CN110143296B - 适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构 - Google Patents

适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构 Download PDF

Info

Publication number
CN110143296B
CN110143296B CN201910290431.9A CN201910290431A CN110143296B CN 110143296 B CN110143296 B CN 110143296B CN 201910290431 A CN201910290431 A CN 201910290431A CN 110143296 B CN110143296 B CN 110143296B
Authority
CN
China
Prior art keywords
impact
single machine
support
reducing
impact reduction
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201910290431.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110143296A (zh
Inventor
赵鑫光
王建炜
张玉花
张栖诚
周益倩
周星驰
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Institute of Satellite Engineering
Original Assignee
Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Institute of Satellite Engineering filed Critical Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority to CN201910290431.9A priority Critical patent/CN110143296B/zh
Publication of CN110143296A publication Critical patent/CN110143296A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110143296B publication Critical patent/CN110143296B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for

Abstract

本发明涉及一种减冲支架结构技术领域的适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构；所述减冲支架结构包括上紧固装置、减冲支架、下紧固装置和连接埋件；所述减冲支架为单机提供螺纹安装孔；所述单机安装脚为通孔，通过紧固螺钉及压紧垫圈与单机相连；减冲支架与单机连接的支架接口采用偏心式设计；连接埋件设置于蜂窝板中，为减冲支架提供螺纹安装孔，减冲支架与蜂窝板的安装孔为通孔，通过紧固螺钉及压紧垫圈与单机相连。本发明的减冲支架结构采用逐级减冲的减冲方式，减冲效率高；支架上接口采用偏心式设计，承载能力强；本发明的减冲支架为圆柱形镂空壳体结构，具有结构重量轻的特点，适用范围广。

Description

适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构
技术领域
本发明涉及减冲支架结构技术领域，具体涉及一种适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构。
背景技术
器箭分离或舱段分离时，爆炸螺栓所产生的冲击会使得星上单机产生瞬时冲击过载，该冲击过载可能会使单机结构产生破坏。为降低星上单机的冲击过载响应，发明了一种适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构。为降低星上单机的冲击过载响应，发明了一种适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲垫结构。由于航天器需要在严苛的环境下工作，为确保航天器上设备、部件的温度在航天器工作期内处于任务要求的范围，为航天器正常运行提供确定的技术保障。航天器对热控的技术要求因其任务和特点而异。对热控的技术要求主要体现在星上设备部件的温度水平、温度均匀性和温度变化率上。除温度指标外，系统对热控的要求还有热控分系统的质量、耗功、可靠度等。根据航天器对导热量的需求不同，相应的整体系统设计，材料选择也会随之不同，在考虑解决冲击过载的解决方案时也会有不同的预案。针对航天器上导热量需求较小单机，在设计减冲结构时，需要考虑结构的简单可靠以及适应的广泛性。
经对现有技术的检索发现，中国实用新型专利201521040131.9披露了一种航天器有效载荷减冲击装置，一种航天器有效载荷减冲击装置，其特征在于，依次包括内侧环、支撑环和外侧环；内侧环上从内至外分别圆周均匀分布内侧环螺纹孔和内侧环定位孔，内侧环螺纹孔和内侧环定位孔交错分布；外侧环上从内之外分别圆周均匀分布外侧环定位孔和外侧环螺纹孔，外侧环定位孔和外侧环螺纹孔交错分布；支撑环从内之外分别圆周均匀分布支撑环内侧孔和支撑环外侧孔；支撑环与内侧环固定连接，支撑环与外侧环固定连接。该装置可以满足航天器中有效载荷的减冲击需求，并可以作为其他设备的减冲措施。但是该装置结构仍然较为复杂，并且未考虑适用于航天器上导热量需求较小单机的相关设计。
发明内容
针对现有技术的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构。本发明的减冲支架结构的减冲效率高、承载能力强、重量小和适用范围广。本发明的减冲支架结构采用逐级减冲的减冲方式，具有减冲效率高的特点；支架上接口采用偏心式设计，具有承载能力强的特点；减冲支架为圆柱形镂空壳体结构，具有结构重量轻的特点；对导热需求不大的单机均可采用该种减冲支架结构，具有适用范围广的特点。
本发明涉及一种适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构，所述减冲支架结构包括上紧固装置、减冲支架、下紧固装置和连接埋件；所述减冲支架为单机提供螺纹安装孔；所述单机安装脚提供通孔，所述单机安装脚通过上紧固装置实现减冲支架与单机相连；减冲支架与单机连接的支架螺纹安装孔采用偏心式设计；连接埋件设置于蜂窝板中，为减冲支架提供螺纹安装孔，减冲支架与蜂窝板的安装孔为通孔，所述减冲支架与蜂窝板通过下紧固装置实现减冲支架与蜂窝板相连。
优选地，所述上紧固装置由紧固螺钉和压紧垫圈组成，用于单机的连接安装并提供预紧力。
优选地，所述紧固螺钉的材质为钛合金。
优选地，所述压紧垫圈的材质为不锈钢。
优选地，所述减冲支架为圆柱形镂空壳体结构，减冲支架与单机连接的接口采用偏心式结构。
优选地，所述减冲支架的材质为铝合金。
优选地，所述下紧固装置由紧固螺钉和压紧垫圈组成，用于减冲支架和蜂窝板的连接。
优选地，所述连接埋件设置于蜂窝板中，为支架安装提供接口。
优选地，所述连接埋件的材质为镁合金。
优选地，所述导热量需求较小的单机为无导热需求的单机。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明的适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构具有意想不到的技术效果，该减冲支架结构采用逐级减冲的减冲方式，具有减冲效率高的特点；
2、本发明的支架上接口采用偏心式设计，具有承载能力强的特点；
3、本发明的减冲支架为圆柱形镂空壳体结构，具有结构重量轻的特点；
4、本发明的减冲支架对导热需求不大的单机均可采用该种减冲支架结构，具有适用范围广的特点。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征目的和优点将会变得更明显。
图1为本发明减冲支架结构安装示意图；
图2为本发明减冲支架的安装示意图；
图3为本发明减冲支架顶盖的三维模型示意图；
图4为本发明减冲支架本体的三维模型示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例
本实施例中，本发明涉及的适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构，所述减冲支架结构包括上紧固装置、减冲支架、下紧固装置和连接埋件；所述减冲支架为单机提供螺纹安装孔；所述单机安装脚提供通孔，所述单机安装脚通过上紧固装置实现减冲支架与单机相连；减冲支架与单机连接的支架螺纹安装口采用偏心式设计；连接埋件设置于蜂窝板中，为减冲支架提供螺纹安装孔，减冲支架与蜂窝板的安装孔为通孔，所述减冲支架与蜂窝板通过下紧固装置实现减冲支架与蜂窝板相连。
接下来对本发明进行详细的描述。
本发明的减冲支架结构包括：连接埋件3、上紧固装置4、减冲支架6和下减冲装置7，如图1所示。减冲支架6由减冲支架顶盖61、支架紧固装置62和减冲支架本体63组成，如图2所示。减冲支架顶盖61为中空凸台结构，保留与单机连接的螺纹孔612周围材料，侧壁上有4个均匀分布的与支架本体63连接的螺纹孔，如图3所示。减冲支架本体63整体为圆柱形镂空壳体结构，侧壁上有规律分布的减轻孔632，侧壁顶部有4个均匀分布的与支架顶盖连接的通孔631，底部有与蜂窝板连接的通孔633，如图4所示。
减冲支架6和单机1的连接方式是：减冲支架顶盖61提供螺纹连接孔612，单机安装脚提供通孔，通过上紧固装置4(紧固螺钉+压紧垫圈)相连。其中附图标记5为单机1的另一部分。
减冲支架的内部连接方式是：减冲支架顶盖61提供螺纹孔611，减冲支架本体提供通孔631，通过支架紧固装置62(紧固螺钉+压紧垫圈)相连。
减冲支架与蜂窝板的连接方式是：蜂窝板2内部的埋件3提供螺纹接口，减冲支架本体63提供通孔633，通过下紧固装置7(紧固螺钉+压紧垫圈)相连。
在单机和蜂窝板之间增加减冲支架，是通过增加冲击载荷的传递路径来进行减冲的。支架高度越高，冲击载荷传递路径越长，减冲效果就越好，但与轻量化和刚度设计相违背。采用中空的镂空设计能实现支架的轻量化，同时实现刚度设计，并保证减冲效率。
单机安装蜂窝板采用原单机接口时，需从减冲支架内部进行螺钉安装，则需采用支架顶盖61和支架本体63分离的设计。支架顶盖61与单机连接的螺纹孔631采用偏心式设计，能有效降低单机安装的包络要求，且支架顶部能均匀受力，能提升减冲支架结构的承载能力。
此外，对于绝大部分无导热需求的单机均可采用该种减冲支架结构进行减冲设计，该减冲支架结构还具有适应范围广的特点。
本发明减冲支架针对航天器上导热量需求较小甚至无导热量需求的单机而设计，减冲支架结构的减冲效率高、承载能力强、重量小和适用范围广。本发明的减冲支架结构采用逐级减冲的减冲方式，具有减冲效率高的特点；支架上接口采用偏心式设计，具有承载能力强的特点；减冲支架为圆柱形镂空壳体结构，具有结构重量轻的特点；对导热需求不大的单机均可采用该种减冲支架结构，具有适用范围广的特点，具有意向不到的技术效果。
综上所述，本发明的适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构具有意想不到的技术效果，该减冲支架结构采用逐级减冲的减冲方式，具有减冲效率高的特点；本发明的支架上接口采用偏心式设计，具有承载能力强的特点；本发明的减冲支架为圆柱形镂空壳体结构，具有结构重量轻的特点；本发明的减冲支架对导热需求不大的单机均可采用该种减冲支架结构，具有适用范围广的特点。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (8)

1.一种适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构，其特征在于，所述减冲支架结构包括上紧固装置、减冲支架、下紧固装置和连接埋件；所述减冲支架为单机提供螺纹安装孔；所述单机安装脚提供通孔，所述减冲支架与单机安装脚通过紧固螺钉及压紧垫圈实现减冲支架与单机相连；减冲支架与单机连接的支架螺纹安装孔采用偏心式设计；连接埋件设置于蜂窝板中，为减冲支架提供螺纹安装孔，减冲支架与蜂窝板的安装孔为通孔，所述减冲支架与蜂窝板通过紧固螺钉及压紧垫圈实现减冲支架与蜂窝板相连；
所述上紧固装置由紧固螺钉和压紧垫圈组成，用于单机的连接安装并提供预紧力；
所述下紧固装置由紧固螺钉和压紧垫圈组成，用于减冲支架和蜂窝板的连接。
2.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构，其特征是，所述紧固螺钉的材质为钛合金。
3.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构，其特征是，所述压紧垫圈的材质为不锈钢。
4.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构，其特征是，所述减冲支架为圆柱形镂空壳体结构，减冲支架与单机连接的接口采用偏心式结构。
5.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构，其特征是，所述减冲支架的材质为铝合金。
6.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构，其特征是，所述连接埋件设置于蜂窝板中，为支架安装提供接口。
7.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构，其特征是，所述连接埋件的材质为镁合金。
8.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构，其特征是，所述导热量需求较小的单机为无导热需求的单机。
CN201910290431.9A 2019-04-11 2019-04-11 适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构 Active CN110143296B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910290431.9A CN110143296B (zh) 2019-04-11 2019-04-11 适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910290431.9A CN110143296B (zh) 2019-04-11 2019-04-11 适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110143296A CN110143296A (zh) 2019-08-20
CN110143296B true CN110143296B (zh) 2020-11-24

Family

ID=67589543

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910290431.9A Active CN110143296B (zh) 2019-04-11 2019-04-11 适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110143296B (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007033663A1 (de) * 2005-09-26 2007-03-29 Acument Gmbh & Co. Ohg Spezialmutter und verbindung
CN203512061U (zh) * 2013-09-12 2014-04-02 中国运载火箭技术研究院 一种适用于小型空间飞行器的减冲击结构
CN205418145U (zh) * 2015-12-11 2016-08-03 天津航天瑞莱科技有限公司 一种航天器有效载荷减冲击装置
CN107792403A (zh) * 2017-09-07 2018-03-13 湖北航天技术研究院总体设计所 一种卫星分离装置

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08219134A (ja) * 1995-02-15 1996-08-27 Mitsubishi Electric Corp 分離ナット
DE102008022467A1 (de) * 2008-05-07 2009-11-12 Astrium Gmbh Feder-Dämpfungssystem

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007033663A1 (de) * 2005-09-26 2007-03-29 Acument Gmbh & Co. Ohg Spezialmutter und verbindung
CN203512061U (zh) * 2013-09-12 2014-04-02 中国运载火箭技术研究院 一种适用于小型空间飞行器的减冲击结构
CN205418145U (zh) * 2015-12-11 2016-08-03 天津航天瑞莱科技有限公司 一种航天器有效载荷减冲击装置
CN107792403A (zh) * 2017-09-07 2018-03-13 湖北航天技术研究院总体设计所 一种卫星分离装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
星箭分离缓冲设计方法及试验验证研究;丁继峰;《强度与环境》;20160415;第43卷(第2期);17-24 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN110143296A (zh) 2019-08-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN100575191C (zh) 一种新型航天器主承力结构
CN110143296B (zh) 适用于航天器上导热量需求较小单机的减冲支架结构
CN201629236U (zh) 底部有安装固定结构的铝电解电容器
CN101975651B (zh) 一种航天相机振动试验夹具
CN111023913A (zh) 一种运载火箭末子级结构
CN114802811B (zh) 一种用于失稳航天器的附着式消旋载荷系统
CN106697303B (zh) 一种发动机的安装支架
CN107504118A (zh) 低刚度减震装置
CN110143297B (zh) 适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构
CN207393679U (zh) 低刚度减震装置的螺栓机构
CN108791953A (zh) 一种适应搭载的梯形式小卫星结构
CN207583457U (zh) 一种集成在增压四缸缸体上的稳油挡板
CN209336441U (zh) 压缩机固定装置及汽车
CN109484655B (zh) 一种油动无人机的发动机减振结构
CN209557896U (zh) 飞轮壳
CN207737498U (zh) 一种便于安装和收纳的航拍无人机
CN111409875A (zh) 适用于航天器分离舱段间的复合材料承载结构
CN110143298B (zh) 减冲单机支座结构
CN110605959B (zh) 集成化一体支承吊装装置
CN105730382A (zh) 一种蓄电池双层固定支架
CN210437673U (zh) 压缩机用气缸工序间转接装置
CN211475327U (zh) 一种便于更换压缩机的落地支撑装置
CN212300134U (zh) 一种航天飞行器的姿控套筒、姿控发动机套件及航天飞行器
CN212766007U (zh) 一种汽车车顶箱固定装置
CN210859170U (zh) 一种汽车用高性能铝合金油泵壳体

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant