CN106081170A - 星箭连接分离机构 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种星箭连接分离机构，包括：导轨、后端盖、前端框、分离弹簧、推板、舱门和连接解锁器；所述后端盖连接在所述导轨的后端；所述分离弹簧设置在所述导轨内部，并沿轨向可伸缩；所述推板设置在所述分离弹簧的前端，并在分离弹簧的带动下前进或回退；所述前端框连接在所述导轨的前端；所述舱门铰接在前端框的一侧边上，并在盖合前端框时，将卫星压紧在推板和分离弹簧上，实现星箭连接，在打开前端框时，释放分离弹簧和推板向前推出卫星，实现星箭分离；所述连接解锁器用于非火工上锁或解锁所述舱门。本发明的星箭连接分离机构具有冲击低、结构简单、重量轻、分离精度高、安装方便、成本低、可靠性高等优点。

Description

星箭连接分离机构

技术领域

本发明涉及星箭分离、级间分离等连接分离领域，尤其涉及一种星箭连接分离机构。

背景技术

目前，立方星(CUBESAT)快速发展，需要适应立方星发射的连接分离机构，用来实现立方星运载过程中的星箭连接与分离。现有的连接分离机构一般采用火工连接解锁，存在以下缺点：冲击大；一般仅具有一个安装面，安装布局不方便；结构相对复杂，成本较高。另有一些箱式分离机构，弹簧结构不合理或推板结构不合理，存在分离精度差，甚至有推板卡死、可靠性差的问题。现有的立方星分离机构还存在无压紧设计、压紧力不足、压紧力不可控损坏星体的问题，飞行过程中可能造成立方星的损伤。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种星箭连接分离机构，具有冲击低、结构简单、重量轻、分离精度高、安装方便、成本低、可靠性高等优点。

为解决上述问题，本发明提出一种星箭连接分离机构，包括：导轨、后端盖、前端框、分离弹簧、推板、舱门和连接解锁器；所述后端盖连接在所述导轨的后端；所述分离弹簧设置在所述导轨内部，并沿轨向可伸缩；所述推板设置在所述分离弹簧的前端，并在分离弹簧的带动下前进或回退；所述前端框连接在所述导轨的前端；所述舱门铰接在前端框的一侧边上，并在盖合前端框时，将卫星压紧在推板和分离弹簧上，实现星箭连接，在打开前端框时，释放分离弹簧和推板向前推出卫星，实现星箭分离；所述连接解锁器用于非火工上锁或解锁所述舱门。

根据本发明的一个实施例，所述舱门包括舱门本体和锁扣；所述舱门本体的一侧边铰接在前端框的一侧边上，能够打开或盖合所述前端框；所述锁扣设置在所述舱门本体的另一侧边上，用于与所述连接解锁器配合上锁或解锁。

根据本发明的一个实施例，所述舱门还包括扭簧和到位锁定簧片；所述扭簧连接在舱门本体和前端框的铰接部位上，用于在解锁后将舱门本体打开到预设角度；所述到位锁定簧片设置在所述舱门本体的铰接部位上，并在舱门本体打开到预设角度后，卡入前端框的卡槽中，以锁定舱门本体。

根据本发明的一个实施例，所述舱门还包括舱门导轨，安装在所述舱门本体的盖合后朝向导轨的一侧上，用于舱门本体盖合时将卫星压紧在推板上、及舱门本体解锁后卫星分离的导向。

根据本发明的一个实施例，所述舱门还包括压紧弹簧，所述舱门导轨通过所述压紧弹簧可伸缩安装在所述舱门本体上，压紧弹簧提供舱门导轨压紧卫星的预紧力。

根据本发明的一个实施例，所述舱门导轨采用金属材料，表面喷涂具有润滑特性的材料。

根据本发明的一个实施例，还包括保险螺钉，用以在上锁状态下，将舱门和前端框连接起来，防止连接解锁器异常解锁而发生故障。

根据本发明的一个实施例，所述后端盖的朝向导轨的一侧上设有锥形销，所述推板的对应位置上设有锥孔，在上锁状态下，所述锥形销配合插入所述锥孔中，以横向固定推板。

根据本发明的一个实施例，所述推板上设有限制部，用于限制所述推板的活动行程。

根据本发明的一个实施例，所述导轨的至少一个侧面上开设有用于连接运载火箭的螺钉孔。

采用上述技术方案后，本发明相比现有技术具有以下有益效果：采用了框架式结构，降低了非承载结构重量，结构简单，重量减轻；采用非火工连接解锁方式，分离冲击大为降低，连接解锁采用了锁钩和锁扣组合式，结构简单紧凑；导轨的4个侧面均可以设置安装用螺钉孔，可以适应多种安装要求，安装布局更为方便。

此外，舱门上安装具有润滑特性的舱门导轨，舱门打开过程中实现卫星分离导向，防止舱门打开不及时卡滞卫星；舱门导轨在压紧状态下压紧卫星，舱门导轨上的压紧弹簧提供适当的压紧力，保证卫星在飞行过程在适配中不发生撞击，推板的锥孔在压紧状态下与后端盖的锥形销配合，起到横向固定推板的作用；推板在导轨中的导向长度较长，能够避免分离过程中发生卡死，保证分离的导性精度；舱门的到位锁定采用结构较为简单的弹簧片实现，结构简单。

附图说明

图1是本发明实施例的星箭连接分离机构的解锁状态下的结构示意图；

图2是本发明实施例的星箭连接分离机构的上锁状态下的结构示意图；

图3是本发明实施例的到位锁定簧片到位的结构示意图；

图4是本发明实施例的推板的结构示意图；

图5是本发明实施例的后端盖的结构示意图；

图6是本发明实施例的舱门的结构示意图；

图7是本发明实施例的到位锁定簧片的结构示意图。

图中标记说明：

1-导轨，2-前端框，3-舱门本体，4-后端盖，5-连接解锁器，6-分离弹簧，7-舱门导轨，8-锁扣，9-扭簧，10-到位锁定簧片，11-推板，12-金属蒙皮，13-保险螺钉，14-锥形销，15-压紧弹簧，110-锥孔。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明。但是本发明能够以很多不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施的限制。

参看图1和2，本实施例的星箭连接分离机构，包括：导轨1、后端盖4、前端框2、分离弹簧6、推板11、舱门和连接解锁器5。用来实现运载火箭和卫星之间的连接分离，尤其适用于立方星的连接分离，解决冲击大、结构复杂、重量重、分离精度低、安装复杂、可靠性低等问题。

导轨1作为整个机构的支撑及用来实现分离弹簧6及推板11推动卫星的导向。后端盖4连接在导轨1的后端，作为分离弹簧6的后支撑部件。分离弹簧6设置在导轨1内部，并沿导轨1的轨向可伸缩，也就是分离弹簧6的伸缩方向和轨向一致。推板11设置在分离弹簧6的前端，可以与分离弹簧6有一定的连接关系，例如可以固定连接在分离弹簧6的前端，当然也可以不连接在分离弹簧6上，推板11在分离弹簧6的带动下沿导轨1前进或回退。前端框2连接在导轨1的前端，用来连接舱门，以使舱门能够盖合后，由连接解锁器5上锁连接，将卫星压紧在推板11上。舱门铰接在前端框2的一侧边上，并在盖合前端框2时，将卫星压紧在推板11和分离弹簧6上，实现星箭连接，在打开前端框2时，释放分离弹簧6和推板11向前伸出，推出卫星，实现星箭分离。连接解锁器5用于非火工上锁或解锁舱门。

导轨1上有较长的导向段，用来导向推板11，保证导向精度，避免卡死。

连接解锁器5可以设置在前端框2上或者导轨1上或者前端框2和导轨1两者上。连接解锁器5可以采用电磁铁实现，连接解锁器5通电解锁。

参看图1，舱门可以包括舱门本体3和锁扣8。舱门本体3的一侧边铰接在前端框2的一侧边上，能够打开或盖合前端框2，舱门本体3盖合前端框2后，能将卫星压紧推板11上，进一步压紧分离弹簧6。锁扣8设置在舱门本体3的另一侧边上，优选为铰接侧边的相对侧边，锁扣8用于与连接解锁器5配合上锁或解锁。铰接方式例如是通过铰链将前端框2和舱门本体3连接起来。

参看图1、3和7，舱门还可以包括扭簧9和到位锁定簧片10。扭簧9连接在舱门本体3和前端框2的铰接部位上，用于在解锁后将舱门本体3打开到预设角度。到位锁定簧片10设置在舱门本体3的铰接部位上，并在舱门本体3打开到预设角度后，卡入前端框2的卡槽中，以锁定舱门本体3。换言之，扭簧9设置在铰接部位上，当舱门本体3解锁打开时，在扭簧9作用下自动张开，张开到预设角度后，到位锁定簧片10卡入前端框2的铰链处的卡槽内，锁定舱门本体3。扭簧9起到打开舱门本体3的作用，到位锁定簧片10起到限定舱门本体3继续打开的作用。预设角度例如是将舱门本体3打开到和导轨1的侧面相平齐时的角度。到位锁定簧片10采用结构较为简单的弹簧片实现，结构简单。到位锁定簧片10优选为采用65Mn制成。

如图7为到位锁定簧片10，该到位锁定簧片10初始状态下向一侧有初始变形，安装后，在舱门本体3关闭状态下，到位锁定簧片10被压直，并保留有预紧力，舱门本体3打开到一定的角度，到位锁定簧片10弹出，进入卡槽，实现舱门本体3锁定。

参看图1和图6，进一步的，舱门还包括舱门导轨7。舱门导轨7安装在舱门本体3的盖合后朝向导轨1的一侧上，用于舱门本体3盖合时将卫星压紧在推板11上、及舱门本体3解锁后卫星分离的导向。换言之，舱门导轨7安装在舱门本体3的朝内侧，轨向沿卫星运动方向设置，在舱门本体3盖合时可以将卫星压紧在推板11上，而在舱门本体3打开时，扭簧9和到位锁定簧片10已将舱门本体3打开到预设角度，舱门导轨7起到卫星分离的导向作用。

舱门还可以包括压紧弹簧15。舱门导轨7通过压紧弹簧15可伸缩安装在舱门本体3上，压紧弹簧15提供舱门导轨7压紧卫星的预紧力。压紧弹簧15作用在舱门导轨7与舱门本体3之间，主要作用在舱门导轨7上。舱门导轨7与舱门本体3之间预留一定间隙，该间隙为压紧弹簧15的工作行程，压紧弹簧15在卫星连接的状态(上锁锁紧卫星)下有较大预紧力，保证卫星安装后有足够的预紧力。舱门导轨7在卫星连接的状态下压紧卫星，舱门导轨7上的压紧弹簧15提供适当的压紧力，保证卫星在飞行过程在适配中不发生撞击。

舱门导轨7优选采用非金属且具有润滑特性的材料制成。舱门本体3上安装具有润滑特性的舱门导轨7，舱门本体3打开过程中实现卫星分离导向，防止舱门本体3打开不及时的情况下发生卡滞卫星的问题。舱门导轨7优选采用尼龙材料制成。

参看图2，在一个实施例中，星箭连接分离机构还包括保险螺钉13，用以在上锁状态下，将舱门和前端框2连接起来，防止连接解锁器5异常解锁而发生故障。不飞行的时候保险螺钉13插上，飞行前将保险螺钉13去除。

参看图4和图5，后端盖4的朝向导轨1的一侧上设有锥形销14，例如为圆锥销，推板11的对应位置上设有锥孔110，在上锁状态下，锥形销14配合插入锥孔110中，以横向固定推板11。推板11在压紧状态下，后端盖4的圆锥销配合伸入到推板11的锥孔中，起到横向固定推板11的作用。

推板11上设有限制部，用于限制推板11的活动行程。当推板11固定连接分离弹簧6时，则推板11的活动行程由分离弹簧6而定，推板11和分离弹簧6的连接部位也就是限制部。当推板11由前端框2阻挡而限制行程时，推板11被前端框2阻挡的接触部位即为限制部。防止残留在空间中。

导轨1的至少一个侧面上开设有用于连接运载火箭的螺钉孔，导轨1的至少一个侧面上包覆有金属蒙皮12。优选的，导轨1的4个侧面均可以设置安装用螺钉孔，可以适应多种安装要求，安装布局更为方便。蒙皮12可与导轨1连接形成封闭结构。导轨1、蒙皮等结构件的可选材料为2A12铝合金，但不作为限制。

下面进一步对本发明实施例的星箭连接分离机构的操作过程进行描述。

使用时，将卫星装入星箭连接分离机构，卫星将推板11和分离弹簧6压缩到底，关上舱门本体3，在压紧弹簧15和舱门导轨7的作用下压紧卫星，连接解锁器5的锁钩钩住锁扣8，完成压紧，安装保险螺钉13。

完成压紧安装后，星箭连接分离机构通过螺钉孔安装到导轨1，从而连接运载火箭，发射前取下安装保险螺钉13。

运载火箭发射进入预定轨道后，向星箭连接分离机构传输解锁控制信号，连接解锁器5解锁，舱门的锁扣8脱开，在扭簧9作用下舱门本体3旋转打开，卫星在分离弹簧6和推板11作用下分离，舱门本体3在扭簧9作用下打开到预设角度时，到位锁定簧片10卡入前端框2铰链处的卡槽内，锁定舱门本体3。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定权利要求，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，因此本发明的保护范围应当以本发明权利要求所界定的范围为准。

Claims (10)

1.一种星箭连接分离机构，其特征在于，包括：导轨、后端盖、前端框、分离弹簧、推板、舱门和连接解锁器；所述后端盖连接在所述导轨的后端；所述分离弹簧设置在所述导轨内部，并沿轨向可伸缩；所述推板设置在所述分离弹簧的前端，并在分离弹簧的带动下前进或回退；所述前端框连接在所述导轨的前端；所述舱门铰接在前端框的一侧边上，并盖合在前端框上时，将卫星压紧在推板和舱门之间，实现星箭连接，在打开前端框时，释放分离弹簧和推板向前推出卫星，实现星箭分离；所述连接解锁器用于非火工上锁或解锁所述舱门。

2.如权利要求1所述的星箭连接分离机构，其特征在于，所述舱门包括舱门本体和锁扣；所述舱门本体的一侧边铰接在前端框的一侧边上，能够打开或盖合所述前端框；所述锁扣设置在所述舱门本体的另一侧边上，用于与所述连接解锁器配合上锁或解锁。

3.如权利要求2所述的星箭连接分离机构，其特征在于，所述舱门还包括扭簧和到位锁定簧片；所述扭簧连接在舱门本体和前端框的铰接部位上，用于在解锁后将舱门本体打开到预设角度；所述到位锁定簧片设置在所述舱门本体的铰接部位上，并在舱门本体打开到预设角度后，卡入前端框的卡槽中，以锁定舱门本体。

4.如权利要求2或3所述的星箭连接分离机构，其特征在于，所述舱门还包括舱门导轨，安装在所述舱门本体的盖合后朝向导轨的一侧上，用于舱门本体盖合时将卫星压紧在推板上、及舱门解锁后卫星分离的导向。

5.如权利要求4所述的星箭连接分离机构，其特征在于，所述舱门还包括压紧弹簧，所述舱门导轨通过所述压紧弹簧可伸缩安装在所述舱门本体上，压紧弹簧提供舱门导轨压紧卫星的预紧力。

6.如权利要求4所述的星箭连接分离机构，其特征在于，所述舱门导轨采用非金属且具有润滑特性的材料制成。

7.如权利要求1或2或3所述的星箭连接分离机构，其特征在于，还包括保险螺钉，用以在上锁状态下，将舱门和前端框连接起来，防止连接解锁器异常解锁而发生故障。

8.如权利要求1或2或3所述的星箭连接分离机构，其特征在于，所述后端盖的朝向导轨的一侧上设有锥形销，所述推板的对应位置上设有锥孔，在上锁状态下，所述锥形销配合插入所述锥孔中，以横向固定推板。

9.如权利要求1或2或3所述的星箭连接分离机构，其特征在于，所述推板上设有限制部，用于限制所述推板的活动行程。

10.如权利要求1或2或3所述的星箭连接分离机构，其特征在于，所述导轨的至少一个侧面上开设有用于连接运载火箭的螺钉孔。