CN109229430A - 一种机构式分离螺母及其组成的星箭连接解锁机构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种机构式分离螺母及其组成的星箭连接解锁机构，该星箭连接解锁机构还包括多连杆传动机构、弹簧动力装置和锁紧释放装置，机构式分离螺母用于连接卫星，多个机构式分离螺母的解锁动力源由远距离放置的弹簧动力装置提供，并由多连杆传动机构远距离传送动力，锁紧释放装置在解锁前锁定星箭连接解锁机构，并在解锁时刻可靠释放。本发明的星箭连接解锁机构具备连接、解锁功能，同时具备低冲击、多点同步解锁、主要装置可检测及无损快速安装复位、供电需求小和可靠性高等特点。

Description

一种机构式分离螺母及其组成的星箭连接解锁机构

技术领域

本发明属于航天技术领域，涉及一种应用于卫星与运载火箭的连接解锁方案，包括一种机构式分离螺母及其组成的星箭连接解锁机构，其特别适用于采用点式连接解锁装置的对冲击敏感的双卫星的同步连接解锁。

背景技术

目前，基于火工分离螺母的点式装置具有技术成熟、结构紧凑和可靠性高等优点，已广泛应用于卫星和运载火箭间的连接解锁。随着航天事业的发展，卫星对连接点的解锁冲击提出了越来越高的要求，解锁冲击的来源主要来自两方面：1)火工分离螺母主装药瞬时爆燃做功；2)连接结构预紧力瞬时释放。

火工分离螺母受制于主装药瞬时爆燃做功解锁的原理，自身解锁冲击较大，且作为主要冲击源直接与卫星连接，距离极近，冲击衰减距离短；另外，由于火工分离螺母火工品装药和连接点解锁瞬时完成，两方面的冲击在时域上紧邻，冲击可叠加增大。综上，基于火工分离螺母的点式装置对卫星的冲击影响较大，甚至影响到卫星上部分仪器设备的使用功能。

其次，根据星箭分离面的载荷和规格，单个星箭分离面一般需要4个、6个乃至8个以上的连接解锁点，所有火工品均解锁才能保证卫星的分离入轨，可靠性模型为串联，综合解锁可靠性随着火工品数量的增加而大幅降低，且所有火工品同时解锁对火箭的供电设备提出了更高的要求，且导致供电设备重量增大，响应运载能力。

另外，火工分离螺母的工作方式为主装药起爆做功，实现解锁，为一次性使用产品，只能通过同批次其他产品的发火试验和产品本身的结构、装药质量等进行间接判断，无法再飞行前对该产品的解锁功能进行验证检测。

最后，部分卫星型号存在双星并联发射，同步解锁入轨伴飞的发射需求，导致该发射任务在可靠性、供电能力等有较高要求的情况下，新增了高同步性的要求，多个火工分离螺母分别独立点火，同步性难以满足卫星解锁精度要求。

综上，火工分离螺母在星箭多点式连接解锁领域的应用限制越来越多，存在冲击大、可靠性低、供电要求高、不可检测和同步性低等缺点。

发明内容

结合上述对火工分离螺母分析的缺点，本发明公开了一种机构式分离螺母及包括由其组成的星箭连接解锁机构，其适用于卫星与火箭之间的星箭连接解锁机构，所述星箭连接解锁机构的多个机构式分离螺母的解锁动力源由远距离放置的弹簧动力装置提供，并由多连杆装置远距离传送动力，锁紧释放装置对弹簧动力装置在解锁前有效锁定，并在解锁时刻可靠释放，具备低冲击、多点同步解锁、主要装置可检测及无损快速复位、供电需求小、可靠性高等特点。

本发明的技术方案如下：

一种机构式分离螺母，包括：

固定于运载火箭上的螺旋基体外壳，其下段端面设有与螺旋环配合形成螺旋副的螺旋面；

内设于所述的螺旋基体外壳内且可沿壳壁上下运动的限位筒，其为筒状结构，其中，内腔上侧为阶梯状圆柱面，可与多瓣外轮廓配合进行径向限位；

所述的多瓣，其由多个瓣组成，瓣的内轮廓与中心承载杆的配合面配合一致，其中，内侧结构可嵌入其中，外侧结构的上水平表面与所述的螺旋基体外壳挤压配合，将所述的中心承载杆的轴向载荷传递到所述的螺旋基体外壳上，瓣的外轮廓呈阶梯状圆柱面，并在中部设计环向凹口；

环箍于所述的凹口环向内的O型圈，可将所述的多瓣收紧于所述的配合面内；

与卫星连接的所述的中心承载杆，其为杆状结构；

内设于所述的限位筒内的推杆，且所述的推杆可向所述的中心承载杆提供向上的推力，且该推力的径向分力大于所述的O型圈的收紧力；

所述的螺母挡盖，其上端与所述的限位筒的下端连接，下端为翻边法兰且抵住所述的螺旋环的下端面；

所述的螺旋环，其外圆轮廓上设置与中心轴线平行、不同轴的摇臂接口和第一周向限位孔，及在轮廓面的水平方向上设置轴向限位圆柱凸台，并在其上端面设有螺旋面；

外套于所述的螺旋基体外壳的限位齿，其设有与中心轴线平行、不同轴的第二周向限位孔和螺旋形齿，所述的螺旋形齿与所述的圆柱凸台配合形成螺旋副，且所述的限位齿的螺旋面周向角度应大于所述的螺旋环的解锁工作旋转角度；

和定位销，待所述的机构式分离螺母安装完毕后，所述的定位销同时穿过所述的第一周向限位孔和所述的第二周向限位孔，可将机构锁定。

优选为，本发明的机构式分离螺母还包括提供向上推力的辅助弹簧，所述的辅助弹簧套设于所述的推杆上，其两端分别顶在所述的推杆和所述的螺母挡盖上。

优选为，所述的推杆的下段插入所述的螺母挡盖的孔内，其中，所述的推杆的上侧为与所述的限位筒的内径相等的圆柱，下侧为与所述的螺母挡盖内衬通孔等直径的圆柱。

优选为，相对于所述的限位筒的上侧圆柱段，其下侧圆柱段的直径较小，且下侧圆柱段套入所述的螺旋环的内圆柱面内。

优选为，所述的限位筒下侧圆柱段的内腔设有内螺纹，所述的螺母挡盖的上端外侧设有与所述的内螺纹螺纹连接的外螺纹。

优选为，所述的瓣的外轮廓呈两级阶梯状圆柱面，且单个圆柱面的轴向长度较短。

优选为，所述的中心承载杆的顶部上端设有口外六方反力矩加载接口，中段为与卫星侧结构螺母连接的螺纹段，下段设有所述的配合面。

优选为，所述的配合面为锥形槽，其上配合面为水平面，下配合面为锥面。

本发明还公开了一种包括由上述的机构式分离螺母组成的星箭连接解锁机构。

本发明的星箭连接解锁机构还包括多连杆传动机构，所述的多连杆传动机构包括由主摇杆、传动杆、冗余杆、主摇臂和分摇臂组成的四连杆机构，其中，所述的主摇臂与解锁动力源连接，所述的传动杆与所述的螺旋环的摇臂接口连接，所述的冗余杆连接若干个所述的主摇臂，将所有动力串联，由所述的主摇臂将解锁动力通过所述的主摇杆传递到两侧的所述的分摇臂，再而均分传递到所述的传动杆上，最终传递到所述的机构式分离螺母上，相同层级摇臂长度相同，不同层级摇臂长度逐层递减。

优选为，所述的多连杆传动机构包括由两个所述的主摇杆、八个所述的传动杆、一个所述的冗余杆、两个所述的主摇臂和四个所述的分摇臂组成的四连杆机构组合而成，连杆与摇臂的连接点均采用球铰结构，摇臂与摇杆之间采用销钉固定，其中，每个所述的传动杆连接一个所述的机构式分离螺母，而四个所述的机构式分离螺母连接一颗卫星，共连接两颗卫星。

优选为，所述的解锁动力源为弹簧动力装置，所述的弹簧动力装置包括外壳、弹簧、活塞、活套拉杆和球铰连杆，所述的外壳铰支于运载火箭上，所述的球铰连杆与所述的主摇臂连接，所述的活套拉杆的一端螺纹连接于所述的球铰连杆内，所述的活套拉杆的另一端设有所述的活塞并置于所述的外壳内，所述的弹簧处于压缩状态时，所述的弹簧的一端顶在所述的外壳上，另一端顶在所述的活塞上，解锁时，所述的弹簧轴向伸长，拉动所述的主摇臂旋转。

本发明的星箭连接解锁机构还包括锁紧释放装置，所述的锁紧释放装置包括火工拔销器和固定结构，解锁前，所述的火工拔销器由所述的固定结构固定于运载火箭上，并插入所述的主摇臂的结构孔内，将其锁定；解锁时，所述的火工拔销器进行拔销工作，解除锁定，所述的弹簧轴向伸长，拉动所述的主摇臂旋转。

与现有技术相比，本发明的有益效果如下：

第一，本发明的星箭解锁冲击较低，方案原理如下：

通过所述多连杆传动机构远距离传动方式使弹簧动力源和所述火工品拔销器(也即主要冲击源)远离连接解锁点，动力释放和火工拔销产生的冲击需经过结构舱体远距离传递到连接点，将大幅衰减；

其次，所述弹簧动力装置连接的所述主摇臂长度大于所述机构式分离螺母的螺旋环上的摇臂，可将动力放大；机构式分离螺母的螺旋副可将多连杆传动机机构输入的旋转动力转化并放大为轴拉解锁动力，因此，所述星箭连接解锁机构对解锁动力、锁紧力的需求小；解锁源动力小，所述弹簧动力装置可选用小规格弹簧或减少弹簧组数，其动力输出做功的引起的结构撞击造成的冲击较小，所述锁紧释放装置可选用小规格火工拔销器，其工作冲击也较小。

另外，该机构的工作过程及先后顺序为，所述锁紧释放装置的火工拔销器工作，机构解锁，所述弹簧动力装置拉动所述多连杆传动机构的各连杆和摆臂旋转，再拉动所述机构式分离螺母的螺旋环旋转一定角度后，即一定时间间隔后，连接点解锁，之后所述弹簧动力装置行程到达极限，其结构间产生撞击，因此，火工拔销器工作、连接点预紧力释放这两个主要冲击源在时域上间隔较长时间，避免叠加放大；

最后，所述弹簧动力装置弹簧工作总行程大于星箭连接点解锁的所需行程，所述弹簧动力装置工作末端，零件间撞击的冲击产生时，卫星连接点已解锁，冲击无法传递到卫星上。

因此，所述星箭连接解锁机构通过冲击源远距离放置、冲击源选用冲击更小的产品、冲击源时域上间隔避免重叠放大、冲击源产生于星箭解锁后等措施，使星箭解锁的冲击降低。

第二，本发明可实现多点同时解锁，同步性较高，特别适用于多星同步解锁入轨的情况；所述星箭连接解锁机构仅由一组火工拔销器实现机构的初始解锁动作，所述多连杆传动机构采用刚性连杆同步连接八个或多个连接点，连接间隙和装配误差均可通过的各连杆的两端的正反螺纹结构、球铰结构调节消除，解锁时间偏差小，解锁同步性高；

第三，本发明可实现主要装置的发射前可检测及无损快速复位。

可检测方面：除火工拔销器外，其他装置均为机械装置，发射前可进行多次飞行状态安装和试解锁，检测所述弹簧动力装置、多连杆传动机构、机构式分离螺母的工作功能和性能指标，包括冲击响应、解锁同步性等；

解锁后无损快速复位方面，仅需五步，主要工作步骤及原理如下：

1)插入所述中心承载杆：将所述中心承载杆插入，所述O型圈可将多瓣沿配合锥形槽，收紧于中心承载杆下侧凹槽内，恢复初始配合状态；

2)反向旋转所述弹簧动力装置的活套拉杆与球铰连杆的旋合螺纹：使其连接长度增大，且增大的长度需大于解锁时的弹簧工作行程，使所述多连杆传动机构不必压缩弹簧即可反向旋转复位；

3)反向旋转所述多连杆传动机构的主摇臂：将其反向旋转至初始位置，主摇臂的反向旋转动作通过各连杆传递给所述机构式分离螺母的螺旋环摇臂上，使其反向旋转并带动所述限位筒轴向上移至初始位置，与多瓣恢复径向配合和限位；

4)安装火工拔销器以锁定机构。

5)正向旋转所述弹簧动力装置的活套拉杆与球铰连杆的旋合螺纹：使其连接长度变短至初始长度，拉动并压缩所述弹簧动力装置的弹簧；

至此，所述机械式连接解锁机构无损、快速复位。

第四，本发明对供电的需求小，所述星箭连接解锁机构的多个连接点通过连杆和摇臂串接、一个点即可把完成整套机构的锁紧限位，因此，所述星箭连接解锁机构的锁紧释放装置仅需一个火工拔销器，运载火箭的供电设备仅需对该火工拔销器进行供电，电力负荷小。

第五，本发明的工作可靠性较高，所述星箭连接解锁机构的机械部分均在发射前多次试解锁检测功能及性能，且仅需一个拔销器进行锁定释放，较多个火工分离螺母不可检测、分别独立工作的方案，本发明工作可靠性较高。

当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。

附图说明

图1为本发明的一种机构式分离螺母的连接状态剖视图；

图2为本发明的一种机构式分离螺母的解锁状态剖视图；

图3为本发明的一种机构式分离螺母的连接状态主视图；

图4为本发明的一种机构式分离螺母的解锁状态主视图；

图5是本发明的一种星箭连接解锁机构的连接状态主视图；

图6是本发明的一种星箭连接解锁机构的连接状态俯视图(仅表达上侧单面结构组成)；

图7是本发明的一种星箭连接解锁机构的解锁过程状态主视图；

图8是本发明的一种星箭连接解锁机构的解锁结束状态主视图；

图9是本发明的一种星箭连接解锁机构的恢复安装过程状态主视图(第四步恢复操作完毕后)。

具体实施方式

下面结合具体实施例，进一步阐述本发明。应该理解，这些实施例仅用于说明本发明，而不用于限定本发明的保护范围。在实际应用中本领域技术人员根据本发明做出的改进和调整，仍属于本发明的保护范围。

为了更好的说明本发明，下方结合附图对本发明进行详细的描述。

如图1～9所示，本发明的一种机构式分离螺母，包括：

固定于运载火箭上的螺旋基体外壳14，其下段端面设有与螺旋环18配合形成螺旋副的螺旋面(图中未标示)；

内设于所述的螺旋基体外壳14内且可沿壳壁上下运动的限位筒16，其为筒状结构，其中，内腔上侧为阶梯状圆柱面，可与多瓣12外轮廓配合进行径向限位；

所述的多瓣12，其由多个瓣组成，瓣的内轮廓与中心承载杆11的配合面1101配合一致，其中，内侧结构可嵌入其中，外侧结构的上水平表面与所述的螺旋基体外壳14挤压配合，将所述的中心承载杆11的轴向载荷传递到所述的螺旋基体外壳14上，瓣的外轮廓呈阶梯状圆柱面，并在中部设计环向凹口；

环箍于所述的凹口环向内的O型圈13，可将所述的多瓣12收紧于所述的配合面内，O型圈13由非金属弹性材料制成，如硅橡胶或聚异戊二烯橡胶，该种材料弹性好，温度环境适应性强；

与卫星连接的所述的中心承载杆11，其为杆状结构；

内设于所述的限位筒内的推杆15，且所述的推杆15可向所述的中心承载杆11提供向上的推力，且该推力的径向分力大于所述的O型圈13的收紧力；

所述的螺母挡盖19，其内侧留有通孔，上端与所述的限位筒16的下端连接，下端为翻边法兰且抵住所述的螺旋环18的下端面；

所述的螺旋环18，其外圆轮廓上设置与中心轴线平行、不同轴的摇臂接口1801和第一周向限位孔1802，及在轮廓面的水平方向上设置轴向限位圆柱凸台1803，并在其上端面设有螺旋面(图中未标示)，由此，螺旋环18可绕螺母挡盖19和限位筒16旋转，且三部件的轴向位移可相互制约，保持一致；

外套于所述的螺旋基体外壳14的限位齿110，其设有与中心轴线平行、不同轴的第二周向限位孔11001和螺旋形齿11002，所述的螺旋形齿与所述的圆柱凸台配合形成螺旋副，且所述的限位齿110的螺旋面周向角度应大于所述的螺旋环18的解锁工作旋转角度，以保证螺旋环18在解锁过程及解锁后仅能通过旋转实现轴向位移；

和定位销111，待所述的机构式分离螺母安装1完毕后，所述的定位销111同时穿过所述的第一周向限位孔1802和所述的第二周向限位孔11001，限制螺旋环18的周向旋转，可将机构锁定。

在本发明的机构式分离螺母的一实施例中，本发明的机构式分离螺母还包括提供向上推力的辅助弹簧17，所述的辅助弹簧17套设于所述的推杆15上，其两端分别顶在所述的推杆15和所述的螺母挡盖19上。推动过程，该辅助弹簧17的推力对所述多瓣12造成的径向分力应始终大于所述O型圈13的收紧力，可将多瓣12径向挤开，解除对所述中心承载杆11的约束，并将所述中心承载杆11推出所述机构式分离螺母1实现解锁功能，并具备足够的行程和残余推力，将所述推杆15推入所述多瓣12的内腔，使其保持径向张开状态，以预留足够的空间，供所述中心承载杆11顺畅插入；复位过程，推动所述推杆15下移至初始位置，所述多瓣12在所述O型圈13的收紧力作用下嵌入所述中心承载杆11的配合面，实现解锁后的无损、快速、简易复位功能。

在本发明的机构式分离螺母的另一实施例中，所述的推杆15的下段还可插入所述的螺母挡盖19的中部孔内，其中，所述的推杆15的上侧为与所述的限位筒16的内径相等的圆柱，下侧为与所述的螺母挡盖19内衬通孔等直径的圆柱，均采用间隙配合。

继续前任一实施例还可，相对于所述的限位筒16的上侧圆柱段，其下侧圆柱段的直径较小，且下侧圆柱段套入所述的螺旋环18的内圆柱面内。

再继续前任一实施例，所述的限位筒16下侧圆柱段的内腔设有内螺纹，所述的螺母挡盖19的上端外侧设有与所述的内螺纹螺纹连接的外螺纹，由此，螺母挡盖19与限位筒16螺接，并利用螺母挡盖19的下侧翻边将螺旋环18轴向限位，由此，螺旋环18可绕螺母挡盖19和限位筒16旋转，且三部件的轴向位移可相互制约，保持一致。

此外，还可优选的特征，所述的瓣12的外轮廓呈两级阶梯状圆柱面，且单个圆柱面的轴向长度较短，即解锁行程较短。

又一个还可优选的特征，所述的中心承载杆11的顶部上端设有口外六方反力矩加载接口，由于所述中心承载杆11与多瓣12间的配合为锥面嵌入挤压配合，未限制周向旋转功能，该六方结构可作为与卫星结构连接时反力矩加载的接口，所述的中心承载杆11的中段为与卫星侧结构螺母连接的螺纹段，下段设有所述的配合面。

本发明的机构式分离螺母还进一步优选，所述的配合面1101为锥形槽，其上配合面为水平面，下配合面为锥面，该配合结构具备径向导向和定位作用，便于所述O型圈13的对齐进行收紧和复位。

除O型圈外，所述机构式分离螺母的其他部件均选用无需表面防腐处理的不锈钢或钛合金，避免涂覆工艺对结构配合面质量的影响，并均选用同一种材料，避免不同材料对不同温度下热膨胀不匹配，造成机构配合面受力变化，甚至卡滞。

所述螺旋基体外壳14设置外六方反力矩加载接口结构，该六方结构嵌入运载火箭结构的内六方结构中，承载机构解锁时刻旋转动力造成的旋转载荷。

所述多瓣12与限位筒16的径向约束面也可采用多段、不同直径、小角度锥面方案，可降低解锁力和解锁行程的需求。

本发明还公开了一种包括由上述的机构式分离螺母1组成的星箭连接解锁机构。

本发明的星箭连接解锁机构，还包括多连杆传动机构2，所述的多连杆传动机构2包括由主摇杆21、传动杆22、冗余杆23、主摇臂24和分摇臂25组成的四连杆机构，其中，所述的主摇臂24与解锁动力源连接，所述的传动杆22与所述的螺旋环18的摇臂接口连接，所述的冗余杆23连接若干个所述的主摇臂24，将所有动力串联，由所述的主摇臂24将解锁动力通过所述的主摇杆21传递到两侧的所述的分摇臂25，再而均分传递到所述的传动杆22上，最终传递到所述的机构式分离螺母1上，相同层级摇臂长度相同，不同层级摇臂长度逐层递减，实现解锁动力的冗余、同步、均匀分解、放大和传递，因此，本发明采用所述螺旋环18和螺旋基体外壳14上的螺旋副，把多连杆传动机构2输入的旋转动力转化并放大为轴拉动力，拉动限位筒16下移，解除多瓣12的径向约束。

具体到本发明的星箭连接解锁机构的一实施例，所述的多连杆传动机构包括由两个所述的主摇杆21、八个所述的传动杆22、一个所述的冗余杆23、两个所述的主摇臂24和四个所述的分摇臂25组成的四连杆机构组合而成，连杆与摇臂的连接点均采用球铰结构，摇臂与摇杆之间采用销钉固定，其中，每个所述的传动杆22连接一个所述的机构式分离螺母1，而四个所述的机构式分离螺母1连接一颗卫星，共连接两颗卫星。

其中，所述的解锁动力源为弹簧动力装置3，所述的弹簧动力装置3包括外壳31、弹簧32、活塞33、活套拉杆34和球铰连杆35，所述的外壳31铰支于运载火箭上，所述的球铰连杆35与所述的主摇臂24连接，所述的活套拉杆34的一端螺纹连接于所述的球铰连杆35内，所述的活套拉杆34的另一端设有所述的活塞33并置于所述的外壳31内，所述的弹簧32处于压缩状态时，所述的弹簧32的一端顶在所述的外壳31上，另一端顶在所述的活塞33上，解锁时，所述的弹簧32轴向伸长，拉动所述的主摇臂24旋转。

在另一实施例中，本发明的星箭连接解锁机构还包括锁紧释放装置4，所述的锁紧释放装置4包括火工拔销器和固定结构，解锁前，所述的火工拔销器由所述的固定结构固定于运载火箭上，并插入所述的主摇臂24的结构孔内，将其锁定；解锁时，所述的火工拔销器进行拔销工作，解除锁定，所述的弹簧32轴向伸长，拉动所述的主摇臂24旋转，实现动力释放。

实施例

参见图1，本实施例的机构式分离螺母1，包括由以下部件组成：

中心承载杆11，其为杆状结构，顶部上端设置口外六方反力矩加载接口；结构中段为螺纹段，与卫星侧结构通过螺母连接；下段为内凹段，凹口上侧为水平面、下侧为斜锥面，具备导向和定位作用，供多瓣12嵌入实现限位和连接；

多瓣12，其由环形瓣切割成的四个分瓣组成，瓣的内轮廓与所述中心承载杆11内凹配合面1101一致，上表面为水平面，下表面为锥面，可将内侧局部结构嵌入其中；外侧结构上水平表面与螺旋基体外壳14挤压配合，将所述中心承载杆11的轴向载荷传递到螺旋基体外壳14上；外轮廓呈两级阶梯状圆柱面，单个圆柱面的轴向长度较短，也即解锁行程较短，中部设计环向凹口；

O型圈13，其硅橡胶或聚异戊二烯橡胶，该材料弹性好，环箍于所述多瓣12的凹口内，可在多瓣扩张至最大时仍可长期保持弹性，不破坏；

限位筒16，其为筒状结构，内腔上侧为阶梯状圆柱面，与多瓣外12轮廓配合进行径向限位；内腔下侧为内螺纹；外圆柱面下段为直径较小的圆柱段；

螺母挡盖19，其内侧留有通孔，上端外侧为外螺纹，与所述限位筒16下端的内螺纹连接；下侧为翻边法兰；

螺旋环18，其为环状结构，外圆轮廓上设置有双耳摇臂(即摇臂接口1801)、单耳(即第一周向限位孔1802)和水平圆柱凸台1803，其中，双耳摇臂与所述多连杆传动机构2的传动杆22连接，为所述机构式分离螺母的解锁动力输入点；单耳上开有通孔，用于与定位销111配合，完成所述螺旋环18的周向限位；圆柱凸台与限位齿111配合用于限制自身的轴向位移；其环状结构的上端面设置螺旋面，所述螺旋环18的内圆柱面套入限位筒16的下段圆柱段后，螺母挡盖19与限位筒16螺接，利用下侧翻边将所述螺旋环18轴向限位，由此，所述螺旋环18可绕螺母挡盖19、限位筒16旋转，且三部件的轴向位移可相互制约，保持一致；

螺旋基体外壳14，其固定于运载火箭结构上，下段端面设置螺旋面，与所述螺旋环18的螺旋面配合，形成螺旋副；

推杆15，其内置在所述限位筒16内，并插入所述螺母挡盖19的中部孔中，上侧为与所述限位筒16内径相等的圆柱；下侧为与所述螺母挡盖19内衬通孔等直径的圆柱，均采用间隙配合，保证推杆在所述辅助弹簧17的推力下沿轴向向上移动；

辅助弹簧17，其内置在所述限位筒16内，两端分别顶在所述推杆15和螺母挡盖9上；推动过程中，所述辅助弹簧17的推力对所述多瓣12造成的径向分力应始终大于所述O型圈13的收紧力，可将多瓣12径向挤开，解除对所述中心承载杆11的约束，并将所述中心承载杆11推出所述机构式分离螺母1实现解锁功能，并具备足够的行程和残余推力，将所述推杆15推入所述多瓣12内腔，使其保持径向张开状态；

限位齿110，其外套并固定于所述螺旋基体外壳14，设置与中心轴线平行、不同轴的第二周向限位孔11001和螺旋形齿11002，螺旋形齿与所述螺旋环18上的水平圆柱凸台配合，形成螺旋副，所述限位齿110安装在圆柱凸台1803下侧，且其螺旋面周向角度应大于所述螺旋环18的工作总旋转角度；

定位销111，所述机构式分离螺母安装1完毕后，所述限位齿110与螺旋基体外壳14通过连接法兰螺接，所述定位销111同时穿过所述螺旋环18和限位齿110的周向限位孔，限制所述螺旋环18的周向旋转，将机构锁定；所述定位销111在机构安装完毕后，上天飞行解锁前拆除。

如图1和图3所示，所述机构式分离螺母1的基本连接功能实现方式如下：所述中心承载杆11、螺旋基体外壳14分别螺接在卫星、运载系统上，所述多瓣12部分结构嵌入所述中心承载杆11、部分挡在螺旋基体外壳14内壁上，并由所述限位筒16径向约束，实现所述中心承载杆11与本体的连接，从而实现卫星与运载火箭的连接功能。

如图2和图4所示，所述机构式分离螺母1的基本解锁功能实现方式如下：所述螺旋环18在所述连杆传动系统2的拉动下，其螺旋面绕所述螺旋基体外壳14的螺旋面的旋转，产生轴向位移，带动所述限位筒16下移，使所述多瓣12失去径向约束，同时所述辅助弹簧17对推杆15的上移推力的径向分力大于所述O型圈13的收紧力，将所述多瓣12径向挤开，解除其对所述中心承载杆11的约束，并将其推出所述机构式分离螺母1，从而实现解锁功能。

如图1～4所示，所述机构式分离螺母1的复位功能实现方式如下：解锁后，所述辅助弹簧17并具备足够的行程和残余推力，将所述推杆15推入所述多瓣12的内腔，使其保持径向张开状态；复位时，将所述中心承载杆11插入，所述O型圈13将多瓣12沿配合的锥形槽，收紧于所述中心承载杆11的下侧凹槽内，然后反向旋转所述螺旋环18，以带动所述限位筒16轴向上移至初始位置，与多瓣12恢复径向配合和限位，最后，插入所述定位销111锁定，完成机构式分离螺母1的复位功能，可配合所述星箭连接分离机构1实现复位功能；

如图5～6所示，本实施例的星箭连接解锁机构，由上述的八个机构式分离螺母1、一套多连杆传动机构2、两套弹簧动力装置3、一套锁紧释放装置4组成，其中四个机构式分离螺母一颗卫星，因此共连接两颗卫星。

所述多连杆传动机构2，由两个主摇杆21、八个传动杆22、一个冗余杆23、两个主摇臂24、四个分摇臂25组成的四连杆机构组合而成，连杆与摇臂的连接点均采用球铰结构，摇臂与摇杆之间采用销钉固定。所述主摇臂24与所述弹簧动力装置3连接，并由所述锁紧释放装置4锁紧，所述传动杆22与所述机构式分离螺母1中螺旋环18的双耳摇臂连接，所述冗余杆23与两组所述主摇臂24连接，将所有动力串联。由所述主摇臂24将弹簧解锁动力通过主摇杆21传递到两侧的所述分摇臂25，再而均分传递到所述传动杆22，最终传递到所述机构式分离螺母1上，相同层级摇臂长度相同，不同层级摇臂长度逐层递减。

所述弹簧动力装置3共有两组，由外壳31、弹簧32、活塞33、活套拉杆34和球铰连杆35组成，所述外壳31铰支于运载火箭上，所述球铰连杆35与所述多连杆传动机构2的主摇臂24连接，任意一组所述弹簧动力装置3可提供足够解锁动力，且所述活塞33和活套拉杆34组合体采用弹簧拉力方向限位、反向自由滑动的活套结构，任意一组或数组弹簧出现卡滞失效，均不影响其他弹簧装置的正常工作，解锁冗余，所述活套拉杆34与球铰连杆35的连接螺纹长度大于弹簧工作总行程、弹簧工作总行程大于星箭连接点解锁的所需行程，所述弹簧32处于压缩状态，一端顶在外壳31，一端顶在活塞33上，解锁时刻，所述弹簧32轴向伸长，拉动主摇臂旋转。

所述锁紧释放装置4，由一个火工拔销器(图中未标示)及固定结构(图中未标示)组成，解锁前，所述火工拔销器由固定结构固定于运载系统上，并插入所述多连杆传动机构的主摇臂24结构孔内，将其锁定；解锁时，所述火工拔销器进行拔销工作，解除锁定。

如图3、图4、图5、图7和图8所示，所述星箭连接解锁机构的解锁工作原理实现方式如下：解锁时刻，火箭系统向所述锁紧释放装置4的一个火工品拔销器供电，使其进行拔销工作，释放所述多连杆传动机构2，所述弹簧动力装置3的弹簧32伸长，拉动所述主摇臂24旋转，依次带动所述主摇杆24、分摇臂25、传动杆22、螺旋环18旋转，当所述弹簧32伸长部分行程时，如图7所示，八个所述机构式分离螺母1同时解锁，也即所述星箭连接解锁机构实现解锁功能，之后，所述弹簧32继续工伸长至全部行程，活塞33与外壳31产生碰撞冲击，如图8所示，达到最终状态。

结合图3、图4、图5和图9所示，所述星箭连接解锁机构的复位工作原理实现方式如下：

1)将所述中心承载杆11插入，所述O型圈13可将多瓣12沿配合锥形槽，收紧于中心承载杆11下侧凹槽内，恢复初始配合状态；

2)反向旋转所述弹簧动力装置3的活套拉杆34与球铰连杆35的旋合螺纹，使其连接长度增大，且增大的长度大于解锁时的弹簧工作总行程，使所述多连杆传动机构2不必压缩所述弹簧32即可手动反向旋转复位；

3)反向旋转所述多连杆传动机构2的主摇臂24至初始解锁前位置，其反向旋转动作通过各连杆同时传递给八个所述机构式分离螺母1的螺旋环18摇臂上，使其反向旋转并带动所述限位筒16轴向上移至初始位置，与所述多瓣12恢复径向配合和限位，至此；

4)安装所述锁紧释放装置4的火工拔销器，锁定所述星箭连接解锁机构；

5)正向旋转所述弹簧动力装置3的活套拉杆34与球铰连杆35的旋合螺纹，使其连接长度变短至初始解锁前长度，拉动并压缩所述弹簧动力装置3的弹簧32，实现动力蓄能；

至此，所述机械式连接解锁机构完成无损、快速复位功能。

综上所述，本实施例的星箭连接解锁机构的冲击源共包括：所述弹簧动力装置3能量快速释放、所述弹簧动力装置3工作末端结构间的碰撞冲击、火工品拔销器的火药爆燃的工作冲击、所述机构式分离螺母1的中心承载杆11的预紧力释放冲击四方面，其实现对卫星的解锁冲击较小的实现方式如下：

1)冲击源远距离放置：即将所述弹簧动力装置3、火工品拔销器(也即主要冲击源)远离连接解锁点，动力释放和火工拔销产生的冲击需经过结构舱体远距离传递到连接点，将大幅衰减；

2)冲击源选用冲击更小的产品：所述弹簧动力装置3连接的所述主摇臂24长度大于所述机构式分离螺母1的螺旋环18上的摇臂，可将动力放大；所述机构式分离螺母1的螺旋副可将所述多连杆传动机机构2输入的旋转动力转化并放大为轴拉解锁动力，因此，所述星箭连接解锁机构对解锁动力、锁紧力的需求小，解锁源动力小，所述弹簧动力装置3可选用小规格弹簧或减少弹簧组数，其动力快速释放及结构间撞击造成的冲击较小，所述锁紧释放装置4可选用小规格火工拔销器，其工作冲击也较小；

3)冲击源时域上间隔，避免重叠放大：该机构的工作过程及先后顺序为，所述锁紧释放装置4的火工拔销器工作，机构解锁，所述弹簧动力装置3拉动所述多连杆传动机构2的各连杆和摆臂旋转，再拉动所述机构式分离螺母1的螺旋环18旋转一定角度后，即一定时间间隔后，所述机构式分离螺母1解锁，产生预紧力释放冲击，因此，所述火工拔销器工作、连接点预紧力释放这两个主要冲击源在时域上间隔较长时间，避免叠加放大；

4)冲击源产生于星箭解锁后，冲击隔绝：所述弹簧动力装置3的弹簧32工作总行程大于所述机构式分离螺母1解锁的所需行程，其工作末端的所述活塞33与外壳31撞击而形成冲击时，卫星连接点已解锁，冲击无法传递到卫星上。

本实施例通过所述多连杆传动机构远距离传动方式和螺旋放大、杠杆放大效应，所述火工品拔销器(也即主要冲击源)远离连接解锁点、选用冲击小的小规格产品、火工品拔销器解锁和连接点解锁设置时间间隔、弹簧动力装置冲击在星箭解锁之后，以降低星箭解锁冲击；

本实施例所述多连杆传动机构将终端的八个所述机构式分离螺母同时连接、解锁，四个连接点固定一个卫星，则单套机构可实现双星同步连接和解锁；

本实施例所述弹簧动力装置采用两组共同工作，任意一组弹簧动力装置可提供足够解锁动力，且所述活塞和活套拉杆组合体采用弹簧拉力方向锁定、反向自由滑动的活套结构，任意一组或数组弹簧出现卡滞失效，均不影响其他弹簧装置的正常工作，解锁冗余；

本实施例所述弹簧动力装置的活套拉杆与球铰连杆的连接螺纹长度大于弹簧工作总行程、弹簧工作总行程大于星箭连接点解锁的所需行程；

本实施例多个连接点通过连杆和摇臂串接、一个点即可把完成整套机构的锁紧限位，因此，所述星箭连接解锁机构的锁紧释放装置仅需一个火工拔销器，运载火箭的供电设备仅需对该火工拔销器进行供电，电力负荷小；

本实施例所述多连杆传动机构的各连杆和摆臂间的连接均采用球铰结构，适应机构运动的空间转动，并补偿机构各连接点装配误差，降低机构的运动阻力。

以上公开的本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。

Claims (13)

1.一种机构式分离螺母，其特征在于，包括：

固定于运载火箭上的螺旋基体外壳，其下段端面设有与螺旋环配合形成螺旋副的螺旋面；

内设于所述的螺旋基体外壳内且可沿壳壁上下运动的限位筒，其为筒状结构，其中，内腔上侧为阶梯状圆柱面，可与多瓣外轮廓配合进行径向限位；

所述的多瓣，其由多个瓣组成，瓣的内轮廓与中心承载杆的配合面配合一致，其中，内侧结构可嵌入其中，外侧结构的上水平表面与所述的螺旋基体外壳挤压配合，将所述的中心承载杆的轴向载荷传递到所述的螺旋基体外壳上，瓣的外轮廓呈阶梯状圆柱面，并在中部设计环向凹口；

环箍于所述的凹口环向内的O型圈，可将所述的多瓣收紧于所述的配合面内；

与卫星连接的所述的中心承载杆，其为杆状结构；

内设于所述的限位筒内的推杆，且所述的推杆可向所述的中心承载杆提供向上的推力，且该推力的径向分力大于所述的O型圈的收紧力；

所述的螺母挡盖，其上端与所述的限位筒的下端连接，下端为翻边法兰且抵住所述的螺旋环的下端面；

所述的螺旋环，其外圆轮廓上设置与中心轴线平行、不同轴的摇臂接口和第一周向限位孔，及在轮廓面的水平方向上设置轴向限位圆柱凸台，并在其上端面设有螺旋面；

外套于所述的螺旋基体外壳的限位齿，其设有与中心轴线平行、不同轴的第二周向限位孔和螺旋形齿，所述的螺旋形齿与所述的圆柱凸台配合形成螺旋副，且所述的限位齿的螺旋面周向角度应大于所述的螺旋环的解锁工作旋转角度；

和定位销，待所述的机构式分离螺母安装完毕后，所述的定位销同时穿过所述的第一周向限位孔和所述的第二周向限位孔，可将机构锁定。

2.根据权利要求1所述的机构式分离螺母，其特征在于，还包括提供向上推力的辅助弹簧，所述的辅助弹簧套设于所述的推杆上，其两端分别顶在所述的推杆和所述的螺母挡盖上。

3.根据权利要求1或2所述的机构式分离螺母，其特征在于，所述的推杆的下段插入所述的螺母挡盖的孔内，其中，所述的推杆的上侧为与所述的限位筒的内径相等的圆柱，下侧为与所述的螺母挡盖内衬通孔等直径的圆柱。

4.根据权利要求1所述的机构式分离螺母，其特征在于，相对于所述的限位筒的上侧圆柱段，其下侧圆柱段的直径较小，且下侧圆柱段套入所述的螺旋环的内圆柱面内。

5.根据权利要求4所述的机构式分离螺母，其特征在于，所述的限位筒下侧圆柱段的内腔设有内螺纹，所述的螺母挡盖的上端外侧设有与所述的内螺纹螺纹连接的外螺纹。

6.根据权利要求1所述的机构式分离螺母，其特征在于，所述的瓣的外轮廓呈两级阶梯状圆柱面，且单个圆柱面的轴向长度较短。

7.根据权利要求1所述的机构式分离螺母，其特征在于，所述的中心承载杆的顶部上端设有口外六方反力矩加载接口，中段为与卫星侧结构螺母连接的螺纹段，下段设有所述的配合面。

8.根据权利要求7所述的机构式分离螺母，其特征在于，所述的配合面为锥形槽，其上配合面为水平面，下配合面为锥面。

9.一种包括由权利要求1～8任一项所述的机构式分离螺母组成的星箭连接解锁机构。

10.根据权利要求9所述的星箭连接解锁机构，其特征在于，包括多连杆传动机构，所述的多连杆传动机构包括由主摇杆、传动杆、冗余杆、主摇臂和分摇臂组成的四连杆机构，其中，所述的主摇臂与解锁动力源连接，所述的传动杆与所述的螺旋环的摇臂接口连接，所述的冗余杆连接若干个所述的主摇臂，将所有动力串联，由所述的主摇臂将解锁动力通过所述的主摇杆传递到两侧的所述的分摇臂，再而均分传递到所述的传动杆上，最终传递到所述的机构式分离螺母上，相同层级摇臂长度相同，不同层级摇臂长度逐层递减。

11.根据权利要求10所述的星箭连接解锁机构，其特征在于，所述的多连杆传动机构包括由两个所述的主摇杆、八个所述的传动杆、一个所述的冗余杆、两个所述的主摇臂和四个所述的分摇臂组成的四连杆机构组合而成，连杆与摇臂的连接点均采用球铰结构，摇臂与摇杆之间采用销钉固定，其中，每个所述的传动杆连接一个所述的机构式分离螺母，而四个所述的机构式分离螺母连接一颗卫星，共连接两颗卫星。

12.根据权利要求10或11所述的星箭连接解锁机构，其特征在于，所述的解锁动力源为弹簧动力装置，所述的弹簧动力装置包括外壳、弹簧、活塞、活套拉杆和球铰连杆，所述的外壳铰支于运载火箭上，所述的球铰连杆与所述的主摇臂连接，所述的活套拉杆的一端螺纹连接于所述的球铰连杆内，所述的活套拉杆的另一端设有所述的活塞并置于所述的外壳内，所述的弹簧处于压缩状态时，所述的弹簧的一端顶在所述的外壳上，另一端顶在所述的活塞上，解锁时，所述的弹簧轴向伸长，拉动所述的主摇臂旋转。

13.根据权利要求12所述的星箭连接解锁机构，其特征在于，还包括锁紧释放装置，所述的锁紧释放装置包括火工拔销器和固定结构，解锁前，所述的火工拔销器由所述的固定结构固定于运载火箭上，并插入所述的主摇臂的结构孔内，将其锁定；解锁时，所述的火工拔销器进行拔销工作，解除锁定，所述的弹簧轴向伸长，拉动所述的主摇臂旋转。