CN114577073A - 爆炸螺栓缓冲装置 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种爆炸螺栓缓冲装置，包括安装于火箭适配器上的火箭适配器支架、固定安装于火箭适配器支架一侧的安装支架以及安装于卫星上的卫星固定支架，火箭适配器支架和卫星固定支架上均设置有供爆炸螺栓贯穿的穿孔，卫星固定支架远离火箭适配器支架的一侧设置有挡块组件，挡块组件靠近卫星固定支架的部分固定安装有与爆炸螺栓螺纹装配的螺母，挡块组件的一侧和安装支架之间通过销轴组件实现转动连接，销轴组件上设有驱使挡块组件朝向远离卫星固定支架的方向旋转的复位件。本申请具有以下可预期的技术效果：爆炸螺栓解锁后，挡块组件在扭簧的带动下，从卫星固定支架转向安装支架，能够有效降低卫星敏感元器件的冲击量级。

Description

爆炸螺栓缓冲装置

技术领域

本申请涉及运载火箭配件技术领域，尤其是涉及一种爆炸螺栓缓冲装置。

背景技术

爆炸螺栓多用于多点连接分离面，每个爆炸螺栓形似普通螺栓，其内部装有炸药和点火器。分离时，炸药被引爆，使剪切锁剪断或者沿螺栓削弱槽断开，实现两分离体解锁。爆炸螺栓最著名的用途就是作为运载火箭助推器分离装置的关键部件之一。

传统爆炸螺栓缓冲装置大部分都是安装在卫星上，由于爆炸螺栓被引爆时冲击较大，卫星上的敏感元器件位置往往距离爆炸螺栓距离较近，爆炸螺栓解锁过程中的冲击量级较大，这些冲击大部分会直接作用于卫星上，对卫星上的敏感元器件影响较大，容易存在不灵敏或者不精准的现象，因此卫星上的敏感元器件很难适应爆炸螺栓的较大冲击环境，故而有待改进。

发明内容

本申请提供一种爆炸螺栓缓冲装置，以改善以下技术问题：传统爆炸螺栓缓冲装置大部分都是安装在卫星上，由于爆炸螺栓被引爆时冲击较大，卫星上的敏感元器件位置往往距离爆炸螺栓距离较近，爆炸螺栓解锁过程中的冲击量级较大，这些冲击大部分会直接作用于卫星上，对卫星上的敏感元器件影响较大，容易存在不灵敏或者不精准的现象，因此卫星上的敏感元器件很难适应爆炸螺栓的较大冲击环境。

本申请提供一种爆炸螺栓缓冲装置，采用如下的技术方案：

一种爆炸螺栓缓冲装置，包括安装于火箭适配器上的火箭适配器支架、固定安装于所述火箭适配器支架一侧的安装支架以及安装于卫星上的卫星固定支架，所述火箭适配器支架和所述卫星固定支架上均设置有供爆炸螺栓贯穿的穿孔，所述卫星固定支架远离所述火箭适配器支架的一侧设置有挡块组件，所述挡块组件靠近所述卫星固定支架的部分固定安装有与爆炸螺栓螺纹装配的螺母，所述挡块组件的一侧和所述安装支架之间通过销轴组件实现转动连接，所述销轴组件上设有驱使挡块组件朝向远离所述卫星固定支架的方向旋转的复位件。

进一步地，所述复位件为扭簧，所述销轴组件贯穿所述扭簧，所述扭簧的两支脚分别抵接于所述挡块组件和所述安装支架。

进一步地，所述销轴组件包括销钉和销钉螺母，所述销钉的一端设置有帽部，所述销钉的另一端和所述销钉螺母螺纹装配，所述销钉螺母和所述帽部分别位于所述安装支架两侧，所述销钉螺母贯穿所述扭簧。

进一步地，所述挡块组件包括圆筒和U形连接板，所述螺母固定于所述圆筒的一端且位于所述圆筒的内部，所述U形连接板固定于所述圆筒的外侧壁，所述U形连接板垂直于所述圆筒的中心轴线方向，所述U形连接板的开口侧远离所述圆筒布置，所述销轴组件贯穿所述U形连接板的开口侧。

进一步地，所述圆筒远离所述螺母的一端设置有盖板，所述盖板和所述圆筒之间通过多组第一螺钉固定连接。

进一步地，所述圆筒内还设置有缓冲垫，所述缓冲垫的两端分别抵接于所述盖板和所述螺母。

进一步地，所述缓冲垫的制作材料为海绵或蜂窝纸或者软橡胶。

进一步地，所述安装支架通过多组第二螺钉固定于所述火箭适配器支架上。

进一步地，所述安装支架上设置U形缺口，所述U形缺口适配所述U形连接板，所述U形缺口的开口部对应所述U形连接板的开口侧布置。

进一步地，所述U形缺口的根部两侧设置有斜面，两个所述斜面之间的间距由所述U形缺口的开口部朝向所述U形缺口的根部逐渐变小。

综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：

1.本爆炸螺栓缓冲装置大部分安装在火箭上，爆炸螺栓解锁后，挡块组件在扭簧的带动下，从卫星固定支架转向安装支架，能够有效降低卫星敏感元器件的冲击量级，将原来作用在卫星上的冲击载荷转移到火箭适配器支架上，明显改善卫星在星箭分离过程中的冲击环境，而且有效减少爆炸螺栓解锁后的冲击力干扰，改善卫星的分离姿态稳定性；

2.爆炸螺栓解锁后，爆炸螺栓的杆部不易影响星箭分离，有效避免由此导致的卡滞问题；

3.采用缓冲垫与安装支架上的斜面设计，有效防止挡块组件、螺母等结构大幅度回弹，明显减小冲击与卫星姿态干扰力；

4.分离过程可靠性高，分离过程短，结构简单，体积小巧紧凑,设计合理，实用性强；

5.星箭分离结束后，该爆炸螺栓缓冲装置与爆炸螺栓剩余体不易残留在卫星上，避免由此带来的残留物晃动影响卫星在轨姿态等一系列问题。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，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。

图1是本申请实施例的爆炸螺栓缓冲装置的结构示意图。

图2是本申请实施例的爆炸螺栓缓冲装置的剖视示意图。

附图标记说明：

1、火箭适配器支架；2、安装支架；21、U形缺口；22、斜面；3、卫星固定支架；4、挡块组件；41、圆筒；42、U形连接板；43、盖板；44、第一螺钉；5、螺母；6、销轴组件；61、销钉；62、销钉螺母；7、扭簧；8、缓冲垫；9、第二螺钉。

具体实施方式

为了使本申请所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。

需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示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一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

以下结合附图1-2对本申请作进一步详细说明。

本申请实施例公开一种爆炸螺栓缓冲装置。参照图1和图2，爆炸螺栓缓冲装置包括安装于火箭适配器上的火箭适配器支架1、固定安装于火箭适配器支架1一侧的安装支架2以及安装于卫星上的卫星固定支架3，火箭适配器支架1大致为L形状，火箭适配器支架1和卫星固定支架3上均设置有供爆炸螺栓贯穿的穿孔，卫星固定支架3远离火箭适配器支架1的一侧设置有挡块组件4，挡块组件4靠近卫星固定支架3的部分固定安装有与爆炸螺栓螺纹装配的螺母5，挡块组件4的一侧和安装支架2之间通过销轴组件6实现转动连接，销轴组件6上设有驱使挡块组件4朝向远离卫星固定支架3的方向旋转的复位件。

复位件为扭簧7，销轴组件6贯穿扭簧7，扭簧7的两支脚分别抵接于挡块组件4和安装支架2。

销轴组件6包括销钉61和销钉螺母62，销钉61的一端设置有帽部，销钉61的另一端和销钉螺母62螺纹装配，销钉螺母62和帽部分别位于安装支架2两侧，销钉螺母62贯穿扭簧7。

挡块组件4包括圆筒41和U形连接板42，螺母5固定于圆筒41的一端且位于圆筒41的内部，U形连接板42固定于圆筒41的外侧壁，U形连接板42垂直于圆筒41的中心轴线方向，U形连接板42的开口侧远离圆筒41布置，销轴组件6贯穿U形连接板42的开口侧。圆筒41与螺母5连接的端部设置有一块带穿孔的底板，底板可以被爆炸螺栓和螺母5配合夹紧。

圆筒41远离螺母5的一端设置有盖板43，盖板43和圆筒41之间通过多组第一螺钉44固定连接，本实施例中第一螺钉44的数量为四个，而且圆筒41的外周设置有环形翻边，四个第一螺钉44沿着环形翻边均匀间隔布置。

圆筒41内还设置有缓冲垫8，缓冲垫8的两端分别抵接于盖板43和螺母5，缓冲垫8的制作材料为海绵或蜂窝纸或者软橡胶，缓冲垫8的形状在本实施例中设计为筒状，而且缓冲垫8、螺母5和圆筒41同中心轴线布置，缓冲垫8用于吸收爆炸螺栓冲量，减小回弹的能量。

安装支架2通过多组第二螺钉9固定于火箭适配器支架1上，本实施例中第二螺钉9的数量为四个，四个第二螺钉9位于矩形的四角布置。

安装支架2上设置U形缺口21，U形缺口21适配U形连接板42，U形缺口21对应U形连接板42的开口侧布置，U形缺口21的根部两侧设置有斜面22，两个斜面22之间的间距由U形缺口21的开口部朝向U形缺口21的根部逐渐变小。当U形连接板42旋转到与U形缺口21的根部相干涉时，斜面22提供预紧力从而提供较大的摩擦力，从而保证U形连接板42不易反弹，干涉量为0.2mm即可。

采用缓冲垫8与安装支架2上的斜面22设计，有效防止挡块组件4、螺母5等结构大幅度回弹，明显减小冲击与卫星姿态干扰力。

本申请实施例一种爆炸螺栓缓冲装置的工作过程为：

系统发出星箭分离指令，爆炸螺栓解锁，此时爆炸螺栓断开，一部分撞向火箭适配器上，另一部分残留在螺母5上；

由于爆炸螺栓冲量作用，缓冲垫8会受到快速压缩，同时挡块组件4和螺母5开始绕着销轴组件6旋转，并且扭簧7有助于旋转过程加快；

缓冲垫8压缩会吸收一定的爆炸螺栓冲量，同时安装支架2上的斜面22设计，与U形连接板42发生接触，提供预紧力和摩擦力吸收能量，旋转限位大于90度。

本申请实施例一种爆炸螺栓缓冲装置的实施原理为：

该爆炸螺栓缓冲装置大部分安装在火箭上，爆炸螺栓解锁后，挡块组件4在扭簧7的带动下，从卫星固定支架3转向安装支架2，能够有效降低卫星敏感元器件的冲击量级，将原来作用在卫星上的冲击载荷转移到火箭适配器支架1上，明显改善卫星在星箭分离过程中的冲击环境，而且有效减少爆炸螺栓解锁后的冲击力干扰，改善卫星的分离姿态稳定性。

爆炸螺栓解锁后，爆炸螺栓的杆部不易影响星箭分离，有效避免由此导致的卡滞问题；采用缓冲垫8与安装支架2上的斜面22设计，有效防止挡块组件4、螺母5等结构大幅度回弹，明显减小冲击与卫星姿态干扰力。

分离过程可靠性高，分离过程短，结构简单，体积小巧紧凑,设计合理，实用性强；星箭分离结束后，该爆炸螺栓缓冲装置与爆炸螺栓剩余体不易残留在卫星上，避免由此带来的残留物晃动影响卫星在轨姿态等一系列问题。

以上所述仅为本申请的较佳实施例而已，并不用以限制本申请，凡在申请的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种爆炸螺栓缓冲装置，其特征在于：包括安装于火箭适配器上的火箭适配器支架(1)、固定安装于所述火箭适配器支架(1)一侧的安装支架(2)以及安装于卫星上的卫星固定支架(3)，所述火箭适配器支架(1)和所述卫星固定支架(3)上均设置有供爆炸螺栓贯穿的穿孔，所述卫星固定支架(3)远离所述火箭适配器支架(1)的一侧设置有挡块组件(4)，所述挡块组件(4)靠近所述卫星固定支架(3)的部分固定安装有与爆炸螺栓螺纹装配的螺母(5)，所述挡块组件(4)的一侧和所述安装支架(2)之间通过销轴组件(6)实现转动连接，所述销轴组件(6)上设有驱使挡块组件(4)朝向远离所述卫星固定支架(3)的方向旋转的复位件。

2.根据权利要求1所述的爆炸螺栓缓冲装置，其特征在于：所述复位件为扭簧(7)，所述销轴组件(6)贯穿所述扭簧(7)，所述扭簧(7)的两支脚分别抵接于所述挡块组件(4)和所述安装支架(2)。

3.根据权利要求2所述的爆炸螺栓缓冲装置，其特征在于：所述销轴组件(6)包括销钉(61)和销钉螺母(62)，所述销钉(61)的一端设置有帽部，所述销钉(61)的另一端和所述销钉螺母(62)螺纹装配，所述销钉螺母(62)和所述帽部分别位于所述安装支架(2)两侧，所述销钉螺母(62)贯穿所述扭簧(7)。

4.根据权利要求1所述的爆炸螺栓缓冲装置，其特征在于：所述挡块组件(4)包括圆筒(41)和U形连接板(42)，所述螺母(5)固定于所述圆筒(41)的一端且位于所述圆筒(41)的内部，所述U形连接板(42)固定于所述圆筒(41)的外侧壁，所述U形连接板(42)垂直于所述圆筒(41)的中心轴线方向，所述U形连接板(42)的开口侧远离所述圆筒(41)布置，所述销轴组件(6)贯穿所述U形连接板(42)的开口侧。

5.根据权利要求4所述的爆炸螺栓缓冲装置，其特征在于：所述圆筒(41)远离所述螺母(5)的一端设置有盖板(43)，所述盖板(43)和所述圆筒(41)之间通过多组第一螺钉(44)固定连接。

6.根据权利要求5所述的爆炸螺栓缓冲装置，其特征在于：所述圆筒(41)内还设置有缓冲垫(8)，所述缓冲垫(8)的两端分别抵接于所述盖板(43)和所述螺母(5)。

7.根据权利要求6所述的爆炸螺栓缓冲装置，其特征在于：所述缓冲垫(8)的制作材料为海绵或蜂窝纸或者软橡胶。

8.根据权利要求1所述的爆炸螺栓缓冲装置，其特征在于：所述安装支架(2)通过多组第二螺钉(9)固定于所述火箭适配器支架(1)上。

9.根据权利要求1-8中任一项所述的爆炸螺栓缓冲装置，其特征在于：所述安装支架(2)上设置U形缺口(21)，所述U形缺口(21)适配所述U形连接板(42)，所述U形缺口(21)的开口部对应所述U形连接板(42)的开口侧布置。

10.根据权利要求9所述的爆炸螺栓缓冲装置，其特征在于：所述U形缺口(21)的根部两侧设置有斜面(22)，两个所述斜面(22)之间的间距由所述U形缺口(21)的开口部朝向所述U形缺口(21)的根部逐渐变小。

Images