一种单点压紧星箭适配器及星箭分离装置的制作方法

1.本发明涉及航天器连接与分离技术领域，具体涉及一种单点压紧星箭适配器及星箭分离装置。


背景技术：

2.星箭适配器是可靠连接卫星与火箭，并在星箭入轨后实现星箭可靠分离的机构装置。目前，世界上各主要运载火箭大都采用包带锁紧装置作为星箭连接和分离机构。但随着卫星尺寸、重量越来越小，传统的包带锁紧装置已经不能满足目前卫星的发射分离要求。
3.传统的适配器方案中，如火箭伴飞小卫星的弹簧加爆炸螺栓包带解锁的方式，通过拧紧爆炸螺栓给包带施加一定预紧力，实现星箭连接；当进行星箭分离时，由火箭控制系统发出指令，使爆炸螺栓起爆，包带解锁，伴星由分离弹簧装置弹射进入轨道，实现伴星的释放分离。此方案可靠性较高，但适配器质量较大，不能作为小卫星的典型适配器。星箭对接框类适配器是包带方案的改进，但需要使用多个爆炸螺栓类的解锁器，可靠性较低且分离冲击较大。pod分离装置是专门为小卫星设计的星箭适配器，其可靠性较高，但所需质量是所有适配器中最大的。专利cn108995831a所提供的连杆类适配器兼具了低质量与低冲击的特点，但由于其采用了复杂的机械结构，可靠性很难进行评估。


技术实现要素：

4.因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的星箭适配器质量大、冲击大且可靠性低的缺陷，从而提供一种单点压紧星箭适配器及星箭分离装置。
5.一种单点压紧星箭适配器，包括分离弹出机构、锁紧机构和对接板；
6.所述对接板上安装有锁紧机构和多个分离弹出机构，所述锁紧机构和分离弹出机构上端都与卫星连接，所述对接板与火箭连接；
7.所述分离弹出机构包括卫星支座、分离支腿、弹簧、弹簧压圈和弹簧套筒；所述卫星支座上端与卫星连接，下端与分离支腿配合连接；所述分离支腿下端设有环形平面，所述弹簧套筒和弹簧置于环形平面上，且弹簧套在弹簧套筒的圆周上，弹簧套筒的截面为“z”字形，其上端设有环形平面，弹簧套筒上表面与卫星支座接触，弹簧套筒下端内圈直径小于弹簧压圈外圈直径；所述弹簧压圈套在所述分离支腿的圆周上以限制弹簧套筒竖直方向上的位移。
8.进一步，所述锁紧机构包括锁紧支座、减振器、减振器、锁紧器和球铰；
9.所述锁紧支座上端与卫星连接，锁紧支座内部固连有减振器，锁紧支座和减振器的整合体通过锁紧器与对接板连接，所述减振器套在所述锁紧器上，且减振器的上端与对接板固连；所述球铰位于锁紧器与对接板之间。
10.进一步，所述卫星支座下端设有锥形孔，与分离支腿的锥形面配合连接。
11.进一步，所述分离支腿底部设有圆形凸台面，与对接板上的圆形孔配合连接。
12.进一步，所述弹簧压圈内圈设有螺纹，与分离支腿的外螺纹配合连接。
13.进一步，所述减振器内部设有螺母，与所述锁紧器配合连接。
14.进一步，所述锁紧器为爆炸螺栓、解锁销或分离螺母。
15.进一步，所述减振器为橡胶和蜂窝，减振器为橡胶。
16.一种星箭分离装置，所述上述任一项所述的单点压紧星箭适配器。
17.本发明通过单点连接卫星与火箭，省去了部署多余锁紧器的花费，降低了卫星发射质量与成本；通过单点压紧、单次触发解锁、多点释放实现卫星的分离，避免了多点解锁的同步性问题，降低了解锁失败风险，提高了星箭分离的可靠性；通过双重减振设计，降低了星箭分离的冲击。
附图说明
18.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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。
19.图1为本发明的适配器结构示意图；
20.图2为本发明的分离弹出机构示意图；
21.图3为本发明的分离弹出机构剖视图；
22.图4为本发明的锁紧机构示意图；
23.图5为本发明的锁紧机构剖视图；
24.附图标记说明：
25.1-分离弹出机构；
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2-锁紧机构；
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3-对接板；
26.11-卫星支座；
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12-分离支腿；
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13-弹簧
27.14-弹簧压圈；
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15-弹簧套筒；
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21-锁紧支座；
28.22a-第一减振器；
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22b-第二减振器；
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23-锁紧器；
29.24-球铰；
具体实施方式
30.下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
31.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
32.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本
发明中的具体含义。
33.此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
34.请参阅图1，一种单点压紧星箭适配器，包括分离弹出机构1、锁紧机构2和对接板3；
35.所述对接板3上安装有锁紧机构2和多个分离弹出机构1，所述锁紧机构2和分离弹出机构1上端都与卫星连接，所述对接板3与火箭连接；
36.请参阅图2和图3，所述分离弹出机构1包括卫星支座11、分离支腿12、弹簧13、弹簧压圈14和弹簧套筒15；所述卫星支座11上端与卫星连接，下端与分离支腿12配合连接；所述分离支腿12下端设有环形平面用于定位弹簧13，所述弹簧套筒15和弹簧13置于环形平面上，且弹簧13套在弹簧套筒15的圆周上，弹簧套筒15的截面为“z”字形，其上端设有环形平面，弹簧套筒15上表面与卫星支座11接触，弹簧套筒15下端内圈直径小于弹簧压圈14外圈直径用于对弹簧13限位；所述弹簧压圈14套在所述分离支腿12的圆周上以限制弹簧套筒15竖直方向上的位移。分离弹出机构1具体个数根据实际情况进行调整，相应的所述对接板3的尺寸与形状也会相应变化。
37.请参阅图4和图5，所述锁紧机构2包括锁紧支座21、减振器22a、减振器22b、锁紧器23和球铰24；
38.所述锁紧支座21上端与卫星连接，锁紧支座21内部固连有减振器22a，减振器22a用于减少星箭分离时锁紧器23上端冲击载荷，锁紧支座21和减振器22a的整合体通过锁紧器23与对接板3连接，所述减振器22b套在所述锁紧器23上，且减振器22b的上端与对接板3固连，用于减少星箭分离时锁紧器23下端冲击载荷；所述球铰24位于锁紧器23与对接板3之间，用于减少锁紧器23的弯曲载荷。
39.所述卫星支座11下端设有锥形孔，与分离支腿12的锥形面配合连接，用于承载卫星与火箭之间的横向载荷。
40.所述分离支腿12底部设有圆形凸台面，与对接板3上的圆形孔配合连接。
41.所述弹簧压圈14内圈设有螺纹，与分离支腿12的外螺纹配合连接，用于限位弹簧套筒15。
42.所述减振器22a内部设有螺母，与所述锁紧器23配合连接。
43.所述锁紧器23为爆炸螺栓、解锁销或分离螺母等航天常用锁紧设备。
44.所述减振器22a为橡胶和蜂窝，减振器22b为橡胶。
45.在解锁前所述弹簧13为压缩状态，在解锁后所述弹簧13推动弹簧套筒15运动，弹簧套筒15推动卫星支座11运动，卫星支座11进而推动卫星运动完成星箭分离。
46.本发明还包括一种星箭分离装置，所述装置包括上述任一项所述的单点压紧星箭适配器。
47.显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。