CN113753270A - 一种宽温域高刚度静定式压紧系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航天器技术领域，公开了一种宽温域高刚度静定式压紧系统，用于对航天器本体上的被压紧机构进行压紧，包括固定压紧装置、至少两个并位于固定压紧装置两侧的浮动压紧装置，所述浮动压紧装置用于限制被压紧机构的两个平动自由度和三个转动自由度，并调整被压紧机构热变形方向的伸缩；所述固定压紧装置用于限制全部六个自由度；所述浮动压紧装置包括滑槽支架、设置在所述滑槽支架上的固连法兰和第一压紧组件，所述固定压紧装置包括固连支架、设置在固连支架上的第二压紧组件，所述固连法兰和固连支架分别安装在被压紧机构上，第一压紧组件和第二压紧组件两者安装在航天器本体上。本发明具有高刚度、高基频的特点，对高低温环境适应能力强。

Description

一种宽温域高刚度静定式压紧系统

技术领域

本发明涉及航天器技术领域，更具体的说，特别涉及一种宽温域高刚度静定式压紧系统。

背景技术

航天器机构在发射至入轨过程中，受到火箭运载包络尺寸的限制，普遍采用先收拢压紧、入轨后再展开释放的方式。为保证机构可靠压紧以承受火箭发射段的恶劣振动条件，需要将机构产品安装在航天器结构板上，通过压紧装置将机构与结构板实施连接。此外，机构压紧状态需具有足够的压紧刚度，以避免机构压紧状态基频与整器耦合，进而导致机构振动响应过大而破坏。因此，对于大尺寸机构，往往需要在多个位置点进行压紧，即增加压紧装置数量，构成超静定的压紧系统，整个压紧系统成为具有多余约束的几何不变结构体系，从而尽可能的提高压紧刚度。

由于机构产品的热膨胀系数与航天器本体结构的热膨胀系数一般均存在显著差别，航天器在轨飞行过程中，受太空高低温交变的温度环境影响，会在压紧装置位置产生热应力，压紧装置的数量越多，多余约束也就越多，造成超静定压紧系统热应力越难于释放，热应力的危害也就越难以消除。

随着机构尺寸的增加、深低温或高温交变幅度的增大，都会进一步增加压紧热应力。我国首次火星探测任务的低温为-130℃，而月球南极探测任务的环境可低至-200℃，而高温仍可达80℃，上述宽温域的高低温恶劣条件，对大尺寸机构的可靠压紧构成了严重威胁，甚至造成热应力破坏，从而导致机构功能无法顺利实现，对整个系统探测任务造成无法挽回的损失。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术存在的技术问题，提供一种宽温域高刚度静定式压紧系统，整体结构简单、功能可靠，并实现了高刚度压紧，又能释放热应力，对高低温交变环境适应能力强。

为了解决以上提出的问题，本发明采用的技术方案为：

本发明提供一种宽温域高刚度静定式压紧系统，用于对航天器本体上的被压紧机构进行压紧，包括固定压紧装置、至少两个并位于所述固定压紧装置两侧的浮动压紧装置，所述浮动压紧装置用于限制被压紧机构的两个平动自由度和三个转动自由度，并调整被压紧机构热变形方向的伸缩；所述固定压紧装置用于限制被压紧机构的全部六个自由度；

所述浮动压紧装置包括滑槽支架、设置在所述滑槽支架上的固连法兰和第一压紧组件，所述固定压紧装置包括固连支架、设置在所述固连支架上的第二压紧组件，所述固连法兰和所述固连支架分别安装在被压紧机构上，所述第一压紧组件和第二压紧组件两者安装在航天器本体上。

进一步的，所述第一压紧组件和第二压紧组件两者都包括压紧支座、压紧杆、切割器、盖板和盖板支架，所述压紧支座安装在航天器本体上，所述压紧杆的中部设置在对应的所述滑槽支架和所述固连支架上；所述压紧杆的一端安装切割器并设置在所述压紧支座上，另一端设置有盖板；所述盖板还设置在盖板支架上，两者之间转动配合。

进一步的，所述固连法兰包括连接板、设置在所述连接板上的双耳片；所述滑槽支架包括呈垂直设置的第一支架和第二支架、位于所述第一支架侧面的安装凸部，所述第二支架的端部设置有与所述双耳片滑动配合的滑槽，所述安装凸部上设置有安装所述压紧杆的安装通孔。

进一步的，所述第一压紧组件和第二压紧组件还包括预紧螺母，所述压紧杆的两端部分别设置有预紧螺母。

进一步的，所述第一压紧组件和第二压紧组件还包括防逃帽，所述防逃帽设置在所述盖板上并位于所述预紧螺母的外表面。

进一步的，所述第一压紧组件和第二压紧组件还包括连接所述盖板和盖板支架的扭簧。

进一步的，所述盖板包括相互连接的连接部和弯曲部，所述连接部设置在对应的滑槽支架和固连支架上，所述弯曲部的端部铰接在所述盖板支架上。

进一步的，所述滑槽支架与固连法兰之间的滑动面涂覆有润滑涂层。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

本发明通过多个浮动压紧装置及固定压紧装置组成了静定式结构，即采用单向浮动压紧装置释放热应力，并通过多个浮动压紧装置和固定压紧装置的耦合作用达到高刚度压紧效果，在热变形方向上不存在多余约束，完全消除了热应力，解决了高低温环境导致的大尺寸机构压紧状态的热应力破坏难题，整体结构简单、功能可靠，并实现了高刚度压紧，又能释放热应力，对高低温交变环境适应能力强。

附图说明

为了更清楚地说明本发明中的方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作一个简单介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。其中：

图1为本发明宽温域高刚度静定式压紧系统的结构示意图。

图2为本发明中浮动压紧装置的结构示意图。

图3为本发明中固定压紧装置的结构示意图。

图4为本发明中浮动压紧装置的主视图。

图5为本发明中固定压紧装置的主视图。

图6为本发明中滑槽支架的结构示意图。

图7为本发明中固连法兰的结构示意图。

图8为本发明宽温域高刚度静定式压紧系统的实施例图。

图9为本发明宽温域高刚度静定式压紧系统的另一实施例图。

附图标记说明如下：1-压紧支座、2-压紧杆、3-预紧螺母、4-切割器、5-防逃帽、6-盖板、7-盖板支架、8-扭簧、10-被压紧机构、20-航天器本体、100-浮动压紧装置、200-固定压紧装置、101-固连法兰、102-滑槽支架、201-固连支架、11-第一支架、12-第二支架、13-安装凸部、121-滑槽、131-安装通孔、21-安装板、22-支架、30-连接杆、61-连接部、62-弯曲部。

具体实施方式

除非另有定义，本文所使用的所有技术和科学术语与属于本发明技术领域的技术人员通常理解的含义相同；本文在说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明，例如，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置为基于附图所示的方位或位置，仅是便于描述，不能理解为对本技术方案的限制。

本发明的说明书和权利要求书及上述附图说明中的术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含；本发明的说明书和权利要求书或上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。本发明的说明书和权利要求书及上述附图说明中，当元件被称为“固定于”或“安装于”或“设置于”或“连接于”另一个元件上，它可以是直接或间接位于该另一个元件上。例如，当一个元件被称为“连接于”另一个元件上，它可以是直接或间接连接到该另一个元件上。

此外，在本文中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本发明的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域技术人员显式地和隐式地理解的是，本文所描述的实施例可以与其它实施例相结合。

参阅图1所示，本发明提供一种宽温域高刚度静定式压紧系统，用于对航天器本体20上的被压紧机构10进行压紧，包括至少两个浮动压紧装置100及固定压紧装置200，两个所述浮动压紧装置100位于所述固定压紧装置200的两侧。

多个对偶的浮动压紧装置100及一个固定压紧装置200组成了静定式压紧系统，通过浮动压紧装置100可限制被压紧机构10的两个平动自由度和三个转动自由度，不限制被压紧机构10热变形方向的伸缩，即调整被压紧机构10热变形方向的伸缩；而固定压紧装置200将被压紧机构10的6个自由度全部限制，从而既能够可靠地对被压紧机构10实现压紧，又可释放热应力。

如图2～图5所示，所述浮动压紧装置100包括滑槽支架102、设置在所述滑槽支架102上的固连法兰101和第一压紧组件；所述固定压紧装置200包括固连支架201、设置在所述固连支架201上的第二压紧组件。所述固连法兰101和所述固连支架201分别安装在被压紧机构10上，所述第一压紧组件和第二压紧组件安装在航天器本体20上。

所述第一压紧组件和第二压紧组件两者的结构相同，并都包括压紧支座1、压紧杆2、切割器4、盖板6和盖板支架7，所述压紧支座1安装在航天器本体20上，所述压紧杆2的中部设置在对应的所述滑槽支架102和所述固连支架201上。所述压紧杆2的一端安装切割器4并设置在所述压紧支座1上，另一端设置有盖板6。所述盖板6还设置在盖板支架7上，两者之间转动配合。具体的，由于所述浮动压紧装置100和固定压紧装置200上分别设置有结构相同的第一压紧组件和第二压紧组件，因此两组压紧组件对应的压紧杆2分别设置在对应的滑槽支架102和所固连支架201上。

如图6所示，所述固连法兰101包括连接板111、设置在所述连接板111上的双耳片112，通过连接板111安装在被压紧机构10上，用于提供对外的压紧接口，通过双耳片112与滑槽支架102滑动配合。

如图7所示，所述滑槽支架102包括呈垂直设置的第一支架11和第二支架12、位于所述第一支架11侧面的安装凸部13，所述第二支架12的端部设置有与所述双耳片112滑动配合的滑槽121，所述安装凸部13上设置有安装所述压紧杆2的安装通孔131。具体的，所述滑槽121采用C型开口滑槽，方便安装和连接，其形状可以根据实际需要进行调整。

所述滑槽支架102通过滑槽121穿插于固连法兰101的双耳片112上，与所述固连法兰101之间为间隙配合，所述固连法兰101可与滑槽支架102产生相对滑动，但被压紧机构10其余的2个平动及3个转动自由度，都被滑槽支架102限制。所述滑槽支架102的安装凸部13上设置第一压紧组件，用于将被压紧机构10压紧在所述航天器本体20上。

进一步的，所述滑槽支架102与固连法兰101之间的滑动面涂覆有润滑涂层，用于减小摩擦阻力并防止真空冷焊现象。具体的，所述润滑涂层采用干膜润滑涂层，也可以采用其它能实现润滑的涂层。

进一步的，继续参阅图5所示，所述固连支架201为L型结构，包括呈垂直设置的安装板21和支架22，所述安装板21与被压紧机构10相固定连接，所述支架22的端部设置所述第二压紧组件。具体的，所述支架22的端部也设置有安装部，所述安装部上也设置有安装所述压紧杆2的安装孔。

进一步的，继续参阅图4和图5所示，所述第一压紧组件和第二压紧组件两者还包括预紧螺母3和防逃帽5，所述压紧杆2的两端部分别设置有预紧螺母3，用于对所述压紧杆2进行锁紧固定在所述压紧支座1上。所述预紧螺母3的外表面设置有防逃帽5，所述防逃帽5位于所述盖板6上，用于防止压紧杆2被切断后产生不受控的逃逸运动。

具体的，所述压紧杆2一端的预紧螺母3将所述盖板6压紧固定在对应的滑槽支架102和固连支架201上，另一端的预紧螺母3将压紧杆2固定在所述压紧支座1上。所述切割器4位于对应的滑槽支架102与所述压紧支座1、或固连支架201与所述压紧支座1之间。

进一步的，所述第一压紧组件和第二压紧组件两者还包括扭簧8，用于连接所述盖板6和盖板支架7，在压紧杆2被切断，通过扭簧8来驱动盖板6转动。

进一步的，所述盖板6包括相互连接的连接部61和弯曲部62，所述连接部61设置在对应的滑槽支架102和固连支架201上，并通过预紧螺母3进行压紧固定，所述弯曲部62的端部铰接在所述盖板支架7上，实现转动配合。具体的，所述弯曲部62弯曲的角度可以根据实际需要进行调整，便于安装和连接，并使得整体结构紧凑。

本实施例的浮动压紧装置100中，所述压紧杆2由上至下依次穿过盖板6、滑槽支架102的安装凸部13、切割器4的中心孔及压紧支座1。通过预紧螺母3对压紧杆2的两端部施加预紧载荷，从而将滑槽支架102紧密压紧在压紧支座1上，进而通过滑槽支架102对固连法兰101实施单向浮动压紧，固连法兰101仅能沿滑槽121产生单向位移，其余自由度都被压紧限制。需要解锁时，切割器4切断压紧杆2，通过扭簧8驱动盖板6转动，从而通过盖板6的转动带走被切断的压紧杆2，同时解除滑槽支架102与压紧支座1的连接。

本实施例的固定压紧装置200中，所述压紧杆2由上至下分别穿过盖板6、固连支架201的安装部、切割器4的中心孔以及压紧支座1。也通过预紧螺母3对压紧杆2施加预紧载荷，从而将固连支架201紧密压紧在压紧支座1上，进而将被压紧机构10的自由度都压紧限制。需要解锁时，通过切割器4切断压紧杆2，扭簧8驱动盖板6转动，从而通过盖板6的转动带走被切断的压紧杆2，同时解除固连支架201与压紧支座1的连接。

继续参阅图1所示，本实施例中采用一个固定压紧装置200布置在被压紧机构10的中间位置，而两个浮动压紧装置100对称布置在被压紧机构10的两端。

上述中，一个固定压紧装置200与对称布置的浮动压紧装置100组成了容许热变形的静定式压紧系统。被压紧机构10发生热变形方向的预紧力，完全由固定压紧装置200提供，即在热变形方向上不存在多余约束。在温度变化的情况下，由于固定压紧装置200约束被压紧机构10的所有自由度，被压紧机构10的热变形将分别向两端线性增加，并对称分布于固定压紧装置200上，而固定压紧装置200位置的热应力为零。通过浮动压紧装置100的固连法兰101与滑槽支架102的相对滑动，容许被压紧机构10的热变形，从而完全消除了热应力。

本实施例中，可根据热变形数值改变固连法兰101与滑槽支架102的配合长度，从而增大能够适应的温度范围，既能应用于高温环境，也可应用于低温环境。因此，该静定式压紧系统具有对宽温域高低温交变环境适应能力强的显著特点。

如图8所示为多浮动压紧装置100的静定式压紧系统应用实例示意图，当被压紧机构10的尺寸过长时，可在固定压紧装置200与端部浮动压紧装置100之间，再对称增加浮动压紧装置100。通过增加浮动压紧装置100的数量进一步提高压紧刚度，而不会导致额外的热应力问题，从而整体上达到了宽温域条件下的高刚度压紧效果。

如图9所示为2件被压紧机构10通过连接杆30连接，并通过2个静定式压紧系统组合应用，从而可靠地实现压紧。

本实施例中，所述浮动压紧装置100采用对偶设置即为双数设置，并与所述固定压紧装置200组成了静定式结构，所述浮动压紧装置100可以关于所述固定压紧装置200对称布置也可以不对称，若采用对称布置，则固定压紧装置200两侧被压紧机构10部分的模态基频(即体现压紧刚度的高低)相同，并可以同时提高；若采用不对称布置，则被压紧机构10两侧的模态基频也能提高，但会一侧高、一侧低，导致整个被压紧机构10的基频表现为较低一侧的基频。因此本实施例中，对偶的浮动压紧装置100关于所述固定压紧装置200采用对称布置，从而提高被压紧机构10的压紧刚度。

本发明提供的宽温域高刚度静定式压紧系统，具有高刚度、高基频的特点，对高低温环境适应能力强，尤其适用于大尺寸的航天器机构产品压紧。

上述实施例为本发明较佳的实施方式，但本发明的实施方式并不受上述实施例的限制，其他的任何未背离本发明的精神实质与原理下所作的改变、修饰、替代、组合、简化，均应为等效的置换方式，都包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种宽温域高刚度静定式压紧系统，用于对航天器本体上的被压紧机构进行压紧，其特征在于：包括固定压紧装置、至少两个并位于所述固定压紧装置两侧的浮动压紧装置，所述浮动压紧装置用于限制被压紧机构的两个平动自由度和三个转动自由度，并调整被压紧机构热变形方向的伸缩；所述固定压紧装置用于限制被压紧机构的全部六个自由度；

所述浮动压紧装置包括滑槽支架、设置在所述滑槽支架上的固连法兰和第一压紧组件，所述固定压紧装置包括固连支架、设置在所述固连支架上的第二压紧组件，所述固连法兰和所述固连支架分别安装在被压紧机构上，所述第一压紧组件和第二压紧组件两者安装在航天器本体上。

2.根据权利要求1所述的宽温域高刚度静定式压紧系统，其特征在于：所述第一压紧组件和第二压紧组件两者都包括压紧支座、压紧杆、切割器、盖板和盖板支架，所述压紧支座安装在航天器本体上，所述压紧杆的中部设置在对应的所述滑槽支架和所述固连支架上；所述压紧杆的一端安装切割器并设置在所述压紧支座上，另一端设置有盖板；所述盖板还设置在盖板支架上，两者之间转动配合。

3.根据权利要求2所述的宽温域高刚度静定式压紧系统，其特征在于：所述固连法兰包括连接板、设置在所述连接板上的双耳片；所述滑槽支架包括呈垂直设置的第一支架和第二支架、位于所述第一支架侧面的安装凸部，所述第二支架的端部设置有与所述双耳片滑动配合的滑槽，所述安装凸部上设置有安装所述压紧杆的安装通孔。

4.根据权利要求2所述的宽温域高刚度静定式压紧系统，其特征在于：所述第一压紧组件和第二压紧组件还包括预紧螺母，所述压紧杆的两端部分别设置有预紧螺母。

5.根据权利要求4所述的宽温域高刚度静定式压紧系统，其特征在于：所述第一压紧组件和第二压紧组件还包括防逃帽，所述防逃帽设置在所述盖板上并位于所述预紧螺母的外表面。

6.根据权利要求2所述的宽温域高刚度静定式压紧系统，其特征在于：所述第一压紧组件和第二压紧组件还包括连接所述盖板和盖板支架的扭簧。

7.根据权利要求2所述的宽温域高刚度静定式压紧系统，其特征在于：所述盖板包括相互连接的连接部和弯曲部，所述连接部设置在对应的滑槽支架和固连支架上，所述弯曲部的端部铰接在所述盖板支架上。

8.根据权利要求3所述的宽温域高刚度静定式压紧系统，其特征在于：所述滑槽支架与固连法兰之间的滑动面涂覆有润滑涂层。

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