本发明专利技术涉及运载火箭星箭分离技术领域，具体涉及一种星箭分离装置和运载火箭。所述星箭分离装置包括：安装板，其上开设有第一导向接口；支腿，与安装板相连接；支腿上靠近安装板的一侧设置有第一导向部，所述第一导向部适于插设于第一导向接口内以对安装板与支腿进行对接导向和/或分离导向；第一导向部与第一导向接口之间适于通过爆炸螺栓相连接；支腿上开设有第二导向接口；分离弹簧组件，固定设置于安装板上，分离弹簧组件适于顶推支腿；分离弹簧组件的顶推端设置有第二导向部，第二导向部适于插设于第二导向接口内。本发明专利技术提供的星箭分离装置，能够修正爆炸螺栓冲量对卫星姿态的影响，提高卫星入轨精度。提高卫星入轨精度。提高卫星入轨精度。
【技术实现步骤摘要】
一种星箭分离装置和运载火箭
[0001]本专利技术涉及运载火箭星箭分离
，具体涉及一种星箭分离装置和运载火箭。
技术介绍
[0002]运载火箭星箭分离结构主要用于火箭与卫星的连接及分离。火工品爆炸驱动分离结构由于承载能力较大、响应速度快、分离性能相对比较稳定，而被广泛地应用在航天器的星箭分离。
[0003]现有的星箭分离装置，如公布号为CN114476144A所示，通过设置捕获舱从而阻止爆炸螺栓爆炸后断裂结构飞溅，通过设置止动弹簧从而对爆炸螺栓断裂的螺栓杆进行可靠的锁定，减小了爆炸冲击，在一定程度上改善了冲击环境，此外，由于分离弹簧组件为卫星端提供用于分离的推力，从而可以减小火工品产生的分离推力，分离性能相对比较稳定，可大概率减小分离失败的风险，具有高可靠性。但是，由于各个爆炸螺栓的冲量不稳定，在爆炸分离过程中容易产生偏差，导致卫星产生滚转角速度，造成卫星初始姿态偏差增大，致使卫星入轨精度降低。
[0004]因此，现有的星箭分离装置的卫星初始姿态受爆炸螺栓冲量的影响较大，降低了卫星入轨精度。
技术实现思路
[0005]因此，本专利技术要解决的技术问题在于克服现有技术中现有的星箭分离装置的卫星初始姿态受爆炸螺栓冲量的影响较大，降低了卫星入轨精度的缺陷，从而提供一种能够修正爆炸螺栓冲量对卫星姿态的影响，提高卫星入轨精度的星箭分离装置及具有其的运载火箭。
[0006]为解决上述技术问题，本专利技术提供的星箭分离装置，包括：
[0007]安装板，其上开设有第一导向接口；<br/>[0008]支腿，其沿第一方向一侧与所述安装板相连接，另一侧适于与卫星相连接；所述支腿上靠近所述安装板的一侧设置有第一导向部，所述第一导向部适于插设于所述第一导向接口内以对所述安装板与所述支腿进行对接导向和/或分离导向；所述第一导向部与所述第一导向接口之间适于通过爆炸螺栓相连接；
[0009]所述支腿上开设有第二导向接口；
[0010]分离弹簧组件，固定设置于所述安装板上，所述分离弹簧组件适于顶推所述支腿；所述分离弹簧组件的顶推端设置有第二导向部，所述第二导向部适于插设于所述第二导向接口内。
[0011]可选的，所述第一导向接口与所述第一导向部之间形成贴合斜面，所述贴合斜面与所述第一导向接口的中心轴线之间的夹角为α，α满足α＞arctanμ，μ为所述第一导向接口与所述第一导向部之间的最大静摩擦因数。
[0012]可选的，所述第二导向部与所述第二导向接口的配合间隙为W，W的取值范围为0.1mm≤W≤0.3mm。
[0013]可选的，所述分离弹簧组件包括：
[0014]套筒，沿第一方向固定设置于所述安装板上；
[0015]顶杆，与所述第二导向接口同轴设置，所述顶杆设置于所述套筒内，所述顶杆远离所述安装板的一端设置有所述第二导向部；
[0016]压簧，其一端与所述套筒的底壁相连接，另一端与所述顶杆相连接，所述压簧通过预压缩于所述套筒内以保持所述顶杆顶推所述支腿的趋势。
[0017]可选的，所述安装板上开设有安装接口，所述安装接口适于固定所述套筒。
[0018]可选的，所述安装板远离所述支腿的一侧设置有止动夹，所述止动夹与所述第一导向接口同轴设置。
[0019]可选的，所述止动夹与所述安装板固定连接；所述止动夹的内侧周壁包围形成止动槽，所述止动槽沿所述爆炸螺栓周向设置。
[0020]可选的，所述安装板与所述支腿之间设置有支架，所述支架固定设置于所述安装板上；所述支架沿第一方向远离所述安装板的一侧设置有行程开关，所述行程开关的检测端与所述安装板相连接。
[0021]可选的，所述安装板上还设置有冲击传感器采集接口，所述冲击传感器采集接口与所述第一导向接口和所述安装接口共同集成于所述安装板上。
[0022]本专利技术还提供一种运载火箭，包括：运载火箭本体，以及如上述所述的星箭分离装置。
[0023]本专利技术技术方案，具有如下优点：
[0024]1.本专利技术提供的星箭分离装置，通过在安装板上开设第一导向接口以及在支腿上设置第一导向部，使得所述第一导向接口与所述第一导向部相配合，不仅利于星箭对接流程快速准确完成，而且能够提供卫星分离时的初始导向，并在星箭分离过程中修正爆炸螺栓冲量对卫星姿态的影响，降低卫星初始姿态偏差；通过在支腿上开设第二导向接口以及在分离弹簧组件的顶推端设置第二导向部，使得所述第二导向接口与所述第二导向部相配合，从而提供卫星分离时的分离弹簧导向，在所述初始导向的基础上进一步修正爆炸螺栓冲量对卫星姿态的影响，进一步提高卫星入轨精度，进而保证星箭分离过程中卫星姿态的准确性。
[0025]2.本专利技术提供的星箭分离装置，所述第一导向接口与所述第一导向部之间形成贴合斜面，从而提供对接时的第一重定位和分离时的初始导向；所述贴合斜面与所述第一导向接口的中心轴线之间的夹角为α，α满足α＞arctanμ，其中μ为所述第一导向接口与所述第一导向部之间的最大静摩擦因数，一方面在保证对接定位精度的同时使减小对接过程中的阻力，从而提高对接精度和速度，另一方面在保证分离初始导向精度的同时避免分离过程中卡滞，满足卫星分离过程中的导向精度要求和稳定性要求。
[0026]3.本专利技术提供的星箭分离装置，所述分离弹簧组件的顶推端设置有第二导向部，所述支腿上开设有与所述第二导向部相配合的第二导向接口，所述第二导向部与所述第二导向接口之间形成配合间隙；所述配合间隙如果过大，则无法保证对卫星产生的微小滚转角速度进行修正，难以起到分离导向作用；所述配合间隙如果过小，则有可能导致分离过程
中卡滞或者卡死，造成星箭无法正常分离；本专利技术所提供的星箭分离装置，所述第二导向部与所述第二导向接口的配合间隙W的取值范围为0.1mm≤W≤0.3mm，从而保证对卫星产生的微小滚转角速度进行修正以正常发挥分离导向作用，同时避免分离过程中卡滞或者卡死，保证星箭正常分离。
附图说明
[0027]为了更清楚地说明本专利技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0028]图1为本专利技术星箭分离装置的整体结构示意图；
[0029]图2为本专利技术星箭分离装置沿第一方向靠近支腿的侧视结构示意图；
[0030]图3为本专利技术星箭分离装置沿第一方向靠近安装板的侧视结构示意图；
[0031]图4为图3中A
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A截面的剖视结构示意图；
[0032]图5为图4中C处的放大图；
[0033]图6为图4中C处的安装板与支腿的爆炸结构示意图；
[0034]图7为图3中B
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B截面的剖视结构示意图；
[0035]图8为图7中D处的放大图；
[0036]图9为图3中安装板的整体结本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种星箭分离装置，其特征在于，包括：安装板(10)，其上开设有第一导向接口(101)；支腿(20)，其沿第一方向一侧与所述安装板(10)相连接，另一侧适于与卫星相连接；所述支腿(20)上靠近所述安装板(10)的一侧设置有第一导向部(201)，所述第一导向部(201)适于插设于所述第一导向接口(101)内以对所述安装板(10)与所述支腿(20)进行对接导向和/或分离导向；所述第一导向部(201)与所述第一导向接口(101)之间适于通过爆炸螺栓(30)相连接；所述支腿(20)上开设有第二导向接口(202)；分离弹簧组件(40)，固定设置于所述安装板(10)上，所述分离弹簧组件(40)适于顶推所述支腿(20)；所述分离弹簧组件(40)的顶推端设置有第二导向部(401)，所述第二导向部(401)适于插设于所述第二导向接口(202)内。2.根据权利要求1所述的星箭分离装置，其特征在于，所述第一导向接口(101)与所述第一导向部(201)之间形成贴合斜面，所述贴合斜面与所述第一导向接口(101)的中心轴线之间的夹角为α，α满足α＞arctanμ，μ为所述第一导向接口(101)与所述第一导向部(201)之间的最大静摩擦因数。3.根据权利要求1所述的星箭分离装置，其特征在于，所述第二导向部(401)与所述第二导向接口(202)的配合间隙为W，W的取值范围为0.1mm≤W≤0.3mm。4.根据权利要求1
‑
3中任意一项所述的星箭分离装置，其特征在于，所述分离弹簧组件(40)包括：套筒(41)，沿第一方向固定设置于所述安装板(10)上；顶杆(42)，与所述第二导向接口(202)同轴设置，所述顶杆(42)设置于所述套筒(41)内，所述顶杆(42)远离所述安装板(10)...
【专利技术属性】
技术研发人员：张庚庆，王永坤，丁帅，朱永博，邹天平，周倩，游文彪，李绍春，王雷，陈瑞典，陈梦鑫，安红印，孙立强，胡阿玲，
申请(专利权)人：北京星际荣耀空间科技股份有限公司，
类型：发明
国别省市：
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