CN202054146U - 内卡式分离解锁装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种内卡式分离解锁装置，包括用于连接母飞行器的母飞行器适配器、用于连接子飞行器的子飞行器适配器，所述母飞行器适配器内部设置有解锁机构和电控单元，所述子飞行器适配器与母飞行器适配器之间设置有分离弹出机构，通过锁紧机构锁紧，在所述电控单元控制下，所述解锁机构触发所述解锁机构和所述锁紧机构解锁，在所述分离弹出机构作用下，将所述子飞行器适配器和母飞行器适配器分离。本实用新型具有结构精巧，尺寸重量小的优点。

Description

内卡式分离解锁装置

技术领域

本实用新型涉及空间卫星技术领域，具体涉及一种用在卫星发射上的内卡式分离解锁装置。 

背景技术

在空间技术领域，卫星逐步向小型化发展。小卫星和微卫星具有质量轻、体积小、成本低、性能高、研制周期短等优点，其重量只有10公斤甚至更小，是当今航天技术发展的一种新趋势，受到了世界各国的普遍重视。那么，空间平台与搭载的多个小卫星或微卫星之间的连接与分离装置是关系到空间平台飞行试验能否成功的最为关键的因素之一。 

现有技术的小卫星入轨方式一般可分为两种：直接由地面运载火箭通过一箭多星技术发射入轨，或者搭载大卫星一起发射。随着航天飞机、空间站等大型航天器的迅速发展，在轨释放作为一种更为经济的方式受到各国的青睐。目前，较成熟的分离技术是传统的包带式分离装置，如图1所示。中华人民共和国国家军用标准GJB2499-95《包带弹簧式星箭连接分离装置通用标准》，包带式分离装置在地面总装时，分离弹簧101压装在运载火箭的上、下对接框102、103之间，分离弹簧的一端固定在运载火箭上，另一端顶在卫星100上，由包带式分离装置将卫星和运载火箭连接起来。星箭解锁分离时，爆炸螺栓解锁、包带104张开、卫星和运载火箭脱离，被压缩的分离弹簧伸展将卫星以一定速度推离，完成分离动作。 

上述爆炸螺栓解锁装置的缺点是螺栓爆炸时会产生较大的冲击和空间污染，也可能对卫星产生损害，而且解锁装置外形尺寸和重量较大，因此，仅适合运载火箭与大型卫星之间的连接。 

实用新型内容

针对上述缺陷，本实用新型的目的是提供一种内卡式分离解锁装置，以解决现有技术的卫星发射装置的解锁装置尺寸较大，不适用于小型卫星发射的技术问题。 

为实现上述目的，本实用新型采用了如下的技术方案： 

一种内卡式分离解锁装置，包括用于连接母飞行器的母飞行器适配器、用于连接子飞行器的子飞行器适配器，所述母飞行器适配器内部设置有解锁机构和电控单元，所述子飞行器适配器与母飞行器适配器之间设置有分离弹出机构，通过锁紧机构锁紧，在所述电控单元控制下，所述解锁机构触发所述解锁机构和所述锁紧机构解锁，在所述分离弹出机构作用下，将所述子飞行器适配器和母飞行器适配器分离。 

依照本实用新型较佳实施例所述的内卡式分离解锁装置，所述母飞行器适配器为带底盘的空心圆筒，其筒体和底座上都设置有螺纹孔，底盘下边缘连接所述母飞行器，所述底盘上表面与所述分离弹出机构连接。 

依照本实用新型较佳实施例所述的内卡式分离解锁装置，所述子飞行器适配器为一带凹形唇边底盘座的空心圆筒，所述底盘座上边沿连接子飞行器，所述空心圆筒下边沿通过螺丝连接分离弹出机构。 

依照本实用新型较佳实施例所述的内卡式分离解锁装置，所述锁紧机构进一步包括： 

一支撑盘，其通过螺丝安装在所述母飞行器适配器的筒体内壁，该支撑盘上设置有至少两个导向孔； 

偶数个卡头支座，分别均匀排列连接在所述支撑盘上，每个支承座个通过连接轴连接一个锁紧卡头，该些锁紧卡头底部设置一滚轮，连接轴上装有扭簧。 

依照本实用新型较佳实施例所述的内卡式分离解锁装置，所述分离弹出机构进一步包括： 

一导向筒，其为中空结构，固定于所述子飞行器适配器的底座圆筒下边沿； 

一弹簧，其套接在所述导向筒内； 

一导向杆，其穿设在所述弹簧内，底部由一限位销限位，该导向杆用螺丝固定在所述母飞行器适配器的底座。 

依照本实用新型较佳实施例所述的内卡式分离解锁装置，所述解锁机构进一步包括一解锁装置、顶紧盘以及顶紧盘上设置的复数个导向柱。 

依照本实用新型较佳实施例所述的内卡式分离解锁装置，所述解锁装置进一步包括： 

一中空的盒状的机构底座； 

一记忆合金条，其一端设置在所述机构底座外，与所述电控单元连接； 

一解锁拨片，其设置在所述机构底座内，底部连接所述记忆合金条的另一端； 

一解锁弹片，其设置在所述机构底座内，底部设置有弹簧； 

一解锁挡片，其设置在所述机构底座内，能够压住所述解锁弹片； 

一解锁凸轮，其通过销轴可转动设置在一支座内，所述销轴一端可压住所述解锁挡片。 

由于采用了以上的技术特征，使得本实用新型相比于现有技术，具有如下的优点和积极效果： 

第一，本实用新型提供的内卡式分离解锁装置，不受母、子飞行器接口尺寸的限制，母飞行器和子飞行器的尺寸都可以分别大于或小于本发明的分离解锁装置的尺寸，应用灵活。本发明由上述部件组成的内卡式分离解锁装置的结构和功能能够满足空间平台对小卫星和微卫星的连接与分离释放要求。 

第二，本发明装置改传统的包带式解锁机构为内卡式，可大大减小分离器径向尺寸，从而减轻重量，装置中的内卡式锁紧卡钩等机构，可减小分离装置的高度，既减小了重量，又能提高分离装置的刚度，承载冲击能力强。 

第三、装置中的分离弹簧由内置改为外置，对小卫星分离运动方向控制有利，可避免卫星分离后的翻转，采用高强材料和镂空工艺，既保证强度又减轻重量。 

第四、本实用新型采用记忆合金加热收缩作为驱动解锁机构解锁的方式，可取代复杂、笨重的电机械装置，实现小型化、轻量化，可以增加航天器的可靠性和机动性。 

当然，实施本实用新型内容的任何一个具体实施例，并不一定同时达到以上全部的技术效果。 

附图说明

图1是现有技术的卫星发射装置示意图； 

图2是本实用新型一种内卡式分离解锁装置的外观结构示意图； 

图3是本实用新型的母飞行器适配器的示意图； 

图4是本实用新型的子飞行器适配器的示意图； 

图5是本实用新型的分离弹出机构示意图； 

图6是本实用新型的锁紧机构示意图； 

图7是本实用新型的解锁机构的示意图； 

图8是图7中的解锁装置的示意图。 

具体实施方式

为便于理解，以下结合附图，对本实用新型的较佳实施例，做进一步详细描述。 

如图2所示，本实用新型提供的一种内卡式分离解锁装置，包括用于连接母飞行器的母飞行器适配器10、用于连接子飞行器的子飞行器适配器20，所述母飞行器适配器10内部设置有解锁机构和电控单元，所述子飞行器适配器20与母飞行器适配器10之间设置有分离弹出机构40，通过锁紧机构锁紧，在所述电控单元控制下，触发所述解锁机构和所述锁紧机构解锁，在所述分离弹出机构40作用下，将所述子飞行器适配器20和母飞行器适配器10分离。 

如图3所示，母飞行器适配器10为带底盘的空心圆筒，其筒体11和底座12上都设置有螺纹孔14、15，底座12下边缘通过螺丝穿过螺纹孔24连接母飞行器，所述底座12上表面通过小孔13与分离弹出机构40连接。而螺纹孔15则用来螺纹连接筒体11内锁紧机构的支撑盘，而电控单元和解锁机构则螺接在 筒体11内的底座12上。当然，该适配器10的尺寸并不取决于母飞行器的结构。 

如图4所示，子飞行器适配器20为一带凹形唇边底盘座21的空心圆筒22，所述底盘座21上边沿通过螺丝连接子飞行器，所述空心圆筒22下边沿通过螺丝连接分离弹出机构40。 

如图5所示，分离弹出机构40包括：一中空的导向筒41，其固定于所述子飞行器适配器20的空心圆筒22下边沿；导向筒41内设置有一弹簧42，弹簧内套接一根导向杆43，该导向杆43可在弹簧42内滑动，底部由限位销限位。导向杆43底部通过螺丝固定在母飞行器适配器10的底座12上。 

如图6所示，锁紧机构30包括支撑盘31、4个卡头支座32、4个锁紧卡头33、4个连接轴34、4个滚轮35。 

支撑盘31通过螺纹孔37固定在母飞行器适配器10的筒体11内壁上，上表面设置有至少两个导向孔36. 

支撑盘31上均匀分布固定了四个卡头支座32，每个卡头支座32通过连接轴34连接一个可转动的锁紧卡头33，锁紧卡头33设置有扭簧，顶部可以卡住所述子飞行器适配器20的唇边，底部的滚轮35可被解锁机构顶住。 

如图7所示，解锁机构50包括解锁装置51、顶紧盘52和顶紧盘52上设置的四个导向柱53，每个导向柱53对应锁紧机构30的一个锁紧卡头33，当导向柱53上升时，顶住滚轮35，带动锁紧卡头33，即可完成解锁/锁定的动作。 

如图8所示，解锁装置51包括：中空的盒状的机构底座511、以及记忆合金条512、解锁凸轮513、解锁挡片514、借宿弹片515、解锁拨片516。 

机构底座511与电控单元60连接为一体，通过螺丝固定在母飞行器适配器10的筒体11内部的底座12上，其余部件均设置在机构底座511的容置空间内。在机构底座511的以侧边设置有方孔，记忆合金条512穿过这个方形孔，一端设置在机构底座511外，此端通过绝缘部件连接电控单元，另一端连接解锁拨片516的底部。 

解锁凸轮513通过一解锁凸轮销轴517架设在支座518上，销轴517可以压住解锁挡片514。 

解锁弹片515底部设置有弹簧，解锁挡片514能够压住解锁弹片515，当压下解锁弹片515后，其底部的弹簧处于压缩状态，同时，解锁拨片516在弹簧 作用下卡在解锁弹片515上。转动销轴517，即可带动解锁凸轮513，使其处于竖起的状态，此时解锁挡片514随着解锁凸轮513的转动正好位于解锁弹片515上方、同时参考图6，此时顶紧盘52随着解锁凸轮513的竖起沿着母飞行器适配器10的筒体11内壁上升，两个导向柱53顶住锁紧机构30的滚轮35，从而锁紧卡头33锁住子飞行器适配器20的底盘座21的唇边。完成上锁动作。 

当需要接触锁定时，电控单元60控制记忆合金丝512产生热收缩，拉动解锁拨片516、使其与解锁弹片515分离，解锁弹片515在弹簧弹力作用下向上弹起，带动解锁挡片514拉动解锁凸轮513释放，顶紧盘52向下移动，锁紧卡头33不再卡住子飞行器适配器20，子飞行器适配器20在分离弹出机构40的作用下弹出。 

综上所述，本实用新型相比于现有技术，具有如下的优点和积极效果： 

第一，本实用新型提供的内卡式分离解锁装置，不受母、子飞行器接口尺寸的限制，母飞行器和子飞行器的尺寸都可以分别大于或小于本发明的分离解锁装置的尺寸，应用灵活。本发明由上述部件组成的内卡式分离解锁装置的结构和功能能够满足空间平台对小卫星和微卫星的连接与分离释放要求。 

第二，本发明装置改传统的包带式解锁机构为内卡式，可大大减小分离器径向尺寸，从而减轻重量，装置中的内卡式锁紧卡钩等机构，可减小分离装置的高度，既减小了重量，又能提高分离装置的刚度，承载冲击能力强。 

第三、装置中的分离弹簧由内置改为外置，对小卫星分离运动方向控制有利，可避免卫星分离后的翻转，采用高强材料和镂空工艺，既保证强度又减轻重量。 

第四、本实用新型采用记忆合金加热收缩作为驱动解锁机构解锁的方式，可取代复杂、笨重的电机械装置，实现小型化、轻量化，可以增加航天器的可靠性和机动性。 

以上公开的仅仅是本实用新型的较佳实施例，但并非用来限制其本身，任何熟习本领域的技术人员在不违背本实用新型精神内涵的情况下，所做的均等变化和更动，均应落在本实用新型的保护范围内。 

Claims (7)

1.一种内卡式分离解锁装置，其特征在于，包括用于连接母飞行器的母飞行器适配器、用于连接子飞行器的子飞行器适配器，所述母飞行器适配器内部设置有解锁机构和电控单元，所述子飞行器适配器与母飞行器适配器之间设置有分离弹出机构，通过锁紧机构锁紧，在所述电控单元控制下，所述解锁机构触发所述解锁机构和所述锁紧机构解锁，在所述分离弹出机构作用下，将所述子飞行器适配器和母飞行器适配器分离。

2.如权利要求1所述的内卡式分离解锁装置，其特征在于，所述母飞行器适配器为带底盘的空心圆筒，其筒体和底座上都设置有螺纹孔，底盘下边缘连接所述母飞行器，所述底座上表面与所述分离弹出机构连接。

3.如权利要求1所述的内卡式分离解锁装置，其特征在于，所述子飞行器适配器为一带凹形唇边底盘座的空心圆筒，所述底盘座上边沿连接子飞行器，所述空心圆筒下边沿通过螺丝连接分离弹出机构。

4.如权利要求1所述的内卡式分离解锁装置，其特征在于，所述锁紧机构进一步包括：

一支撑盘，其通过螺丝安装在所述母飞行器适配器的筒体内壁，该支撑盘上设置有至少两个导向孔；

偶数个卡头支座，分别均匀排列连接在所述支撑盘上，每个支承座个通过连接轴连接一个锁紧卡头，该些锁紧卡头底部设置一滚轮，连接轴上装有扭簧。

5.如权利要求2所述的内卡式分离解锁装置，其特征在于，所述分离弹出机构进一步包括：

一导向筒，其为中空结构，固定于所述子飞行器适配器的底座圆筒下边沿；

一弹簧，其套接在所述导向筒内；

一导向杆，其穿设在所述弹簧内，底部由一限位销限位，该导向杆用螺丝固定在所述母飞行器适配器的底座。

6.如权利要求1所述的内卡式分离解锁装置，其特征在于，所述解锁机构进一步包括一解锁装置、顶紧盘以及顶紧盘上设置的复数个导向柱。

7.如权利要求6所述的内卡式分离解锁装置，其特征在于，所述解锁装置进一步包括：

一中空盒状的机构底座；

一记忆合金条，其一端设置在所述机构底座外，与所述电控单元连接；

一解锁拨片，其设置在所述机构底座内，底部连接所述记忆合金条的另一端；

一解锁弹片，其设置在所述机构底座内，底部设置有弹簧；

一解锁挡片，其设置在所述机构底座内，能够压住所述解锁弹片；

一解锁凸轮，其通过销轴可转动设置在一支座内，所述销轴一端可压住所述解锁挡片。

Images