CN110239746A - 一种六边形微小卫星分离解锁装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种六边形微小卫星分离解锁装置，包括适配器、拉紧解锁装置、弹射装置和承剪销。适配器中上隔板与下隔板平行设置，并通过筋板连接固定。拉紧解锁装置、弹射装置和承剪销各三个间隔设置在适配器内，承剪销与卫星结构配合并紧锁卫星X、Y方向。弹射装置包括外筒、内筒和弹簧，弹簧通过内筒作用于卫星底部。拉紧解锁装置中，摆杆组件包括摆杆、销轴和轴承，记忆合金作动器固定在下隔板上，其一端与摆杆底端的圆孔间隙配合，摆杆杆身销轴与支架转动连接，两个轴承通过销轴固连在摆杆顶部，轴承压在卫星结构上并紧锁卫星Z方向。本发明具有结构简单、运行可靠、冲击小、可重复性等优点。

Description

一种六边形微小卫星分离解锁装置

技术领域

本发明涉及卫星与运载火箭分离解锁装置，具体是一种六边形微小卫星分离解锁装置。

背景技术

20世纪80年代以来，随着微电子、微机械、精密加工、轻型材料以及高效能源等技术的迅速性发展，促进了卫星上所需仪器设备的小型化，现代卫星技术正朝着“周期更短、成本更低、体积更小、灵活性更强”的方向发展，微小卫星研制的热潮在世界范围内迅速兴起。作为卫星关键技术之一的解锁分离技术，是关系到卫星成功发射、正常入轨的核心技术，对卫星总体性能有着重要影响。因此发明分离冲击小、可靠性高的解锁分离装置具有重要意义。

卫星分离解锁装置是可靠连接卫星与火箭，并在星箭入轨后实现星箭可靠分离的机构装置，在卫星项目中起着重要作用。目前，世界上传统卫星和运载火箭的分离往往采用包带和爆炸螺栓结合的分离方式。这种分离技术较为成熟，在大卫星上也广泛采用。但随着卫星尺寸、重量越来越小，传统的包带锁紧装置已经不能满足微小卫星的发射分离要求。而且基于爆炸螺栓的分离机构在爆炸螺栓爆炸的瞬间会产生较大的不确定的冲击力，和一些不受控制的碎屑，会给待分离的卫星以及火箭的适配器带来一定的伤害。特别是在一箭多星的发射过程中，可能会对其他的卫星造成损伤。

为克服火工品压紧释放装置的上述技术局限性，满足下一代航天器高精密设备的压紧释放要求，低冲击、无污染、可重复使用的新型非火工压紧释放装置在近三十年得到了快速发展。根据驱动源不同，可将非火工品压紧释放装置分为：熔断丝(fuse wire)、热刀(thermal knife)、石蜡(paraffin)和形状记忆合金压紧释放装置。其中，熔断丝装置无法快速复位，往往需要替换部件或者返厂重新装配才能再次使用；石蜡装置体积大，释放时间长，且耗能大；热刀装置承载力小，释放时间长，耗能大。相比之下，基于形状记忆合金的压紧释放装置同时具备了承载力大、释放快、功耗低、冲击低、可复位、无污染的技术特点，是非火工品压紧释放装置中最具技术优势的一种，也是近年来国际上的研究热点。

记忆合金在分离释放机构上是作为执行元件，利用其相变产生的形变恢复力和行程对外做功。通常有3种形式的记忆合金元件：记忆合金杆棒、记忆合金丝和记忆合金弹簧。现在已研究成功的记忆合金作动器均是基于这3种元件实现分离功能。

比较成功的记忆合金作动器是Starsys公司研制的Qwknut分离螺母和FASSN 无冲击分离螺母。这两种装置均采用记忆合金丝作为触发元件，利用内部的飞轮装置贮能，工作时通过飞轮旋转释放机构。Qwknut可承受13kN的螺栓载荷， FASSN可承受44kN的载荷，在输入3A～5A电流条件下，作用时间不大于0.03s，可以直接替代火工分离螺母。

记忆合金作动器，具有安全、低冲击、可重复使用等优点，可替代航天器分离机构上使用的部分火工装置，适合对分离时间无严格限制的场合，但不适合用于需要大应力和位移的机构中。目前，国内也开始进行此方面的研究，一些产品已进入到工程验证阶段，未来在小型和微型卫星等航天飞行器上有广阔的应用前景。

发明内容

本发明的目的在于提供一种六边形微小卫星分离解锁装置，考虑六边形卫星的外形进行了适配器设计，适配器上分布安装拉紧解锁装置、弹射装置及承剪销，有效限制卫星三个方向自由度，记忆合金作动器高同步性解锁，解锁后弹射装置具有弹簧导向及行程控制，将卫星与运载火箭分离。

实现本发明目的的技术解决方案为：一种六边形微小卫星分离解锁装置，包括适配器、三组拉紧解锁装置、三个弹射装置和三个承剪销。

所述适配器包括六边形的上隔板、六边形的下隔板和6N片筋板，其中N＝1 或2，上隔板与下隔板平行设置，两者通过6N片筋板连接固定。

六边形的上隔板通过筋板分割成六个区域，三个弹射装置和三组拉紧解锁装置间隔设置在上述六个区域内，承剪销固定在上隔板的安装孔上，与卫星结构配合并紧锁卫星的X、Y方向；拉紧解锁装置与上隔板底面和下隔板顶面固连。

弹射装置包括外筒、内筒和弹簧，内筒顶面顶住卫星底部，弹簧设置于内筒内，外筒与内筒的配合对弹簧起导向的作用，内筒的第三环形凸起与外筒的第二环形凸起能控制弹簧的行程。

拉紧解锁装置包括支架、记忆合金作动器、拉簧和摆杆组件，支架固定在上隔板底面，摆杆组件包括摆杆、两个销轴和两个轴承，记忆合金作动器固定在下隔板上，其一端与摆杆底端的圆孔间隙配合，限制摆杆的运动，位于杆身的圆孔通过销轴与支架转动连接，位于顶端的圆孔中设有销轴，其两端分别套有两个轴承，轴承压在卫星结构上并紧锁卫星的Z方向；拉簧一端固定在摆杆上，另一端固定在适配器上。

本发明与现有技术相比，其显著优点在于：

(1)本发明适应六边形卫星的外形，且在适应性改造适配器后，调整拉紧解锁装置、弹射装置及承剪销安装位置及数量，可作为底面为平面的其他外形卫星的分离解锁装置，具有通用性、灵活性。

(2)本发明结构简单，可靠性好，加工成本低，实用性强，符合微小卫星低成本、快速响应、短周期的设计理念。

(3)本发明中采用记忆合金作动器，解锁时间与传统分离解锁装置采用的火工品作用时间相差不大，具有高同步性。

(4)本发明中采用记忆合金作动器，具有低冲击，安全性高等优点。

(4)本发明中采用记忆合金作动器，在地面进行卫星分离试验是可重复使用，节省传统分离解锁装置分离试验时更换火工品时间及成本。

(5)本发明中弹射装置具有导向及行程控制，有效控制卫星分离速度。

(6)本发明无火工品，不会产生碎屑，无污染，不对卫星产生干扰。

(7)本发明中所述拉紧解锁装置，不参与轴向(卫星X、Y向)承载，卫星 Z向载荷主要由轴承、销轴、摆杆及支架承受，未传递到记忆合金作动器，所以记忆合金作动器主要受拉簧拉力，承受载荷不大。

附图说明

图1为本发明一种六边形微小卫星分离解锁装置与卫星装配示意图。

图2为本发明一种六边形微小卫星分离解锁装置的整体示意图。

图3为本发明一种六边形微小卫星分离解锁装置中的适配器结构示意图。

图4为本发明一种六边形微小卫星分离解锁装置中的拉紧解锁装置示意图。

图5为本发明一种六边形微小卫星分离解锁装置中的摆杆结构示意图。

图6为本发明一种六边形微小卫星分离解锁装置中的弹射装置示意图。

图7为本发明一种六边形微小卫星分离解锁装置中的内筒结构示意图。

图8为本发明一种六边形微小卫星分离解锁装置中的拉紧解锁装置示意图，其中(a)为解锁前，(b)为解锁后。

图9为本发明一种六边形微小卫星分离解锁装置中的弹射装置示意图，其中 (a)为弹射前，(b)为弹射后。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

结合图1至图9，本发明为一种六边形微小卫星分离解锁装置，包括适配器 1、三组拉紧解锁装置2、三个弹射装置3和三个承剪销4。

如图3所示，所述适配器1包括六边形的上隔板101、六边形的下隔板102 和6N片筋板103，其中N＝1或2，上隔板101平行设置于下隔板102的正上方，两者之间通过6N片筋板103连接固定。切除六边形的上隔板101和六边形的下隔板102的顶角，形成拉紧解锁装置2安装位置。上隔板101和下隔板102设置为六边形可配合六边形卫星5的外形，卫星5外形尽量少受分离解锁装置的限制。

当N＝1时，六边形的上隔板101的每条边长的中心处为起点向其中心点位置延伸设置筋板103，将其分割成六个区域，三个弹射装置3和三组拉紧解锁装置2间隔设置在上述六个区域内，使得两个弹射装置3之间有一组拉紧解锁装置 2，设有弹射装置3的上隔板101上开有第一通孔和安装孔，弹射装置3能够从第一通孔中伸出，承剪销4固定在安装孔上，与卫星5结构配合并紧锁卫星5 的X、Y方向。在拉紧解锁装置2安装位置上开有第二通孔，拉紧解锁装置2穿过第二通孔分别与上隔板101底面和下隔板102顶面固连。三个弹射装置3和三组拉紧解锁装置2间隔设置，可充分利用空间，合理分配锁紧卫星5所需锁紧力及弹射时弹力。

当N＝2时，上隔板101中心设有一个六边形孔，6片筋板10一端连接在六边形孔内，另一端连接下隔板102顶面，构成六边形的通道，有利于提升适配器 1的强度。六边形的上隔板101的每条边长的中心处为起点向其中心点位置延伸至六边形的通道外壁顶角处，分别设置余下的六片筋板103，将上隔板101和下隔板102分割成六个区域，三个弹射装置3和三组拉紧解锁装置2间隔设置在上述六个区域内，使得两个弹射装置3之间有一组拉紧解锁装置2，设有弹射装置3的上隔板101上开有第一通孔和安装孔，弹射装置3能够从第一通孔中伸出，承剪销4固定在安装孔上，在拉紧解锁装置2安装位置上开有第二通孔，拉紧解锁装置2穿过第二通孔分别与上隔板101底面和下隔板102顶面固连。三个弹射装置3和三组拉紧解锁装置2间隔设置，可充分利用空间，合理分配锁紧卫星5 所需锁紧力及弹射时弹力。

下隔板101设置有记忆合金作动器203及外筒302的安装孔。

上隔板101和的下隔板102分别设置若干凹槽用于减重。

结合图6和图9，所述弹射装置3包括外筒302、内筒301和弹簧303。外筒302为圆筒形，其顶部内壁设有一圈第一环形凸起，底部外壁设有一圈第二环形凸起，第二环形凸起通过螺栓连接在下隔板102上；内筒301如图7，为有顶盖的圆筒，其外壁中部一圈第三环形凸起，外壁底部设有一圈第四环形凸起，第三环形和第四环形凸起均与外筒302内壁配合，内筒301顶面顶住卫星5底部，弹簧303设置于内筒301内，外筒302与内筒301的配合对弹簧303起导向的作用，内筒301的第三环形凸起与外筒302的第二环形凸起能控制弹簧303的行程。

结合图4和图5，拉紧解锁装置2包括支架202、记忆合金作动器203、拉簧204和摆杆组件，支架202固定在上隔板101底面，摆杆组件包括摆杆201、两个销轴205和两个轴承206，摆杆201为7字形，其上设有三个圆孔，两个圆孔位于两端且错位，一个圆孔位于摆杆201杆身，与其底端的圆孔同轴，记忆合金作动器203固定在下隔板102上，其一端与摆杆201底端的圆孔间隙配合，限制摆杆201的运动，位于杆身的圆孔通过销轴205与支架202转动连接，位于顶端的圆孔中设有销轴205，其两端分别套有两个轴承206，轴承206压在卫星5 结构上并紧锁卫星5Z方向。拉簧204一端固定在摆杆201上，另一端固定在适配器1(下隔板102或构成六边形通道的筋板103)上。摆杆201杆身与支架202 连接的圆孔位于杆身偏上，摆杆201绕支架202上固定的销轴205旋转的力臂较长，拉簧204较为省力。使用轴承206压在卫星5结构上，而不是摆杆201直接压在卫星5结构上，轴承206的滚动摩擦小，比较省力，拉簧204能比较容易解锁。拉簧204的选型时，拉力要求不高，摆杆201对记忆合金作动器203作动时的摩擦力也会较小，记忆合金作动器203作动同步性受影响较小。

承剪销4和销轴205尺寸较小，受力较大，采用钛合金加工。

所述摆杆201上设置有减重槽。

本发明工作流程：如图1、2、4、6为卫星5安装待弹射状态，此时卫星5 压住内筒301，弹簧303被压缩，存储弹性势能，卫星5Z方向由拉紧解锁装置 2中的轴承206限制，X、Y方向由承剪销4限制。在运载火箭中，卫星5与分离解锁装置的连接受到运载火箭产生的各个方向的载荷，X、Y方向的载荷由承剪销4承受，Z方向的载荷由卫星5结构传到轴承206，再传到销轴205及摆杆201，再传到销轴205及支架202，记忆合金作动器203只受拉簧204的拉力，远小于运载火箭的载荷。

当运载火箭达到预定轨道时，记忆合金作动器203收到分离信号，拔出插入摆杆201的部分结构，拉簧204拉动摆杆201绕销轴205旋转，位于摆杆201 顶部的轴承206滚动，离开卫星5结构，完成对卫星5的解锁，如图8(a)为解锁前、(b)分别为解锁后拉紧解锁装置2示意图。卫星5的解锁后，弹簧303 工作，推动内筒301向上运动，内筒301推动卫星5弹射入轨，内筒301的第三环形凸起收到外筒302的第二环形凸起的阻挡，不再向上运动，起到控制弹簧 303行程的作用，弹簧303释放所需的弹性势能，让卫星5在所要求的分离速度与分离解锁装置分离，如图9(a)为弹射前、(b)为弹射后弹射装置3示意图。

Claims (9)

1.一种六边形微小卫星分离解锁装置，其特征在于：包括适配器（1）、三组拉紧解锁装置（2）、三个弹射装置（3）和三个承剪销（4）；

所述适配器（1）包括六边形的上隔板（101）、六边形的下隔板（102）和6N片筋板（103），其中N=1或2，上隔板（101）平行设置于下隔板（102）的正上方，两者之间通过6N片筋板（103）连接固定；切除六边形的上隔板（101）和六边形的下隔板（102）的顶角，形成拉紧解锁装置（2）安装位置。

2.根据权利要求1所述的六边形微小卫星分离解锁装置，其特征在于：当N=1时，六边形的上隔板（101）的每条边长的中心处为起点向其中心点位置延伸设置筋板（103），将其分割成六个区域，三个弹射装置（3）和三组拉紧解锁装置（2）间隔设置在上述六个区域内，使得两个弹射装置（3）之间有一组拉紧解锁装置（2），设有弹射装置（3）的上隔板（101）上开有第一通孔和安装孔，弹射装置（3）能够从第一通孔中伸出，承剪销（4）固定在安装孔上，与卫星（5）结构配合并紧锁卫星（5）的X、Y方向；在拉紧解锁装置（2）安装位置上开有第二通孔，拉紧解锁装置（2）穿过第二通孔分别与上隔板（101）底面和下隔板（102）顶面固连。

3.根据权利要求1所述的六边形微小卫星分离解锁装置，其特征在于：当N=2时，上隔板（101）中心设有一个六边形孔，6片筋板（103）一端连接在六边形孔内，另一端连接下隔板（102）顶面，构成六边形的通道，有利于提升适配器（1）的强度；六边形的上隔板（101）的每条边长的中心处为起点向其中心点位置延伸至六边形的通道外壁顶角处，分别设置余下的六片筋板（103），将上隔板（101）和下隔板（102）分割成六个区域，三个弹射装置（3）和三组拉紧解锁装置（2）间隔设置在上述六个区域内，使得两个弹射装置（3）之间有一组拉紧解锁装置（2），设有弹射装置（3）的上隔板（101）上开有第一通孔和安装孔，弹射装置（3）能够从第一通孔中伸出，承剪销（4）固定在安装孔上，在拉紧解锁装置（2）安装位置上开有第二通孔，拉紧解锁装置（2）穿过第二通孔分别与上隔板（101）底面和下隔板（102）顶面固连。

4.根据权利要求1至3任意一项所述的六边形微小卫星分离解锁装置，其特征在于：下隔板（101）设置有记忆合金作动器（203）及外筒（302）的安装孔。

5.根据权利要求1至3任意一项所述的六边形微小卫星分离解锁装置，其特征在于：上隔板（101）和的下隔板（102）分别设置若干凹槽用于减重。

6.根据权利要求1所述的六边形微小卫星分离解锁装置，其特征在于：所述弹射装置（3）包括外筒（302）、内筒（301）和弹簧（303），外筒（302）为圆筒形，其顶部内壁设有一圈第一环形凸起，底部外壁设有一圈第二环形凸起，第二环形凸起通过螺栓连接在下隔板（102）上；内筒（301）为有顶盖的圆筒，其外壁中部一圈第三环形凸起，外壁底部设有一圈第四环形凸起，第三环形和第四环形凸起均与外筒（302）内壁配合，内筒（301）顶面顶住卫星（5）底部，弹簧（303）设置于内筒（301）内，外筒（302）与内筒（301）的配合对弹簧（303）起导向的作用，内筒（301）的第三环形凸起与外筒（302）的第二环形凸起能控制弹簧（303）的行程。

7.根据权利要求1所述的六边形微小卫星分离解锁装置，其特征在于：拉紧解锁装置（2）包括支架（202）、记忆合金作动器（203）、拉簧（204）和摆杆组件，支架（202）固定在上隔板（101）底面，摆杆组件包括摆杆（201）、两个销轴（205）和两个轴承（206），摆杆（201）为7字形，其上设有三个圆孔，两个圆孔位于两端且错位，一个圆孔位于摆杆（201）杆身，与其底端的圆孔同轴，记忆合金作动器（203）固定在下隔板（102）上，其一端与摆杆（201）底端的圆孔间隙配合，限制摆杆（201）的运动，位于杆身的圆孔通过销轴（205）与支架（202）转动连接，位于顶端的圆孔中设有销轴（205），其两端分别套有两个轴承（206），轴承（206）压在卫星（5）结构上并紧锁卫星（5）Z方向；拉簧（204）一端固定在摆杆（201）上，另一端固定在适配器（1）上。

8.根据权利要求7所述的六边形微小卫星分离解锁装置，其特征在于：所述摆杆（201）上设置有减重槽。

9.根据权利要求1所述的六边形微小卫星分离解锁装置，其特征在于：承剪销（4）和销轴（205）尺寸较小，受力较大，采用钛合金加工。