CN115285377A - 一种太阳翼火工品减冲击结构 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种太阳翼火工品减冲击结构，包括一个压紧底座，压紧底座通过紧固件可安装于卫星侧板上。两个压紧罩安装于压紧底座正面，橡胶垫上下夹住两个火工品的耳片后安装于压紧罩内部，一个长螺钉穿过压紧罩、橡胶垫、火工品耳片后将其固定于压紧底座上。两个橡胶圈套住火工品后紧紧贴于压紧底座侧面。一个倒扣安装于压紧底座下端面的座套，所述座套的腔体内嵌入一个金属缓冲垫和一个铝蜂窝芯子。本发明用于卫星太阳翼的火工冲击减振装置，能够在保证太阳翼及其压紧释放机构外形和布局不变的基础上，有效降低太阳翼压紧释放机构中火工品的冲击载荷，确保卫星星内离太阳翼火工品较近的电单机不遭受冲击损伤。
Description
技术领域
本发明涉及卫星火工品解锁产品减冲击技术领域，特别是涉及卫星太阳翼压紧释放机构火工品解锁减冲击机构。
背景技术
卫星太阳翼主要是通过压紧释放装置安装在星体侧面，且通过火工切割器起爆实现在轨释放。这种强烈的高频冲击所产生的高冲击、宽频带的爆炸冲击环境极易造成航天器结构和仪器设备的损伤及故障，从而导致设备无法正常工作，甚至造成发射失败。
一般采用以下两种措施减冲击：
第一，更改卫星内部敏感单机布局，敏感单机避开火工品，火工冲击响应在卫星侧板及层板结构中逐渐衰减，一般而言单机设备距离冲击源越远，冲击响应越小；
第二，太阳翼压紧释放装置设计复杂连接结构，使得冲击响应在复杂连接结构中逐渐衰减，连接结构界面越多，冲击载荷衰减越快。
然而，更改卫星内部敏感单机布局会改变整星的布局、电缆走线、热管布局、质量特性和力学特性等，难度很大。连接结构界面越多，设计越复杂，可靠性越低，且重量和体积也随之增加。为了克服现有技术中的上述缺陷，本领域技术人员亟需研发一种新型的冲击减振结构，以能够进一步优化整星资源，改善星上力学冲击环境。
发明内容
本发明的目的在于：克服上述现有技术的不足，本发明提供了一种太阳翼火工品减冲击结构，实现了安装方便，重量轻，体积小，成本低的特点。有效降低太阳翼压紧释放机构中火工品的冲击载荷，确保卫星星内离太阳翼火工品较近的电单机不遭受冲击损伤
本发明所采用的技术方案是：
一种太阳翼火工品减冲击结构，包括：压紧底座、长螺钉、压紧罩、上橡胶垫、下橡胶垫、右橡胶圈、左橡胶圈、铝蜂窝芯子、金属缓冲垫以及座套；
压紧底座通过紧固件安装于卫星侧板上，两个压紧罩安装于压紧底座正面，上橡胶垫和下橡胶垫从上下两方夹住两个火工品的耳片后安装于压紧罩内部，长螺钉穿过压紧罩、上橡胶垫、火工品耳片上的安装孔、下橡胶垫之后固定于压紧底座上；右橡胶圈和左橡胶圈套住火工品后紧贴于压紧底座侧面；座套倒扣安装于压紧底座下端面的，所述座套的腔体内嵌入金属缓冲垫和铝蜂窝芯子。
进一步的，火工品有两个安装耳片，每个安装耳片对应一个压紧罩；每个安装耳片下方放置一个圆环形的下橡胶垫，上方放置一个圆环形的上橡胶垫。
进一步的，所述压紧罩为半开口结构，且压紧罩的内部高度低于上橡胶垫、火工品的安装耳片及下橡胶垫的高度总和，安装后上橡胶垫及下橡胶垫均处于压缩状态。
进一步的，长螺钉与火工品安装耳片上的安装孔之间留有间隙。
进一步的，当火工品起爆工作后，火工品自身产生高强冲击载荷，通过所述安装耳片传递至上橡胶垫及下橡胶垫，而上橡胶垫及下橡胶垫将大部分冲击载荷进行吸收，所述安装耳片与长螺钉及压紧罩均不接触，火工品自身产生的高强冲击载荷不能刚性地传递至压紧底座，进而不能刚性地传递至星上单机。
进一步的，压紧底座横向开有火工品穿过孔，火工品安装前先将右橡胶圈套在火工品上，使其与火工品紧密配合但仍可在火工品轴向上进行移动，待火工品耳片与压紧罩安装完毕后，将右橡胶圈沿轴向移至与压紧底座贴合，再安装左橡胶圈，使其与火工品及压紧底座均紧密贴合。
进一步的，右橡胶圈左端面与压紧底座紧密贴合，左橡胶圈右端面与压紧底座紧密贴合。
进一步的，压紧底座横向开有火工品放置孔，且孔直径大于火工品外圈圆柱直径，压紧底座与火工品之间留有间距，不接触。
进一步的，本发明还包括压紧杆和方螺母；压紧杆一端拧紧在方螺母上，方螺母与铝蜂窝芯子贴合，并内嵌于压紧底座内，铝蜂窝芯子一部分内嵌于压紧底座，另一部分内嵌于座套内。
进一步的，太阳翼靠压紧杆压紧，当火工品瞬间切割压紧杆后，被切断的且位于下方的压紧杆与方螺母一起具有初始速度及动能，撞击铝蜂窝芯子，铝蜂窝芯子溃缩吸能，剩余能量由金属缓冲垫继续缓冲吸能，实现两级吸能。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
1)本发明结构简单，安装方便，重量轻，体积小，成本低，可靠性高。
2)本发明采用航空航天用橡胶垫，能大幅度，宽频域地减小火工品起爆的冲击载荷。
3)火工品起爆工作后，火工品自身产生高强冲击载荷，通过所述安装耳片传递至上橡胶垫及下橡胶垫，而上下橡胶垫将大部分冲击载荷进行吸收，安装耳片与长螺钉及压紧罩均不接触，火工品自身产生的高强冲击载荷不能刚性地传递至压紧底座，进而不能刚性地传递至星上单机。
4)本发明用于卫星太阳翼的火工冲击减振装置，能够在保证太阳翼及其压紧释放机构外形和布局不变的基础上，有效降低太阳翼压紧释放机构中火工品的冲击载荷，确保卫星星内离太阳翼火工品较近的电单机不遭受冲击损伤。
附图说明
下面结合附图对发明作进一步说明：
图1是本发明实施例的太阳翼火工品减冲击结构的拆解图。
图2为本发明减冲击结构整体结构示意图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的太阳翼火工品减冲击结构作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比率，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
如图1和图2所示，本发明提出一种太阳翼火工品减冲击结构，包括一个压紧底座1，压紧底座1通过紧固件可安装于卫星侧板上。两个压紧罩4安装于压紧底座1正面，橡胶垫56上下夹住两个火工品2耳片后安装于压紧罩4内部，一个长螺钉3穿过压紧罩4、橡胶垫45、火工品2耳片后将其固定于压紧底座上1。两个橡胶圈78套住火工品后紧紧贴于压紧底座1侧面。一个倒扣安装于压紧底座1下端面的座套13，所述座套13的腔体内嵌入一个金属缓冲垫11和一个铝蜂窝芯子12。
火工品有两个安装耳片，每个安装耳片对应一个压紧罩。每个安装耳片下方放置一个圆环形的下橡胶垫6，在安装耳片的上方放置一个圆环形的上橡胶垫5，压紧罩为半开口结构，方便将一个上橡胶垫5、火工品一侧的安装耳片及一个下橡胶垫6一起放入压紧罩内，长螺钉用于将压紧罩、橡胶垫及火工品固定住。且压紧罩的内部高度低于一个上橡胶垫5、火工品一侧的安装耳片及一个下橡胶垫6的高度总和，因此安装后上橡胶垫5及下橡胶垫6均处于压缩状态。
优选的，长螺钉3与火工品2安装耳片孔之间留有间隙。
当火工品起爆工作后，火工品自身产生高强冲击载荷，通过耳片传递至上下橡胶垫，而橡胶垫将绝大多数冲击载荷进行吸收，由于耳片与长螺钉及压紧罩均不接触，因此火工品自身产生的高强冲击载荷不能刚性地传递至压紧底座，进而不能刚性地传递至星上单机。
本发明中，压紧底座横向开有火工品穿过孔，火工品安装前先橡胶圈7套在火工品上，使其于火工品紧密配合，但在人力的作用下仍然可以在火工品轴向上进行移动，待火工品耳片与压紧罩安装完毕后，将橡胶圈7沿轴向移至与压紧底座贴合，再安装橡胶圈8，使其于火工品及压紧底座均紧密贴合。
压紧底座1横向开有火工品放置孔，且孔直径大于火工品2外圈圆柱直径，压紧底座1与火工品2留有间距，不接触。
压紧杆9一端拧紧在方螺母10上，方螺母10与铝蜂窝芯子11贴合，并内嵌于压紧底座1内，铝蜂窝芯子11一部分内嵌于压紧底座1，另一部分内嵌于座套13内。
太阳翼靠压紧杆压紧，压紧杆一端拧紧在方螺母上，当火工品瞬间切割压紧杆后，被切断的且位于下方压紧杆与方螺母一起具有较大的初始速度及动能，猛烈地撞向铝蜂窝芯子，铝蜂窝芯溃缩吸能，剩余能量由金属缓冲垫继续缓冲吸能，两级吸能后，被切断的压紧杆与方螺母的动能剩余能量较少，有效减少产生的冲击载荷。
实施例：
1)本发明重量轻,仅295g，体积小，长×宽×高：84.5mm×66mm×67.5mm，成本低，可靠性高。
2)本发明采用航空航天用橡胶垫，能大幅度，宽频域地减小火工品起爆的冲击载荷。未使用本发明时，火工品附近测得20Hz～10000Hz最大冲击在1396.19g～5203.57g之间，使用本发明后，火工品附近测得20Hz～10000Hz最大冲击在648.62g～3998.06g之间，可见，使用本发明后约能将火工品起爆输出的20Hz～10000Hz内的冲击载荷减小至原来的46.5％～76.8％。
本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。
Claims (10)
1.一种太阳翼火工品减冲击结构，其特征在于包括：压紧底座(1)、长螺钉(3)、压紧罩(4)、上橡胶垫(5)、下橡胶垫(6)、右橡胶圈(7)、左橡胶圈(8)、铝蜂窝芯子(11)、金属缓冲垫(12)以及座套(13)；
压紧底座(1)通过紧固件安装于卫星侧板上，两个压紧罩(4)安装于压紧底座(1)正面，上橡胶垫(5)和下橡胶垫(6)从上下两方夹住两个火工品(2)的耳片后安装于压紧罩(4)内部，长螺钉(3)穿过压紧罩(4)、上橡胶垫(5)、火工品(2)耳片上的安装孔、下橡胶垫(6)之后固定于压紧底座(1)上；右橡胶圈(7)和左橡胶圈(8)套住火工品(2)后紧贴于压紧底座(1)侧面；座套(13)倒扣安装于压紧底座(1)下端面的，所述座套(13)的腔体内嵌入金属缓冲垫(11)和铝蜂窝芯子(12)。
2.根据权利要求1所述的一种太阳翼火工品减冲击结构，其特征在于：火工品(2)有两个安装耳片，每个安装耳片对应一个压紧罩(4)；每个安装耳片下方放置一个圆环形的下橡胶垫(6)，上方放置一个圆环形的上橡胶垫(5)。
3.根据权利要求2所述的一种太阳翼火工品减冲击结构，其特征在于：所述压紧罩(4)为半开口结构，且压紧罩(4)的内部高度低于上橡胶垫(5)、火工品(2)的安装耳片及下橡胶垫(6)的高度总和，安装后上橡胶垫(5)及下橡胶垫(6)均处于压缩状态。
4.根据权利要求2所述的一种太阳翼火工品减冲击结构，其特征在于：长螺钉(3)与火工品(2)安装耳片上的安装孔之间留有间隙。
5.根据权利要求4所述的一种太阳翼火工品减冲击结构，其特征在于：当火工品起爆工作后，火工品自身产生高强冲击载荷，通过所述安装耳片传递至上橡胶垫(5)及下橡胶垫(6)，而上橡胶垫(5)及下橡胶垫(6)将大部分冲击载荷进行吸收，所述安装耳片与长螺钉(3)及压紧罩(4)均不接触，火工品自身产生的高强冲击载荷不能刚性地传递至压紧底座，进而不能刚性地传递至星上单机。
6.根据权利要求1所述的一种太阳翼火工品减冲击结构，其特征在于：压紧底座(1)横向开有火工品穿过孔，火工品(2)安装前先将右橡胶圈(7)套在火工品上，使其与火工品紧密配合但仍可在火工品轴向上进行移动，待火工品耳片与压紧罩安装完毕后，将右橡胶圈(7)沿轴向移至与压紧底座(1)贴合，再安装左橡胶圈(8)，使其与火工品及压紧底座均紧密贴合。
7.根据权利要求6所述的一种太阳翼火工品减冲击结构，其特征在于：右橡胶圈(7)左端面与压紧底座(1)紧密贴合，左橡胶圈(8)右端面与压紧底座(1)紧密贴合。
8.根据权利要求6所述的一种太阳翼火工品减冲击结构，其特征在于：压紧底座(1)横向开有火工品放置孔，且孔直径大于火工品外圈圆柱直径，压紧底座(1)与火工品(2)之间留有间距，不接触。
9.根据权利要求1～8中任一项所述的一种太阳翼火工品减冲击结构，其特征在于：还包括压紧杆(9)和方螺母(10)；压紧杆(9)一端拧紧在方螺母(10)上，方螺母(10)与铝蜂窝芯子(11)贴合，并内嵌于压紧底座(1)内，铝蜂窝芯子(11)一部分内嵌于压紧底座(1)，另一部分内嵌于座套(13)内。
10.根据权利要求9所述的一种太阳翼火工品减冲击结构，其特征在于：太阳翼靠压紧杆(9)压紧，当火工品瞬间切割压紧杆(9)后，被切断的且位于下方的压紧杆(9)与方螺母(10)一起具有初始速度及动能，撞击铝蜂窝芯子(11)，铝蜂窝芯子(11)溃缩吸能，剩余能量由金属缓冲垫(12)继续缓冲吸能，实现两级吸能。
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