本发明专利技术提供了一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构，底座上端设有配合孔，底座上安装双抱环组件，连接筒为中空圆柱结构，连接筒的下端外壁配合至配合孔内，有效载荷舱体上设有通孔，连接筒的外围位于通孔内，且卡台卡接至有效载荷舱体上方，且有效载荷舱体位于卡台与双抱环组件之间，底座内设置分离螺母夹爪，且连接筒内设置压紧杆组件，压紧杆组件的下端可拆卸连接至分离螺母夹爪上。本发明专利技术所述的一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构，提出了双抱环自锁承载的连接释放设计，不仅可以可靠固定有效载荷舱体，还能够在解锁后实现收纳避让，为有效载荷舱体的全向转动提供充足的转动空隙，满足有效载荷舱体的大范围转动包络需求。范围转动包络需求。范围转动包络需求。
【技术实现步骤摘要】
一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构
[0001]本专利技术属于航天器系统连接解锁
，尤其是涉及一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构。
技术介绍
[0002]随着航天技术的发展进步，为满足复杂的多任务需求，大型航天器系统已逐步由单舱发展为多舱组成形式，例如我国的载人神舟飞船就由轨道舱、返回舱以及推进舱组成。多舱体的航天器不仅体现在载人航天、嫦娥探测器等大型复杂航天任务中，在大型卫星中也出现了2舱、甚至3舱的复杂结构形式。卫星的大型有效载荷，如大型光学相机、大尺寸天线等，可作为独立的有效载荷舱体，安装在卫星平台舱上，在轨阶段绕平台舱全周360
°
转动，开展遥感成像、收发信号等任务，从而显著提高了有效载荷的利用效率。
[0003]该类有效载荷设备具有重量大、尺寸大、振动响应大的特点，必须在发射阶段与平台舱可靠的连接，舱体之间必须紧固连接，不得出现连接缝隙，避免因振动响应过大而破坏。而在航天器入轨后，有效载荷舱体的全周转动需求，又要求与平台舱之间具有充足的运动空隙，不能产生运动干涉。
[0004]然而，已有的舱体连接解锁机构，无法上述两方面矛盾的需求。一方面，为满足舱体紧密连接需求，需要连接解锁机构对两舱施加数吨的预紧力，两舱连接面需要紧密贴合；而另一方面，两舱在解锁后没有分离运动，平台舱仍需为有效载荷舱提供供电、信息等服务资源，而舱间连接面仍会相互贴合，导致舱体连接面发生摩擦甚至转动干涉，有效载荷舱难以顺利转动，造成任务失败。
技术实现思路
[0005]有鉴于此，本专利技术旨在提出一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构，在发射状态下利用双抱环承担航天器两舱连接载荷，在入轨解锁后双抱环展开，为有效载荷舱的360
°
全向转动提供充足的运动空间，解决了航天器有效载荷舱体无法绕平台舱全向转动的难题。
[0006]为达到上述目的，本专利技术的技术方案是这样实现的：一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构，包括平台舱上固定安装的若干底座，若干底座互不干涉，且每个底座上端设有配合孔，底座上安装双抱环组件，连接筒为中空圆柱结构，连接筒的下端外壁配合至配合孔内，连接筒外围设置卡台，有效载荷舱体上设有通孔，连接筒的外围位于通孔内，且卡台卡接至有效载荷舱体上方，且有效载荷舱体位于卡台与双抱环组件之间，底座内设置分离螺母夹爪，且连接筒内设置压紧杆组件，压紧杆组件的下端可拆卸连接至分离螺母夹爪上。
[0007]进一步的，所述连接筒的下端外壁为弧形结构，且通孔是锥形孔，所述弧形结构自适应配合至配合孔内、卡台外围设有与所述锥形孔配合的坡面是连接筒的上下双层抗剪结构。
[0008]进一步的，所述连接筒外围设置外压簧，连接筒上端安装盖板，外压簧的一端固定连接至盖板上，外压簧的另一端接触连接或固定连接至有效载荷舱体的上端。
[0009]进一步的，所述双抱环组件包括安装板，且安装板上设置安装轴，安装轴上分别套接左抱环和右抱环，且左抱环和右抱环相互对向设置，左抱环和右抱环能够在安装板上开合，以用于抱紧有效载荷舱体。
[0010]进一步的，所述左抱环和右抱环的一端分别通过扭簧套设至安装轴外围。
[0011]进一步的，所述安装板上安装限位轴，限位轴用于限定左抱环和右抱环的打开角度。
[0012]进一步的，所述压紧杆组件包括压紧杆、球形垫、弹簧盖、内压簧和限位螺母，连接筒内圈设置环形台，压紧杆的外围固定套接球形垫，且球形垫外围自适应定位连接至环形台内圈，压紧杆外围通过限位螺母安装弹簧盖，且压紧杆外围设置内压簧，内压簧的两端分别连接至弹簧盖下侧、球形垫上侧，压紧杆的下端可拆卸连接至分离螺母夹爪上。
[0013]进一步的，所述压紧杆外围设置锁紧螺母，锁紧螺母用于固定球形垫与压紧杆的相对位置。
[0014]进一步的，所述弹簧盖的上侧安装缓冲垫，且盖板与环形台之间设有浮动空间，缓冲垫能够在浮动空间内沿压紧杆轴向位移，缓冲垫用于减小压紧杆端部或弹簧盖上端与盖板的撞击。
[0015]相对于现有技术，本专利技术所述的一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构具有以下有益效果：（1）本专利技术所述的一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构，提出了双抱环自锁承载的连接释放设计，不仅可以可靠固定有效载荷舱体，还能够在解锁后实现收纳避让，为有效载荷舱体的全向转动提供充足的转动空隙，满足有效载荷舱体的大范围转动包络需求。
[0016]（2）本专利技术所述的一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构，双抱环在连接状态下构成了闭合的圆形，将压紧杆及连接筒全部包裹在内，可以将预紧力均匀的传递到底座上，避免了偏载受力，而且解锁后的摆转动作与压紧杆及连接筒的拔杆动作无运动干涉，解锁可靠性高。
[0017]（3）本专利技术所述的一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构，连接筒具备上下双层抗剪能力，通过锥面及球面的双层抗剪设计，不仅提供了优异的横向抗剪切载荷能力，其球面造型还能够很好的适应平台舱与有效载荷舱体的装配误差，对航天器在轨高低温环境引起的热变形也具有很好的适应性，具有宽温域特性。
[0018]（4）本专利技术所述的一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构，解锁后各部件完全固定，限位可靠，适用于在轨长期应用。
附图说明
[0019]构成本专利技术的一部分的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，本专利技术的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：图1为本专利技术实施例所述的一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构的剖面示意图；
图2为本专利技术实施例所述的一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构的结构示意图；图3为本专利技术实施例所述的压紧杆组件的剖面示意图；图4为本专利技术实施例所述的双抱环组件关闭的结构示意图；图5为本专利技术实施例所述的双抱环组件打开的结构示意图；图6为本专利技术实施例所述的有效载荷舱体与底座未连接时的剖面结构示意图；图7为本专利技术实施例所述的有效载荷舱体连接至平台舱的结构示意图；图8为本专利技术实施例所述的双抱环组件打开后有效载荷舱体与平台舱状态的结构示意图；图9为本专利技术实施例所述的连接筒、底座的爆炸结构示意图。
[0020]附图标记说明：1、连接筒；2、盖板；3、外压簧；4、压紧杆组件；401、缓冲垫；402、弹簧盖；403、内压簧；404、压紧杆；405、锁紧螺母；406、球形垫；407、限位螺母；5、双抱环组件；501、左抱环；502、右抱环；503、安装板；504、安装轴；505、第一螺母；506、垫圈；507、限位轴；508、扭簧；6、底座；7、分离螺母夹爪；8、有效载荷舱体；9、平台舱。
具体实施方式
[0021]需要说明的是，在不冲突的情况下，本专利技术中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0022]在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构，其特征在于：包括平台舱上固定安装的若干底座(6)，若干底座(6)互不干涉，且每个底座(6)上端设有配合孔，底座(6)上安装双抱环组件(5)，连接筒(1)为中空圆柱结构，连接筒(1)的下端外壁配合至配合孔内，连接筒(1)外围设置卡台，有效载荷舱体上设有通孔，连接筒(1)的外围位于通孔内，且卡台卡接至有效载荷舱体上方，且有效载荷舱体位于卡台与双抱环组件(5)之间，底座(6)内设置分离螺母夹爪(7)，且连接筒(1)内设置压紧杆组件(4)，压紧杆组件(4)的下端可拆卸连接至分离螺母夹爪(7)上。2.根据权利要求1所述的一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构，其特征在于：连接筒(1)的下端外壁为弧形结构，且通孔是锥形孔，所述弧形结构自适应配合至配合孔内、卡台外围设有与所述锥形孔配合的坡面是连接筒(1)的上下双层抗剪结构。3.根据权利要求1所述的一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构，其特征在于：连接筒(1)外围设置外压簧(3)，连接筒(1)上端安装盖板(2)，外压簧(3)的一端固定连接至盖板(2)上，外压簧(3)的另一端接触连接或固定连接至有效载荷舱体的上端。4.根据权利要求1所述的一种具有解锁空隙的有效载荷舱体连接解锁机构，其特征在于：双抱环组件(5)包括安装板(503)，且安装板(503)上设置安装轴(504)，安装轴(504)上分别套接左抱环(501)和右抱环(502)，且左抱环(501)和右抱环(502)相互对向设置，左抱环(501)和右抱环(502)能够在安装板(503)上开合，以用于抱紧有效载荷舱体。5.根据权利要求4所述的一种...
【专利技术属性】
技术研发人员：戴广永，刘卫，黄宗宝，王晓然，胡晓光，
申请(专利权)人：天津航天机电设备研究所，
类型：发明
国别省市：
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