专利名称：一种航天器软着陆用触地信号装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种航天器软着陆用触地信号装置，属于航天器技术领域。
背景技术：
航天器在轨高速运行时，速度一般为数千米每秒至数十千米每秒。对于有着陆要求的航天器，包括地球着陆器及月球着陆器等，在着陆下降段，要不断减小航天器的速度。尤其是当航天器接近地面后，需要依靠反推发动机减小着陆速度直至速度大小基本为零，实现航天器的软着陆，减小着陆冲击对航天器结构及宇航员造成的不利影响。为保障安全、顺利的着陆，当航天器与着陆地面相接触后，需将触地信息反馈给航天器控制系统，使反推 发动机及时关机，避免发生倾倒，进而威胁着陆安全。触地信号装置一般安装在航天器下方，当航天器与着陆地面相接触后，能够及时获取触地信息，发出触地信号。由于着陆环境的复杂性，尤其是地面浮尘的影响，很可能导致伽马仪等测距设备不能准确判断航天器距地面的距离，给出错误信号，进而威胁着陆安全。
发明内容
鉴于此，本发明提供了一种航天器软着陆用触地信号装置，结构简单、受环境因素影响小、触发力调整方便的航天器软着陆用触地信号装置，在轴向、横向及两方向合力作用下均能实现触发。本发明装置包括底座、安装筒、限位座、随动杆、法兰、波纹管、球帽、预紧弹簧、垫片、盖型螺母和微动开关；底座一端为带有外螺纹的空心圆柱体，另一端为两个耳片；安装筒为一个两端均有内、外螺纹的空心圆柱体；限位座(3)开有中心孔，右侧以中心孔为圆心开有凹槽；随动杆(4)为带有凸台的直杆，两端分别为半球头和螺纹；法兰(5)、波纹管(6)和球帽(7)组成了波纹管组件；安装筒两端的内螺纹孔分别与底座和限位座螺纹连接，与底座连接一端的外螺纹提供了与外界结构的装配接口，另一端的外螺纹与波纹管组件的法兰连接；法兰、波纹管和球帽组成了波纹管组件，波纹管与法兰和球帽为焊接连接；限位座的中心孔与随动杆为间隙配合，随动杆的配合段喷涂二硫化钥润滑膜，减小摩擦以及防止真空冷焊现象；随动杆配合段的中间部分，限位座的中心孔直径大于随动杆的直径，减小二者间的滑动摩擦；随动杆为带有凸台的直杆，两端分别为半球头和螺纹；球帽受到载荷作用时产生运动，球帽的内表面与随动杆的半球头相配合，带动随动杆产生轴向运动；随动杆的半球头外表面喷涂二硫化钥润滑膜，防止真空冷焊现象；预紧弹簧由随动杆和限位座压紧在随动杆的凸台和限位座的凹槽之间，提供随动杆的轴向预紧载荷；随动杆穿过限位座中心孔的螺纹端，与垫片和盖型螺母螺纹连接；垫片和盖型螺母与限位座紧密配合，使随动杆不能向右运动，保证了随动杆的轴向定位和预紧弹簧的预紧力；微动开关安装在底座的耳片上。
微动开关的触点与盖型螺母之间留有一定间距，该间距由装配尺寸链及底座、安装筒、限位座、随动杆、垫片、盖型螺母和微动开关的尺寸公差共同保证。波纹管具有一定的柔性，当球帽受轴向、横向及两方向合力作用下，球帽均能带动随动杆产生轴向运动，进而触发微动开关，给出信号。预紧弹簧的预紧力大小确定了触发力的门限值。当随动杆受力小于预紧弹簧的预紧力时，随动杆不能产生轴向运动，不会触发微动开关，可有效避免误触发现象发生。预紧力的大小根据信号装置在火箭发射段所承受的力学环境条件确定。火箭发射段，预紧弹簧的预紧力F1应大于随动杆及球帽的作用力F2。F2如下式所示F2 = Mamax
其中F2 :随动杆及球帽对预紧弹簧施加的最大载荷；M:随动杆及球帽的质量之和；a_ :发射段信号装置所承受的最大加速度。预紧弹簧的预紧力F1大小按下式调整—句
8"/) I]其中G :材料到切I旲量；d :钢丝直径；n :有效圈数；D :预紧弹黃中径；rI :螺旋角修正系数；1 :随动杆凸台和限位座凹槽的装配间距；h :预紧弹簧的自由高度。波纹管的轴向刚度k’根据球帽的质量m及火箭发射的主要激振频率确定。波纹管与球帽构成一个单自由度隔振系统，该系统的基频为Z = -J-
2ti其中f:隔振系统基频；k’ 波纹管的轴向刚度；m :球帽的质量。f应大于火箭发射的主要激振频率。有配合要求的零件采用同种材料，避免零件因温度变形不一致导致的运动卡死现象。配合面喷涂二硫化钥润滑膜，可防止相同材料的零件在真空环境里发生冷焊现象。有益效果(I)本发明为机械式触发装置，受温度交变、带电粒子、磁场、地面浮尘等环境因素的影响小，微动开关是成熟产品，可靠性高。(2)能在轴向、横向及两方向合力作用下实现触发，对着陆角度的要求小，适应能力强。(3)可通过改变预紧弹簧参数方便的调整触发力的门限值，能够满足不同着陆条件对触发力的要求。
图I为本发明触地信号装置自由状态下的结构示意图；图2为本发明触地信号装置的应用示意图。
具体实施例方式如图I所示，本发明由包括底座I、安装筒2、限位座3、随动杆4、法兰5、波纹管
6、球帽7、预紧弹簧8、垫片9、盖型螺母10和微动开关11 ；
底座I 一端为带有外螺纹的空心圆柱体，另一端为两个耳片；安装筒2为一个两端均有内、外螺纹的空心圆柱体；限位座3开有中心孔，右侧以中心孔为圆心开有凹槽；随动杆4为带有凸台的直杆，两端分别为半球头和螺纹；法兰5、波纹管6和球帽7组成了波纹管组件；安装筒两端的内螺纹孔分别与底座I和限位座3螺纹连接，与底座I连接一端的外螺纹提供了与外界结构的装配接口，另一端的外螺纹与波纹管组件的法兰5连接；法兰5、波纹管6和球帽7组成了波纹管组件，波纹管6与法兰5和球帽7为焊接连接；限位座3的中心孔与随动杆4为间隙配合，随动杆4的配合段喷涂二硫化钥润滑膜，减小摩擦以及防止真空冷焊现象；随动杆4配合段的中间部分，限位座3的中心孔直径大于随动杆4的直径，减小二者间的滑动摩擦；随动杆4为带有凸台的直杆，两端分别为半球头和螺纹；球帽7受到载荷作用时产生运动，球帽7的内表面与随动杆4的半球头相配合，带动随动杆产生轴向运动；随动杆4的半球头外表面喷涂二硫化钥润滑膜，防止真空冷焊现象；预紧弹簧8由随动杆4和限位座3压紧在随动杆4的凸台和限位座3的凹槽之间， 提供随动杆4的轴向预紧载荷；随动杆4穿过限位座3中心孔的螺纹端，与垫片9和盖型螺母10螺纹连接；垫片9和盖型螺母10与限位座3紧密配合，使随动杆4不能向右运动，保证了随动杆4的轴向定位和预紧弹簧8的预紧力；微动开关11安装在底座I的耳片上。微动开关11的触点与盖型螺母10之间留有一定间距，该间距由装配尺寸链及底座I、安装筒2、限位座3、随动杆4、垫片9、盖型螺母10和微动开关11的尺寸公差共同保证。波纹管6具有一定的柔性，当球帽7受轴向、横向及两方向合力作用下，球帽7均能带动随动杆4产生轴向运动，进而触发微动开关11，给出信号。预紧弹簧8的预紧力大小确定了触发力的门限值。当随动杆4受力小于预紧弹簧8的预紧力时，随动杆4不能产生轴向运动，不会触发微动开关11，可有效避免误触发现象发生。预紧力的大小根据信号装置在火箭发射段所承受的力学环境条件确定。火箭发射段，预紧弹簧8的预紧力F1应大于随动杆4及球帽7的作用力F2。F2如下式所示F2 = Mafflax其中F2 :随动杆及球帽对预紧弹簧施加的最大载荷；M:随动杆及球帽的质量之和；a_ :发射段信号装置所承受的最大加速度。预紧弹簧8的预紧力F1大小按下式调整Fl=^-Ti/-fl)
SnD I]其中G :材料到切I旲量；d :钢丝直径；n :有效圈数；D :预紧弹黃中径；rI :螺旋角修正系数；1 :随动杆凸台和限位座凹槽的装配间距；h :预紧弹簧的自由高度。波纹管6的轴向刚度k’根据球帽7的质量m及火箭发射的主要激振频率确定。波纹管6与球帽7构成一个单自由度隔振系统，该系统的基频为Z = -J-
ITtHm其中f:隔振系统基频；k’ 波纹管的轴向刚度；m :球帽的质量。
f应大于火箭发射的主要激振频率。有配合要求的零件采用同种材料，对温度变化带来的影响不敏感，避免了零件的因温度变形不一致导致的运动卡死现象。配合面喷涂二硫化钥润滑膜，可防止相同材料的零件在真空环境里发生冷焊现象。触地后，球帽7发生运动，对随动杆4施加轴向力作用，当随动杆4受力大于预紧弹簧8的预紧载荷值后，随动杆4开始产生轴向运动；当随动杆4运动行程大于微动开关11的触点与盖型螺母10的间距后，进一步触发微动开关1 1，发出触地信号，由导线传递给航天器上的信号采集设备。如图2所示为本发明触地信号装置的应用示意图，安装筒2与细长杆螺纹连接。应用时，包括细长杆的整套装置位于航天器下侧，先与地面接触，发出触地信号，为反推发动机及时关机提供依据，保障着陆安全。综上所述，以上仅为本发明的一种较佳实例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
权利要求
1.一种航天器软着陆用触地信号装置，其特征在于包括底座(1)、安装筒(2)、限位座(3)、随动杆(4)、法兰(5)、波纹管(6)、球帽(7)、预紧弹簧(8)、垫片(9)、盖型螺母(10)和微动开关(11); 底座(1) 一端为带有外螺纹的空心圆柱体，另一端为两个耳片；安装筒(2)为ー个两端均有内、外螺纹的空心圆柱体；限位座(3)开有中心孔，右侧以中心孔为圆心开有凹槽；随动杆(4)为带有凸台的直杆，两端分别为半球头和螺纹；法兰(5)、波纹管(6)和球帽(7)组成了波纹管组件； 安装筒(2)两端的内螺纹孔分别与底座(1)和限位座(3)螺纹连接，与底座(1)连接ー端的外螺纹提供了与外界结构的装配接ロ，另ー端的外螺纹与波纹管组件的法兰(5)连接；波纹管(6)与法兰(5)和球帽(7)为焊接连接； 限位座(3)的中心孔与随动杆(4)为间隙配合，随动杆(4)的配合段喷涂润滑膜；随动杆(4)配合段的中间部分，限位座(3)的中心孔直径大于随动杆(4)的直径；随动杆(4)为带有凸台的直杆，两端分别为半球头和螺纹；球帽(7)受到载荷作用时产生运动，球帽(7)的内表面与随动杆(4)的半球头相配合，带动随动杆产生轴向运动；随动杆(4)的半球头外表面喷涂润滑膜；预紧弹簧(8)由随动杆(4)和限位座(3)压紧在随动杆(4)的凸台和限位座(3)的凹槽之间，提供随动杆(4)的轴向预紧载荷； 随动杆(4)穿过限位座(3)中心孔的螺纹端，与垫片(9)和盖型螺母(10)螺纹连接；垫片(9)和盖型螺母(10)与限位座(3)紧密配合，使随动杆(4)不能向右运动，保证了随动杆(4)的轴向定位和预紧弹簧(8)的预紧カ；微动开关(11)安装在底座(1)的耳片上。
2.根据权利要求1所述的ー种航天器软着陆用触地信号装置，其特征在于所述微动开关(11)的触点与盖型螺母(10)之间留有一定间距，该间距由装配尺寸链及底座(1)、安装筒(2)、限位座(3)、随动杆(4)、垫片(9)、盖型螺母(10)和微动开关(11)的尺寸公差共同保证。
3.根据权利要求1所述的ー种航天器软着陆用触地信号装置，其特征在于所述波纹管(6)具有一定的柔性，当球帽(7)受轴向、横向及两方向合力作用下，球帽(7)均能带动随动杆(4)产生轴向运动，进而触发微动开关(11),给出信号。
4.根据权利要求1所述的ー种航天器软着陆用触地信号装置，其特征在于所述预紧弹簧(8)的预紧カ大小决定触发カ的门限值；当随动杆(4)受カ小于预紧弹簧(8)的预紧カ吋，随动杆(4)不能产生轴向运动，不会触发微动开关(11);预紧カ的大小根据信号装置在火箭发射段所承受的力学环境条件确定；火箭发射段，预紧弹簧(8)的预紧カF1应大于随动杆(4)及球帽(7)的作用力F2; F2如下式所示p = Mci 1 2 iViclmax 其中F2 :随动杆(4)及球帽(7)对预紧弹簧(8)施加的最大载荷； M:随动杆(4)及球帽(7)的质量之和； amax :发射段信号装置所承受的最大加速度。
5.根据权利要求1所述的ー种航天器软着陆用触地信号装置，其特征在于所述预紧弹簧(8)的预紧カじ大小按下式调整其中G :材料剪切模量； d :钢丝直径； η :有效圈数； D :预紧弹簧中径； η :螺旋角修正系数； . 1 :随动杆(4)凸台和限位座(3)凹槽的装配间距； h :预紧弹黃(8)的自由闻度。
6.根据权利要求1所述的ー种航天器软着陆用触地信号装置，其特征在于所述波纹管(6)的轴向刚度k’根据球帽(7)的质量m及火箭发射的主要激振频率确定；波纹管(6)与球帽(7)构成ー个单自由度隔振系统，该系统的基频为 其中f:隔振系统基频； k’ 波纹管(6)的轴向刚度； m:球帽(7)的质量； f应大于火箭发射的主要激振频率。
7.根据权利要求1所述的ー种航天器软着陆用触地信号装置，其特征在于有配合要求的零件采用同种材料，配合面喷涂ニ硫化钥润滑膜。
全文摘要
一种航天器软着陆用触地信号装置，属于航天器技术领域。本发明装置主要由微动开关、预紧弹簧、波纹管组件、盖型螺母、随动杆等组成。通过随动杆的轴向运动，触发微动开关，使微动开关给出触地信号，为航天器提供反推发动机的关机信号，保障软着陆安全。本装置结构简单，受温度交变、电磁辐照等空间环境的影响小。
文档编号B64G1/62GK102951302SQ20121045282
公开日2013年3月6日 申请日期2012年11月13日 优先权日2012年11月13日
发明者刘卫, 朱汪, 李委托, 满剑锋, 吴琼, 徐青华, 杨建中 申请人:北京空间飞行器总体设计部