一种卫星行程开关压紧装置及卫星支撑工装的制作方法

1.本实用新型涉及航天技术领域。更具体地，涉及一种卫星行程开关压紧装置及卫星支撑工装。


背景技术：

2.行程开关是人造地球卫星在星箭分离面上的常用元器件，用于星箭分离时给出分离信号。实际应用中，一颗卫星往往装配有多个行程开关，在星箭分离时，多个行程开关由压紧状态高同步快速释放，行程开关信号动作的正确性对于卫星执行后续指令具有重要意义。
3.在卫星综合测试过程中，通常采用带螺纹结构件拧进和拧出来控制行程开关的压紧和释放。螺纹结构件拧出往往需要消耗较长时间，与实际应用过程中行程开关快速释放存在较大差异；多个行程开关的释放需要多人同时操作，并且完全无法控制其释放瞬间的同步性，无法满足综合测试对多个行程开关释放的时序要求。


技术实现要素：

4.针对上述问题，本实用新型提供一种卫星行程开关压紧装置，该压紧装置能够实现卫星星箭分离面上多个行程开关由压紧状态高同步快速释放的目的，缩短操作时间，减少操作人员投入，保障综合测试过程的顺利开展。
5.为实现上述目的，本实用新型采用下述技术方案：
6.本实用新型提供一种卫星行程开关压紧装置，包括：
7.固定组件；以及
8.与固定组件可分离连接的运动组件；
9.所述运动组件包括用以压紧卫星行程开关的压紧件；
10.所述固定组件被配置为可与运动组件连接固定或分离以使得压紧件压紧卫星行程开关或释放卫星行程开关。
11.此外，优选地方案是，所述固定组件包括固定盘，结合固定于固定盘上的电磁铁，一端结合固定于固定盘上的若干第一连接件以及位于第一连接件远离固定盘一端的固定件；所述压紧件与固定件对应配合。
12.此外，优选地方案是，所述运动组件还包括用以与电磁铁对应配合的衔铁以及一端结合固定于衔铁上的若干第二连接件。
13.此外，优选地方案是，所述第一连接件和第二连连接件的数量均为三个，所述第一连接件与第二连接件一一对应设置。
14.此外，优选地方案是，所述固定件上形成有通孔；
15.所述压紧件包括头部以及与头部结合固定的螺杆；所述螺杆贯穿所述通孔且端部与卫星行程开关配合。
16.此外，优选地方案是，所述衔铁上设置有配重块，所述配重块的材质为铜合金。
17.此外，优选地方案是，所述固定件包括第一结构部以及和第一结构部一体成型的第二结构部；
18.所述第一连接件包括杆体以及由杆体远离固定盘的端部表面向内凹陷形成的配合部；所述配合部上形成有安装孔；
19.所述第一结构部贯穿所述安装孔，所述第二结构部与安装孔的边缘表面贴合；
20.所述第二连接件远离衔铁的端部上形成有螺孔；
21.所述螺杆螺接固定于螺孔上。
22.此外，优选地方案是，所述固定件、第一连接件、固定盘和第二连接件的材质均为铝合金；所述衔铁的材质为电磁纯铁。
23.本实用新型还提供一种卫星支撑工装，该支撑工装包括用以支撑卫星的支撑组件以及如上所述的卫星行程开关压紧装置；
24.所述卫星行程开关压紧装置配置于支撑组件上。
25.此外，优选地方案是，所述支撑组件包括第一环形件以及通过多个连接杆与第一环形件连接的第二环形件；
26.所述固定组件结合固定于第一环形件上。
27.本实用新型的有益效果为：
28.本实用新型通过固定组件与运动组件的配合，利用固定组件将运动组件固定可快速完成所有卫星行程开关的压紧，使行程开关始终处于压紧状态以满足综合测试要求，当固定组件不再固定运动组件，运动组件下落可实现行程开关的快速释放，从而有效模拟星箭分离时卫星行程开关实际状态以满足综合测试要求，实现卫星星箭分离面上多个行程开关由压紧状态高同步快速释放的目的；而且通过本实用新型的卫星行程开关压紧装置使得卫星行程开关释放过程操作简单，一名操作人员即可完成，避免多人操作造成的人力浪费，同时极大地缩短工作时间，提高工作效率。另外，该压紧装置结构简单，加工难度小，成本低廉，便于推广且各零部件之间相互独立，可根据卫星具体需求进行二次设计/选型，装置适应性强。
附图说明
29.下面结合附图对本实用新型的具体实施方式作进一步详细的说明。
30.图1是本实用新型的卫星行程开关压紧装置的结构示意图。
31.图2是本实用新型的固定组件的结构示意图。
32.图3是本实用新型的运动组件的结构示意图。
33.图4是本实用新型的电磁铁的结构示意图。
34.图5是本实用新型的固定件的结构示意图。
35.图6是本实用新型的第一连接件的结构示意图。
36.图7是本实用新型的第二连接件的结构示意图。
37.图8是本实用新型的配重块的结构示意图。
38.图9是本实用新型的固定组件与支撑组件的配合示意图。
39.图10是本实用新型卫星行程开关压紧装置与支撑组件的配合示意图之一。
40.图11是本实用新型卫星行程开关压紧装置与支撑组件的配合示意图之二。
具体实施方式
41.现在将参照附图来详细描述本实用新型的各种示例性实施例。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本实用新型的范围。
42.以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本实用新型及其应用或使用的任何限制。
43.对于相关领域普通技术人员已知的技术和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术和设备应当被视为说明书的一部分。
44.在这里示出和讨论的所有例子中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它例子可以具有不同的值。
45.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
46.为了能够实现卫星星箭分离面上多个行程开关由压紧状态高同步快速释放的目的，缩短操作时间，减少操作人员投入，保障综合测试过程的顺利开展。本实用新型提供一种卫星行程开关压紧装置，结合图1至图11所示，具体地所述卫星行程开关压紧装置包括：固定组件10；以及与固定组件10可分离连接的运动组件20；所述运动组件20包括用以压紧卫星行程开关的压紧件21；所述固定组件10被配置为可与运动组件20连接固定或分离以使得压紧件21压紧卫星行程开关或释放卫星行程开关，压紧件21与卫星行程开关一一对应配合，当压紧件21压紧卫星行程开关时，所有卫星行程开关处于压紧状态；当压紧件释放卫星行程开关，行程开关由压紧状态被快速释放，保障各行程开关的释放同步性。
47.在上述实施例中，关于固定组件10的具体结构，参照图2所示，所述固定组件10包括固定盘11，结合固定于固定盘11上的电磁铁12，一端结合固定于固定盘11上的若干第一连接件13以及位于第一连接件13远离固定盘11一端的固定件14；所述压紧件21与固定件14对应配合。可以理解的是该固定件14用以与外部结构结合固定，例如用以支撑卫星的支撑设备；该电磁铁12为断电保持型电磁铁，断电保持型电磁铁为采购工业制品，通电失去磁力，断电保持磁力，可根据具体使用需求选取型号规格采购，优选型号为xda-50/30d；在电磁铁12上连接有控制线15，控制线15通电，断电保持型电磁铁失去磁力，控制线15断电，断电保持型电磁铁拥有磁力，控制线15穿过固定盘11；所述第一连接件13通过固定用标准件螺接于固定盘11上，上述标准件包括一个内六角螺钉、一个弹簧垫片和一个平垫片。
48.进一步地，关于运动组件20的具体结构，参照图3所示，所述运动组件20还包括用以与电磁铁12对应配合的衔铁22以及一端结合固定于衔铁22上的若干第二连接件23，所有第二连接件23通过标准件固定在衔铁22上，配重块24通过标准件固定在衔铁22上，所述固定件14、第一连接件13、固定盘11和第二连接件23的材质均为铝合金；所述衔铁22的材质为电磁纯铁。
49.在一具体实施例中，所述第一连接件13和第二连连接件23的数量均为三个，所述第一连接件13与第二连接件23一一对应设置，需要说明的是，上述第一连接件13和第二连接件23的数量及安装角度由卫星行程开关数量与在星箭分离面上的具体位置确定。
50.在一实施例中，所述固定件14上形成有通孔141；所述压紧件21包括头部以及与头部结合固定的螺杆；所述螺杆贯穿所述通孔141且端部与卫星行程开关配合。具体的，压紧
件21为一个内六角螺钉、一个弹簧垫片、若干平垫片的组合，可通过选取内六角螺钉规格和平垫片数量调整压紧件由通孔伸出的长度。
51.为了使上述整个运动组件20的质心位于衔铁22轴线上，所述衔铁22上设置有配重块24，所述配重块24的材质为铜合金，当断电保持型电磁铁通电，运动组件20下落可实现行程开关的快速释放，运动组件20通过增加配重块24调整质心至衔铁22轴线，可保障各行程开关的释放同步性，具体的，配重块24上形成有用以与衔铁22连接配合的缺口241。
52.关于固定件14与第一连接件13的固定方式以及压紧件21与第二连接件23的固定方式，所述固定件14包括第一结构部142以及和第一结构部142一体成型的第二结构部143；所述第一连接件13包括杆体133以及由杆体133远离固定盘11的端部表面向内凹陷形成的配合部132；所述配合部132上形成有安装孔131；所述第一结构部142贯穿所述安装孔131，所述第二结构部143与安装孔131的边缘表面贴合，固定件14与第一连接件13之间无直接固定关系；所述第二连接件23远离衔铁22的端部上形成有螺孔231；所述螺杆螺接固定于螺孔231上，将压紧件21拧入螺孔231完成固定，通过配合部132的设置能够保证第二结构部143的底面所在平面不低于杆体133的底面所在平面，从而避免固定组件10与运动组件20固定时，固定件14与第二连接件23发生干涉影响固定效果。
53.本实用新型还提供一种卫星支撑工装，结合图9-图11所示，该支撑工装包括用以支撑卫星的支撑组件以及如上所述的卫星行程开关压紧装置；所述卫星行程开关压紧装置配置于支撑组件上，进一步地，关于支撑组件的结构，所述支撑组件包括第一环形件31以及通过多个连接杆33与第一环形件31连接的第二环形件32；所述固定组件10结合固定于第一环形件31上，该支撑组件呈圆台状，第二环形件32的内径大于第一环形件31的内径，第一环形件31上形成有用以固定固定件14的固定孔311，固定件14可螺接于固定孔311内，压紧件21螺杆的用以作用于行程开关的压紧端由该固定孔311暴露出，需要说明的是，上述卫星支撑组件根据卫星星箭分离面与下端固定装置(如架车)的接口确认其具体结构。该支撑工装的卫星行程开关压紧装置的具体结构参照上述实施例，由于该支撑工装采用了上述实施例的全部技术方案，因此至少具有上述实施例的技术方案所带来的所有有益效果，在此不再一一赘述。
54.在上述实施例的基础上，下面对本实用新型的压紧装置的工作过程进行说明：
55.如图9所示，在星箭分离面处于水平状态时，将上述装置的固定组件10的固定件14通过外螺纹拧入卫星支撑工装的固定孔311中，将所有固定件14拧紧，第二结构部143与第一连接件13配合部132下表面贴合，固定组件10完成在卫星支撑工装上的安装。
56.如图10所示，控制线通电使断电保持型电磁铁失去磁力，将运动组件20的每个压紧件21伸入各个固定件14的通孔141中，竖直向上移动至衔铁22与断电保持型电磁铁12贴合，断电使衔铁22与电磁铁12吸合，此时固定组件10与运动组件20连接固定，所有卫星行程开关在压紧件21的作用下处于压紧状态。
57.如图11所示，在卫星星箭分离面处于水平状态时，控制线通电使断电保持型电磁铁失去磁力，运动组件20在重力作用下下落脱离固定组件10，各个行程开关由压紧状态快速释放；运动组件20通过配重块24调整质心至衔铁22轴线上，因此，可保证运动组件20失去吸合力的瞬间竖直下落，从而保障各行程开关的释放同步性。
58.综上所述，本实用新型通过固定组件与运动组件的配合，利用固定组件将运动组
件固定可快速完成所有卫星行程开关的压紧，使行程开关始终处于压紧状态以满足综合测试要求，当固定组件不再固定运动组件，运动组件下落可实现行程开关的快速释放，从而有效模拟星箭分离时卫星行程开关实际状态以满足综合测试要求，实现卫星星箭分离面上多个行程开关由压紧状态高同步快速释放的目的；而且通过本实用新型的卫星行程开关压紧装置使得卫星行程开关释放过程操作简单，一名操作人员即可完成，避免多人操作造成的人力浪费，同时极大地缩短工作时间，提高工作效率。另外，该压紧装置结构简单，加工难度小，成本低廉，便于推广且各零部件之间相互独立，可根据卫星具体需求进行二次设计/选型，装置适应性强。
59.显然，本实用新型的上述实施例仅仅是为清楚地说明本实用新型所作的举例，而并非是对本实用新型的实施方式的限定，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，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本实用新型的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本实用新型的保护范围之列。