆移动；通过触发气体发生器，使得连接分离组件分离，实现飞行器从空间飞行器平台上分离释放。本发明专利技术安装于运载器或大型空间飞行器平台上，实现微小型空间飞行器的低冲击精确分离释放的要求。确分离释放的要求。确分离释放的要求。
【技术实现步骤摘要】
一种低冲击小型空间飞行器分离释放机构
[0001]本专利技术涉及一种飞行器分离释放机构。
技术介绍
[0002]微小型空间飞行器为了完成某些特定的任务，需要运载平台将其送至大气层外，并将其以一定的速度释放出来。现有的空间飞行器分离技术有多种多样，其中有爆炸螺栓或其他类似连接结构与弹簧、或反推发动机、或推冲机构等组合进行分离释放的，这类结构一般用于较大型的空间飞行器分离释放，其缺点是一般分离冲击大，结构尺寸和重量大，而且固体反推发动机的燃烧产物会成为污染物，对飞行器上的光学设备防护带来较大挑战。还有一类空间飞行器释放机构使用燃气或冷气作为释放动力源，使用拔销器或其他低冲击连接结构作为连接解锁机构，这类释放机构一般需要配套一个发射筒，其一般适用于尺寸较小、重量较轻(0～20kg)的微小型空间飞行器的释放，其缺点是由于有发射筒其尺寸大、重量大，并且释放速度大小受温度影响较大，另外，由于飞行器要安装于发射筒，飞行器的外形要规则，最好能够有外壳。另外还有一些基于电机与传动机构的分离释放方式、基于形状记忆合金的分离释放方式等，这两类释放方式，相比基于火工品类的释放方式，其环境适应性、可靠性、长贮性能等有一定的劣势。而对于多具有姿控或轨控的小型空间飞行器，不仅形状非常不规则，而且对释放速度精度、释放冲击以及释放机构重量等有严格的要求。如何设计一种能满足空间环境条件，又能满足对载荷的分离释放要求的装置，具有重要的实际意义。
技术实现思路
[0003]本专利技术所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种低冲击小型空间飞行器分离释放机构，该机构安装于运载器或大型空间飞行器平台上，实现微小型空间飞行器的低冲击精确分离释放的要求。
[0004]本专利技术所采用的技术方案是：一种低冲击小型空间飞行器分离释放机构，包括气体发生器、连接分离组件、后端盖、导向杆、辅助支撑环；气体发生器为释放分离的动力源，安装在连接分离组件的一端；连接分离组件另一端安装在后端盖一侧中心处，用于飞行器的安装和分离释放；后端盖另一侧沿周向安装若干导向杆，后端盖安装在空间飞行器平台上；辅助支撑环套在各导向杆上，辅助支撑环能够沿导向杆移动；通过触发气体发生器，使得连接分离组件分离，实现飞行器从空间飞行器平台上分离释放。
[0005]连接分离组件包括预紧弹簧、前筒、钢球、活塞、后筒、密封圈；前筒内壁在端口处设置环形的圆弧形凹槽；后筒一端沿周向设置若干钢球安装孔，后筒设置有钢球安装孔的一端穿过后端盖的中心孔后插入前筒中；活塞安装在后筒中，一端通过密封环与后筒内壁实现密封，另一端插入后筒设置有钢球安装孔的一端并连接弹簧，弹簧的另一端连接前筒内腔的底部；钢球放置于前筒的圆弧凹槽和后筒的钢球安装孔中，钢球的底部由活塞托住，实现前筒和后筒的连接；后筒另一端安装气体发生器。
[0006]前筒封口端设置载荷法兰，使得封口端形成定位凸台，载荷法兰与飞行器进行连接；定位凸台用于与飞行器的定位配合，保证连接分离组件安装在飞行器的轴线上。
[0007]后筒外壁上设置固定法兰，固定法兰用于与后端盖固定。
[0008]后端盖沿周向分布若干托板螺钉，托板螺钉用于后端盖与空间飞行器平台连接；后端盖的材料采用硬铝合金，后端盖上设置加强筋，并在局部加工通孔。
[0009]气体发生器后端设置点火器，用于触发气体发生器内的气体释放，推动活塞运动，释放钢球，实现前筒和后筒的分离，从而释放飞行器。
[0010]导向杆的材料为钛合金，导向杆包括外螺纹段、圆柱段、圆锥台段；圆柱段两端分别为外螺纹段和圆锥台段；导向杆在靠近外螺纹段的圆柱段上对称设置两个凹槽。
[0011]导向杆沿辅助支撑环的周向分布，辅助支撑环通过沿纵向的弧形凹槽与各导向杆配合，辅助支撑环的材料为硬铝合金。
[0012]活塞前端和中段之间设置有斜坡过渡，与中心轴线之间的夹角范围为20
°
～45
°
。
[0013]活塞运动的解锁距离为钢球直径的1.5～2倍。
[0014]本专利技术与现有技术相比的有益效果是：
[0015](1)本专利技术通过设计钢球及前、后筒承载，实现了强连接的目的。同时又通过活塞的运动位移进行解锁，而非破坏性解锁，以及活塞斜面的设计，大大降低了分离冲击，实现了低冲击释放的目的。
[0016](2)本专利技术通过分离与释放一体化设计思路，省去了单独的解锁信号，简化了控制系统，提高了产品可靠性。通过强连接弱解锁的方式实现低冲击分离，采用杆式骨架结构实现轻质化设计，实现了40kg级微小型飞行器的释放速度精度优于
±
0.5m/s的目的，且释放机构质量小于5.5kg。
[0017](3)本专利技术通过杆式框架的整体设计，以及结构优化与选材优化设计，实现了释放机构整体轻质化，整机质量不大于5.5kg。
[0018](4)本专利技术通过弹簧预紧方式，防止了连接机构的误解锁情况。
[0019](5)本专利技术通过弹簧一端固定的形式，避免了弹簧单独分离出去而形成空间垃圾的风险。
[0020](6)本专利技术通过圆形与花边式的双层法兰设计，实现了装配便利、可靠的目的。
[0021](7)本专利技术通过在于小型飞行器连接的安装面上设计一个定位圆柱凸台，实现了连接分离组件与飞行器的同心装配，保证分离力作用在飞行器轴线上，从而保证分离姿态。
[0022](8)本专利技术通过将后端盖与导向杆之间设计一个定位的圆柱孔，保证了导向杆的装配形位精度。
[0023](9)本专利技术通过设计合理的导向配合公差，以及飞行器导向配合圆弧面的角度，既保证了分离时的导向精度，又便于装配，经历力学环境时能起到一定的辅助支撑作用。
[0024](10)本专利技术通过合理的辅助撑环与导向杆的配合公差及配合圆弧面的角度，既保证了辅助支撑环与导杆之间可以滑动进行装配，又保证二者配合可靠。
[0025](11)本专利技术通过合理的飞行器包络尺寸与辅助支撑环的内径尺寸，保证即使飞行器导向圆弧面不连续的情况下，释放过程依然不会发生干涉。
附图说明
[0026]图1为本专利技术的结构示意图。
[0027]图2为连接分离组件与气体发生器示意图。
[0028]图3为后端盖组件示意图。
[0029]图4为导向杆示意图。
[0030]图5为辅助支撑环示意图。
具体实施方式
[0031]下面结合实施例对本专利技术作进一步阐述。
[0032]实施例1
[0033]如图1所示，一种低冲击小型空间飞行器分离释放机构，包括气体发生器1、连接分离组件2、后端盖组件3、导向杆4、辅助支撑环5。气体发生器1通过产生或贮存高压气体作为释放分离的动力源。连接分离组件2实现小型飞行器与释放机构的连接，并且作为分离释放的执行机构。后端盖组件3实现连接分离组件2、导向杆4的连接，以及分离释放机构与上一级平台的连接。导向杆4为分离过程起导向作用，同时在小型飞行器安装后起辅助支撑作用。辅助支撑环5为辅助支撑小本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种低冲击小型空间飞行器分离释放机构，其特征在于，包括气体发生器(1)、连接分离组件(2)、后端盖(16)、导向杆(4)、辅助支撑环(5)；气体发生器(1)为释放分离的动力源，安装在连接分离组件(2)的一端；连接分离组件(2)另一端安装在后端盖(16)一侧中心处，用于飞行器的安装和分离释放；后端盖(16)另一侧沿周向安装若干导向杆(4)，后端盖(3)安装在空间飞行器平台上；辅助支撑环(5)套在各导向杆(4)上，辅助支撑环(5)能够沿导向杆(4)移动；通过触发气体发生器(1)，使得连接分离组件(2)分离，实现飞行器从空间飞行器平台上分离释放。2.根据权利要求1所述的一种低冲击小型空间飞行器分离释放机构，其特征在于，连接分离组件(2)包括预紧弹簧(6)、前筒(7)、钢球(8)、活塞(9)、后筒(10)、密封圈(11)；前筒(7)内壁在端口处设置环形的圆弧形凹槽；后筒(10)一端沿周向设置若干钢球安装孔，后筒(10)设置有钢球安装孔的一端穿过后端盖(16)的中心孔后插入前筒(7)中；活塞(9)安装在后筒(10)中，一端通过密封环(11)与后筒(10)内壁实现密封，另一端插入后筒(10)设置有钢球安装孔的一端并连接弹簧(6)，弹簧(6)的另一端连接前筒(7)内腔的底部；钢球(8)放置于前筒(7)的圆弧凹槽和后筒(10)的钢球安装孔中，钢球(8)的底部由活塞(9)托住，实现前筒(7)和后筒(10)的连接；后筒(10)另一端安装气体发生器(1)。3.根据权利要求2所述的一种低冲击小型空间飞行器分离释放机构，其特征在于，前筒(7)封口端设置载荷法兰(14)，使得封口端形成定位凸台(13)，载荷法兰(14)与飞行器进行连接；定位凸台(13)用于与飞行器的定位配合，保证连接分离组...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨金鹏，孙朝翔，焦胜海，邵春收，刘佳琪，王春莉，林若，王文越，王一民，邹晓风，单喜军，秦丽华，张娟，盛喜，陈洋，刘桢，刘郁笑，周运强，冯强，郜晨彤，
申请(专利权)人：北京航天长征飞行器研究所，
类型：发明
国别省市：
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