CN1004999B - 航天飞行器用的夹紧连接装置 - Google Patents

Abstract

提供了一种航天飞行器可分离部件用的改进的夹紧连接装置，它包括一个包带，用来使多个夹持器将航天飞行器可分离部件法兰上的斜面夹紧。另外法兰周边上有止动槽，分别纳入每个夹持器上安装的一个承剪销。这些承剪销承受任何切力和扭力，并在航天飞行器部件的结构件之间传递这些力，而不会对包带产生附加的力。

Description

航天飞行器用的夹紧连接装置

本发明涉及连接航天飞行器可分离部件的夹紧连接装置，特别是不改变轴向载荷就能够防止相对转动并传递切力和扭力的V形夹紧连接装置。通常这个轴向载荷是由连接航天飞行器可分离部件的包带产生的。

连接航天飞行器可分离部件的连接装置在助推段的爬升飞行段以及如果必要还再入大气层段给航天飞行器主要载荷传递提供重要的结构连接环节。例如卫星进入一个永久性轨道时常常抛出它自身结构的一部分，如推进发动机。显而易见，航天飞行器连接装置必须设计得不但重量轻，而且要有十分高的可靠度。这是因为发射航天飞行器花费很高，而且出了毛病一般难于去修理。

由于这一特殊技术领域从二十世纪五十年代发展到了今天，人们对把可能失效的零部件减到最少的设计要求已经有了认识。即使在实现了从航天飞机上发射卫星和航天飞行器的今天使人进入太空所包含的高昂代价，也仍然需要设计自动的不需要人操纵的而且可靠性极高的连接装置。把航天飞行器有效载荷送到外层空间需花费高额代价，这使得把重量减到最小的设计准则仍然同以往一样重要。这一领域的设计者认识到用包带夹紧装置把航天飞行器可分离部件固定在一起比用爆炸连接装置更符合客观需要。这样可以使对航天飞行器有效载荷（如电子器件）产生不利振动的爆炸冲击减到最小。

二十世纪六十年代推荐了一种叫Marman带的连接装置，这种带子包含有许多V形夹持器或楔形靴，这些器件给航天飞行器可分离部件外表面的法兰提供V形夹紧。用一对间隔开的爆炸螺栓（Pyrotechnic tension bolts）将一对可分离的包带连接在一起，爆炸螺栓可以调整固定住V形连接件的包带，包带被用来在V形夹持器上产生向内的径向力，进而使夹持器在轴向上楔紧航天飞行器可分离部件圆柱形外壳结构上的法兰。这种V形带连接件通过连接装置的结构接头基本上形成对轴向载荷和弯矩的传递。小的切力和扭力载荷通过这个接头靠法兰表面和楔块之间的摩擦力来传递。如果航天飞行器要承受相当大的会产生很大剪切扭转载荷的力的话，要么在法兰之间加键，要么考虑到预期的切力扭力的量值而必须仔细地控制给包带加载时加上去的摩擦载荷。

因此在航天飞机出现以前，为连接航天飞行器可分离部件所依赖的主要连接装置是V形带连接件。这些连接件用包带围起来以保持飞船部件之间的轴向加载。通常是靠操纵切力和扭力来产生V形带连接件的摩擦力和航天飞行器部件法兰或圆柱形结构的轴向加载的摩擦力。

产生切力和扭力的原因很多，如由于火箭特别是固体燃料火箭燃烧产生的周期性、烧完时燃料箱重心的变化、控制火箭的喷管方向的变化、为达到预定轨道火箭弹道的改变、飞行当中火箭自身的弯曲、振动等等原因而产生的瞬时力，然而一般来说，飞行中纵向力对任一横向载荷的比值大约为10∶1。

但是，当航天飞行器要从航天飞机的底座上发射时，剪切力和扭力会大大增加。如图4所示，航天飞行器有效载荷的位置偏离于火箭102的主火箭推力，这个位置可能产生的轴向载荷与横向载荷之比大约为1∶1。另外，由于最少的约束点产生最少的可能断裂点，因此航天飞行器通常吊装在容许产生横向附加振动的可以脱开的约束点上。另外，如果需要的话，考虑到再入着陆的可能性及与它有关的大的横向载荷，航天飞机100也需要设计某种夹紧连接装置。

当横向载荷相当大时，要在航天飞行器可分离部件的法兰之间加键来解决这个问题。大家公认，传递切力和扭力的能力提高了，可分离部件之间就有可能卡住。大家也公认，在一起摩擦的金属零件在外层空间比在地球上更有可能卡住，甚至于焊在一起。

另外，同火箭发射航天飞行器比较，使用航天飞机还可以增加航天飞行器的直径。有了更大的直径，就更需要传递切力和扭力，从而防止航天飞行器可分离部件之间的相对转动。

航天飞机发射的航天飞行器所增加的承剪要求由下式导出：

（1）

式中：

S＝mgT 横向力

Pax＝mgA 轴向力

m＝航天飞行器的质量

D＝夹紧直径

H＝连接夹具以上的航天飞行器的重心

gT＝横向加速度

gA＝轴向加速度

f＝夹具上的摩擦系数

（承剪的要求）

代入得出

（2）

如表1所示对航天飞机发射的和一次使用火箭发射的航天飞行器代入典型值，可以最恰当地评价该方程式（2）。

表一

载荷因子 外形参数 剪切因子

gA gT H D f

航天飞机 4 6 40 90 .41

一次使用火箭 16 1.5 30 36 .07

航天飞机发射的航天飞行器的剪切因子远远超过了一次使用火箭的，而0.4的剪切因子不可能通过摩擦力来可靠地提供。因此需要有机械承剪件。

在连接装置的设计中存在的另一个限制是这样一种清楚的认识。即包带的设计已经达到了一个相当成熟和可靠的技术阶段，因此在用增加切力和扭力来解决出现的问题时，必须确定在包带上没有任何会导致重新设计的额外载荷。

对这一问题提出的先有技术解决方法之一示于图7，图中，连接装置200利用了一系列铝制楔块组合件202，这些楔块通过一根固紧包带204对接头法兰206和208施力。法兰206的内表面有一组大约60个圆锥形止动槽围绕法兰直径间隔地分布以容纳剪切锥214。剪切锥可调地安装在下法兰208的螺纹孔210里的螺纹轴212上。因此，单个剪切锥可以调节以消除在法兰206止动槽里任何可能存在的间隙。然而必须要保证不发生卡住和粘住的现象。所以为了检查剪切锥是否会粘在航天飞行器可分离部件上，需要在适当的昂贵的试验模型上进行试验，例如，在航天飞行器试验期间实际分离一下这些部件。很容易懂得，位于预定为15～20°锐角的圆锥面上的锥体斜面，事实上会形成凸轮形的表面，而任何剪切载荷作用以及不重合，都会产生相应的反向轴向力，这个力会增加包带上的径向力。

因此，在航天这一领域里还需要改进用于固定两个航天飞行器可分离部件的夹紧连接装置。

本发明的目的在于提供一种将可分离部件沿轴向固定在一起使其能承受航天飞行器发射时的轴向载荷和弯矩的航天飞行器用的夹紧连接装置。这种装置能克服上述先有技术存在的缺陷，结构简单、经济且可靠性高。

本发明中的航天飞行器的第一和第二可分离部件分别具有第一和第二法兰，V形夹紧连接装置具有一种将包带的径向力传递到第一和第二法兰上以使它们固定在一起的夹持器，其特征在于：在所述第一和第二法兰上分别具有互补的止动槽，每个所述法兰上的所述止动槽从各自的接触面沿法兰的周边延伸到一斜面上，所述夹持器上安装有一个承剪销，承剪销与所述第一和第二互补的止动槽相啮合，承剪销和止动槽之间的相互配合防止了法兰之间的相对转动，承剪销能够传递切力和扭力而不会增加由包带产生的轴向载荷，也不会锁住连接装置而阻止其预定的脱开。

夹持器具有第一和第二夹持法兰，每个法兰有一个孔，承剪销的轴颈分别松动地套在孔中，并安装有一个弹簧件用于向承剪销施加偏压，使承剪销压向轴孔一侧使其进入止动槽。

从下面参考附图详细描述的最佳实施例中可以清楚地了解本发明的目的和特征，图中同样的部件标示同样的编号。

图1是体现本发明的航天飞行器的侧视立面示意图;

图2是夹紧连接装置的部分平面图;

图3是本发明的连接装置部件分解示意图;

图4是航天飞机和火箭的侧面主视示意图;

图5是本发明的侧面透视剖面图;

图6是本发明一部分的侧视局部剖面图;

图7是一种先有技术实例的侧视剖面图。

下边的说明是为了使任何在航天工业中精通本领域技术的人使用本发明而提供的，它阐明了本发明的发明人深思熟虑的最好模式。但是精通本领域技术的人仍然很容易做到对本发明的各种改进，因为本发明的一般设计原理可应用来提供一种相当经济和容易制造的航天飞行器夹紧连接装置。

当达到了本发明的设计要求时，本设计承受剪切载荷的特点并不改变V形夹紧带的拉力，也不改变施加于楔形夹持器上的力。同样重要的是，本发明提供的解决办法不仅不依靠摩擦力，而且还容许作为V形夹脱开试验的一部分来做承剪销的分离试验，而不需要专门的试验模型。将会看到，甚至当航天飞行器可分离部件法兰之间出现了间隙，本发明仍能保证具有承剪能力。

参见图1，它表示一个卫星之类的航天飞行器2的示意图，该飞行器至少有一个第一可分离部件4和一个第二可分离部件6。例如，轨道卫星4可以在脱开了夹紧连接装置8以后从推进发动机6上分离出来。

参见图3和图5，第一法兰10在航天飞行器部件4上，第二法兰12在航天飞行器第二部件6上。在轴向（A-A）上的外表面或上下表面各自有斜面30和32。中间的接触面31最好平而光滑。法兰的外缘是圆柱形的而且有止动槽20。夹持器或楔形夹紧件14有上下夹持器法兰22和24，它保证夹持器内部斜面26和28同航天飞行器法兰10和12的外斜面30和32吻合。包带16可用先有技术中的钛材料制作，它通过围绕法兰10和12的周缘间隔安置的夹持器14产生轴向力。包带16在粗糙的V形夹持器14上产生向内的径向力，进而使夹持器楔住法兰10和12，达到给接触面31在图1所示的轴向A-A上加载的目的。正如早先提到的，为了通过航天飞行器可分离部件4和6之间接头结构件传递轴向载荷和弯矩，夹持器14要进行基本的设计。

同时加到V形带上的两种主要载荷形式是轴向拉力或压力Pax和弯矩M。这两种载荷可以结合在一起表示为连接周长2πR上的单位长度载荷强度：

轴向载荷强度Np：

弯曲载荷强度N

式中φ是从施加的弯矩矢量线测得的。

最大总载荷强度N：

为了确定最大设计载荷或载荷强度还要加上温度修正因子和设计安全因子。然后这个最大设计载荷便成为给V形连接夹持器和航天飞行器法兰确定尺寸的基础。据典型情况，所有结构件需要经受设有材料永久变形的临界设计状态的加载试验，而且为了预防振动冲击和V形接头内的滑动，通常要选择夹紧弹性参数和预加载，以便使两法兰和夹持器与法兰不发生分离。

V形连接夹持器14由于包带的拉紧而产生的楔紧力与V形的角度成正比，即法兰的角度越小，通过接头传递单位载荷所需要的包带的拉力就越小。为了得到一种重量轻的夹紧连接结构设计最好拉力载荷要小。但考虑到摩擦力和夹持器14在轴向载荷下对每个法兰10和12的锁紧情况，对这个角度规定了一个下限。

基本的V形连接设计除了通过摩擦之外没有其它传递切力和扭力的构形。先有技术曾试图通过使用键或可伸缩的剪切锥来帮助传递大的切力和（或）扭力。这种设计方法在先有技术中对至今还依赖的基本V形连接器的已经考验过的性能起到了作用，但是为了保证连接器的脱开，需要增加分离试验。显然，本发明不需要改变夹紧连接装置的这些设计特点，也不在包带16和夹持器14上增加那种要求。

参见图2，它展示了夹紧连接装置8的局部平面视图，并图示了沿航天飞行器周缘设置的多个活动的夹持器14。爆炸螺栓44可以通过螺纹紧带装置46调节拉力。为了使围绕周缘的力达到均衡，通常包带16是锻造的，而紧固拉力是通过紧带装置46来增加的。如图5和图6所示，承剪销18安装在夹持器法兰22和24各自的孔34中。这些孔可以有相当松的公差，以允许承剪销18径向活动。此外，如图5和图6所示，承剪销的外形可以是圆截面的也可以是椭圆截面的，只要承剪销不形成一个会对包带16增加径向载荷的相对于法兰止动槽20的凸面就行。例如片簧40之类的弹簧件，可以用来施加偏压使承剪销径向向内偏，而又允许径向向外有足够的移动量，此移动量是为在承剪销与夹持器法兰22和24外周缘上相应的止动槽20之间的容隙变化而设置的。安装架36可以安装在承剪销18的止动头42上，用来引导或固定包带16。安装架用来在脱开后保持住夹紧连接装置的部件，这一点图中没有表示。

作为图中没有示出的另一种可替代的设计，夹持器14的夹持法兰22和24可以带适当的止动槽来与装在航天飞行器部件第一和第二法兰上下表面上的凸出物相对接。因此，在法兰之间可以保持光滑而平的接触表面，而那些凸出物可以与夹持器14的法兰上的止动槽相对接，以便传递切力和扭力以及防止法兰之间的相对转动。因此，虽然最佳实施例采用了延伸在夹持器法兰22和24之间的承剪销，但可以采用设置在法兰和夹持器上的机构，用以相互配合而防止法兰之间的相对运动，从而传递切力和扭力。不过这样一种方案可能要重新设计夹持器，因为现在它要承受弯矩。

虽然上述实施例充分地公开了本发明的优点和特征，但不难理解，一个精通本领域技术的人一旦得到这些知识，便有能力由此变化发展。因此，本发明的范围应根据所附的权利要求书来确定。

Claims (3)

1、一种将第一和第二可分离部件用可脱升的包带V形夹紧装置沿轴向固定在一起使其承受轴向载荷和弯矩的航天飞行器用的夹紧连接装置，航天飞行器的第一和第二可分离部件分别具有第一和第二法兰，V形夹紧装置具有一种将包带的径向力传递到第一和第二法兰上以使它们固定在一起的夹持器，本发明的特征在于：在所述第一和第二法兰上分别具有互补的止动槽，每个所述法兰上的所述止动槽从各自的接触面沿法兰的周边延伸到一斜面上，在所述夹持器上安装有一个承剪销，承剪销与所述第一和第二互补的止动槽相啮合，承剪销和止动槽之间的相互配合防止了法兰之间的相对转动，承剪销能够传递切力和扭力而不会增加由包带产生的轴向载荷，也不会锁住连接装置而阻止其预定的脱升。

2、根据权利要求1所述的航天飞行器用的夹紧连接装置，其特征在于，所述夹持器具有第一和第二夹持法兰，每个法兰有一个孔，承剪销的轴颈分别松动地套在孔中。

3、根据权利要求2所述的航天飞行器用的夹紧连接装置，其特征在于，夹持器还包括一个向承剪销施加偏压，使其压向轴孔一侧的弹簧件。

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