CN109353549B - 一种弹体舱段大承载连接释放机构 - Google Patents

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Abstract

一种弹体舱段大承载连接释放机构，它涉及一种舱段连接释放机构。本发明解决了现有舱段连接释放机构存在着结构复杂、加工安装难度大、解锁稳定性低的问题。锁紧块沿对接舱段的圆周方向均布设置在对接舱段的内壁上，锁紧块上加工有螺纹孔，第一限位螺母穿装在预紧螺栓上，限位螺母与锁紧块的螺纹孔螺纹连接，预紧螺栓与连接杆的一端螺纹连接，锁紧块上设置有末端连杆，套筒套装在锁紧块的末端连杆上，套筒沿圆周方向均布设置在支撑架上，连接杆的另一端设置有轴套，轴套通过轴与滚针轴承连接，连接杆上穿装有花键套筒和压簧，压簧的一端与花键套筒相接触，压簧的另一端与连接杆的轴肩相接触。本发明用于锥形推盘弹体舱段解锁。

Description

一种弹体舱段大承载连接释放机构
技术领域
本发明涉及一种弹体舱段大承载连接释放机构，具体涉及一种航天航空器材与设备技术领域。
背景技术
由于航天器作业环境的影响，在其发射过程中许多部件都必须处于收拢、锁紧状态，但当航天器到达预定轨道后这些部件再解锁、分离。可以说航天器舱段及部件之间的连接与释放是关系到航天器飞行试验能够成功的最为关键的因素之一，因此，在航天器设计过程中，正确选择一种承载能力强、工作安全、性能可靠的舱段连接释放机构是十分重要的。
目前，航天器常用的连接释放机构有双冗余连接锁、半螺母连接锁、双齿条连接锁等。双冗余连接锁具有两个侧向起爆器和两个轴向起爆器，径向尺寸较大，同时舱段释放后连接锁的壳体会失去平衡，因此会产生空间垃圾；而半螺母连接锁和双齿条连接锁结构复杂，加工难度大，对装配要求严格。同时在解锁速度与稳定性、刚度与强度连接上，现有的连接释放结构的综合性能也不尽人意。
综上，现有的舱段连接释放机构存在着结构复杂、加工安装难度大、解锁稳定性低的问题。
发明内容
本发明为解决现有的舱段连接释放机构存在着结构复杂、加工安装难度大、解锁稳定性低的问题，进而提供一种弹体舱段大承载连接释放机构。
本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是：
本发明的弹体舱段大承载连接释放机构包括对接舱段1、支撑架2、火工驱动装置5、多个锁紧装置3和多个连接装置4，对接舱段1包括第一对接舱段101和第二对接舱段102，第一对接舱段101与第二对接舱段102均为环形，第一对接舱段101和第二对接舱段102同轴安装构成对接舱段1，支撑架2内嵌在第二对接舱段102内，支撑架2上设置有中心通孔，锁紧装置3包括锁紧块301、预紧螺栓302、第一限位螺母303和套筒306，连接装置4包括连接杆401、花键套筒402、压簧403、轴407、滚针轴承405和轴套406；锁紧块301沿对接舱段1的圆周方向均布设置在对接舱段1的内壁上，锁紧块301上加工有螺纹孔，第一限位螺母303穿装在预紧螺栓302上，第一限位螺母303与锁紧块301的螺纹孔螺纹连接，预紧螺栓302与连接杆401的一端螺纹连接，锁紧块301上设置有末端连杆，套筒306套装在锁紧块301的末端连杆上，套筒306沿圆周方向均布设置在支撑架2上，连接杆401的另一端设置有轴套406，轴套406通过轴407与滚针轴承405连接，连接杆401上穿装有花键套筒402和压簧403，花键套筒402与连接杆401通过花键配合，连接杆401的轴套一侧设置有轴肩，压簧403的一端与花键套筒402相接触，压簧403的另一端与连接杆的轴肩相接触；
火工驱动装置5包括锥形推盘501、内筒502、推动块503、转接套507、顶丝508、火工筒底座509、第二限位螺母510和火工作动筒511，所述锥形推盘501位于滚针轴承405围合的圆周内，内筒502的一端部穿过支撑架2的中心通孔与锥形推盘501固接，内筒502的另一端部套装有转接套507，火工作动筒511位于内筒502内，火工作动筒511的活塞与推动块503通过销504连接，内筒502的另一端外圆上螺纹连接有第二限位螺母510，火工筒底座509螺纹连接在火工作动筒511的尾端上，火工筒底座509通过转接套507固装在支撑架2上。
进一步地，第一对接舱段101的端面外沿加工有环形凹槽，第二对接舱段102的端面加工有与第一对接舱段101配合的环形凸台，环形凹槽与环形凸台的横截面均为梯形，第一对接舱段101的环形凹槽与第二对接舱段102的环形凸台相互配合连接。
进一步地，所述弹体舱段大承载连接释放机构还包括多个挡片6，挡片6均布固装在支撑架2的外沿上，相邻两个锁紧装置3之间设置有一个挡片6。
进一步地，锁紧装置3的数量和连接装置4的数量一致设置，锁紧装置3的数量和连接装置4的数量均为八个。
进一步地，锁紧装置3还包括孔塞304和紧定螺钉305，第一对接舱段101与第二对接舱段102的连接处沿沿其圆周方向加工有多个预留孔，孔塞304设置在预留孔内，孔塞304通过紧定螺钉305固装在对接舱段1上。
进一步地，连接装置4还包括开口销404，轴407通过开口销404锁紧限位在轴套406上。
进一步地，火工驱动装置5还包括缓冲圈506，缓冲圈506套装在内筒502上且位于内筒502与支撑架2之间。
进一步地，火工筒底座509包括连接套筒和法兰连接座，连接套筒与法兰连接座固装为一体，连接套筒与火工作动筒511的尾端螺纹连接，法兰连接座上均布加工有四个螺纹通孔，四个紧固螺栓依次穿过法兰连接座、转接套507固定在支撑架2上。
进一步地，火工驱动装置5还包括四个楔块505，支撑架2的中心通孔上沿其圆周方向加工有楔形环槽，内筒502沿其圆周方向加工有四个径向通孔，四个径向通孔与楔形环槽对正设置，楔块505的一端位于内筒502的径向通孔内，楔块505的另一端卡装在支撑架2楔形环槽上。
本发明与现有技术相比具有以下有益效果：
本发明的弹体舱段大承载连接释放机构将舱段对接截面设计为梯形卡槽与卡块相配合的形式，具有导向和抗剪切作用，同时通过锁紧块从内部配合安装的锁紧方式完成舱段的锁紧工作，预紧操作简单，且具有较高的刚、强度连接，承载能力强；
本发明的弹体舱段大承载连接释放机构通过火工作动筒驱动锥形推盘来完成舱段释放，结构简单，零件易于加工和装配，工艺难度小；
本发明的弹体舱段大承载连接释放机构仅使用一个火工筒驱动锥形推盘同时完成对八个锁紧装置的解锁，响应速度快，解锁同步性高，舱段释放时产生的冲击小，且释放后不会产生空间垃圾，具有较强的可靠性与稳定性；
本发明所设计的火工作动装置易于更换，更换后可供地面研究试验重复使用，具有良好的经济效益，从而能够节约航天器飞行试验成本。
附图说明
图1是本发明的弹体舱段大承载连接释放机构的整体结构立体图；
图2是本发明的弹体舱段大承载连接释放机构的主视图；
图3是本发明具体实施方式一中火工驱动装置5的主剖视图；
图4是本发明具体实施方式一中对接舱段1连接锁紧的局部剖视图。
具体实施方式
具体实施方式一：如图1～4所示，本实施方式的弹体舱段大承载连接释放机构包括对接舱段1、支撑架2、火工驱动装置5、多个锁紧装置3和多个连接装置4，对接舱段1包括第一对接舱段101和第二对接舱段102，第一对接舱段101与第二对接舱段102均为环形，第一对接舱段101和第二对接舱段102同轴安装构成对接舱段1，支撑架2内嵌在第二对接舱段102内，支撑架2上设置有中心通孔，锁紧装置3包括锁紧块301、预紧螺栓302、第一限位螺母303和套筒306，连接装置4包括连接杆401、花键套筒402、压簧403、轴407、滚针轴承405和轴套406；锁紧块301沿对接舱段1的圆周方向均布设置在对接舱段1的内壁上，锁紧块301上加工有螺纹孔，第一限位螺母303穿装在预紧螺栓302上，第一限位螺母303与锁紧块301的螺纹孔螺纹连接，预紧螺栓302与连接杆401的一端螺纹连接，锁紧块301上设置有末端连杆，套筒306套装在锁紧块301的末端连杆上，套筒306沿圆周方向均布设置在支撑架2上，连接杆401的另一端设置有轴套406，轴套406通过轴407与滚针轴承405连接，连接杆401上穿装有花键套筒402和压簧403，花键套筒402与连接杆401通过花键配合，连接杆401的轴套一侧设置有轴肩，压簧403的一端与花键套筒402相接触，压簧403的另一端与连接杆的轴肩相接触；
火工驱动装置5包括锥形推盘501、内筒502、推动块503、转接套507、顶丝508、火工筒底座509、第二限位螺母510和火工作动筒511，所述锥形推盘501位于滚针轴承405围合的圆周内，内筒502的一端部穿过支撑架2的中心通孔与锥形推盘501固接，内筒502的另一端部套装有转接套507，火工作动筒511位于内筒502内，火工作动筒511的活塞与推动块503通过销504连接，内筒502的另一端外圆上螺纹连接有第二限位螺母510，火工筒底座509螺纹连接在火工作动筒511的尾端上，火工筒底座509通过转接套507固装在支撑架2上。
具体实施方式二：如图4所示，本实施方式第一对接舱段101的端面外沿加工有环形凹槽，第二对接舱段102的端面加工有与第一对接舱段101配合的环形凸台，环形凹槽与环形凸台的横截面均为梯形，第一对接舱段101的环形凹槽与第二对接舱段102的环形凸台相互配合连接。如此设计，环形凹槽与环形凸台的横截面均为梯形，梯形对接截面在对接舱段1对接时可以起到导向作用，以防止周向扭转。其它组成及连接关系与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：如图1和图2所示，本实施方式所述一种弹体舱段大承载连接释放机构还包括多个挡片6，挡片6均布固装在支撑架2的外沿上，相邻两个锁紧装置3之间设置有一个挡片6。如此设计，挡片6可以对锁紧装置3起到限位的作用，可以防止锁紧装置3周向扭转。其它组成及连接关系与具体实施方式一或二相同。
具体实施方式四：如图1和图2所示，本实施方式锁紧装置3的数量和连接装置4的数量一致设置，锁紧装置3的数量和连接装置4的数量均为八个。如此设计，锁紧块301能够承受足够大的载荷，保证舱段1对接的可靠性。其它组成及连接关系与具体实施方式三相同。
具体实施方式五：如图4所示，本实施方式锁紧装置3还包括孔塞304和紧定螺钉305，第一对接舱段101与第二对接舱段102的连接处沿沿其圆周方向加工有多个预留孔，孔塞304设置在预留孔内，孔塞304通过紧定螺钉305固装在对接舱段1上。如此设计，预紧完成之后孔塞304放置在对接舱段1的预留孔内，并通过紧定螺钉305固定，使得锁紧块301沿对接舱段1的径向向外移动。其它组成及连接关系与具体实施方式一、二或四相同。
具体实施方式六：如图2所示，本实施方式连接装置4还包括开口销404，轴407通过开口销404锁紧限位在轴套406上。如此设计，轴407可以通过开口销404锁紧限位在轴套406上。其它组成及连接关系与具体实施方式五相同。
具体实施方式七：如图3所示，本实施方式火工驱动装置5还包括缓冲圈506，缓冲圈506套装在内筒502上且位于内筒502与支撑架2之间。如此设计，可以起到缓冲减震的作用。其它组成及连接关系与具体实施方式一、二、四或六相同。
具体实施方式八：如图3所示，本实施方式火工筒底座509包括连接套筒和法兰连接座，连接套筒与法兰连接座固装为一体，连接套筒与火工作动筒511的尾端螺纹连接，法兰连接座上均布加工有四个螺纹通孔，四个紧固螺栓依次穿过法兰连接座、转接套507固定在支撑架2上。如此设计，可以将火工作动筒511的尾端固定，限制其轴向移动和周向扭转，保证解锁的可靠性。其它组成及连接关系与具体实施方式七相同。
具体实施方式九：如图3所示，本实施方式火工驱动装置5还包括四个楔块505，支撑架2的中心通孔上沿其圆周方向加工有楔形环槽，内筒502沿其圆周方向加工有四个径向通孔，四个径向通孔与楔形环槽对正设置，楔块505的一端位于内筒502的径向通孔内，楔块505的另一端卡装在支撑架2楔形环槽上。如此设计，可以限制内筒502与支承架2的相对位置，防止由于支承架2的移动而导致误解锁动作，起到初始保护作用。其它组成及连接关系与具体实施方式一、二、四、六或八相同。
以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和等同替换，这些对本发明权利要求进行改进和等同替换后的技术方案，均落在本发明的保护范围。
工作原理：
具体实施过程中，第一对接舱段101和第二对接舱段102对接前锁紧装置3和连接装置4处于初始锁死状态，对接舱段1对接后，从预留孔内通过对预紧螺栓302预紧，致使锁紧块301沿对接舱段1的径向向外移动，且锁紧块301两端先与对接舱段1接触，随着预紧力加强，锁紧块301产生弹性变形，逐渐增大预紧力完成预紧；预紧螺栓302预紧后使得连接杆401受压，火工作动筒511与锥形推盘501连接，其内部含有剪切销起到安全保护作用；点火后火工筒511推动锥形推盘501向左移动，滚针轴承405解锁，在压簧403的作用力下连接杆401带动锁紧块301沿舱段1径向向中心运动，完成舱段1的释放。

Claims (9)

1.一种弹体舱段大承载连接释放机构，所述一种弹体舱段大承载连接释放机构包括对接舱段(1)、支撑架(2)、火工驱动装置(5)、多个锁紧装置(3)和多个连接装置(4)，其特征在于：对接舱段(1)包括第一对接舱段(101)和第二对接舱段(102)，第一对接舱段(101)与第二对接舱段(102)均为环形，第一对接舱段(101)和第二对接舱段(102)同轴安装构成对接舱段(1)，支撑架(2)内嵌在第二对接舱段(102)内，支撑架(2)上设置有中心通孔，锁紧装置(3)包括锁紧块(301)、预紧螺栓(302)、第一限位螺母(303)和套筒(306)，连接装置(4)包括连接杆(401)、花键套筒(402)、压簧(403)、轴(407)、滚针轴承(405)和轴套(406)；锁紧块(301)沿对接舱段(1)的圆周方向均布设置在对接舱段(1)的内壁上，锁紧块(301)上加工有螺纹孔，第一限位螺母(303)穿装在预紧螺栓(302)上，第一限位螺母(303)与锁紧块(301)的螺纹孔螺纹连接，预紧螺栓(302)与连接杆(401)的一端螺纹连接，锁紧块(301)上设置有末端连杆，套筒(306)套装在锁紧块(301)的末端连杆上，套筒(306)沿圆周方向均布设置在支撑架(2)上，连接杆(401)的另一端设置有轴套(406)，轴套(406)通过轴(407)与滚针轴承(405)连接，连接杆(401)上穿装有花键套筒(402)和压簧(403)，花键套筒(402)与连接杆(401)通过花键配合，连接杆(401)的轴套一侧设置有轴肩，压簧(403)的一端与花键套筒(402)相接触，压簧(403)的另一端与连接杆的轴肩相接触；
火工驱动装置(5)包括锥形推盘(501)、内筒(502)、推动块(503)、转接套(507)、顶丝(508)、火工筒底座(509)、第二限位螺母(510)和火工作动筒(511)，所述锥形推盘(501)位于滚针轴承(405)围合的圆周内，内筒(502)的一端部穿过支撑架(2)的中心通孔与锥形推盘(501)固接，内筒(502)的另一端部套装有转接套(507)，火工作动筒(511)位于内筒(502)内，火工作动筒(511)的活塞与推动块(503)通过销(504)连接，内筒(502)的另一端外圆上螺纹连接有第二限位螺母(510)，火工筒底座(509)螺纹连接在火工作动筒(511)的尾端上，火工筒底座(509)通过转接套(507)固装在支撑架(2)上。
2.根据权利要求1所述的弹体舱段大承载连接释放机构，其特征在于：第一对接舱段(101)的端面外沿加工有环形凹槽，第二对接舱段(102)的端面加工有与第一对接舱段(101)配合的环形凸台，环形凹槽与环形凸台的横截面均为梯形，第一对接舱段(101)的环形凹槽与第二对接舱段(102)的环形凸台相互配合连接。
3.根据权利要求1或2所述的弹体舱段大承载连接释放机构，其特征在于：所述弹体舱段大承载连接释放机构还包括多个挡片(6)，挡片(6)均布固装在支撑架(2)的外沿上，相邻两个锁紧装置(3)之间设置有一个挡片(6)。
4.根据权利要求3所述的弹体舱段大承载连接释放机构，其特征在于：锁紧装置(3)的数量和连接装置(4)的数量一致设置，锁紧装置(3)的数量和连接装置(4)的数量均为八个。
5.根据权利要求1、2或4所述的弹体舱段大承载连接释放机构，其特征在于：锁紧装置(3)还包括孔塞(304)和紧定螺钉(305)，第一对接舱段(101)与第二对接舱段(102)的连接处沿其圆周方向加工有多个预留孔，孔塞(304)设置在预留孔内，孔塞(304)通过紧定螺钉(305)固装在对接舱段(1)上。
6.根据权利要求5所述的弹体舱段大承载连接释放机构，其特征在于：连接装置(4)还包括开口销(404)，轴(407)通过开口销(404)锁紧限位在轴套(406)上。
7.根据权利要求1、2、4或6所述的弹体舱段大承载连接释放机构，其特征在于：火工驱动装置(5)还包括缓冲圈(506)，缓冲圈(506)套装在内筒(502)上且位于内筒(502)与支撑架(2)之间。
8.根据权利要求7所述的弹体舱段大承载连接释放机构，其特征在于：火工筒底座(509)包括连接套筒和法兰连接座，连接套筒与法兰连接座固装为一体，连接套筒与火工作动筒(511)的尾端螺纹连接，法兰连接座上均布加工有四个螺纹通孔，四个紧固螺栓依次穿过法兰连接座、转接套(507)固定在支撑架(2)上。
9.根据权利要求1、2、4、6或8所述的弹体舱段大承载连接释放机构，其特征在于：火工驱动装置(5)还包括四个楔块(505)，支撑架(2)的中心通孔上沿其圆周方向加工有楔形环槽，内筒(502)沿其圆周方向加工有四个径向通孔，四个径向通孔与楔形环槽对正设置，楔块(505)的一端位于内筒(502)的径向通孔内，楔块(505)的另一端卡装在支撑架(2)楔形环槽上。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110789741B (zh) * 2019-10-17 2021-02-05 北京空间机电研究所 一种着陆巡视器用复合材料连接分离装置
CN111674566A (zh) * 2020-05-25 2020-09-18 哈尔滨工业大学 一种用于舱段构件圆度控制的可调节内撑约束装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101157387A (zh) * 2007-11-21 2008-04-09 航天东方红卫星有限公司 多点连接一次性释放装置
EP3184439A1 (en) * 2015-12-16 2017-06-28 AEREA S.p.A. Device for the hold-down and controlled release of space satellites installed on launchers and of loads installed on space satellites
CN107054700A (zh) * 2017-03-30 2017-08-18 哈尔滨工业大学（威海） 一种星箭分离用锁紧释放装置
US9809329B2 (en) * 2012-06-07 2017-11-07 The Boeing Company Systems for interconnecting dual manifested spacecraft
CN107628269A (zh) * 2017-07-31 2018-01-26 上海宇航系统工程研究所 一种联动解锁式微卫星在轨释放装置

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2372060T3 (es) * 2005-10-06 2012-01-13 Eads Casa Espacio, S.L. Aparato de conexión-separación de un vehículo lanzador y un satélite.

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101157387A (zh) * 2007-11-21 2008-04-09 航天东方红卫星有限公司 多点连接一次性释放装置
US9809329B2 (en) * 2012-06-07 2017-11-07 The Boeing Company Systems for interconnecting dual manifested spacecraft
EP3184439A1 (en) * 2015-12-16 2017-06-28 AEREA S.p.A. Device for the hold-down and controlled release of space satellites installed on launchers and of loads installed on space satellites
CN107054700A (zh) * 2017-03-30 2017-08-18 哈尔滨工业大学（威海） 一种星箭分离用锁紧释放装置
CN107628269A (zh) * 2017-07-31 2018-01-26 上海宇航系统工程研究所 一种联动解锁式微卫星在轨释放装置

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