CN115465478A - 补偿型航天器分离装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种补偿型航天器分离装置，包括安装底板、火工作动装置以及弹簧分离装置，所述火工作动装置和所述弹簧分离装置均安装在所述安装底板上；所述火工作动装置的一端与航天器连接，另一端穿过所述安装底板与运载器连接；所述弹簧分离装置沿所述安装底板的周向均匀分布，所述弹簧分离装置能够沿其与所述安装底板的中心连线方向移动；所述弹簧分离装置用于驱动所述航天器和所述运载器分离。本发明通过调整弹簧分离装置的位置，能够对被分离航天器质心分布进行补偿调节，能抵消航天器实测质心与理论值偏差带来的分离扰动，且能对弹簧加工不一致问题带来的分离扰动进行完全补偿，操作简单、质轻，有助于节省大量人力、物力。

Description

补偿型航天器分离装置

技术领域

本发明涉及航天器分离、级间分离相关领域，具体地，涉及一种补偿型航天器分离装置。

背景技术

随着航天技术的发展，小型化卫星、微寻型拦截器等航天器是未来发展的一大趋势。“一箭多星”的卫星为了保证多颗卫星分离彼此不发生碰撞，拦截器有着高精度快响应制导控制需求，都对分离姿态提出了更高的要求。

弹簧分离装置是航天器分离系统的重要组成部分，其性能直接影响了分离速度、分离姿态以及分离可靠性。传统的分离装置通过对分离弹簧进行选配使用、对导向段配合精度进行严格把控等措施控制分离姿态。分离弹簧选配需要生产大批量产品，从中适配选型，严重浪费人力、物力，且无法保证弹簧加工完全一致。而导向段配合尺寸如间隙过小，摩擦阻力会影响分离速度，不满足分离要求。

现有公开号为CN103407585A的中国专利，其公开了一种弹簧分离装置，包括一壳体，所述壳体内容置一活塞，所述活塞与壳体底部之间的空腔内容置一压缩弹簧；所述活塞与压缩弹簧接触的另一面设有推杆，所述壳体顶部设置通孔，所述推杆在压缩弹簧的作用下可穿过所述通孔伸出壳体外。

发明人认为现有技术仅能减弱分离装置本身带来的分离扰动，对由于航天器本身质量特性带来的分离扰动无法控制，但这类扰动在航天器分离时往往为关键因素，这就对其质心提出了较高的要求。一旦出现质心位置实测结果与理论值偏离过大，分离姿态无法满足控制需求，型号任务无法顺利完成。因此，需要提供一种能够对弹簧加工不一致以及航天器实际质心与理论质心存在偏差等因素带来的分离扰动进行补偿的补偿型航天器分离装置。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种补偿型航天器分离装置。

根据本发明提供的一种补偿型航天器分离装置,包括安装底板、火工作动装置以及弹簧分离装置，所述火工作动装置和所述弹簧分离装置均安装在所述安装底板上；所述火工作动装置的一端与航天器连接，另一端穿过所述安装底板与运载器连接；所述弹簧分离装置沿所述安装底板的周向均匀分布，所述弹簧分离装置能够沿其与所述安装底板的中心连线方向移动；所述弹簧分离装置用于驱动所述航天器和所述运载器分离。

优选地，所述弹簧分离装置包括4个，以所述安装底板的中心为原点呈90°均匀分布。

优选地，通过移动一个或多个所述弹簧分离装置的位置，能够抵消所述航天器实测质心与理论值偏差带来的分离扰动。

优选地，所述弹簧分离装置包括导向杆、底座以及压缩弹簧，所述导向杆穿过所述底座且通过螺母配合紧固安装在所述底座上；所述压缩弹簧套设在所述底座上，所述导向杆和所述底座二者配合压紧所述压缩弹簧。

优选地，所述底座包括矩形板，所述底座的四个角均通过螺钉、加螺母配合紧固安装在所述安装底板上。

优选地，所述安装底板上设置有凹形槽，所述凹形槽的走向与所述弹簧分离装置和所述安装底板的中心连线方向一致，所述螺钉能够在所述凹形槽内移动。

优选地，所述弹簧分离装置安装在所述安装底板靠近所述航天器的一侧，所述弹簧分离装置与所述航天器无固定连接。

优选地，所述火工作动装置和所述弹簧分离装置等高设置。

优选地，多个所述火工作动装置均匀设置在所述安装底板上。

优选地，所述火工作动装置的内部设置有火工品爆炸螺栓和蜂窝缓冲盒，所述火工品爆炸螺栓用于断开所述航天器和所述运载器的连接，所述蜂窝缓冲盒用于减轻火工品对航天器的冲击。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明通过调整弹簧分离装置的位置，能够对被分离航天器质心分布进行补偿调节，能抵消航天器实测质心与理论值偏差带来的分离扰动，且能对弹簧加工不一致问题带来的分离扰动进行完全补偿，能确保航天器分离姿态扰动在1°/s以内，操作简单、质轻，有助于节省大量人力、物力。

2、本发明通过通过采用火工作动装置实现级间连接和解锁，通过弹簧分离装置提供航天器分离动力，结构简单、安装简便，有助于满足分离时分离姿态控制需求，有助于适用于各种小型航天器

3、本发明通过安装底板上的凹形槽与弹簧分离装置配合，有助于简化调整弹簧分离装置的位置的操作，能够根据实际使用情况，选择合适数量的火工作动装置和弹簧分离装置进行安装，结构简单、安装方便，有助于提高适用范围。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明主要体现补偿型航天器分离装置的俯视图；

图2为本发明主要体现补偿型航天器分离装置的正视图；

图3为本发明主要体现弹簧分离装置的剖面示意图；

图4为本发明主要体现图2的局部A的放大图；

图5为本发明主要体现图1的局部B的放大图；

图6为本发明主要体现弹簧分离装置移动补偿原理的示意图。

图中所示：

安装底板1 火工作动装置2 弹簧分离装置3

底座4 导向杆5 压缩弹簧6

螺母7 螺钉11 第二螺母12

凹形槽13 第一弹簧31 第二弹簧32

第三弹簧33 第四弹簧34

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1和2所示，根据本发明提供的一种补偿型航天器分离装置，包括：安装底板1、火工作动装置2以及弹簧分离装置3，火工作动装置2和弹簧分离装置3均安装在安装底板1上；火工作动装置2的一端与航天器连接，另一端穿过安装底板1与运载器连接；弹簧分离装置3沿安装底板1的周向均匀分布，弹簧分离装置3能够沿其与安装底板1的中心连线方向移动；弹簧分离装置3用于驱动航天器和运载器分离。

本申请具有操作简便、质轻等优点，符合航天器轻质化、小型化的发展方向。且能有效解决航天器分离扰动过大，姿态修正困难的问题，能确保航天器满足快速修正姿态的制导控制需求。相比传统分离装置，本申请具有分离姿态可调整、结构简单、安装简便等优点，能有效解决小型航天器分离时分离姿态难以满足控制需求的问题。

火工作动装置2沿用传统多点式级间连接装置，用于实现级间连接和解锁，上端与航天器相连，下端与运载器相连。火工作动装置2的内部设置有火工品爆炸螺栓，并通过加载螺母固定，在飞行时可以承受各类飞行载荷。当火工品收到分离信号后，爆炸螺栓断开，航天器与运载器之间完成解锁，并在弹簧力作用下实现航天器可靠分离。火工作动装置2的内部还设置有蜂窝缓冲盒，用于减轻火工品对航天器的冲击。

多个火工作动装置2均匀设置在安装底板1上。火工作动装置2的数量取决于航天器所受到飞行载荷的大小，以及所使用火工品的承载能力。若飞行载荷较小、所选用火工品承载能力较强，则火工作动装置2所需数量较少，反之则需要较多数量。

火工作动装置2和弹簧分离装置3等高设置，用于确定压缩弹簧距离。

弹簧分离装置3的数量取决于对航天器相对分离速度的需求以及所选用弹簧力的大小。若所需相对分离速度越大、所选用弹簧工作负载较小，则弹簧分离装置3所需数量越多，反之则需要较少数量。若需对多自由度分离姿态进行补偿，最少需要3个弹簧分离装置3，呈120°均匀分布。若是其他数量的弹簧分离装置3，能够沿其与安装底板1的中心连线方向移动即可。

本申请仅以4个弹簧分离装置3为例，，以安装底板1的中心为原点呈90°均匀分布。

弹簧分离装置3安装在安装底板1靠近航天器的一侧，弹簧分离装置3与航天器无固定连接，无需将任何零件残留在航天器上，便于航天器轻质化飞行。

如图3-5所示，弹簧分离装置3包括导向杆5、底座4以及压缩弹簧6，导向杆5穿过底座4且通过螺母7配合紧固安装在底座4上；压缩弹簧6套设在底座4上，导向杆5和底座4二者配合压紧压缩弹簧6。压缩弹簧6用于提供航天器分离所需动能，导向杆5为压缩弹簧提供导向作用，螺母7用于在地面固定导向杆5，确定弹簧压缩高度。当航天器分离时，压缩弹簧6推动航天器分离，压缩弹簧6释放储存势能，航天器获得相对的分离速度继续飞行，实现分离。

底座4包括矩形板，底座4的四个角均通过螺钉11、加第二螺母12配合紧固安装在安装底板1上。安装底板1上设置有凹形槽13，凹形槽13的走向与弹簧分离装置3和安装底板1的中心连线方向一致，每个弹簧分离装置3对应在底座4上设置有2道对应的凹形槽13，螺钉11能够在凹形槽13内移动。通过移动螺钉11和第二螺母12在凹形槽13内的安装位置，即可调节各个弹簧分离装置3空间所在位置，从而能对弹簧加工不一致以及航天器实际质心与理论质心存在偏差等因素带来的分离扰动进行补偿。

补偿通过以下的技术方案实现：首先，完成航天器质心测量，明确航天器实际质心与理论质心之间的偏差值。再对各个压缩弹簧6的工作负载进行测量，明确各个压缩弹簧6不一致性的具体分布。再通过弹簧分离装置3自身补偿功能确定各弹簧分离装置3安装位置，从而完成对航天器分离姿态的补偿。

如图6所示，4个弹簧分离装置3均布于四周，分别为第一弹簧31、第二弹簧32、第三弹簧33以及第四弹簧34。航天器理论质心在平面内投影为点O，航天器实际质心在平面内投影为点O₁。假定航天器实际质心在两方向上与理论质心点O均有偏差，偏差距离为y₁和z₁。假定此时仅将第一弹簧31和第二弹簧32移动y₂和z₂，能补偿质心偏差导致分离带来的扰动，通过弯矩守恒可得：

其中F为4个弹簧分离装置3的作用力，则有：

即将某个弹簧分离装置3往航天器本身质心偏移方向移动4倍距离，即可抵消该项质心偏差带来的分离扰动。

若将Y方向的第一弹簧31和第三弹簧33设定为一组，将Z方向的第二弹簧32和第四弹簧34设定为1组。假定此时将第一弹簧31和第三弹簧33移动y₂和y₃，第二弹簧32和第四弹簧34移动z₂和z₃，能补偿质心偏差导致分离带来的扰动，通过弯矩守恒可得：

则有：

即将某组弹簧之间的间距扩大航天器本身质心偏移4倍的距离，同样可完全抵消质心偏差带来的分离扰动，有效解决航天器质心偏差带来的分离扰动。

针对弹簧加工不一致导致的分离扰动问题，通过该方法同样可以解决，原理如下：

假定4个弹簧分离装置3的作用力分别为F₁、F₂、F₃、F₄，若将Y方向的第一弹簧31和第三弹簧33设定为一组，将Z方向的第二弹簧32和第四弹簧34设定为1组。假定此时航天器实际质心与理论质心重合，此时需将第一弹簧31和第三弹簧33移动y₄和y₅，第二弹簧32和第四弹簧34移动z₄和z₅，能补偿弹簧加工不一致带来带来的分离扰动，通过弯矩守恒可得：

假定y₅＝z₅＝0，仅对一组弹簧分离装置3中的一个进行移动有：

根据弹簧加工国家标准，弹簧加工误差一般能控制在5％以内，则有：

y₄≤0.05L

z₄≤0.05L

因此，仅需进行对弹簧分离装置3移动较小距离，能省去弹簧选配带来的大量人力、物力的浪费，且能对弹簧加工不一致问题带来的分离扰动进行完全补偿。

从而通过该装置，已将对航天器分离姿态造成扰动的航天器质心偏移和弹簧一致性不够高这两点主要干扰项进行了完全补偿，能确保航天器分离姿态扰动在1°/s以内。对于其他误差源带来的分离扰动，同样可以通过该装置进行补偿，但由于对分离姿态扰动较小，不在本申请中详细阐述。

分离姿态对航天器本身质量不敏感，适用于各类小型航天器。无需对航天器质心提出高要求，便于航天器设计。航天器分离姿态不受分离速度影响，能快速完成姿态矫正。可对被分离航天器质心分布进行补偿调节，能抵消航天器实测质心与理论值偏差带来的分离扰动。可对弹簧加工不一致带来的分离扰动完全补偿，无需对多个弹簧进行选配处理，显著节约人力、物力。

工作原理

火工作动装置2沿用传统多点式级间连接装置，用于实现级间连接和解锁。火工作动装置2的内部设置有火工品爆炸螺栓，并通过加载螺母固定，在飞行时可以承受各类飞行载荷。当火工品收到分离信号后，爆炸螺栓断开，航天器与运载器之间完成解锁，并在弹簧力作用下实现航天器可靠分离。火工作动装置2的内部还设置有蜂窝缓冲盒，用于减轻火工品对航天器的冲击。压缩弹簧6用于提供航天器分离所需动能，导向杆5为压缩弹簧提供导向作用，螺母7用于在地面固定导向杆5，确定弹簧压缩高度。当航天器分离时，压缩弹簧6推动航天器分离，压缩弹簧6释放储存势能，航天器获得相对的分离速度继续飞行，实现分离。通过移动螺钉11和螺母12在凹形槽13内的安装位置，即可调节各个弹簧分离装置3空间所在位置，从而能对弹簧加工不一致以及航天器实际质心与理论质心存在偏差等因素带来的分离扰动进行补偿。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“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。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种补偿型航天器分离装置，其特征在于，包括：安装底板(1)、火工作动装置(2)以及弹簧分离装置(3)，所述火工作动装置(2)和所述弹簧分离装置(3)均安装在所述安装底板(1)上；

所述火工作动装置(2)的一端与航天器连接，另一端穿过所述安装底板(1)与运载器连接；

所述弹簧分离装置(3)沿所述安装底板(1)的周向均匀分布，所述弹簧分离装置(3)能够沿其与所述安装底板(1)的中心连线方向移动；

所述弹簧分离装置(3)用于驱动所述航天器和所述运载器分离。

2.如权利要求1所述的补偿型航天器分离装置，其特征在于，所述弹簧分离装置(3)包括4个，以所述安装底板(1)的中心为原点呈90°均匀分布。

3.如权利要求2所述的补偿型航天器分离装置，其特征在于，通过移动一个或多个所述弹簧分离装置(3)的位置，能够抵消所述航天器实测质心与理论值偏差带来的分离扰动。

4.如权利要求1所述的补偿型航天器分离装置，其特征在于，所述弹簧分离装置(3)包括导向杆(5)、底座(4)以及压缩弹簧(6)，所述导向杆(5)穿过所述底座(4)且通过螺母(7)配合紧固安装在所述底座(4)上；

所述压缩弹簧(6)套设在所述底座(4)上，所述导向杆(5)和所述底座(4)二者配合压紧所述压缩弹簧(6)。

5.如权利要求4所述的补偿型航天器分离装置，其特征在于，所述底座(4)包括矩形板，所述底座(4)的四个角均通过螺钉(11)、加螺母(12)配合紧固安装在所述安装底板(1)上。

6.如权利要求5所述的补偿型航天器分离装置，其特征在于，所述安装底板(1)上设置有凹形槽(13)，所述凹形槽(13)的走向与所述弹簧分离装置(3)和所述安装底板(1)的中心连线方向一致，所述螺钉(11)能够在所述凹形槽(13)内移动。

7.如权利要求1所述的补偿型航天器分离装置，其特征在于，所述弹簧分离装置(3)安装在所述安装底板(1)靠近所述航天器的一侧，所述弹簧分离装置(3)与所述航天器无固定连接。

8.如权利要求1所述的补偿型航天器分离装置，其特征在于，所述火工作动装置(2)和所述弹簧分离装置(3)等高设置。

9.如权利要求1所述的补偿型航天器分离装置，其特征在于，多个所述火工作动装置(2)均匀设置在所述安装底板(1)上。

10.如权利要求1所述的补偿型航天器分离装置，其特征在于，所述火工作动装置(2)的内部设置有火工品爆炸螺栓和蜂窝缓冲盒，所述火工品爆炸螺栓用于断开所述航天器和所述运载器的连接，所述蜂窝缓冲盒用于减轻火工品对航天器的冲击。

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