CN103373479A

CN103373479A - 一种宇航单机锁紧释放装置

Info

Publication number: CN103373479A
Application number: CN2012101116472A
Authority: CN
Inventors: 赵艳涛; 李国民; 王恒之
Original assignee: Shanghai Aerospace Measurement Control Communication Institute
Current assignee: Shanghai Aerospace Measurement Control Communication Institute
Priority date: 2012-04-17
Filing date: 2012-04-17
Publication date: 2013-10-30
Anticipated expiration: 2032-04-17
Also published as: CN103373479B

Abstract

本发明的宇航单机锁紧释放装置，包括安装架、两根压条、两根异型压条、多根长螺杆、多个绳环和多个切割器；所述安装架设置在航天器舱体内，宇航单机置于所述安装架内；所述两根异型压条相对地设置在所述安装架的上部，每根所述异型压条的两端分别连接一根所述长螺杆，所述长螺杆穿过所述安装架，且相对的两根长螺杆通过所述绳环连接；所述两根压条相对地设置在所述安装架的下部，每根所述压条的两端分别连接一根所述长螺杆，所述长螺杆穿过所述安装架，且相对的两根长螺杆通过所述绳环连接；所述切割器安装在所述安装架上，一个所述绳环穿过一个所述切割器。

Description

一种宇航单机锁紧释放装置

技术领域

本发明涉及一种宇航单机锁紧释放装置，特别是一种航天器发射时能够牢固锁紧宇航单机，航天器在轨维护时能够解除锁紧的宇航单机锁紧释放装置。

背景技术

随着在轨维护技术的发展，对宇航单机产品的空间维修更换问题逐渐进入各大航天企业的视野。航天器在轨维护技术自20世纪60年代开始兴起，按服务体类型可分为有人在轨服务和自主在轨服务两部分，其研究基本可分为有人在轨维护阶段和自主在轨服务阶段。有人在轨服务通过宇航员对空间飞行器进行维护，宇航设备的锁紧主要靠螺钉，通过宇航员拧出螺钉解锁，例如利用航天员释放太阳能帆板，修复哈勃太空望远镜等操作都是采用人工拧出螺钉的方式。由于有人在轨服务存在着如成本高、风险大等种种弊端，自主在轨服务凭借其风险低、成本小、反应快等诸多优势己成为空间在轨服务的重要发展方向。自主在轨服务主要通过太空机械手对航天设备进行在轨维修和更换。

航天器在发射过程中，宇航单机需要承受恶劣的力学负载，必须牢固锁紧，航天器发射入轨后处于失重的环境，机械手提供的力非常小，而且现有的太空机械手不够灵活和精巧，不能够完成十分复杂的动作，为方便宇航单机的自主在轨维护，宇航单机的锁紧装置必须在发射过程中能牢固锁紧宇航单机，在在轨维护过程中能轻松解锁。

发明内容

本发明的目的在于提供一种一种宇航单机锁紧释放装置，能在航天器发射时牢固锁紧宇航单机，在宇航单机在轨维护时轻松解锁。

为了达到上述的目的，本发明提供一种宇航单机锁紧释放装置，包括安装架、两根压条、两根异型压条、多根长螺杆、多个绳环和多个切割器；所述安装架设置在航天器舱体内，宇航单机置于所述安装架内；所述两根异型压条相对地设置在所述安装架的上部，每根所述异型压条的两端分别连接一根所述长螺杆，所述长螺杆穿过所述安装架，且相对的两根长螺杆通过所述绳环连接；所述两根压条相对地设置在所述安装架的下部，每根所述压条的两端分别连接一根所述长螺杆，所述长螺杆穿过所述安装架，且相对的两根长螺杆通过所述绳环连接；所述切割器安装在所述安装架上，一个所述绳环穿过一个所述切割器。

上述宇航单机锁紧释放装置，其中，所述安装架包括底座和两块挡板，所述两块挡板相互平行地设置在所述底座上，且垂直于所述底座，所述挡板朝向外的侧表面上设有凸台和安装面，所述凸台上设有连接孔，所述长螺杆穿过所述凸台的连接孔，所述切割器安装在所述安装面上。

上述宇航单机锁紧释放装置，其中，所述底座上设有多条平行于所述挡板的安装槽，相邻两条所述安装槽之间设有窄凸条，所述宇航单机置于所述安装槽内。

上述宇航单机锁紧释放装置，其中，所述压条上设有多个螺纹孔，所述多个螺纹孔沿压条长度方向等间隔分布，第一螺钉与所述螺纹孔螺纹连接，所述第一螺钉穿过所述螺纹孔顶在所述宇航单机上；所述压条的两端各设有一个第一内螺纹孔和一个第一弹簧安装环，所述第一内螺纹孔与所述长螺杆螺纹连接，在所述第一弹簧安装环与所述航天器舱体之间设有弹簧。

上述宇航单机锁紧释放装置，其中，所述异型压条包括相互垂直的第一长条板和第二长条板，所述第一长条板和第二长条板上均设有多个螺纹孔，所述多个螺纹孔沿长度方向等间隔分布，第二螺钉与所述螺纹孔螺纹连接，所述第二螺钉的一端穿过所述螺纹孔顶在所述宇航单机上；所述所述第一长条板的两端各设有一个第二内螺纹孔和一个第二弹簧安装环，所述第二内螺纹孔与所述长螺杆螺纹连接，在所述第二弹簧安装环与所述航天器舱体之间设有弹簧。

上述宇航单机锁紧释放装置，其中，所述宇航单机的侧壁上设有锥形孔，所述第一螺钉及第二螺钉的一端插入所述锥形孔中，所述第一螺钉及第二螺钉插入锥形孔中一端均为平面端。

上述宇航单机锁紧释放装置，其中，所述长螺杆包括螺帽、根部和柱部，所述螺帽和柱部分别设置在所述根部的两端，所述根部的外壁上设有外螺纹，所述柱部设有腰孔，所述绳环穿过所述腰孔。

上述宇航单机锁紧释放装置，其中，所述柱部远离根部的一端为中空端，该中空端与所述腰孔贯通，所述中空端设有内螺纹，一调整螺钉的一端穿过所述中空端顶住所述绳环，所述调整螺钉与所述中空端螺纹连接。

上述宇航单机锁紧释放装置，其中，所述切割器包括主体、切刀、砧板和控制电缆，所述切刀和砧板均设置在所述主体上，且所述切刀与所述砧板平行设置，所述绳环置于，所述砧板与所述切刀之间，所述控制电缆与所述主体连接，所述主体内装有火药。

本发明的宇航单机锁紧释放装置中压条和异型压条通过长螺杆和绳环与安装架连接，且绳环穿过切割器，既可实现航天器发射时对宇航单机的牢固锁紧，又可实现宇航单机在轨维护时轻松解锁（切割器起爆切断绳环即可）；压条和异型压条上设置多个螺纹孔，螺钉穿过螺纹孔顶在宇航单机上，可从多个方向将宇航单机锁紧，对应于螺钉，宇航单机的侧壁上设有锥形孔，该锥形孔既可用于螺钉对宇航单机施加压紧力，又不影响解锁时压条和异型压条与安装架的分离，使本发明的宇航单机锁紧释放装置既能牢固锁紧宇航单机，又能轻松解锁；

本发明的宇航单机锁紧释放装置中压条和异型压条与航天器舱体通过弹簧连接，解锁时，在弹簧的作用下，压条和异型压条被拉至舱体特定位置，不对在轨维护操作产生阻碍。

附图说明

本发明的宇航单机锁紧释放装置由以下的实施例及附图给出。

图1是本发明实施例的宇航单机锁紧释放装置的结构示意图。

图2是本发明中安转架的结构示意图。

图3是本发明中安装好第一螺钉的压条的结构示意图。

图4是本发明中安装好第二螺钉的异型压条的结构示意图。

图5是本发明中宇航单机的结构示意图。

图6是本发明中第一螺钉与宇航单机连接的示意图。

图7是本发明中长螺杆、绳环及切割器之间的配置图。

图8是本发明实施例的宇航单机锁紧释放装置的装配示意图。

具体实施方式

以下将结合图1～图8对本发明的宇航单机锁紧释放装置作进一步的详细描述。

本发明的宇航单机锁紧释放装置包括安装架、两根压条、两根异型压条、多根长螺杆、多个绳环和多个切割器；

所述两根异型压条相对地设置在所述安装架的上部，每根所述异型压条的两端分别连接一根所述长螺杆，所述长螺杆穿过所述安装架，且相对的两根长螺杆通过所述绳环连接；

所述两根压条相对地设置在所述安装架的下部，每根所述压条的两端分别连接一根所述长螺杆，所述长螺杆穿过所述安装架，且相对的两根长螺杆通过所述绳环连接；

所述切割器安装在所述安装架上，一个所述绳环穿过一个所述切割器。

在航天器发射过程中，宇航单机置于所述安装架内，且夹在所述两根异型压条及两根压条之间，所述绳环通过拉紧作用将所述宇航单机牢固锁紧在所述安装架内，在宇航单机在轨维护过程中，所述切割器起爆切断所述绳环，使所述压条脱离所述安装架，实现解锁，舱体内的机械手可从所述安装架内取出所述宇航单机。本发明的宇航单机锁紧释放装置结构简单，锁紧牢固，解锁容易，可靠性好。

现以具体实施例详细说明本发明的宇航单机锁紧释放装置：

参见图1，本实施例的宇航单机锁紧释放装置包括安装架2、两根压条10、两根异型压条8、八根长螺杆7、四个绳环5和四个切割器4；

所述两根异型压条8相对地设置在所述安装架2的上部，每根所述异型压条8的两端分别连接一根所述长螺杆7，所述长螺杆7穿过所述安装架2，如图1所示，一根所述异型压条8两端的长螺杆7分别与另一根所述异型压条8两端的长螺杆7相对，而相对的两根长螺杆7都通过所述绳环5连接；

所述两根压条10相对地设置在所述安装架2的下部，每根所述压条10的两端分别连接一根所述长螺杆7，所述长螺杆7穿过所述安装架2，如图1所示，一根所述压条10两端的长螺杆7分别与另一根所述压条10两端的长螺杆7相对，而相对的两根长螺杆7都通过所述绳环5连接；

所述四个切割器4均安装在所述安装架2上，一个所述切割器4对应一个所述绳环5，所述绳环5穿过所述切割器4。

本实施例的宇航单机锁紧释放装置可放置多个宇航单机3，所述多个宇航单机3依次排列置于所述安装架2内，所述两根异型压条8从顶部夹住所述宇航单机3，所述两根压条10从底部夹住所述宇航单机3，将所述宇航单机3牢固锁紧在所述安装架2内。

参见图2，所述安装架2包括底座21和两块挡板22，所述两块挡板22相互平行地设置在所述底座21上，且垂直于所述底座21，所述多个宇航单机3依次排列置于所述两块挡板22之间，在未设挡板的两侧分别通过所述异型压条8和压条10紧压实现牢固锁紧。

继续参见图2，所述挡板22朝向外的侧表面上设有凸台23，用于连接所述异型压条8和压条10，所述凸台23上设有连接孔24，用于穿过所述长螺杆7，所述挡板22朝向外的侧表面上还设有安装面25，用于安装所述切割器4。

所述底座21上设有多条平行于所述挡板22的安装槽26，相邻两条所述安装槽26之间设有窄凸条27，所述宇航单机3置于所述安装槽26内，起到很好的定位作用。

每条所述安装槽26内设有多个孔28，所述孔28可以是条形孔或者圆孔，与所述宇航单机3连接的各种插线（图2中未示）可穿过该多个孔28与所述宇航单机3实现连接。

参见图3，所述压条10呈条形状，所述压条10上设有多个螺纹孔，所述多个螺纹孔沿压条长度方向等间隔分布，第一螺钉11与所述螺纹孔螺纹连接，所述第一螺钉11的一端穿过所述螺纹孔顶在所述宇航单机3上。本实施例中，对于每个所述宇航单机3，所述压条10均有两个所述第一螺钉11顶在其上。

继续参见图3，所述压条10的两端各设有一个第一内螺纹孔101，该第一内螺纹孔101用于连接所述长螺杆7；所述压条10的两端还各设有一个第一弹簧安装环102，所述第一弹簧安装环102用于连接弹簧。

参见图4，所述异型压条8包括相互垂直的第一长条板81和第二长条板82，即所述异型压条8呈“L”字型，所述第一长条板81和第二长条板82上均设有多个螺纹孔，所述多个螺纹孔沿长度方向等间隔分布，第二螺钉12与所述螺纹孔螺纹连接，所述第二螺钉12的一端穿过所述螺纹孔顶在所述宇航单机3上。本实施例中，对于每个所述宇航单机3，所述异型压条8均有两个所述第二螺钉12顶在其上。

继续参见图4，所述第一长条板81的两端各设有一个第二内螺纹孔83，第二内螺纹孔83用于连接所述长螺杆7；所述第一长条板81的两端还各设有一个第二弹簧安装环84，所述第二弹簧安装环84用于连接弹簧。

参见图5和图6，所述宇航单机3的侧壁上设有锥形孔31，用于与所述第一螺钉11和第二螺钉12配合使用，所述第一螺钉11的一端穿过所述压条10上的螺纹孔插入所述锥形孔31中，所述第一螺钉11插入锥形孔31中一端为平面端，与所述锥形孔31不形成配合（即不形成紧密连接），这样有利于解锁时所述第一螺钉11能与所述锥形孔31快速、轻松分离，即有利于快速、轻松解锁，所述第二螺钉12与所述锥形孔31的配合使用同所述第一螺钉11，在此不再赘述。

参见图7，所述长螺杆7包括螺帽71、根部72和柱部73，所述螺帽71和柱部73分别设置在所述根部72的两端，所述根部72的外壁上设有外螺纹，用于与所述异型压条8和压条10连接，所述柱部73设有腰孔74，所述腰孔74用于连接所述绳环5，所述柱部73远离根部72的一端为中空端，该中空端与所述腰孔74贯通。

如图1和图7所示，所述长螺杆7的柱部73穿过所述压条10的第一内螺纹孔101（或者所述异型压条8的第二内螺纹孔83）和所述凸台23的连接孔24，所述长螺杆7的根部72的外螺纹与所述第一内螺纹孔101（或者所述第二内螺纹孔83）螺纹连接，实现所述长螺杆7与所述压条10（或者所述异型压条8）的固定连接，所述绳环5穿过相对的两个长螺杆7的柱部73的腰孔74，将相对的两个长螺杆7串联起来，所述绳环5为弹性绳环，当所述绳环5拉紧时，可将所述压条10（或者所述异型压条8）紧压在所述安装架2上，从而实现对所述宇航单机3的牢固锁紧。

继续参见图7，所述长螺杆7的柱部73的中空端设有内螺纹，一调整螺钉6的一端穿过所述中空端顶住所述绳环5，所述调整螺钉6与所述中空端螺纹连接，调节所述调整螺钉6可以调整所述绳环5的拉紧力。

继续参见图7，所述切割器4包括主体41、切刀42、砧板43和控制电缆44，所述切刀42和砧板43均设置在所述主体41上，且所述切刀42与所述砧板43平行设置，所述控制电缆44与所述主体41连接，所述主体41内装有火药，所述控制电缆44用于控制火药起爆。

如图1和图7所示，所述切割器4的主体41安装在所述安装架2的挡板22的安装面25上，所述绳环5置于所述切刀42与所述砧板43之间，当所述切割器4工作时，所述控制电缆44引爆所述主体41内的火药，火药推动所述切刀42冲向所述砧板43，进而把置于所述砧板43与所述切刀42之间的绳环5切断。

图8所示为本实施例的宇航单机锁紧释放装置的装配示意图，所述安装架2设置在航天器舱体1内的底部，所述异型压条8压住所述宇航单机3的顶部，所述压条10压在所述宇航单机3的底部，在所述压条10与所述舱体1之间以及所述异型压条8与所述舱体1之间均设有弹簧9，所述弹簧9的一端与弹簧安装环连接，所述弹簧9的另一端与所述舱体1连接。在航天器发射过程中，所述压条10和异型压条8通过所述长螺杆7和绳环5紧紧夹住所述宇航单机3，使所述宇航单机3牢固锁紧在所述安装架4上，保证所述宇航单机3能够承受住发射阶段的剧烈冲击负载，当需要对所述宇航单机3进行在轨维护时，所述控制电缆44引爆火药，使所述切割器4切断所述绳环5，所述压条压条10和异型压条8脱离所述安装架2，实现解锁，同时，所述弹簧9将所述压条10和异型压条8拉至所述舱体1一侧，不使所述压条压条10和异型压条8对维护操作产生阻碍。

Claims

1.一种宇航单机锁紧释放装置，其特征在于，包括安装架、两根压条、两根异型压条、多根长螺杆、多个绳环和多个切割器；

所述安装架设置在航天器舱体内，宇航单机置于所述安装架内；

2.如权利要求1所述的宇航单机锁紧释放装置，其特征在于，所述安装架包括底座和两块挡板，所述两块挡板相互平行地设置在所述底座上，且垂直于所述底座，所述挡板朝向外的侧表面上设有凸台和安装面，所述凸台上设有连接孔，所述长螺杆穿过所述凸台的连接孔，所述切割器安装在所述安装面上。

3.如权利要求2所述的宇航单机锁紧释放装置，其特征在于，所述底座上设有多条平行于所述挡板的安装槽，相邻两条所述安装槽之间设有窄凸条，所述宇航单机置于所述安装槽内。

4.如权利要求1所述的宇航单机锁紧释放装置，其特征在于，所述压条上设有多个螺纹孔，所述多个螺纹孔沿压条长度方向等间隔分布，第一螺钉与所述螺纹孔螺纹连接，所述第一螺钉穿过所述螺纹孔顶在所述宇航单机上；所述压条的两端各设有一个第一内螺纹孔和一个第一弹簧安装环，所述第一内螺纹孔与所述长螺杆螺纹连接，在所述第一弹簧安装环与所述航天器舱体之间设有弹簧。

5.如权利要求4所述的宇航单机锁紧释放装置，其特征在于，所述异型压条包括相互垂直的第一长条板和第二长条板，所述第一长条板和第二长条板上均设有多个螺纹孔，所述多个螺纹孔沿长度方向等间隔分布，第二螺钉与所述螺纹孔螺纹连接，所述第二螺钉的一端穿过所述螺纹孔顶在所述宇航单机上；所述所述第一长条板的两端各设有一个第二内螺纹孔和一个第二弹簧安装环，所述第二内螺纹孔与所述长螺杆螺纹连接，在所述第二弹簧安装环与所述航天器舱体之间设有弹簧。

6.如权利要求5所述的宇航单机锁紧释放装置，其特征在于，所述宇航单机的侧壁上设有锥形孔，所述第一螺钉及第二螺钉的一端插入所述锥形孔中，所述第一螺钉及第二螺钉插入锥形孔中一端均为平面端。

7.如权利要求1所述的宇航单机锁紧释放装置，其特征在于，所述长螺杆包括螺帽、根部和柱部，所述螺帽和柱部分别设置在所述根部的两端，所述根部的外壁上设有外螺纹，所述柱部设有腰孔，所述绳环穿过所述腰孔。

8.如权利要求7所述的宇航单机锁紧释放装置，其特征在于，所述柱部远离根部的一端为中空端，该中空端与所述腰孔贯通，所述中空端设有内螺纹，一调整螺钉的一端穿过所述中空端顶住所述绳环，所述调整螺钉与所述中空端螺纹连接。

9.如权利要求1所述的宇航单机锁紧释放装置，其特征在于，所述切割器包括主体、切刀、砧板和控制电缆，所述切刀和砧板均设置在所述主体上，且所述切刀与所述砧板平行设置，所述绳环置于，所述砧板与所述切刀之间，所述控制电缆与所述主体连接，所述主体内装有火药。