CN110884694A - 一种可减小航天器包络的压紧释放机构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于航天飞行器领域的压紧释放机构，公开了一种可减小航天器包络的压紧释放机构，包括分离螺母或切割器、内板压紧杆和外板压紧杆；其中，分离螺母或切割器设于星体上；内板压紧杆穿设有内板，外板压紧杆穿设有外板，内板压紧杆与外板压紧杆通过销轴连接，可相对旋转，内板压紧杆还与分离螺母或切割器相连，在近外板外侧的外板压紧杆上套设有承力块，并螺旋有锁紧螺母，且通过锁紧螺母将内板和外板压紧在星体上。本发明由于内板压紧杆和外板压紧杆可相对折叠收纳在尾罩上，且无需提供额外的动力装置即可实现释放分离，所以，尾罩的长度较小。

Description

一种可减小航天器包络的压紧释放机构

技术领域

本发明涉及用于航天飞行器领域的压紧释放机构，具体涉及一种可减小航天器包络的压紧释放机构，该压紧释放机构用于在发射过程中，收拢压紧天线或太阳能帆板，并至进入预定轨道后，释放展开天线或太阳能帆板。

背景技术

基于航天器有限的运载包络尺寸限制，目前主流的设计是将大面积的工作阵面划分为多个子板，在发射阶段将子板折叠以减少包络尺寸，同时，在每个子板之间安装相应的展开机构，进入预定轨道后通过展开机构将各个子板拼接成工作阵面。该方法有效地减弱了运载包络尺寸的限制，一定程度上满足了大阵面航天器发射的任务要求。

同时，由于发射阶段星体振动剧烈，为了减小每块子板上的响应，保护航天器有效载荷，需要在各子板之间提供一定压紧力。进入预定轨道后，为了展开工作阵面再解除各子板之间的压紧力。该过程通过压紧释放机构实现。

现有的压紧释放机构一般是通过弹簧的复位提供各子板释放分离的驱动力，压紧杆的一端连于星体上，另一端通过螺旋有压紧螺母，将各子板压紧于星体上，并与弹簧相连，当火工品爆炸或者热刀切断绳索等方式解除对压紧杆的约束时，弹簧复位，驱使各子板释放分离。同时，为了保证安全，不允许有不可控的物体从航天器上脱离，因此还须设置尾罩以收纳释放后的压紧杆及弹簧组件，所以，压紧杆本身的长度以及弹簧组件的体位，导致尾罩长度较大，从而增大了航天器的包络线。

发明内容

为了解决上述因尾罩长度较大，从而导致航天器的包络线较大的问题，本发明提供了一种可减小航天器包络的压紧释放机构。

本发明的技术方案如下：

一种可减小航天器包络的压紧释放机构，包括分离螺母或切割器、内板压紧杆和外板压紧杆；

其中，所述的分离螺母或切割器设于星体上；

所述的内板压紧杆穿设有内板，所述的外板压紧杆穿设有外板，所述的内板压紧杆与所述的外板压紧杆通过销轴连接，可相对旋转，所述的内板压紧杆还与所述的分离螺母或切割器相连，在近所述的外板外侧的所述的外板压紧杆上套设有承力块，并螺旋有锁紧螺母，且通过所述的锁紧螺母将所述的内板和所述的外板压紧在星体上。

在本发明的一实施例，还包括用于架设所述的内板的内板套筒，所述的内板压紧杆穿设于所述的内板套筒，一端与所述的分离螺母或切割器相连，另一端与所述的外板压紧杆相连。

在本发明的一实施例，还包括用于架设所述的外板的外板套筒，所述的外板压紧杆穿设于所述的外板套筒，一端与所述的内板压紧杆相连，另一端套设有所述的承力块和螺旋有所述的锁紧螺母。

在本发明的一实施例，还包括尾罩，所述的尾罩设于所述的外板套筒上，用于收纳释放后的所述的内板压紧杆和所述的外板压紧杆。

在本发明的一实施例，所述的内板套筒与所述的外板套筒通过凹凸平滑曲面配合相嵌连接。

与现有技术相比，本发明的有益效果如下：

本发明将此前由一根细长的压紧杆压紧多块子板，分成为两根可旋转连接的内板压紧杆和外板压紧杆，然后分别在内板压紧杆和外板压紧杆架设内板和外板，因此，相比此前的一根细长的压紧杆直接收纳于尾罩，本发明的内板压紧杆和外板压紧杆可相对折叠收纳在尾罩上，所以，尾罩的长度较小，如图5所示，同时，由于内板压紧杆和外板压紧杆可旋转，当内板压紧杆的连接约束释放，随着内板相对于星体，外板相对于内板展开运动，内板压紧杆和外板压紧杆会形成一定角度，并随着外板继续运动，内板压紧杆可从内板内抽出，实现完全释放，因此，由于内板压紧杆和外板压紧杆可旋转式连接，无需提供额外的动力装置即可实现释放分离，所以，尾罩的长度可进一步缩小。

附图说明

图1为本发明实施例的一种可减小航天器包络的压紧释放机构在压紧状态的剖视图；

图2为本发明实施例的一种可减小航天器包络的压紧释放机构在分离螺母或切割器释放后的剖视图；

图3为本发明实施例的一种可减小航天器包络的压紧释放机构在内板压紧杆即将从内板中脱出的剖视图；

图4为本发明实施例的一种可减小航天器包络的压紧释放机构在内板及外板展开到位的剖视图；

图5为本发明实施例的一种可减小航天器包络的压紧释放机构对航天器包络线的影响示意图。

图中标记：1-星体、2-分离螺母或切割器、3-内板压紧杆、4-外板压紧杆、5-内板、51-内板套筒、6-外板、61-外板套筒、7-销轴、8-承力块、9-锁紧螺母、10-尾罩。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明。但是本发明能够以很多不同于在此描述的其他方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施的限制。

需要说明的是，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后......)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是焊接连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

参见图1～4所示，本发明的一实施例公开了一种可减小航天器包络的压紧释放机构，因受运载包络尺寸限制，通常将航天器上大阵面有效载荷分为多个子区域，在发射过程将各子区域相互叠置，进入预定轨道后再展开各子区域。本发明的压紧释放机构在发射过程用于压紧各子区域，进入预定轨道后压紧释放机构释放对各子区域的压紧作用，且释放过程不应当影响各子区域的展开。该压紧释放机构设有星体的外侧，设置的数量不限，以承载天线或太阳能帆板。

其包括分离螺母或切割器2、内板压紧杆3和外板压紧杆4；

其中，所述的分离螺母或切割器2设于星体1上，可由火工品爆炸或者热刀切断绳索等方式解除对内板压紧杆3的约束；

所述的内板压紧杆3穿设有内板5，所述的外板压紧杆4穿设有外板6，所述的内板压紧杆3与所述的外板压紧杆4通过销轴7连接，可相对旋转，所述的内板压紧杆3还与所述的分离螺母或切割器1相连，在近所述的外板6外侧的所述的外板压紧杆4上套设有承力块8，并螺旋有锁紧螺母9，且通过所述的锁紧螺母9将所述的内板5和所述的外板6压紧在星体1上。

星体入轨工作时，火工品爆炸或者热刀切断绳索等方式解除对内板压紧杆3的约束，此时，内板5相对于星体1以及外板6相对于内板5展开运动，内板压紧杆3和外板压紧杆4随着外板6的运动，在运动过程中，内板压紧杆3与外板压紧杆4会形成一定的角度，以适应内板5的空间约束，最后内板压紧杆3随外板压紧杆4完全脱出，并收纳于尾罩上，同时内板5和外板6分离、释放，并展开工作。

本发明将此前由一根细长的压紧杆压紧多块子板，分成为两根可旋转连接的内板压紧杆3和外板压紧杆4，然后分别在内板压紧杆3和外板压紧杆4架设内板5和外板6，因此，相比此前的一根细长的压紧杆直接收纳于尾罩，本发明的内板压紧杆3和外板压紧杆4可相对折叠收纳在尾罩上，所以，尾罩的长度较小，如图5所示，同时，由于内板压紧杆3和外板压紧杆4可旋转，当内板压紧杆3的连接约束释放，随着内板5相对于星体1，外板6相对于内板5展开运动，内板压紧杆3和外板压紧杆4会形成一定角度，并随着外板6继续运动，内板压紧杆3可从内板5内抽出，实现完全释放，因此，由于内板压紧杆3和外板压紧杆4可旋转式连接，无需提供额外的动力装置即可实现释放分离，所以，尾罩的长度可进一步缩小。

为了便于设置内板5和外板6，在本发明的另一实施例，可选择的还包括用于架设所述的内板5的内板套筒51，所述的内板压紧杆3穿设于所述的内板套筒51，一端与所述的分离螺母或切割器2相连，另一端与所述的外板压紧杆4相连。

且还可选的，还包括用于架设所述的外板6的外板套筒61，所述的外板压紧杆4穿设于所述的外板套筒61，一端与所述的内板压紧杆3相连，另一端套设有所述的承力块8和螺旋有所述的锁紧螺母9。

进一步优选，还包括尾罩10，所述的尾罩10设于所述的外板套筒61上，用于收纳释放后的所述的内板压紧杆3和所述的外板压紧杆4。

进一步优选，所述的内板套筒51与所述的外板套筒61通过凹凸平滑曲面配合相嵌连接。

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 (5)

1.一种可减小航天器包络的压紧释放机构，其特征在于，包括分离螺母或切割器、内板压紧杆和外板压紧杆；

其中，所述的分离螺母或切割器设于星体上；

所述的内板压紧杆穿设有内板，所述的外板压紧杆穿设有外板，所述的内板压紧杆与所述的外板压紧杆通过销轴连接，可相对旋转，所述的内板压紧杆还与所述的分离螺母或切割器相连，在近所述的外板外侧的所述的外板压紧杆上套设有承力块，并螺旋有锁紧螺母，且通过所述的锁紧螺母将所述的内板和所述的外板压紧在星体上。

2.根据权利要求1所述的压紧释放机构，其特征在于，还包括用于架设所述的内板的内板套筒，所述的内板压紧杆穿设于所述的内板套筒，一端与所述的分离螺母或切割器相连，另一端与所述的外板压紧杆相连。

3.根据权利要求2所述的压紧释放机构，其特征在于，还包括用于架设所述的外板的外板套筒，所述的外板压紧杆穿设于所述的外板套筒，一端与所述的内板压紧杆相连，另一端套设有所述的承力块和螺旋有所述的锁紧螺母。

4.根据权利要求3所述的压紧释放机构，其特征在于，还包括尾罩，所述的尾罩设于所述的外板套筒上，用于收纳释放后的所述的内板压紧杆和所述的外板压紧杆。

5.根据权利要求3所述的压紧释放机构，其特征在于，所述的内板套筒与所述的外板套筒通过凹凸平滑曲面配合相嵌连接。

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