CN112591142A - 一种适用于柔性航天器的收纳装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种适用于柔性航天器的收纳装置，将柔性航天器与数传及电源系统分离安装，将柔性航天器收纳于一个收纳盒中，然后通过过渡板将收纳盒与数传及电源系统进行安装，实现了柔性航天器的收纳，同时利于柔性航天器的展开。

Description

一种适用于柔性航天器的收纳装置
技术领域
本发明属于柔性航天器结构设计领域，特别涉及一种适用于柔性航天器的收纳装置。
背景技术
柔性航天器是一种以柔性薄膜结构为主题的新型航天器，具有面积大、质量轻、易于收展等优点，在航天任务中具有广阔的应用前景，特别是在空间碎片/微纳卫星快速离轨技术方面的应用具有紧迫性，截止目前为止，国内外未见到柔性球类航天器结构的公开报道，柔性航天器的折叠收纳固定是确保其顺利工作的前提，然而与以往非柔性航天器不同，柔性航天器由于其材料的固有柔性属性，在安装与发射阶段的固定收纳成为一个亟待解决的问题。目前尚未存在一种结构能够在安装与发射阶段固定收纳柔性航天器。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的是提供了一种适用于柔性航天器的收纳装置。本发明在基于柔性航天器展开收纳概念的基础上，提出了一种适用于柔性航天器的收纳装置，不仅解决了柔性航天器的安装固定、同时通过配合固定于运载上面级的收纳盒结构解决了柔性航天器的收纳问题。
一种适用于柔性航天器的收纳装置，包括过渡板结构、柔性航天器收纳盒和压紧与释放机构；其中，柔性航天器置于柔性航天器收纳盒内，数传及电源系统和柔性航天器分别固定在过渡板结构的两面；压紧与释放机构将柔性航天器收纳盒固定安装在过渡板结构上，并实现柔性航天器收纳盒与过渡板结构的分离；
其中，所述柔性航天器收纳盒为一无顶盖的立方体结构，柔性航天器收纳盒开口端面向外延伸形成安装面，用于安装压紧与释放机构；所述安装面上设有第一安装孔及周围均匀分布的四个螺纹孔，用于安装压紧与释放机构中的压紧机构；在第一安装孔两侧分别设有一个第二安装孔及周围均匀分布的四个螺纹孔，用于安装压紧与释放机构中的释放机构；所述安装面上还设有星箭分离开关安装孔及其周围均匀分布的两个螺纹孔，用于固定星箭分离开关；所述安装面上两个顶角上分别设有一个锥销；柔性航天器收纳盒外侧面与安装面所形成的夹角处设有加强筋板结构；所述柔性航天器收纳盒外侧面的底部向外延伸形成挂耳机构。
较佳地，所述压紧与释放机构包括一个压紧机构和安装在压紧机构两侧的释放机构，所述释放机构采用弹簧顶杆机构；
其中压紧机构包括锁紧螺母、电爆螺栓和螺栓收集盒,锁紧螺母固定在过渡板结构上；螺栓收集盒通过第一安装孔周围的螺纹孔安装在所述柔性航天器收纳盒上；电爆螺栓位于螺栓收集盒内，穿过柔性航天器收纳盒上的第一安装孔和过渡板结构，与锁紧螺母固定；
弹簧顶杆机构包括T型顶杆、弹簧和弹簧帽；其中，弹簧帽通过第二安装孔周围的四个螺纹与所述柔性航天器收纳盒固定；T型顶杆位于弹簧帽内，顶杆部分穿过航天器收纳盒的第二安装孔与过渡板结构抵触，横面抵触在所述弹簧的一端，弹簧的另一端抵触在弹簧帽内。
较佳地，所述锁紧螺母为2个，均套在电爆螺栓上。
较佳地，所述螺栓收集盒的底部设有收口，收口大小仅允许部分电爆螺栓穿过。
较佳地，所述弹簧的参数依据柔性航天器的分离速度要求，计算出分离时所需要的推力大小，进而依据推力的大小选型确定弹簧的参数。
较佳地，所述过渡板结构为长方形平板结构，过渡板结构的中心位置设有一圈沉头光孔，用于安装数传及电源系统；过渡板结构的两个长边方向上分别设有一排通孔，用于安装柔性航天器装置；过渡板结构以其与长边平行的轴线为轴，将过渡板分为上、下两侧；以其与短边平行的轴线为轴，将过渡板结构分为左、右两侧；电连接器矩形安装孔和穿线槽分别设置在过渡板的上、下两侧；两套分离开关装置分别设置在过渡板结构的左、右两侧，且两套分离开关装置与穿线槽属于同一侧；过渡板结构的四条边线上还设有缆绑扎孔。过渡板结构上还设有用于安装压紧与释放装置，且与第一安装孔位置对应的第三安装孔，过渡板结构的四角设有与柔性航天器收纳盒上的锥销相互配合的倒锥孔；第三安装孔的周围设有四个螺纹孔，用于安装螺母收集盒。
较佳地，所述线缆绑扎孔为凹字形结构孔，即由两个相互连通的通孔构成。
较佳地，所述第三安装孔为倒阶梯型孔。
较佳地，所述第一安装孔、第二安装孔均为倒阶梯型孔。
有益效果：
1、由于现有技术基本是采用非柔性航天器，其结构本身具有一定的刚性，不会发生位移变化，非柔性航天器装置与其数传及电源系统安装固定后体积不会再发生变化，故通常二者集成在一个盒子里即可。但本发明由于采用的是柔性航天器，因其本身固有柔性，需要在安装后对其进行收纳固定，而若采用现有技术，将其固定在一个盒子里，则无法实现柔性航天器的展开，为此本发明提供了一种用于柔性航天器的收纳装置，不仅解决了柔性航天器的安装固定、同时通过配合固定于运载上面级的收纳盒结构解决了柔性航天器的收纳问题。
2、本发明利用了电爆螺栓的紧固连接，以及弹簧顶杆机构中的弹簧和T型顶杆之间的配合，实现了柔性航天器的收纳压紧与同步解锁释放功能，确保柔性航天器的分离姿态稳定；同时，通过改变弹簧参数可获得不同的星箭相对分离速度，具有结构简单、供电需求小、可靠性高的优点。
3、本发明通过在过渡板结构和柔性航天器收纳盒上设置倒阶梯孔，有效的限制了锁紧螺母和T型顶杆的范围，避免了由于释放时锁紧螺母和T型顶杆甩出而造成的次生灾害。
附图说明
图1是本发明适用于柔性航天器收纳装置的示意图。
图2是本发明所涉及柔性航天器收纳盒结构示意图。
图3是本发明所涉及压机与释放机构示意图。
图4是本发明所涉及过渡板结构示意图。
图5是本发明所涉及线缆绑扎孔的截面图。
图6是本发明所涉及收纳装置收纳示意图。
其中，1—第一安装孔；2—第二安装孔；3—星箭分离开关安装孔；4—加强筋板结构；5—挂耳机构；6—锁紧螺母；7—电爆螺栓；8—螺栓收集盒；9—T型顶杆；10—数传及电源系统；11—弹簧；12—弹簧帽；13—沉头光孔；14—通孔；15—矩形安装孔；16—穿线槽；17—分离开关装置；18—线缆绑扎孔；19—第三安装孔；20—过渡板；21—倒锥孔；22—螺纹孔；23—螺母收集盒；24—锥销；30—柔性航天器收纳盒；40—柔性航天器装置；50—压紧与释放机构；50-1—压紧机构；50-2—弹簧顶杆机构；
具体实施方式
下面结合附图及实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提出了一种适用于柔性航天器的收纳装置，如图1所示，包括过渡板结构20、柔性航天器收纳盒30和两组压紧与释放机构50；其中，过渡板结构20为一平板结构，作为柔性航天器的分离部分；柔性航天器收纳盒30为一盒装结构，作为与运载箭体的连接不分离部分。两组压紧与释放机构50安装柔性航天器收纳盒30上，过渡板20与柔性航天器收纳盒30的开口面完全贴合形成柔性航天器的收纳装置。
其中，如图2所示，柔性航天器收纳盒30为一无顶盖的立方体结构，作为柔性航天器与运载箭体的连接不分离部分，其柔性航天器收纳盒30的其中两个相对侧面的顶部向外延伸形成安装面，用于安装压紧与释放机构50。每个安装面上设有用于安装压紧与释放机构50中压紧机构的第一安装孔1及其周围均布有4个螺纹通孔，在第一安装孔两侧分别设有一个用于安装释放机构的第二安装孔2及其周围均布有4个螺纹通孔，本发明采用的释放机构为弹簧顶杆机构50-2，以及用于安装星箭分离开关的星箭分离开关安装孔3。为了避免形成次生灾害，第一安装孔1和第二安装孔2均为倒阶梯型孔；安装面上还设有用于固定星箭分离开关的星箭分离开关安装孔3及其周围均匀分布两个螺纹孔。安装面上两个顶角上分别设有一个锥销24。为了能够提高柔性航天器收纳盒30机构强度，在柔性球航天器收纳盒30的盒体部分与各安装面所形成的夹角处分别设有3组加强筋板结构4以提高整体结构强度。柔性球航天器收纳盒30底部分别沿安装面的延伸方向向外延伸，并分别形成2组挂耳机构5来完成柔性航天器与运载箭体之间的连接固定。
如图6所示，压紧与释放机构50包括一个压紧机构50-1和安装在压紧机构50-1两侧的弹簧顶杆机构；如图3所示，压紧机构包括锁紧螺母6、电爆螺栓7和螺栓收集盒8。锁紧螺母6固定在过渡板结构20上；本发明中采用两个锁紧螺母相互叠加，实现相互预紧防松；压紧机构中的电爆螺栓7穿过柔性航天器收纳盒30的第一安装孔1且与锁紧螺母6固定，实现过渡板结构20和柔性航天器收纳盒30相互压紧。螺栓收集盒8为顶部无盖且向两侧延伸形成挂耳，用于在电爆螺栓解体后收集解体后的电爆螺栓。螺栓收集盒8通过第一安装孔1周围的螺纹孔安装在所述柔性航天器收纳盒30的下侧，且较佳地，底部可设为一收口结构，实现对解体后的电爆螺栓的位置进行固定。电爆螺栓7和位于螺栓收集盒8内侧且部分螺栓穿过螺栓收集盒8的收口。弹簧顶杆机构50-2包括T型顶杆9、弹簧(11)和弹簧帽12，每个安装面上有两个弹簧顶杆机构50-2。每个弹簧顶杆机构的结构为：弹簧帽12与柔性航天器收纳盒30通过第二安装孔2周围的四个螺纹孔固定在柔性航天器收纳盒30上；T型顶杆9位于弹簧帽12内，顶杆部分穿过航天器收纳盒30的第二安装孔2与过渡板结构20抵触，横面抵触在所述弹簧11的一端，弹簧11的另一端抵触在弹簧帽12内。当过渡板结构20和柔性航天器收纳盒30相互压紧时，T型顶杆9压紧弹簧，并置于弹簧帽12内。T型顶杆9和柔性航天器收纳盒(30)上的倒阶梯孔配合将弹簧11限定在倒阶梯孔和弹簧帽内，确保柔性航天器顺利解锁释放的同时避免结构件自由飞出带来次生灾害。
过渡板结构20为具有一定厚度的平板结构，如图4所示，过渡板结构20的中心位置设有一圈与数传及电源系统10大小相匹配的沉头光孔13，数传及电源系统10通过沉头螺钉与沉头光孔13的配合固定在过渡板结构20的上方中心位置。过渡板结构20的两个长边方向上分别设有一排通孔14，用于安装柔性航天器装置40；过渡板结构20以其与长边平行的轴线为轴，将过渡板分为上、下两侧；连接器矩形安装孔15和穿线槽16分别设置在过渡板的上、下两侧；电连接器矩形安装孔15用于安装电连接器；过渡板结构20的四条边线上还设有缆绑扎孔18，即：过渡板结构20的短边方向上，一侧设有一排线缆绑扎孔18，另一侧设有两排线缆绑扎孔18，两个长边方向上分别设有一排线缆绑扎孔18，如图5所示，线缆绑扎孔18为凹字形结构孔，具体结构为：线缆绑扎孔18由两个通孔构成，且两个通孔之间所间隔的板子厚度小于过渡板结构20。线缆穿过线缆绑扎孔18实现固定。过渡板结构20上的线缆绑扎孔18排布的原因在于：由于数传及电源系统10为一长方体结构，其前面、后面以及其中一个侧面上均设有电连接器，故数传及电源系统10前面和后面所对应的过渡板结构20上两长边方向需分别设有一排线缆绑扎孔18用以走线。数传及电源系统10上设有电连接器的侧面所对应的过渡板结构20的短边方向上设有一排线缆绑扎孔18，用以走线；过渡板结构20以其与短边平行的轴线为轴，将过渡板分为左、右两侧；过渡板结构20左右两侧对称设有两套分离开关装置17，且两套分离开关装置17与穿线槽16属于同一侧；为了保证分离开关装置17与数传及电源系统10通电，需要在分离开关装置17与电连接器矩形安装孔15和穿线槽16之间沿过渡板的长边和短边方向设置一排线缆绑扎孔18。但由于两个长边方向上已设有一排线缆绑扎孔18，为了节省空间，仅需在短边方向上分别设置一排线缆绑扎孔18即可。过渡板左右两侧还设有与第一安装孔1对应的第三安装孔19,用于固定锁紧螺母6；过渡板结构20的四角分别设有倒锥孔21，用于与航天器收纳盒30上的锥销相互配合，确保定位精度保证柔性航天器的顺利释放。为了避免电爆螺栓分离后部分螺母自由飞出带来次生灾害，左右两侧的第三安装孔19的周围设有的有四个螺纹孔22，用以在过渡板结构20的上面安装电爆螺栓分离螺母部分的螺母收集盒(23)；
工作原理：
首先根据柔性航天器的分离速度要求，计算出分离时所需要的推力大小，进而依据推力的大小选型确定弹簧的参数。柔性航天器处于收纳状态时，如图6所示，将过渡板结构20上的倒锥孔21与柔性航天器收纳盒30上的锥销24完全配合实现压紧定位，通过电爆螺栓7锁紧固定过渡板结构20和柔性航天器收纳盒30完成柔性航天器的收纳。此时弹簧11处于压缩状态，弹簧11的恢复力通过T型顶杆9施加在过渡板结构20的底部。电爆螺栓7跟运载火箭的同一根电缆连接在一起；当柔性航天器到达预定轨道时，运载火箭供电，火箭向电爆螺栓7提供电信号，引爆电爆螺栓7，此时两组电爆螺栓7同时解锁，固定有柔性航天器的过渡板结构20在四组弹簧顶杆机构50-2的作用下从柔性航天器收纳盒30分离实现柔性航天器的释放，此时分离开关装置17在分离后通电，并将分离信号传回数传及电源系统10。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种适用于柔性航天器的收纳装置，其特征在于，包括过渡板结构(20)、柔性航天器收纳盒(30)和压紧与释放机构(50)；其中，柔性航天器(40)置于柔性航天器收纳盒(30)内，数传及电源系统(10)和柔性航天器(40)分别固定在过渡板结构(20)的两面；压紧与释放机构(50)将柔性航天器收纳盒(30)固定安装在过渡板结构(20)上，并实现柔性航天器收纳盒(30)与过渡板结构(20)的分离；
其中，所述柔性航天器收纳盒(30)为一无顶盖的立方体结构，柔性航天器收纳盒(30)开口端面向外延伸形成安装面，用于安装压紧与释放机构(50)；所述安装面上设有第一安装孔(1)及周围均匀分布的四个螺纹孔，用于安装压紧与释放机构(50)中的压紧机构；在第一安装孔(2)两侧分别设有一个第二安装孔(2)及周围均匀分布的四个螺纹孔，用于安装压紧与释放机构(50)中的释放机构；所述安装面上还设有星箭分离开关安装孔(3)及其周围均匀分布的两个螺纹孔，用于固定星箭分离开关；所述安装面上两个顶角上分别设有一个锥销(24)；柔性航天器收纳盒(30)外侧面与安装面所形成的夹角处设有加强筋板结构(4)；所述柔性航天器收纳盒(30)外侧面的底部向外延伸形成挂耳机构(5)。
2.如权利要求1所述的收纳装置，其特征在于，所述压紧与释放机构(50)包括一个压紧机构(50-1)和安装在压紧机构(50-1)两侧的释放机构，所述释放机构采用弹簧顶杆机构(50-2)；
其中压紧机构(50-1)包括锁紧螺母(6)、电爆螺栓(7)和螺栓收集盒(8),锁紧螺母(6)固定在过渡板结构(20)上；螺栓收集盒(8)通过第一安装孔(1)周围的螺纹孔安装在所述柔性航天器收纳盒(30)上；电爆螺栓(7)位于螺栓收集盒(8)内，穿过柔性航天器收纳盒(30)上的第一安装孔(1)和过渡板结构(20)，与锁紧螺母(6)固定；
弹簧顶杆机构(50-2)包括T型顶杆(9)、弹簧(11)和弹簧帽(12)；其中，弹簧帽(12)通过第二安装孔(2)周围的四个螺纹与所述柔性航天器收纳盒(30)固定；T型顶杆(9)位于弹簧帽(12)内，顶杆部分穿过航天器收纳盒(30)的第二安装孔(2)与过渡板结构(20)抵触，横面抵触在所述弹簧(11)的一端，弹簧(11)的另一端抵触在弹簧帽(12)内。
3.如权利要求2所述的收纳装置，其特征在于，所述锁紧螺母(6)为2个，均套在电爆螺栓(7)上。
4.如权利要求2所述的收纳装置，其特征在于，所述螺栓收集盒(8)的底部设有收口，收口大小仅允许部分电爆螺栓(7)穿过。
5.如权利要求2所述的收纳装置，其特征在于，所述弹簧(11)的参数依据柔性航天器的分离速度要求，计算出分离时所需要的推力大小，进而依据推力的大小选型确定弹簧的参数。
6.如权利要求1至5所述的任意一个收纳装置，其特征在于，所述过渡板结构(20)为长方形平板结构，过渡板结构(20)的中心位置设有一圈沉头光孔(13)，用于安装数传及电源系统(10)；过渡板结构(20)的两个长边方向上分别设有一排通孔(14)，用于安装柔性航天器装置(40)；过渡板结构(20)以其与长边平行的轴线为轴，将过渡板分为上、下两侧；以其与短边平行的轴线为轴，将过渡板结构分为左、右两侧；电连接器矩形安装孔(15)和穿线槽(16)分别设置在过渡板的上、下两侧；两套分离开关装置(17)分别设置在过渡板结构的左、右两侧，且两套分离开关装置(17)与穿线槽(16)属于同一侧；过渡板结构(20)的四条边线上还设有缆绑扎孔(18)。过渡板结构(20)上还设有用于安装压紧与释放装置，且与第一安装孔(1)位置对应的第三安装孔(19),过渡板结构(20)的四角设有与柔性航天器收纳盒(30)上的锥销相互配合的倒锥孔(21)；第三安装孔(19)的周围设有四个螺纹孔(22)，用于安装螺母收集盒(23)。
7.如权利要求6所述的收纳装置，其特征在于，所述线缆绑扎孔(18)为凹字形结构孔，即由两个相互连通的通孔构成。
8.如权利要求6所述的收纳装置，其特征在于，所述第三安装孔(19)为倒阶梯型孔。
9.如权利要求1至7所述的收纳装置，其特征在于，所述第一安装孔(1)、第二安装孔(2)均为倒阶梯型孔。
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