本发明专利技术提供一种低冲击星箭分离机构，适用于卫星与运载火箭的连接和分离释放。主要包括锁紧座组件、分离弹簧组件和底板；底板固定在火箭箭体上，锁紧座组件和分离弹簧组件分别设置四套，以四点式布置方式安装在底板的四个角点；锁紧座组件包括与卫星舱板连接的卫星对接座，通过锁紧螺栓配合记忆金属分离螺母的方式在入轨前稳固连接卫星与运载火箭，并在入轨后可控解锁；解锁后，分离弹簧组件中的分离弹簧将卫星舱板推离，并使卫星以一定的相对速度与火箭分离。本发明专利技术的星箭分离机构，通过记忆金属分离螺母驱动解锁，作动冲击小，无需额外的缓冲减振结构；分离过程不产生污染物，不影响敏感元器件；机械接口简单，应用范围广，可靠性高。高。高。
【技术实现步骤摘要】
一种低冲击星箭分离机构
[0001]本专利技术涉及星箭分离机构的
，特别涉及一种冲击小、无污染的星箭分离机构。
技术介绍
[0002]星箭分离是指当运载火箭飞行达到预定高度和速度后，卫星与运载火箭分离的过程，星箭分离技术是航天关键技术之一，直接关系到卫星能否正常入轨，对卫星总体性能和航天任务的完成度有着重要影响。星箭分离机构既需要保证卫星和火箭在发射过程中保持可靠连接，还需要确保在接到分离指令后卫星和火箭可靠分离。目前的星箭分离机构中普遍使用火工品分离技术，然而火工品爆轰产生的冲击载荷不仅会引起卫星主结构的振动，还可能会损坏卫星上的敏感元器件，使得发射任务不能正常进行，此外火工解锁还可能会产生碎片及烟尘等污染物，对星载精密器件造成潜在危害。
技术实现思路
[0003]本专利技术主要解决现有技术中存在的作动冲击大、产生杂质污染等问题，提供了一种作动冲击小、无污染、机械接口简单、可靠性高的星箭分离机构。
[0004]本专利技术采用的技术方案为：一种低冲击星箭分离机构，其包括锁紧座组件、分离弹簧组件和底板。底板为方框结构，固定在火箭箭体上，锁紧座组件和分离弹簧组件分别设置四套，采用四点式布置方式安装在底板的四个角点，锁紧座组件可保证入轨前卫星与运载火箭稳固连接，卫星入轨后，锁紧座组件可控解锁。分离弹簧组件用于在锁紧座组件解锁后推离卫星舱板，并使卫星以一定的相对速度与火箭分离。
[0005]其中，所述锁紧座组件包括卫星对接座、脱开弹簧、脱开弹簧压盖、锁紧螺栓、锁紧座外壳和记忆金属分离螺母。卫星对接座和卫星舱板连接，锁紧座外壳固定在底板上，记忆金属分离螺母安装在锁紧座外壳内。锁紧螺栓头部与脱开弹簧压盖连接，螺杆部分穿过卫星对接座和锁紧座外壳的中心孔与记忆金属分离螺母配合。脱开弹簧为压簧，套在锁紧螺栓外，支撑在脱开弹簧压盖和卫星对接座之间，可在记忆金属分离螺母解锁后驱动锁紧螺栓向上弹起，解除卫星舱板和火箭箭体之间的连接约束。
[0006]其中，所述分离弹簧组件包括分离弹簧、分离弹簧压盖、分离弹簧推杆和弹簧导向筒。弹簧导向筒为带安装边的圆筒形结构，固定在底板上，圆筒外套设分离弹簧；分离弹簧支撑在弹簧导向筒的安装边和分离弹簧压盖之间，分离弹簧推杆布置在弹簧导向筒内，其上端与分离弹簧压盖相连。机构锁紧时，分离弹簧压盖抵在卫星舱板上，分离弹簧处于压缩状态；机构解锁后，分离弹簧的回复力将卫星舱板推离。
[0007]进一步地，本专利技术的星箭分离机构还包括行程开关顶面，行程开关顶面设置两个，分别固定在底板的一组对边中点处，行程开关顶面与卫星舱板上安装的行程开关配合，用于监测并输出星箭分离成功的信号。
[0008]进一步地，所述锁紧座外壳与所述卫星对接座通过凸台
‑
锥窝结构相配合，能够自
适应定心，降低装配难度。
[0009]进一步地，所述脱开弹簧压盖边缘设有翻边结构，用于与脱开弹簧外径相配合。
[0010]进一步地，所述锁紧座组件还包括球面垫片，球面垫片放置在卫星对接座的中心孔处的球窝中，可有效降低锁紧螺栓和记忆金属分离螺母安装时的对中难度。
[0011]进一步地，所述弹簧导向筒的圆筒内壁设有限位导向孔，分离弹簧推杆穿过限位导向孔布置，能沿限位导向孔上下移动。
[0012]进一步地，所述分离弹簧组件还包括止动螺母，止动螺母连接在分离弹簧推杆下端，其外径大于限位导向孔的孔径，可对分离弹簧推杆进行限位。
[0013]更进一步地，机构组装过程中，为了降低分离弹簧的回复力带来的装配难度，在弹簧导向筒的侧壁和分离弹簧推杆中部设置位置对齐的横向孔，分离弹簧组件收拢后，可用工装从孔中穿过进而对分离弹簧进行限位，使其维持在压缩状态。
[0014]本专利技术的低冲击星箭分离机构，相比现有技术，其有益效果体现在以下几个方面：
[0015](1)本专利技术的星箭分离机构，通过记忆金属分离螺母的驱动来实现解锁，作动冲击远小于火工分离方式，无需额外设计缓冲减振结构，能有效避免卫星结构在分离过程因冲击振动而损坏的风险。
[0016](2)本专利技术的星箭分离机构，在星箭分离过程中不会产生污染物，不会对卫星上的敏感元器件造成影响。
[0017](3)本专利技术的星箭分离机构，机械接口简单，便于卫星及运载火箭相关连接结构的设计，应用范围广。
[0018](4)本专利技术的星箭分离机构，采用锁紧螺栓配合记忆金属分离螺母的方式进行锁紧和解锁，采用脱开弹簧和分离弹簧两处弹簧结构来驱动解锁和分离过程，技术成熟、可进行地面测试，锁紧、解锁和分离可靠性高。
附图说明
[0019]图1为本专利技术低冲击星箭分离机构的示意图；
[0020]图2为本专利技术锁紧座组件的示意图；
[0021]图3为本专利技术分离弹簧组件的示意图；
[0022]图4为本专利技术行程开关顶面的示意图；
[0023]附图标号说明：1.锁紧座组件；2.分离弹簧组件；3.行程开关顶面；4.底板；101.卫星对接座；102.脱开弹簧压盖；103.脱开弹簧；104.球面垫片；105.锁紧螺栓；106.锁紧座外壳；107.记忆金属分离螺母；201.分离弹簧；202.分离弹簧压盖；203.分离弹簧推杆；204.弹簧导向筒；205.止动螺母；206.限位导向孔。
具体实施方式
[0024]下面结合附图和具体实施方式对本专利技术进一步说明。
[0025]本专利技术提供一种低冲击星箭分离机构，其结构如图1所示，包括锁紧座组件1、分离弹簧组件2、行程开关顶面3和底板4。其中，锁紧座组件1和分离弹簧组件2各为四套，行程开关顶面3为两个。底板4为方框结构，固定在火箭上，锁紧座组件1和分离弹簧组件2固定在底板4的四个角点，行程开关顶面3固定在底板4的对边中点处。锁紧座组件1的作用是入轨前
锁紧卫星与火箭的连接，以及在卫星入轨后解锁。分离弹簧组件2用于在锁紧座组件1解锁后推离卫星舱板，并使卫星以一定的相对速度与火箭分离。锁紧座组件1和分离弹簧组件2的四点式布置方式，能够保证稳固连接，并使得卫星分离后角速度相对较小。行程开关顶面3与卫星舱板上对应位置安装的行程开关配合，可监测并输出分离成功的信号。
[0026]本专利技术锁紧座组件1的具体结构如图2所示，卫星对接座101上端设有与卫星舱板连接的多孔法兰(本实施例中为4孔法兰，实际可根据需要采用3～6孔法兰)；卫星对接座101下端设有锥窝，该锥窝与锁紧座外壳106上端的锥形凸台结构相配合；卫星对接座101与锁紧座外壳106通过锁紧螺栓105进行连接。锁紧螺栓105头部设有中心螺纹孔，用于和脱开弹簧压盖102中部的螺柱结构配合，脱开弹簧压盖102外缘带有向下的翻边结构，脱开弹簧压盖102和卫星对接座101之间放置脱开弹簧103，翻边结构用于和脱开弹簧103的外径配合，可防止脱开弹簧103意外脱出；锁紧螺栓105的螺杆向下穿过卫星对接座101中心的圆孔以及球面垫片104，与记忆金属分离螺母107螺纹配合。锁紧座外壳106底部设置有多个通孔，用本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种低冲击星箭分离机构，包括锁紧座组件(1)、分离弹簧组件(2)和底板(4)；其特征在于：方框结构的底板(4)固定在火箭箭体上，锁紧座组件(1)和分离弹簧组件(2)分别设置四套，以四点式布置方式安装在底板的四个角点；锁紧座组件(1)用于入轨前稳固连接卫星与运载火箭，并在入轨后可控解锁；分离弹簧组件(2)用于在锁紧座组件(1)解锁后推离卫星舱板，并使卫星以一定的相对速度与火箭分离；所述锁紧座组件(1)包括卫星对接座(101)、脱开弹簧压盖(102)、脱开弹簧(103)、锁紧螺栓(105)、锁紧座外壳(106)和记忆金属分离螺母(107)；卫星对接座(101)和卫星舱板连接，锁紧座外壳(106)固定在底板(4)上，记忆金属分离螺母(107)安装在锁紧座外壳(106)内；锁紧螺栓(105)的头部与脱开弹簧压盖(102)连接，螺杆部分穿过卫星对接座(101)和锁紧座外壳(106)的中心孔与记忆金属分离螺母(107)配合；脱开弹簧(103)套在锁紧螺栓(105)外，并支撑在脱开弹簧压盖(102)和卫星对接座(101)之间，记忆金属分离螺母(107)解锁后，脱开弹簧(103)驱动锁紧螺栓(105)向上弹起，解除卫星舱板和火箭箭体之间的连接约束；所述分离弹簧组件(2)包括分离弹簧(201)、分离弹簧压盖(202)、分离弹簧推杆(203)和弹簧导向筒(204)；弹簧导向筒(204)为带安装边的圆筒形结构，固定在底板(4)上，其圆筒外套设分离弹簧(201)，分离弹簧(201)支撑在弹簧导向筒(204)的安装边和分离弹簧压盖(202)之间，分离弹簧推杆(203)布置在弹簧导向筒(204)内，其上端与分离弹簧压盖(202)相连；机构锁紧时，分离弹簧压盖(202)抵在卫星舱板上，分离弹簧(201)处于压缩状态，机构解锁后，分离弹簧(201)的回复力将卫星舱板推离。2.根据权利要求1所述的低冲击星箭分离机构，其特征在于，在所述底板(4)的一组对边中点处，...
【专利技术属性】
技术研发人员：付佳丽，请求不公布姓名，
申请(专利权)人：北京灵翼航宇科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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