CN103022774A

CN103022774A - 星箭分离连接器

Info

Publication number: CN103022774A
Application number: CN2012105835662A
Authority: CN
Inventors: 赵勇; 绳涛; 宋新; 陈利虎; 胡星志; 曹璐
Original assignee: National University of Defense Technology
Current assignee: National University of Defense Technology
Priority date: 2012-12-28
Filing date: 2012-12-28
Publication date: 2013-04-03
Anticipated expiration: 2032-12-28
Also published as: CN103022774B

Abstract

本发明提供了一种星箭分离连接器，包括用于安装在星箭分离面的运载火箭端的触点接插件和用于安装在星箭分离面的卫星端的连接板，触点接插件上具有弹性触点，连接板上具有与弹性触点接触连接的焊盘。根据本发明的星箭分离连接器，通过采用弹性触点和焊盘接触连接，结构简单，体积较小，而且在分离过程中无需信号控制，随星箭分离过程自然分离，防止引入其他动作对卫星姿态形成干扰，有利于分离后的卫星姿态控制。较好地满足了微小卫星分离连接器体积小、分离可靠的要求。

Description

星箭分离连接器

技术领域

本发明涉及微小卫星技术领域，具体而言，涉及一种星箭分离连接器。

背景技术

分离连接器适用于军用电子系统，以及各种电器、电子设备等系统之间的电气线路连接，以及其它工业设备的电连接器，并可作瞬间电磁分离和机械分离。

星箭分离连接器是一种广泛应用于卫星、运载火箭等飞行器测试发射过程中的电气连接的接插件。它一般在运载火箭起飞前连接卫星、火箭和地面测试系统，提供供电、数据采集通道；在运载火箭临起飞时或在卫星与运载火箭分离时自动脱落，中断卫星、运载火箭与地面测试系统之间的电气连接或卫星与运载火箭之间的电气连接。

传统的星箭分离连接器主要应用于大卫星（质量从1吨左右到几吨以上），从可靠性、安全性等方面考虑，该类分离连接器设计较为复杂，难以直接应用于微小卫星（一般100kg以下）。

传统的星箭分离连接器的机械分离方式一般采取拉杆（绳）分离、直拨分离、剪切分离、气动分离（或液压分离）；电分离一般采取电磁分离、电机分离、电爆分离。机械分离方式和电分离方式比较复杂，需要借助外部控制手段或信号。目前航天常用气脱（气动分离）、电脱（电机分离、电爆分离）方式，在星箭分离时会给卫星姿态引入较大的扰动力，这种扰动力对微小卫星的影响尤其明显。而且气脱、电脱脱插方式相对微小卫星安装结构体积较大，而造成安装装配存在实际困难。

发明内容

本发明旨在提供一种体积小、分离方便可靠的星箭分离连接器，以解决现有星箭分离方式无法满足微小卫星分离安装要求的问题。

本发明提供了一种星箭分离连接器，包括用于安装在星箭分离面的运载火箭端的触点接插件和用于安装在星箭分离面的卫星端的连接板，触点接插件上具有弹性触点，连接板上具有与弹性触点接触连接的焊盘。

进一步地，触点接插件包括绝缘基体，弹性触点设置在绝缘基体上，绝缘基体上还设置有与弹性触点连接的接线管脚。

进一步地，触点接插件还包括弹性触片，弹性触片弯折形成弹性触点。

进一步地，接线管脚与弹性触片一体弯折成型并固定在绝缘基体上。

进一步地，弹性触片采用磷青铜材料。

进一步地，焊盘为多个，每个焊盘至少对应两个弹性触点。

进一步地，焊盘的接触表面镀金。

根据本发明的星箭分离连接器，通过采用弹性触点和焊盘接触连接，结构简单，体积较小，而且在分离过程中无需信号控制，随星箭分离过程自然分离，防止引入其他动作对卫星姿态形成干扰，有利于分离后的卫星姿态控制。较好地满足了微小卫星分离连接器体积小、分离可靠的要求。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是根据本发明星箭分离连接器的触点接插件的立体结构示意图；

图2是根据本发明星箭分离连接器的触点接插件的正面结构示意图；

图3是根据本发明星箭分离连接器的触点接插件的侧面结构示意图；

图4是根据本发明星箭分离连接器的触点接插件的剖视结构示意图；以及

图5是根据本发明星箭分离连接器的连接板的主视结构示意图。

具体实施方式

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

如图1和图5所示，根据本发明的一种星箭分离连接器，包括用于安装在星箭分离面的运载火箭端的触点接插件10和用于安装在星箭分离面的卫星端的连接板20，触点接插件10上具有弹性触点11a，连接板20上具有与弹性触点11a接触连接的焊盘21。本发明通过采用弹性触点11a和焊盘21接触连接，结构简单，体积较小，而且在分离过程中无需信号控制，随星箭分离过程自然分离，防止引入其他动作对卫星姿态形成干扰，有利于分离后的卫星姿态控制。较好地满足了微小卫星分离连接器体积小、分离可靠的要求。

具体地，如图1至4所示，触点接插件10一般安装在电路板上，触点接插件10包括绝缘基体12，弹性触点11a设置在绝缘基体12上，绝缘基体12上还设置有与弹性触点11a连接的接线管脚13，即弹性触点11a通过接线管脚13与电路板上的电路连接，形成信号发送或者接收通路。较优选地，触点接插件10通过SMT技术（Surface Mounting Technique，表面安装技术）固定在电路板上，保证连接的可靠性。

弹性触点11a通过弹性触片11弯折形成，弹性触片11固定在绝缘基体12上并使弹性触点11a朝向星箭分离面。一般地，接线管脚13与弹性触片11一体弯折成型并固定在绝缘基体12上。一体弯折成型，一方面提高了弹性触点11a与接线管脚13的连接可靠程度，防止出现连接问题，另一方便，一体弯折成型，整体固定，能够有效地提高固定程度。

弹性触片11采用磷青铜材料，具有较好的弹性，弹性触点11a的行程，即弹性触片11的弹性大小一般根据发射卫星的受力情况定制。弹性触片11的伸缩量（行程）决定接触力的大小。

如图5所示，焊盘21为多个，一般根据卫星的所需供电、信号通道数确定，每个焊盘21与弹性触点11a的接触面积根据所需工作电流确定，一般情况下，电流与压点接触面积成正比关系，在本发明较优选地实施例中，压点接触面积为0.6221mm²，在环境温度80℃时，电流大小为1A的情况下，还能够满足工作要求。

供电、信号通道数一般采取双点双线方式，即每个焊盘21至少对应两个弹性触点11a，以确保导通的可靠性，同时可以避免在运载火箭发射过程或星箭分离过程中振动带来的影响。另外，一般在焊盘21和弹性触点11a的接触表面镀金，提高连接的可靠性，防止氧化等问题导致接触不良。在本发明较优选地实施例中，当焊盘21对应两个弹性触点11a时，焊盘21面积一般为6mm×6mm，相邻两个焊盘之间的纵向间隙大于3mm，横向间隙大于5mm，并在焊盘21和弹性触点11a的表面一般电镀1.27um厚的金层。

从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实施例实现了如下技术效果：

根据本发明的星箭分离连接器，通过采用弹性触点和焊盘接触连接，结构简单，体积较小，而且在分离过程中无需信号控制，实现卫星与火箭从接触到非接触过程变化电连接自然分离。防止引入其他动作对卫星姿态形成干扰，有利于分离后的卫星姿态控制。较好地满足了微小卫星分离连接器体积小、分离可靠的要求。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种星箭分离连接器，其特征在于，包括用于安装在星箭分离面的运载火箭端的触点接插件（10）和用于安装在星箭分离面的卫星端的连接板（20），所述触点接插件（10）上具有弹性触点（11a），所述连接板（20）上具有与所述弹性触点（11a）接触连接的焊盘（21）。

2.根据权利要求1所述的星箭分离连接器，其特征在于，

所述触点接插件（10）包括绝缘基体（12），所述弹性触点（11a）设置在所述绝缘基体（12）上，所述绝缘基体（12）上还设置有与所述弹性触点（11a）连接的接线管脚（13）。

3.根据权利要求2所述的星箭分离连接器，其特征在于，

所述触点接插件（10）还包括弹性触片（11），所述弹性触片（11）弯折形成所述弹性触点（11a）。

4.根据权利要求3所述的星箭分离连接器，其特征在于，

所述接线管脚（13）与所述弹性触片（11）一体弯折成型并固定在所述绝缘基体（12）上。

5.根据权利要求4所述的星箭分离连接器，其特征在于，所述弹性触片（11）采用磷青铜材料。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的星箭分离连接器，其特征在于，所述焊盘（21）为多个，每个所述焊盘（21）至少对应两个所述弹性触点（11a）。

7.根据权利要求6所述的星箭分离连接器，其特征在于，所述焊盘（21）的接触表面镀金。