包带式星箭分离解锁装置制造方法及图纸

本申请涉及一种包带式星箭分离解锁装置，包括卫星适配器、运载适配器和多根包带，运载适配器为圆锥台筒状结构，卫星适配器为环形结构且装配于运载适配器直径较小的一端，卫星适配器的外周壁设置有第一固定结构，多根包带形成一个圆环结构且环绕卫星适配器的周侧布置，相邻包带之间设置有连接部，连接部上设置有解锁组件，运载适配器的外周壁和包带的外侧之间间隔设置有多组弹性拉紧组件，包带的内侧设置有用于将第一固定结构压紧于运载适配器上的第二固定结构。本申请具有以下可预期的技术效果：各个部件配合要求有所降低，在各种故障模式下依旧可以顺利让包带展开，足以满足低冲击的要求，不易出现卡滞现象，不易致星箭分离失败。败。败。

【技术实现步骤摘要】
包带式星箭分离解锁装置


[0001]本申请涉及航天
，尤其是涉及一种包带式星箭分离解锁装置。

技术介绍

[0002]星箭分离是运载火箭发射卫星过程的最后一个环节，分离是否正常完成直接关系到飞行器发射的成败。星箭分离装置主要用于连接卫星与箭体结构，给卫星提供支撑，承受卫星在飞行过程中传递的载荷，能够实现星箭分离，提供满足要求的分离速度，尽量不影响卫星姿态。而且目前，包带连接分离机构已经成为世界上运载火箭的主要星箭连接分离机构。
[0003]一篇申请号为CN201510143772.5的中国专利公开了一种爆炸螺栓驱动的包带式解锁分离装置，包括爆炸螺栓、上支座、下支座、左包带、右包带、包带连接弹簧和爆炸螺栓分离体收集装置；左包带分别与上支座和下支座接触配合，右包带分别上支座和下支座接触配合，左包带和右包带的两侧接触处均各通过两个并列的爆炸螺栓紧固在一起，包带连接弹簧分别与左包带和右包带螺纹连接，右包带的两端各固定连接一个螺栓分离体收集装置。
[0004]针对上述中的相关技术，专利技术人认为存在以下缺陷：
[0005]各个部件配合要求很高，在各种故障模式下很难顺利让包带展开，无法满足低冲击的要求，容易出现卡滞现象，从而导致星箭分离失败，故而有待改进。

技术实现思路

[0006]本申请提供一种包带式星箭分离解锁装置，以改善以下技术问题：常见包带式解锁分离装置的各个部件配合要求很高，在各种故障模式下很难顺利让包带展开，无法满足低冲击的要求，容易出现卡滞现象，从而导致星箭分离失败。r/>[0007]本申请提供一种包带式星箭分离解锁装置，采用如下的技术方案：
[0008]一种包带式星箭分离解锁装置，包括卫星适配器、运载适配器和多根包带，所述运载适配器为圆锥台筒状结构，所述卫星适配器为环形结构且装配于所述运载适配器直径较小的一端，所述卫星适配器的外周壁设置有第一固定结构，多根所述包带形成一个圆环结构且环绕所述卫星适配器的周侧布置，相邻所述包带之间设置有用于将两者拉紧的连接部，所述连接部上设置有用于解锁所述连接部拉紧状态的解锁组件，所述运载适配器的外周壁和所述包带的外侧之间间隔设置有多组弹性拉紧组件，所述包带的内侧设置有用于将所述第一固定结构压紧于所述运载适配器上的第二固定结构。
[0009]通过采用上述技术方案，解锁组件启动解锁动作后，可以解锁连接部的拉紧状态，进而释放相邻包带之间的预紧力，即多根包带所形成的圆环结构不再将卫星适配器箍紧，同时在弹性拉紧组件的作用下，包带向外扩展，完成装置的解锁过程，运载适配器与卫星适配器在其他驱动力的作用下，实现分离；上述设计的包带式星箭分离解锁装置，各个部件配合要求有所降低，在各种故障模式下依旧可以顺利让包带展开，足以满足低冲击的要求，不
易出现卡滞现象，不易致星箭分离失败。
[0010]可选的，所述弹性拉紧组件包括支架、弹簧和连接片，所述支架可拆卸装配于所述运载适配器的外周壁，所述连接片固定于所述包带的外侧，所述弹簧的两端分别连接于所述支架和所述连接片。
[0011]通过采用上述技术方案，支架和连接片为弹簧的两端提供牢固的安装位置，而且弹簧的弹性回复力，可以驱使包带带动第一固定结构朝向第二固定结构运动，进而将第二固定结构压紧，以利于卫星适配器和运载适配器之间牢固连接，整个弹性拉紧组件，结构简单，组装维护方便。
[0012]可选的，所述运载适配器的外周壁设置有安装槽，所述支架通过若干螺钉固定于所述安装槽内。
[0013]通过采用上述技术方案，安装槽具有适当隐藏支架和螺钉的效果，同时上述安装方式，可以实现支架的可拆卸装配。
[0014]可选的，所述连接部包括包括外壳、第一转轴、第二转轴、第三转轴、第四转轴、第一连杆和第二连杆，所述外壳内设置于空腔，所述外壳上设置有供所述第二转轴转动的第一弧形滑槽，所述第一弧形滑槽的圆心在所述第一转轴的转动轴线上，所述外壳上设置有供所述第四转轴转动的第二弧形滑槽，所述第二弧形滑槽的圆心在所述第三转轴的转动轴线上；
[0015]所述第一转轴和所述第二转轴为一组且均转动安装于所述外壳的一端，所述第一转轴和所述第二转轴平行布置，且所述第二转轴连接一所述包带的端部，所述第一转轴和所述第二转轴之间通过所述第一连杆连接为一体；
[0016]所述第三转轴和所述第四转轴为一组且均转动安装于所述外壳的另一端，所述第三转轴和所述第四转轴平行布置，且所述第四转轴连接相邻另一所述包带的端部，所述第三转轴和所述第四转轴之间通过所述第二连杆连接为一体；
[0017]所述解锁组件安装于所述外壳上，所述解锁组件的局部与所述包带(3)连接于所述第二转轴的端部相连接，且所述解锁组件的局部与所述包带连接于所述第四转轴的端部不连接。
[0018]通过采用上述技术方案，包带的一端通过第一连杆、第一转轴、第二转轴与外壳活动连接，包带的另一端通过第二连杆、第三转轴、第四转轴与外壳活动连接，进而包带和外壳均可绕着第一转轴或者第三转轴转动，同时第一弧形滑槽和第二弧形滑槽的设计，可以分别用于限制第二转轴和第四转轴的转动范围，从而有效防止包带在解锁之后的无限制运动。
[0019]可选的，所述包带的一端设置有第一孔洞，所述第二转轴贯穿于所述第一孔洞；所述包带的另一端设置有第二孔洞，所述第四转轴贯穿于所述第二孔洞。
[0020]通过采用上述技术方案，通过上述方式，包带的一端部可以与第二转轴实现可转动且牢固的连接，包带的另一端部可以与第四转轴实现可转动且牢固的连接。
[0021]可选的，所述外壳的截面为U形状，所述外壳的两端设置有供所述包带连接的出口，所述外壳的开口朝向内侧布置。
[0022]通过采用上述技术方案，上述设计的外壳，制作简单，方便外壳内的各种部件安装，而且有利于与包带的端部相连接。
[0023]可选的，所述包带设置有两根，每一根所述包带上连接至少三组所述弹性拉紧组件。
[0024]通过采用上述技术方案，尽量减小包带的数量，以便于控制整个装置的制作成本，同时至少六组弹性拉紧组件组合使用，可以提供更大且均匀全面的拉紧力，以便卫星适配器和运载适配器之间牢固连接。
[0025]可选的，所述解锁组件包括螺栓盒和爆炸螺栓，所述螺栓盒固定安装于所述连接部上，所述爆炸螺栓安装于所述螺栓盒内。
[0026]通过采用上述技术方案，上述设计的解锁组件，为市场上技术成熟的常用配件，结构简单，制作、采购和安装更换都比较简单。
[0027]可选的，所述第一固定结构为圆环。
[0028]通过采用上述技术方案，上述设计的第一固定结构结构简单，制作成本低。
[0029]可选的，所述第二固定结构为多个间隔布置的卡块，所述卡块远离所述包带的一侧设置有供所述圆环嵌入的卡槽。
[0030]通过采用上述技术方案，上述设计的第二固定结构结构简单，制作成本低，且对圆环的压紧效果好。
[0031]综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种包带式星箭分离解锁装置，其特征在于，包括卫星适配器(1)、运载适配器(2)和多根包带(3)，所述运载适配器(2)为圆锥台筒状结构，所述卫星适配器(1)为环形结构且装配于所述运载适配器(2)直径较小的一端，所述卫星适配器(1)的外周壁设置有第一固定结构(11)，多根所述包带(3)形成一个圆环结构且环绕所述卫星适配器(1)的周侧布置，相邻所述包带(3)之间设置有用于将两者拉紧的连接部(4)，所述连接部(4)上设置有用于解锁所述连接部(4)拉紧状态的解锁组件(5)，所述运载适配器(2)的外周壁和所述包带(3)的外侧之间间隔设置有多组弹性拉紧组件(6)，所述包带(3)的内侧设置有用于将所述第一固定结构(11)压紧于所述运载适配器(2)上的第二固定结构。2.根据权利要求1所述的包带式星箭分离解锁装置，其特征在于，所述弹性拉紧组件(6)包括支架(61)、弹簧(62)和连接片(63)，所述支架(61)可拆卸装配于所述运载适配器(2)的外周壁，所述连接片(63)固定于所述包带(3)的外侧，所述弹簧(62)的两端分别连接于所述支架(61)和所述连接片(63)。3.根据权利要求2所述的包带式星箭分离解锁装置，其特征在于，所述运载适配器(2)的外周壁设置有安装槽(21)，所述支架(61)通过若干螺钉固定于所述安装槽(21)内。4.根据权利要求1所述的包带式星箭分离解锁装置，其特征在于，所述连接部(4)包括包括外壳(41)、第一转轴(42)、第二转轴(43)、第三转轴(44)、第四转轴(45)、第一连杆(46)和第二连杆(47)，所述外壳(41)内设置于空腔，所述外壳(41)上设置有供所述第二转轴(43)转动的第一弧形滑槽(411)，所述第一弧形滑槽(411)的圆心在所述第一转轴(42)的转动轴线上，所述外壳(41)上设置有供所述第四转轴(45)转动的第二弧形滑槽(412)，所述第二弧形滑槽(412)的圆心在所述第三转轴(44)的转动轴线上；所述第一转轴(42)和所述第二转轴(43)为一组且均转动安装于所述外壳(4...

【专利技术属性】
技术研发人员：李金凌，杨思宜，敖经滔，严波，李义飞，杨亚辉，周思博，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：