CN215554275U - 一种用于卫星舱段的锁紧分离机构 - Google Patents

Abstract

本申请涉及航空飞行器技术的领域，公开了一种用于卫星舱段的锁紧分离机构，其包括第一安装体、第二安装体，以及锁紧机构；锁紧机构包括锁紧件，在第一安装体上固接有插接杆，插接杆穿过锁紧件，插接杆的一端与第一安装体固接，在插接杆的另一端滑动连接有挡板，在挡板与锁紧件之间设置有弹簧，弹簧的两端分别与挡板，以及锁紧件固接，弹簧呈压缩状态；在第二安装体上开设有供锁紧件插接的插接槽，在第二安装体上还开设有供插接杆插接的配合槽，第一安装体与第二安装体通过固定件解锁固定。本申请具有有效改善爆炸螺栓在进行爆炸时存在会产生较大的冲击和空间污染的问题的效果。

Description

一种用于卫星舱段的锁紧分离机构

技术领域

本申请涉及航空飞行器技术的领域，尤其是涉及一种用于卫星舱段的锁紧分离机构。

背景技术

随着科学技术的发展，卫星舱已经与人们的日常生活无法分离，通信卫星舱为人们传递各种信号，气象卫星舱收回的图像和数据，是气象科技人员准确预报全球天气的依据，而在卫星舱的发射过程中，运载火箭与搭载的卫星舱之间的连接与分离装置也成为卫星舱发射能否成功的最为关键的因素之一。

相关技术中，运载火箭与搭载卫星舱之间大多采用包带式分离装置，在进行地面总装时，将分离弹簧压装在运载火箭的对接框之间，分离弹簧的一端固定在运载火箭上，另一端顶在卫星舱上，由包带式分离装置将卫星舱和运载火箭连接起来，星箭解锁分离时，爆炸螺栓解锁，包带张开，卫星舱和运载火箭脱离，被压缩的分离弹簧伸展将卫星舱以一定速度推离，完成分离动作。

针对上述中的相关技术，发明人认为爆炸螺栓在进行爆炸时存在会产生较大的冲击和空间污染的问题。

实用新型内容

为了有效爆炸螺栓在进行爆炸时存在会产生较大的冲击和空间污染的问题，本申请提供一种用于卫星舱段的锁紧分离机构。

本申请提供的一种用于卫星舱段的锁紧分离机构采用如下的技术方案：

一种用于卫星舱段的锁紧分离机构，包括第一安装体、第二安装体，以及锁紧机构；

锁紧机构包括锁紧件，在第一安装体上固接有插接杆，插接杆穿过锁紧件，插接杆的一端与第一安装体固接，在插接杆的另一端滑动连接有挡板，在挡板与锁紧件之间设置有弹簧，弹簧的两端分别与挡板，以及锁紧件固接，弹簧呈压缩状态；

在第二安装体上开设有供锁紧件插接的插接槽，在第二安装体上还开设有供插接杆插接的配合槽，锁紧件与第二安装体通过固定件解锁固定。

通过采用上述技术方案，在进行地面总装时，将第一安装体与卫星舱连接，第二安装体与运载火箭连接，将锁紧件插设在插接槽内，挡板抵接在第二安装体上，随着锁紧件的移动，挡板与锁紧件将弹簧逐渐压缩，直至固定件将锁紧件与第二安装体固定；当卫星舱需与运载火箭分离时，将固定件解锁，锁紧件与第二安装体分离，同时在弹簧的作用下，第一安装体远离第二安装体，从而完成卫星舱与运载火箭的分离；在卫星舱与运载火箭的分离过程中，无需爆炸螺栓，卫星舱与运载火箭的分离依靠弹簧的弹性势能，不会产生冲击力，有效降低分离过程对卫星舱与运载火箭的影响，也不会产生空间污染；同时锁紧件与第二安装体能够反复进行装配，反复利用率高，能够有效降低生产成本。

可选的，固定采用插杆，在第二安装体上安装有驱动件，插杆与驱动件连接；

在挡板的侧面开设有供插杆插接的卡槽。

通过采用上述技术方案，随着锁紧件与插接槽的配合，启动驱动件，驱动件带动插杆向挡板靠近并使插杆插设在卡槽内，从而将挡板与第二安装体固定，进而将锁紧件与第二安装体锁紧；插杆与卡槽的连接操作简便，结构简单，能够减轻第一安装体、第二安装体，以及锁紧件的重量，进而有效减轻卫星舱与运载火箭的重量。

可选的，在第二安装体上还安装有平衡块，在平衡块的端面上开设有供插接杆插设的配合孔，配合孔的轴线与配合槽的轴线共线。

通过采用上述技术方案，当无平衡块时，由于驱动件与第二安装体之间具有一定的距离，因此在插杆与挡板连接时，挡板处于悬空状态，由于弹簧的弹性，当插杆脱离卡槽时，弹簧会带动挡板向第二安装体的方向震荡，然后再带动第一安装体向远离第二安装体的方向移动，当设置平衡块时，挡板抵接在平衡块上，当插杆脱离卡槽时，由于平衡块的作用，弹簧会迅速带动锁紧件以及第一安装体向远离第二安装体的方向移动，从而提高对于弹簧的弹性势能的利用率，达到更好的解锁效果。

可选的，锁紧件呈筒状，挡板位于锁紧件内部，在锁紧件的周壁上开设有供插杆穿过的滑移槽。

通过采用上述技术方案，筒状的锁紧件与第二安装体的连接更加稳定，使得第一安装体与第二安装体在锁定状态时，更加稳定；同时挡板设置于锁紧件内部也能够有效减小空间的占用。

可选的，插杆远离驱动电机的一端加工成型为尖端。

通过采用上述技术方案，尖端更加有利于插杆找准卡槽，进而加快插杆与卡槽的配合过程，缩短第一安装体与第二安装体的连接时间。

可选的，弹簧套设在插接杆上。

可选的，弹簧采用高强度弹簧。

通过采用上述技术方案，高强度弹簧能够储存更多的弹性势能，使得第一安装体在脱离第二安装体时的能够在更短的时间内迅速脱离，达到更好的解锁效果。

可选的，第一安装体通过螺栓与卫星舱可拆卸连接，第二安装体通过螺栓与运载火箭可拆卸连接。

综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：

1.通过设置第一安装体、第二安装体，以及锁紧机构，在卫星舱与运载火箭的分离过程中，无需爆炸螺栓，卫星舱与运载火箭的分离依靠弹簧的弹性势能，不会产生冲击力，有效降低分离过程对卫星舱与运载火箭的影响，不会产生空间污染；

2.通过设置固定采用插杆，在第二安装体上安装有驱动件，插杆与驱动件连接，插杆与卡槽的连接操作简便，结构简单，能够有效减轻卫星舱与运载火箭的重量；

3.通过设置平衡块，能够提高对于弹簧的弹性势能的利用率，达到更好的解锁效果。

附图说明

图1是一种用于卫星舱段的锁紧分离机构的结构示意图。

图2是一种用于卫星舱段的锁紧分离机构的局部剖视图。

图3是图2中A部分的局部放大示意图。

附图标记说明：1、第一安装体；2、第二安装体；21、插接槽；22、配合槽；23、平衡块；231、配合孔；3、锁紧机构；31、插接杆；32、锁紧件；321、滑移槽；33、弹簧；34、挡板；341、卡槽；4、驱动电机；41、插杆。

具体实施方式

以下结合附图1-3，对本申请作进一步详细说明。

本申请实施例公开一种用于卫星舱段的锁紧分离机构。

结合图1以及图2，一种用于卫星舱段的锁紧分离机构包括第一安装体1、第二安装体2、锁紧机构3，以及安装在第二安装体2上的驱动电机4。

第一安装体1呈板状，第一安装体1通过螺栓（图中未示出）与卫星舱连接。锁紧机构3包括一端与第一安装体1固接的插接杆31、与插接杆31固接的锁紧件32、套设在插接杆31上的弹簧33，以及滑动设置在插接杆31上的挡板34，锁紧件32呈筒状。

参照图2，插接杆31的轴线方向垂直于第一安装体1的板面，锁紧件32的一端为开口端，另一端为封闭端，锁紧件32的开口端朝向第二安装体2。锁紧件32的轴线方向平行于插接杆31的轴线方向，插接杆31穿过锁紧件32的封闭端。

挡板34为圆形板，挡板34的板面平行于锁紧件32的封闭端，在挡板34板面的中部位置处开设有供插接杆31穿过的通孔，弹簧33的一端固接在锁紧件32封闭端的内板面上，弹簧33的另一端固接在挡板34的板面上，弹簧33呈压缩状态，弹簧33采用高强度弹簧。

结合图2以及图3，在挡板34的两侧面还对称开设有两个卡槽341，卡槽341开设于平衡块23的相对两端面，卡槽341的轴线方向平行于挡板34的板面方向，卡槽341的槽底加工成型为尖端。

参照图2，第二安装体2呈矩形块状，第二安装体2通过螺栓（图中未示出）与运载火箭连接，第二安装体2的上端面平行于第一安装体1的板面。在第二安装体2的上端面上沿第二安装体2的高度方向开设有供锁紧件32插设的插接槽21，插接槽21为环槽，插接槽21的槽宽大于或等于锁紧件32的壁厚，插接槽21的槽深小于第二安装体2的高度。

参照图2，在第二安装体2上端面的中部位置处开设有供插接杆31插设的配合槽22，配合槽22的轴线方向平行于第二安装体2的高度方向，在配合槽22的槽口处还安装有一个平衡块23，平衡块23呈圆柱形，平衡块23的轴线与配合槽22的轴线共线，在平衡块23背离第二安装体2的端面的中部位置处开设有配合孔231，配合孔231的轴线与配合槽22的轴线共线，配合孔231的孔径与配合槽22的槽口直径一致。

结合图2以及图3，驱动电机4共设置有两个，两个驱动电对称设置在平衡块23的两侧，在每个驱动电机4靠近平衡块23的一侧安装有插杆41，插杆41的轴线方向平行于第二安装体2的上端面。在插杆41远离驱动电机4的一端加工成型圆锥型的尖端。

当挡板34的板面抵接在平衡块23远离第二安装体2的端面时，启动驱动电机4，驱动电机4带动插杆41向平衡块23的方向移动，插杆41能够插接进卡槽341内。

结合图1以及图2，在锁紧件32的外周面上对称开设有两个滑移槽321，滑移槽321的轴线方向平行于锁紧件32的轴线方向，滑移槽321的槽底位于锁紧件32靠近第一安装体1的一端，滑移槽321的槽口开设于锁紧件32的开口端。当启动驱动电机4，驱动电机4带动插杆41向挡板34移动时，插杆41能够穿过滑移槽321，插设在卡槽341内。同时，当锁紧件32向插接槽21内插接时，插杆41能够始终插接在卡槽341内。

结合图2以及图3，在进行地面总装时，将锁紧件32插接在插接槽21内，使挡板34的板面抵接在平衡块23背离第二安装体2的端面，启动驱动电机4，使驱动电机4带动插杆41插向卡槽341内；当卫星舱需要与运载火箭分离时，再次启动驱动电机4，使驱动电机4带动插杆41向远离卡槽341的方向移动，使得插杆41脱离卡槽341，当插杆41的尖端从滑移槽321内移出时，弹簧33的弹性势能使得第一安装体1，以及锁紧机构3与第二安装体2迅速分离，在弹簧33的回复过程中，平衡块23能够有效降低弹簧33的震荡，进而有效提高弹簧33的弹性势能的利用率，提高卫星舱与运载火箭的分离能力。

当卫星舱需要进行回收时，当卫星舱向运载火箭靠近时，锁紧件32逐渐向第二安装体2靠近，随着锁紧件32与插接槽21的配合，挡板34的板面与平衡块23远离第二安装体2的端面贴合，此时，启动驱动电机4，驱动电机4带动插杆41插向卡槽341，锁紧件32继续向插接槽21内插接，由于挡板34与插接杆31滑动连接，因此，弹簧33不断压缩，锁紧件32完全插入插接槽21内，因此，卫星舱与运载火箭能够进行多次的解锁与脱离。

本申请实施例一种用于卫星舱段的锁紧分离机构的实施原理为：随着第一安装体1向第二安装体2靠近，锁紧件32插接在插接槽21内，当挡板34抵接在平衡块23上时，驱动电机4带动插杆41插向卡槽341，挡板34固定，弹簧33压缩；当第一安装体1远离第二安装体2时，锁紧件32脱离插接槽21，插杆41脱离卡槽341，弹簧33回复，带动第一安装体1远离第二安装体2。

以上均为本申请的较佳实施例，并非依此限制本申请的保护范围，故：凡依本申请的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本申请的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种用于卫星舱段的锁紧分离机构，其特征在于：包括第一安装体(1)、第二安装体(2)，以及锁紧机构(3)；

锁紧机构(3)包括锁紧件(32)，在第一安装体(1)上固接有插接杆(31)，插接杆(31)穿过锁紧件(32)，插接杆(31)的一端与第一安装体(1)固接，在插接杆(31)的另一端滑动连接有挡板(34)，在挡板(34)与锁紧件(32)之间设置有弹簧(33)，弹簧(33)的两端分别与挡板(34)，以及锁紧件(32)固接，弹簧(33)呈压缩状态；

在第二安装体(2)上开设有供锁紧件(32)插接的插接槽(21)，在第二安装体(2)上还开设有供插接杆(31)插接的配合槽(22)，锁紧件(32)与第二安装体(2)通过固定件解锁分离。

2.根据权利要求1所述的一种用于卫星舱段的锁紧分离机构，其特征在于：固定采用插杆(41)，在第二安装体(2)上安装有驱动件，插杆(41)与驱动件连接；

在挡板(34)的侧面开设有供插杆(41)插接的卡槽(341)。

3.根据权利要求2所述的一种用于卫星舱段的锁紧分离机构，其特征在于：在第二安装体(2)上还安装有平衡块(23)，在平衡块(23)的端面上开设有供插接杆(31)插设的配合孔(231)，配合孔(231)的轴线与配合槽(22)的轴线共线。

4.根据权利要求1所述的一种用于卫星舱段的锁紧分离机构，其特征在于：锁紧件(32)呈筒状，挡板(34)位于锁紧件(32)内部，在锁紧件(32)的周壁上开设有供插杆(41)穿过的滑移槽(321)。

5.根据权利要求2所述的一种用于卫星舱段的锁紧分离机构，其特征在于：插杆(41)远离驱动电机(4)的一端加工成型为尖端。

6.根据权利要求1所述的一种用于卫星舱段的锁紧分离机构，其特征在于：弹簧(33)套设在插接杆(31)上。

7.根据权利要求6所述的一种用于卫星舱段的锁紧分离机构，其特征在于：弹簧(33)采用高强度弹簧。

8.根据权利要求1所述的一种用于卫星舱段的锁紧分离机构，其特征在于：第一安装体(1)通过螺栓与卫星舱可拆卸连接，第二安装体(2)通过螺栓与运载火箭可拆卸连接。

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