CN106184826B - 星箭弹簧分离装置 - Google Patents

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    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/641—Interstage or payload connectors

Abstract

本发明提出一种星箭弹簧分离装置，包括：活塞、导向筒、压缩弹簧、自锁螺母、锁紧螺母；所述活塞的推杆穿过所述导向筒的内侧，在导向筒的底部通过锁紧螺母连接起来；所述压缩弹簧套设在所述导向筒的外侧，并通过所述活塞的头部压紧在导向筒上，以存储能量；所述自锁螺母连接在所述活塞的推杆上；所述锁紧螺母卸下后，压缩弹簧伸长输出能量，活塞向上运动一定行程，带动自锁螺母到导向筒的限制部位被限制继续运动，从而活塞停止运动。本发明的星箭弹簧分离装置输出能量可调、结构简单、尺寸小、质量轻、安装操作简便。

Description

星箭弹簧分离装置
技术领域
本发明涉及星箭分离、级间分离等连接分离领域，尤其涉及一种星箭弹簧分离装置。
背景技术
弹簧分离装置是星箭分离系统的重要组成部分，其性能直接影响了星箭分离速度、星箭分离姿态以及星箭分离安全。传统弹簧分离装置由压缩弹簧、弹簧壳、活塞、工艺螺杆和盖组成，安装在适配器上端腹板上，使活塞在压缩弹簧的作用下顶在卫星底板上。当星箭解锁时，活塞顶杆通过压缩弹簧贮存的势能推动卫星分离，卫星获得相对的分离速度实现星箭分离。
随着航天型号产品日益增多，小型化、轻型化的卫星平台是未来发展的一大趋势，此类卫星多以“一箭多星”形式发射，对分离装置重量、高度、安装操作空间以及卫星分离姿态提出更高要求。传统的弹簧分离装置质量大、尺寸大，安装调试操作空间大，安装调试不便，难以满足小型化、轻量化的应用需求。
卫星受自身轻量化限制，需要在较短的时间内完成姿态矫正，“一箭多星”发射技术日趋成熟，为了保证多颗卫星分离彼此不发生碰撞，需要严格控制卫星分离姿态。传统的弹簧分离装置通过控制导向段配合精度、选配弹簧推力等措施控制卫星分离姿态。导向段配合尺寸间隙不宜过小，间隙过小容易出现摩擦力过大影响弹簧效率，甚至出现“卡死”现象，导致星箭分离失败。弹簧选配需要生产大批量的产品，实测推力值，根据卫星质量特性情况开展选配工作，耗费大量人力、物力。甚至出现卫星质心位置实测结果偏离过大，弹簧选配无法满足设计要求，影响型号研制进度的情况。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种星箭弹簧分离装置，结构简单、尺寸小、质量轻、安装操作简便。
为解决上述问题，本发明提出一种星箭弹簧分离装置，包括：活塞、导向筒、压缩弹簧、自锁螺母、锁紧螺母；所述活塞的推杆穿过所述导向筒的内侧，在导向筒的底部通过锁紧螺母连接起来；所述压缩弹簧套设在所述导向筒的外侧，通过所述活塞的头部压紧在导向筒上，以存储能量；所述自锁螺母连接在所述活塞的推杆上；所述锁紧螺母卸下后，压缩弹簧伸长输出能量，活塞向上运动一定行程，带动自锁螺母到导向筒的限制部位被限制继续运动，从而活塞停止运动。
根据本发明的一个实施例，所述活塞的推杆的下部为螺纹段，所述自锁螺母连接在所述螺纹段上、且连接高度可调，从而所述活塞的活动行程可调、压缩弹簧的输出能量可调。
根据本发明的一个实施例，所述活塞的推杆的上部为圆柱段；所述导向筒的上部为导向段，所述导向段内设有用于为所述圆柱段的上下运动提供导向的导向孔。
根据本发明的一个实施例，所述导向筒的下部具有用于所述自锁螺母运动的空间，所述导向段的下端部为限制所述自锁螺母继续运动的所述限制部位。
根据本发明的一个实施例，所述导向筒的底部呈倒置帽状，所述活塞的头部呈帽状，所述压缩弹簧的一端抵在所述导向筒的底部上，另一端抵在所述活塞的头部上。
根据本发明的一个实施例，所述导向筒的用来套设压缩弹簧的部位和所述压缩弹簧的形状匹配，以为所述压缩弹簧提供导向。
根据本发明的一个实施例，所述活塞的头部的上端面上设有球形结构或部分球形结构，以使其与卫星底板为点接触。
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：活塞和压缩弹簧均设置在导向筒上，导向筒起到导向作用，在初始连接状态下，活塞压紧压缩弹簧，存储能量，在需要分离时，将锁紧螺母拆卸，压缩弹簧释放能量，将活塞推出，从而推动卫星分离，压缩弹簧和活塞的运动通过自锁螺母被导向筒的限制部位限制而限制。结构简单、尺寸小、质量轻、安装操作简便，轻量化、小型化，相比于常规的弹簧分离装置，其重量减轻30％以上，高度降低40％以上，安装空间节省50％以上。
针对卫星质心偏移问题，通过调节自锁螺母的连接高度，从而调节活塞的活动行程及压缩弹簧的伸长长度，可有效调节卫星分离姿态。
附图说明
图1是本发明实施例的星箭弹簧分离装置的剖面结构示意图；
图2是本发明实施例的星箭弹簧分离装置的外形结构示意图；
图3是本发明实施例的星箭弹簧分离装置的活塞的结构示意图；
图4是本发明实施例的星箭弹簧分离装置的导向筒的结构示意图。
图中标记说明：
1-活塞、2-导向筒、3-压缩弹簧、4-自锁螺母、5-锁紧螺母，11-头部，111-球形结构或部分球形结构，121-圆柱段，122-螺纹段，21-导向筒的底部，22-导向段，23-空间。
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和图2，本实施例的星箭弹簧分离装置，包括：活塞1、导向筒2、压缩弹簧3、自锁螺母4、锁紧螺母5。
导向筒2一方面起到集成安装及支撑的作用，另一方面起到对活塞1运动及压缩弹簧3伸缩运动的导向作用。
活塞1包括一体形成的头部11和推杆(121和122)，推杆穿过导向筒2的内侧，推杆的自由端(非连接头部11的一端)在导向筒2的底部通过锁紧螺母5连接起来，活塞1的头部伸出在导向筒2的顶部之外。锁紧螺母5起到固定活塞1的作用，安装后将活塞1锁紧在导向筒2中无法运动。
压缩弹簧3套设在导向筒2的外侧，并通过活塞1的头部压紧在导向筒2上，以存储能量，活塞1的运动决定压缩弹簧3的伸缩，当活塞1向上运动时，压缩弹簧3释放能量。
自锁螺母4连接在活塞1的推杆上，用来限制活塞1的运动行程。压缩弹簧3的伸长量即为活塞1的运动行程，自锁螺母4安装位置决定运动行程，运动行程决定能量输出量。
锁紧螺母5卸下后，压缩弹簧3伸长输出能量(释放势能)，活塞1在压缩弹簧3的推动作用下向上运动一定行程，活塞1带动自锁螺母4运动到导向筒2的限制部位而被限制继续运动，从而活塞1停止运动、压缩弹簧3停止伸长，也就是说通过导向筒2的限制部位限制自锁螺母4继续向上运动，来限制活塞1的运动行程。当锁紧螺母5解锁时，活塞1的头部11通过压缩弹簧3贮存的势能推动卫星分离，压缩弹簧3的能量释放，活塞1顶在卫星底板，卫星获得相对的分离速度实现星箭分离。
参看1-3，进一步的，活塞1的推杆的下部为螺纹段122，提供自锁螺母4的安装支撑。自锁螺母4连接在螺纹段122上，且自锁螺母4连接在螺纹段122上的高度可调，从而活塞1的活动行程可调、压缩弹簧3的输出能量可调。可自由调节自锁螺母4的安装高度，实现弹簧分离装置能量输出可调。
参看图1-4，在一个实施例中，活塞1的推杆的上部为圆柱段121。导向筒2的上部为导向段22，导向段2内设有导向孔，导向孔为推杆的圆柱段121的上下运动提供导向。导向筒2中间挖孔，为活塞1的推杆提供安装空间，导向筒2上部的导向孔为活塞1运动提供导向。活塞1推杆的上部为圆柱段121，和导向筒2的导向段22配合，可以控制推力偏斜角。
导向筒2的下部具有用于自锁螺母4运动的空间23，自锁螺母4在推杆的带动下在该空间23内上下运动，其中向上运动由限制部位限制，导向段22的下端部作为前述的用于限制自锁螺母4继续运动的限制部位。
压缩弹簧3压缩后的高度和活塞1的推杆构成并联形式，也就是活塞1的推杆位于压缩弹簧3的内侧，中间隔着导向筒2。可以降低弹簧分离装置高度和重量，实现小型化、轻量化。在一个实施例中，导向筒2的底部21呈倒置帽状，活塞1的头部11呈帽状，压缩弹簧3的一端抵在导向筒2的底部21上，另一端抵在活塞1的头部11上。倒置帽状的导向筒的底部21和帽状的活塞的头部11为压缩弹簧3的支撑面。
导向筒2的用来套设压缩弹簧3的部位和压缩弹簧3的形状匹配，从而为压缩弹簧3的伸缩提供导向。也就是导向筒2的外侧和压缩弹簧3的形状相匹配。
活塞1的头部11的上端面上设有球形结构或部分球形结构111，以使活塞的头部11与卫星底板为点接触，推力作用点更精确。
下面给出星箭弹簧分离装置的一个安装分离方式实施例，包括：
第一步，压缩弹簧3套在导向筒2上，活塞1推杆穿过导向筒2中间的导向孔，压缩弹簧3被压缩储存能量；
第二步，活塞1推杆下部的螺纹段122安装自锁螺母4，调节自锁螺母4的安装高度，安装锁紧螺母5，完成星箭弹簧分离装置的整装；
第三步，拆除锁紧螺母5，活塞1顶在卫星底板；
第四步，压缩弹簧3伸长释放能量，活塞1推动卫星分离，自锁螺母4与导向筒2的限制部位接触，压缩弹簧3伸长结束，实现星箭分离。
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 (6)

1.一种星箭弹簧分离装置，其特征在于，包括：活塞、导向筒、压缩弹簧、自锁螺母、锁紧螺母；所述活塞的推杆穿过所述导向筒的内侧，在导向筒的底部通过锁紧螺母连接起来；所述压缩弹簧套设在所述导向筒的外侧，通过所述活塞的头部压紧在导向筒上，以存储能量；所述自锁螺母连接在所述活塞的推杆上；所述锁紧螺母卸下后，压缩弹簧伸长输出能量，活塞向上运动一定行程，带动自锁螺母到导向筒的限制部位被限制继续运动，从而活塞停止运动；
所述活塞的推杆的下部为螺纹段，所述自锁螺母连接在所述螺纹段上、且连接高度可调，从而所述活塞的活动行程可调、压缩弹簧的输出能量可调。
2.如权利要求1所述的星箭弹簧分离装置，其特征在于，所述活塞的推杆的上部为圆柱段；所述导向筒的上部为导向段，所述导向段内设有用于为所述圆柱段的上下运动提供导向的导向孔。
3.如权利要求2所述的星箭弹簧分离装置，其特征在于，所述导向筒的下部具有用于所述自锁螺母运动的空间，所述导向段的下端部为限制所述自锁螺母继续运动的所述限制部位。
4.如权利要求1所述的星箭弹簧分离装置，其特征在于，所述导向筒的底部呈倒置帽状，所述活塞的头部呈帽状，所述压缩弹簧的一端抵在所述导向筒的底部上，另一端抵在所述活塞的头部上。
5.如权利要求4所述的星箭弹簧分离装置，其特征在于，所述导向筒的用来套设压缩弹簧的部位和所述压缩弹簧的形状匹配，以为所述压缩弹簧提供导向。
6.如权利要求1所述的星箭弹簧分离装置，其特征在于，所述活塞的头部的上端面上设有球形结构或部分球形结构，以使其与卫星底板为点接触。
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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106742082B (zh) * 2016-12-14 2019-04-09 哈尔滨工业大学 一种皮星点式分离装置
CN109110162B (zh) * 2018-06-14 2020-11-24 上海卫星工程研究所 一种分离速度在轨可调装置及其制作方法
CN109050987B (zh) * 2018-08-08 2021-12-21 上海宇航系统工程研究所 一种盘链式星箭连接解锁机
CN110901963B (zh) * 2019-12-17 2021-07-20 湖北航天技术研究院总体设计所 一种旋转分离弹簧作动装置
CN112046788B (zh) * 2020-08-07 2022-04-08 航天科工空间工程发展有限公司 一种卫星螺杆回收装置
CN112265655A (zh) * 2020-10-27 2021-01-26 上海航天精密机械研究所 弹簧分离装置及其装配试验方法
CN112849438A (zh) * 2020-12-30 2021-05-28 中国航天科工集团八五一一研究所 一种套筒式弹簧推出机构
CN112815788A (zh) * 2021-01-05 2021-05-18 航天行云科技有限公司 一种一箭多星分离系统
CN112693627A (zh) * 2021-01-05 2021-04-23 航天行云科技有限公司 一种一箭多星堆叠式发射方法
CN113879569A (zh) * 2021-10-09 2022-01-04 航天科工火箭技术有限公司 低冲击解锁星箭分离装置及星箭分离系统

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5318255A (en) * 1992-06-22 1994-06-07 Hughes Aircraft Company Stage separation mechanism for space vehicles
CN101665156A (zh) * 2008-09-03 2010-03-10 北京航空航天大学 Sma丝驱动的连接与解锁机构
FR2959787B1 (fr) * 2010-05-07 2012-06-08 Pyroalliance Dispositif de deverrouillage declenche, reliant deux sous-ensembles detachables
CN103010489B (zh) * 2012-12-26 2014-12-31 浙江大学 一种新型控制纳卫星的分离机构装置及其分离方法
CN103407585A (zh) * 2013-07-25 2013-11-27 上海宇航系统工程研究所 一种弹簧分离装置
CN103895879B (zh) * 2014-02-26 2016-09-28 郑钢铁 一种低冲击锁定解锁装置
CN104859870B (zh) * 2014-10-09 2017-02-08 航天东方红卫星有限公司 一种一体化设计的星箭分离机构
CN104477414B (zh) * 2014-10-31 2017-02-15 北京兴华机械厂 一种单针型可分离供电装置

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