CN110143297B - 适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构 - Google Patents

适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构 Download PDF

Info

Publication number
CN110143297B
CN110143297B CN201910291103.0A CN201910291103A CN110143297B CN 110143297 B CN110143297 B CN 110143297B CN 201910291103 A CN201910291103 A CN 201910291103A CN 110143297 B CN110143297 B CN 110143297B
Authority
CN
China
Prior art keywords
impact
reducing
rubber pad
embedded part
reducing rubber
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
CN201910291103.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110143297A (zh
Inventor
赵鑫光
王建炜
孔祥森
陶炯鸣
赵川
曹裕豪
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 CN201910291103.0A priority Critical patent/CN110143297B/zh
Publication of CN110143297A publication Critical patent/CN110143297A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110143297B publication Critical patent/CN110143297B/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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Bolts, Nuts, And Washers (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

本发明涉及一种单机减冲结构技术领域的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构；所述减冲埋件结构包括紧固螺钉、压紧垫圈、上减冲橡胶垫、下减冲橡胶垫和下凹式埋件；紧固螺钉用于单机安装脚的固定并提供预紧力，压紧垫圈用于压紧上减冲橡胶垫，上减冲橡胶垫及下减冲橡胶垫分别位于单机安装脚的上下方，下凹埋件设置于蜂窝板中，所述下凹式埋件中设置有凹槽用于减冲橡胶垫的安装。本发明的减冲埋件结构在单机安装脚上下垫减冲金属橡胶垫，具有减冲效率高的特点；下凹式埋件设计使单机与安装板之间无需增加导热板，具有结构重量轻的特点；本发明的减冲埋件结构具有适用范围广的特点。

Description

适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构
技术领域
本发明涉及单机减冲结构技术领域，具体涉及一种适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构。
背景技术
器箭分离或舱段分离时，会产生瞬时冲击过载。器箭分离前由地面发出指令，使连接包带的爆炸螺栓起爆，解锁系统解锁，包带松开，从而实现了分离。弹射分离机构主要由爆炸螺栓、分离弹簧或气动作动器组成。在火箭飞行过程中，卫星、弹头或航天器通常用爆炸螺栓与末级火箭可靠地连接在一起，分离弹簧(或气动作动器)处于压缩(或待发)状态。当控制系统按预定程序发出分离指令时，引爆爆炸螺栓，星、箭连接切断，同时分离弹簧(或气动作动器)释放出分离力，把卫星、弹头或其他航天器弹射出去，实现与末级火箭的分离。制动火箭分离机构主要由爆炸螺栓与反推火箭组成。爆炸螺栓的工作与前述相同，在爆炸螺栓解锁时，点燃反推火箭。由于反推火箭产生推力比爆炸螺栓解锁延迟，所以产生反推火箭推力时，星、箭已经脱开。随着反推火箭推力加大，卫星、弹头或其他航天器逐渐与末级火箭拉开距离，实现星、箭可靠分离。可见，爆炸螺栓所产生的冲击会使得星上单机产生一个瞬时冲击过载，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，需要研发适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构。
经对现有技术的检索发现，中国发明专利申请201410201449.4披露了一种火箭弹分离机构，该分离机构包括分离本体、锁紧销、分离杆、燃气作动器；锁紧销一端与后连接体固定，锁紧销的另一端穿过分离本体，通过与分离本体转动连接的分离杆与锁紧销轴向定位，实现分离本体后端与后连接体的轴向定位；分离本体的前端与前连接体螺纹固定。分离时，燃气作动器推动分离杆旋转，使分离本体后端与后连接体轴向解锁。但是该分离机构适合民用领域，无法满足较高标准器箭分离或舱段分离技术要求，适用范围较为受限。
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大单机的减冲埋件结构。本发明的减冲埋件结构能够解决星上单机冲击响应过大的问题，减冲效率高、重量小和适用范围广。本发明的减冲埋件结在单机安装脚上下垫减冲橡胶垫，具有减冲效率高的特点；采用下凹式埋件设计，使单机与安装板之间无需增加导热板，具有结构重量轻的特点；对有导热需求的单机均可采用该种减冲埋件结构，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大单机的减冲埋件结构，所述减冲埋件结构包括紧固螺钉、压紧垫圈、上减冲橡胶垫、下减冲橡胶垫和下凹式埋件；紧固螺钉用于单机安装脚的固定并提供预紧力，压紧垫圈用于压紧上减冲橡胶垫，上减冲橡胶垫及下减冲橡胶垫分别位于单机安装脚的上下方，下凹埋件设置于蜂窝板中，所述下凹式埋件中设置有凹槽用于减冲橡胶垫的安装，并为紧固螺钉提供连接所需的螺纹。
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，所述压紧垫圈外直径大于上减冲橡胶垫的外直径，用于压紧上减冲橡胶垫并使其上表面均匀受力。
优选地，所述上减冲橡胶垫为柱状结构。
优选地，所述柱状结构由不锈钢丝缠绕及压制而成的金属橡胶垫，安装在单机安装脚和压紧垫圈之间。
优选地，所述下减冲橡胶垫为柱状结构。
优选地，所述柱状结构由不锈钢丝缠绕及压制而成的金属橡胶垫，并设置于下凹式埋件的凹槽中。
优选地，所述下凹式埋件整体为柱状结果，埋件上方设置有凹槽，用于安装减冲橡胶垫。
优选地，所述下凹式埋件的材质为镁合金。
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大单机的减冲埋件结构在单机安装脚上下垫减冲金属橡胶垫，具有减冲效率高的特点。
2、本发明的减冲埋件结构采用下凹式埋件设计，使单机与安装板之间无需增加导热板，具有结构重量轻的特点。
3、本发明的减冲埋件结构适用于各种对有导热需求的单机要求，尤其应用于航天器的有导热需求的单机减冲，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为本发明单机减冲埋件结构安装示意图；
图2为本发明下减冲橡胶垫安装示意图。
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大单机的减冲埋件结构，所述减冲埋件结构包括紧固螺钉、压紧垫圈、上减冲橡胶垫、下减冲橡胶垫和下凹式埋件；紧固螺钉用于单机安装脚的固定并提供预紧力，压紧垫圈用于压紧上减冲橡胶垫，上减冲橡胶垫及下减冲橡胶垫分别位于单机安装脚的上下方，下凹埋件设置于蜂窝板中，所述下凹式埋件中设置有凹槽用于减冲橡胶垫的安装，并为紧固螺钉提供连接所需的螺纹。
接下来对本发明进行详细的描述。
本发明减冲埋件结构包括：下凹式埋件3、紧固螺钉4、压紧垫圈5、上减冲橡胶垫6和下减冲橡胶垫8，如图1所示。下减冲橡胶垫8在下凹式埋件3的安装方式，如图2所示。
下减冲橡胶垫8的厚度要略高于下凹式埋件3的凹槽深度，如图2所示，该高度差可根据拧紧力需要进行适应性调整。下凹式埋件3能有效抑制下减冲橡胶垫8的环向膨胀，能提升螺钉的连接稳定性。此外，相比于在单机安装脚上下直接垫橡胶垫，该减冲埋件结构设计使得对导热量需求较大的单机1与蜂窝板2之间无需增加导热垫板，能有效降低减冲结构重量。
减冲橡胶垫6和8为不锈钢丝缠绕、压制而成，表面张力较弱，在上减冲橡胶垫6的上表面上安装压紧垫圈5能使其均匀受力，提高稳定性。单机1安装脚上下安装减冲橡胶垫6和8，图中，附图标记7为单机1的另一部分。这种设计能有效降低蜂窝板2和埋件3传递到单机的冲击载荷，具有减冲效率高的特点。
除此之外，该减冲埋件结构的组件易于加工，对于航天器上各种有导热需求的单机或有减冲需求的结构均可采用此种减冲埋件结构进行减冲设计。因此，该减冲埋件结构还具有适用范围广的特点。
本发明的减冲埋件结构，由紧固螺钉、压紧垫圈、上减冲橡胶垫、下减冲橡胶垫和下凹式埋件组成；上下减冲橡胶垫分别位于单机安装脚的上方和下方，通过紧固螺钉、压紧垫圈与埋件相连；下减冲橡胶垫装在埋件凹槽中，压紧前表面略高于蜂窝板，压紧后其上表面与蜂窝板平齐。本发明的结构简单牢固，具有减冲效率高的特点；本发明的减冲埋件结构采用下凹式埋件设计，使单机与安装板之间无需增加导热板，具有结构重量轻的特点；本发明的减冲埋件结构适用于各种对有导热需求的单机要求，尤其应用于航天器的有导热需求的单机减冲，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 (10)

1.一种适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，其特征在于，所述减冲埋件结构包括紧固螺钉、压紧垫圈、上减冲橡胶垫、下减冲橡胶垫和下凹式埋件；紧固螺钉用于单机安装脚的固定并提供预紧力，压紧垫圈用于压紧上减冲橡胶垫，上减冲橡胶垫及下减冲橡胶垫分别位于单机安装脚的上下方，下凹埋件设置于蜂窝板中，所述下凹式埋件上方设置有凹槽用于下减冲橡胶垫的安装，并为紧固螺钉提供连接所需的螺纹；
下减冲橡胶垫的厚度略大于下凹式埋件的凹槽深度，两者高度差根据拧紧力进行适应性调整，下凹式埋件对下减冲橡胶垫的环向膨胀进行有效抑制。
2.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，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大单机的减冲埋件结构，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大单机的减冲埋件结构，其特征是，所述压紧垫圈外直径大于上减冲橡胶垫的外直径，用于压紧上减冲橡胶垫并使其上表面均匀受力。
5.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，其特征是，所述上减冲橡胶垫为柱状结构。
6.如权利要求5所述的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，其特征是，所述上减冲橡胶垫的柱状结构由不锈钢丝缠绕及压制而成的金属橡胶垫，安装在单机安装脚和压紧垫圈之间。
7.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，其特征是，所述下减冲橡胶垫为柱状结构。
8.如权利要求7所述的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，其特征是，所述下减冲橡胶垫的柱状结构由不锈钢丝缠绕及压制而成的金属橡胶垫，并设置于下凹式埋件的凹槽中。
9.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，其特征是，所述下凹式埋件整体为柱状结构，用于安装下减冲橡胶垫。
10.如权利要求1所述的适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构，其特征是，所述下凹式埋件的材质为镁合金。
CN201910291103.0A 2019-04-11 2019-04-11 适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构 Active CN110143297B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910291103.0A CN110143297B (zh) 2019-04-11 2019-04-11 适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910291103.0A CN110143297B (zh) 2019-04-11 2019-04-11 适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110143297A CN110143297A (zh) 2019-08-20
CN110143297B true CN110143297B (zh) 2020-10-09

Family

ID=67589651

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910291103.0A Active CN110143297B (zh) 2019-04-11 2019-04-11 适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲埋件结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110143297B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111779794A (zh) * 2020-03-20 2020-10-16 上海航天控制技术研究所 一种大冲击环境下的飞轮冲击减振装置
CN112012897B (zh) * 2020-08-12 2021-07-13 北京控制工程研究所 一种霍尔推力器高温端轴向间隙调整结构
CN117276006A (zh) * 2023-08-28 2023-12-22 武汉嘉晨电子技术有限公司 一种高压控制盒的缓冲装置及其安装方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4002120A (en) * 1975-07-31 1977-01-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Missile stage coupler
KR100659303B1 (ko) * 2006-04-05 2006-12-20 국방과학연구소 유도탄 발사장치의 유도탄 고정기구
RU2341423C1 (ru) * 2007-06-22 2008-12-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" Устройство крепления
CN103292641B (zh) * 2013-05-10 2014-11-19 北京宇航系统工程研究所 一种用于整流罩纵向分离的爆炸分离装置
CN104058107B (zh) * 2014-05-23 2015-12-02 北京空间飞行器总体设计部 一种星箭分离减冲击连接装置
KR101864047B1 (ko) * 2016-12-07 2018-06-04 국방과학연구소 저충격 분리장치

Also Published As

Publication number Publication date
CN110143297A (zh) 2019-08-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
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
US3334536A (en) Releasable nut with radial and longitudinal lockout
CN100408967C (zh) 用于可释放地连接第一构件和第二构件的装置和方法
US4507034A (en) Expandable bushing and lock fastener
CN110239746B (zh) 一种六边形微小卫星分离解锁装置
JP2011068346A (ja) 拘束及び解放装置
US7261038B2 (en) Low shock separation joint and method therefor
CN103253384A (zh) 基于形状记忆合金弹簧的低冲击解锁装置及其使用方法
CN111006554B (zh) 一种兼具连接承载和分离推冲功能的重复使用运载火箭冷气分离系统
CN109305391B (zh) 压紧释放机构及其方法
CN108284970B (zh) 一种可承载高强度拉压弯载荷火工分离机构及分离方法
US6925939B2 (en) Low shock separation bolt
US3204515A (en) Explosively releasable nut assembly
CN110143298B (zh) 减冲单机支座结构
CN113218255A (zh) 一种整流罩分离力可调式分离机构
CN109353549B (zh) 一种弹体舱段大承载连接释放机构
CN113148242A (zh) 一种适用于空间卫星的三向锁紧释放装置
CN105474793B (zh) 飞行器部件分离螺母
EP3947987B1 (en) Fastener and fastening arrangement including nut with load transfer shoulder
RU2397434C1 (ru) Стабилизатор снаряда
CN112455729B (zh) 一种绳索联动式多点压紧同步解锁装置
CN113212813A (zh) 一种模块化连接分离装置
US2931601A (en) Shock absorbing engine mount
CN210338335U (zh) 一种用于星箭分离装置的可吸能飞行器回收罩
CN211789492U (zh) 一种卫星天线展开装置

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