一种卫星在轨解锁分离机构的制作方法

本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种卫星在轨解锁分离机构。

背景技术：

卫星发射技术中，平台机械结构和光学载荷之间通常会装配解锁分离装置，该解锁分离装置一方面能够在卫星发射中将平台机械结构和光学载荷刚性地连接为一体，以实现光学载荷的运载；另一方面，解锁分离装置能够在卫星达到指定位置后实现解锁和分离上述的平台机械结构和光学载荷，以达到适当光学载荷的目的。因此，解锁分离装置是保证卫星发射成功与否、以及功能能够实现的关键机构。

现有技术中，为了实现平台机械结构和光学载荷的解锁和分离，解锁分离装置的形式也有很多种，例如：

一、热刀压紧释放结构，该结构是以热刀作为分离部件，装载时利用可切割的束缚元件将光学载荷直接固定在平台机械结构上，随着运载，达到指定位置后利用热刀的热切作用，切断束缚元件并释放光学载荷，以达到解锁和分离的目的；但是，经长时间使用发现，以热刀压紧释放的结构虽然对光学载荷具有较小的冲击力、以及具有重量轻、体积小等优点，但其解锁释放时间较长，同时要求电源持续作功、可靠性较低，所以，以热刀压紧释放的形式仅适用于小载荷的解锁释放；

二、分离螺母结构形式，该种结构形式在螺栓预紧力释放时，轴向存在位移，并且沿敏感器件方向的冲击力较大，所以，该种结构形式也不适用于现阶段的光学载荷运载中的解锁释放；

三、爆炸螺栓直连结构，采用爆炸螺栓直接连接虽然结构简单，但是火药爆炸造成的冲击较大，容易对敏感器件造成影响，因此，对于结构件需要较高的抗冲击要求。

综上所述，现有技术中光学载荷和平台机械结构主要以上述三种结构进行连接，即现有的解锁分离装置多为上述三种结构。而考虑到需要消除卫星在轨飞行中平台机械结构力热变形对光学载荷的影响、卫星调姿部件对光学载荷的微振动作用，以上的三种结构形式均无法满足现阶段卫星发射中光学载荷的解锁释放要求，因此，需要本领域技术人员对其进行创新和改进。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种结构新颖、强度好、刚度高、承载大、载荷承载迅速、同步性较好、并且适用于中小型卫星的解锁和分离的卫星在轨解锁分离机构。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

本发明公开的一种卫星在轨解锁分离机构，该解锁分离机构用以连接光学载荷和平台机械结构，所述解锁分离机构主要包括：

支座体，所述支座体具有与光学载荷刚性连接的上支座、以及与平台机械结构刚性连接的下支座；

承力结构组件，所述上支座和所述下支座通过所述承力结构组件连为一体、且所述承力结构组件通过其上的爆炸螺栓的预紧力锁紧，运载中，所述承力结构组件通过所述爆炸螺栓的断裂以释放对所述支座体的束缚、并分离所述光学载荷和平台机械结构；以及

收拢锁定组件，所述收拢锁定组件用以限制所述承力结构组件分离中的运动轨迹、以及将分离后的所述承力结构组件收拢于所述收拢锁紧组件内侧。

进一步的，所述承力结构组件包括相互铰接的两个包带，分别为右包带和左包带；

其中，所述右包带和左包带均为半圆筒状结构，且所述半圆筒状结构的一端形成为第一连接端，所述第一连接端上形成有包带轴孔，该包带轴孔内穿设有转轴；

所述右包带和左包带均能够绕所述转轴转动；

所述右包带和左包带的远离所述转轴一端形成有朝向外侧延伸的翻边，且两个所述翻边为右包带和左包带的第二连接端；

所述支座体夹持紧固于所述右包带和左包带的半圆筒状结构内，且两个所述翻边相互贴合，所述爆炸螺栓装配于所述翻边上。

进一步的，所述上支座包括置于上端的上支座连接部、以形成于所述上支座连接部下方的上支座安装部；

所述下支座包括置于下端的下支座连接部、以及形成于所述下支座连接部上方的下支座安装部；

光学载荷与所述上支座刚性连接于所述上支座连接部，且所述上支座的上支座安装部延伸至右包带和左包带所组成的圆筒状的安装空间内；

平台机械结构与所述下支座刚性连接于所述下支座连接部，且所述下支座的下支座安装部延伸至右包带和左包带所组成的圆筒状的安装空间内。

进一步的，所述右包带和左包带所组成的圆筒状的安装空间内沿其轴向形成有四组环形v型接触面，四组所述v型接触面由上至下依次为第一v型接触面、第二v型接触面、第三v型接触面和第四v型接触面；

所述上支座和下支座紧固于所述安装空间时，所述上支座安装部的下端与所述下支座安装部的上端预留有空隙，该空隙为第一空隙；

所述上支座安装部与所述第一v型接触面和第二v型接触面贴合地紧固于所述安装空间内，且所述上支座安装部沿其周向开设有上支座楔形槽，所述安装空间的内壁与所述上支座楔形槽之间预留有空隙，该空隙为第二空隙；

所述下支座安装部与所述第三v型接触面和第四v型接触面贴合地紧固于所述安装空间内，且所述下支座安装部沿其周向开设有下支座楔形槽，所述安装空间的内壁与所述下支座楔形槽之间预留有空隙，该空隙为第三空隙。

进一步的，所述收拢锁定组件包括对称布置于所述右包带和左包带外侧的挡板，且所述挡板与所述下支座固连；

所述收拢锁定组件还包括置于所述右包带和左包带的转轴支架，所述转轴支架与所述下支座固连，所述转轴支架的上部安装有转轴螺钉，所述转轴支架和所述转轴螺钉用以限制解锁后的所述右包带和左包带的转动角度；

所述收拢锁定组件具有一根拉簧，所述拉簧的一端与所述挡板固连、所述拉簧的另一端通过弹簧接头与相邻的所述包带固连；

所述右包带和左包带锁定状态时，所述拉簧处于拉伸状态；

所述包带的外周面通过环氧胶粘粘有粘扣，所述右包带和左包带分离时，所述右包带和左包带通过所述拉簧向两侧同步转动、并贴合于所述挡板的内侧；

分离后的所述右包带和左包带通过所述粘扣分别于两侧的挡板粘合。

在上述技术方案中，本发明提供的一种卫星在轨解锁分离机构，具有以下有益效果：

1、本发明的解锁分离机构设计了承力结构组件，并通过上支座和下支座分别刚性连接光学载荷和平台机械结构，同时，通过爆炸螺栓作为紧固件将承力结构组件紧固，而该爆炸螺栓还作为解锁分离的驱动力源，爆炸断裂后产生的冲力作用于承力结构组件上，避免了对敏感气源产生冲击力，整理结构更加新颖；

2、本发明的解锁分离机构结构强度好、刚度高、承载大、实现了快速释放、多个解锁分离机构同步性较好、并且该解锁分离机构适用于中小型卫星的解锁和分离。采用爆炸螺栓预紧力释放与拉簧拉力双备份，安全可靠。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种卫星在轨解锁分离机构的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种卫星在轨解锁分离机构的剖视图；

图3为本发明实施例提供的一种卫星在轨解锁分离机构的右包带和左包带解锁状态下的结构示意图。

附图标记说明：

101、上支座；102、下支座；

201、右包带；202、左包带；203、转轴；

3、爆炸螺栓；

301、代替螺钉；302、火工品法兰；303、安装销钉；

401、挡板；402、拉簧；403、转轴支架；404、转轴螺钉；405、弹簧接头；406、粘扣；

501、第一空隙；502、第二空隙；503、第三空隙；

601、第一v型接触面；602、第二v型接触面；603、第三v型接触面；604、第四v型接触面；

10101、上支座连接部；10102、上支座安装部；

10201、下支座连接部；10202、下支座安装部；

7、翻边。

具体实施方式

为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面将结合附图对本发明作进一步的详细介绍。

参见图1～图3所示，本发明实施例提供的一种卫星在轨解锁分离机构，该解锁分离机构用以连接光学载荷和平台机械结构，解锁分离机构主要包括：

支座体，支座体具有与光学载荷刚性连接的上支座101、以及与平台机械结构刚性连接的下支座102；

承力结构组件，上支座101和下支座102通过承力结构组件连为一体、且承力结构组件通过其上的爆炸螺栓3的预紧力锁紧，运载中，承力结构组件通过爆炸螺栓3的断裂以释放对支座体的束缚、并分离光学载荷和平台机械结构；以及

收拢锁定组件，收拢锁定组件用以限制承力结构组件分离中的运动轨迹、以及将分离后的承力结构组件收拢于收拢锁紧组件内侧。

具体的，本实施例公开了一种光学载荷(未示出)与平台机械结构(未示出)用的解锁分离机构，区别于现有技术中的解锁装置，本实施例利用上述的承力结构组件对支座体形成加固，同时爆炸螺栓3与承力结构组件的装配对于上下两端的光学载荷和平台机械结构形成间接连接。爆炸螺栓3断裂后承力结构组件在收拢锁定组件的驱动下实现释放和分离，并驱动光学载荷和平台机械结构分离，释放光学载荷，而由于本实施例的爆炸螺栓3虽然作为解锁的驱动力来源，但是其是与上述的承力结构组件直连，爆炸时产生的冲击力不会直接作用到敏感器件上，有效地解决了现有技术中对敏感器件冲击力过大的技术问题。

优选的，本实施例中承力结构组件包括相互铰接的两个包带，分别为右包带201和左包带202；

其中，右包带201和左包带202均为半圆筒状结构，且半圆筒状结构的一端形成为第一连接端，第一连接端上形成有包带轴孔，该包带轴孔内穿设有转轴203；

右包带201和左包带202均能够绕转轴203转动；

右包带201和左包带202的远离转轴203一端形成有朝向外侧延伸的翻边7，且两个翻边7为右包带201和左包带202的第二连接端；

支座体夹持紧固于右包带201和左包带202的半圆筒状结构内，且两个翻边7相互贴合，爆炸螺栓3装配于翻边7上。

本实施例具体介绍了承力结构组件的结构，其中，该承力结构组件包括两个相互转动连接的右包带201和左包带202，且右包带201和左包带202通过其结构特性组成一个能够夹持固定上述支座体的圆筒状安装空间；而右包带201和左包带202的外侧行了形成了向外延伸的翻边7，在给爆炸螺栓3提供安装位置的同时，还为安装和拆卸提供了充足的操作空间。另外，为了避免包带应力集中，包带的边缘均需要做倒圆角处理(参见图3所示)。

优选的，承接上述实施例，本实施例中上支座101包括置于上端的上支座连接部10101、以形成于上支座连接部10101下方的上支座安装部10102；

下支座102包括置于下端的下支座连接部10201、以及形成于下支座连接部10201上方的下支座安装部10202；

光学载荷与上支座101刚性连接于上支座连接部10101，且上支座101的上支座安装部10102延伸至右包带201和左包带202所组成的圆筒状的安装空间内；

平台机械结构与下支座102刚性连接于下支座连接部10201，且下支座102的下支座安装部10202延伸至右包带201和左包带202所组成的圆筒状的安装空间内。

参见图2～图3所示本实施例主要介绍了支座体的结构，该支座体分为两部分，分别为置于上部并与光学载荷刚性连接的上支座101，以及置于下部并与平台机械结构刚性连接的下支座102；同时，为了实现与承力结构组件连接，上支座101和下支座102分别形成有朝向安装空间延伸的上支座安装部10102和下支座安装部10202，并且利用安装空间的夹持实现固定。

另外，上述的右包带201和左包带202所组成的圆筒状的安装空间内沿其轴向形成有四组环形v型接触面，四组v型接触面由上至下依次为第一v型接触面601、第二v型接触面602、第三v型接触面603和第四v型接触面604；

上支座101和下支座102紧固于安装空间时，上支座安装部10102的下端与下支座安装部10202的上端预留有空隙，该空隙为第一空隙501；

上支座安装部10102与第一v型接触面601和第二v型接触面602贴合地紧固于安装空间内，且上支座安装部10102沿其周向开设有上支座楔形槽，安装空间的内壁与上支座楔形槽之间预留有空隙，该空隙为第二空隙502；

下支座安装部10202与第三v型接触面603和第四v型接触面604贴合地紧固于安装空间内，且下支座安装部10202沿其周向开设有下支座楔形槽，安装空间的内壁与下支座楔形槽之间预留有空隙，该空隙为第三空隙503。

为了保证包带受力后不会锁死，也是为了确保解锁的顺利进行，本实施例中的两个包带所形成的圆柱状安装空间与支座体部分形成远离结构，而紧固时，主要的紧固接触面为上述的四组环形v型接触面。而在紧固时，上支座101和下支座102、上支座101和安装空间、下支座102和安装空间之间分别预留有上述的第一空隙501、第二空隙502、第三空隙503目的均为解锁时确保上支座101、下支座102、包带能够顺利分离，不会出现锁死。

优选的，本实施例中收拢锁定组件包括对称布置于右包带201和左包带202外侧的挡板401，且挡板401与下支座102固连；

收拢锁定组件还包括置于右包带201和左包带202的转轴支架403，转轴支架403与下支座102固连，转轴支架403的上部安装有转轴螺钉404，转轴支架403和转轴螺钉404用以限制解锁后的右包带201和左包带202的转动角度；

收拢锁定组件具有一根拉簧402，拉簧402的一端与挡板401固连、拉簧402的另一端通过弹簧接头405与相邻的包带固连；

右包带201和左包带202锁定状态时，拉簧402处于拉伸状态；

包带的外周面通过环氧胶粘粘有粘扣406，右包带201和左包带202分离时，右包带201和左包带202通过拉簧402向两侧同步转动、并贴合于挡板401的内侧；

分离后的右包带201和左包带202通过粘扣406分别于两侧的挡板401粘合。

本实施例中的转轴支架403、挡板401、拉簧402作为解锁后承力结构组件的收拢锁定结构，爆炸螺栓3中的火药引爆后，高温高压气体膨胀作功推动活塞推杆至限位处，由于切口处存在应力集中，即为连接强度薄弱环节，在螺杆边缘切口处发生脆性断裂，被连接的两个包带部件分离。上述的拉簧安装后处于拉伸状态，爆炸螺栓3断裂后，两个包带在爆炸冲量的作用下分别绕转轴203向两侧转动，拉簧402产生的拉力与包带分离速度、方向相同，因此，拉簧402起到了冗余备份的作用。最终，包带通过拉簧402的拉紧收拢于挡板401的内侧。另外，上述的包带的外表面通过环氧胶粘粘有粘扣406，一旦拉簧402驱动包带与挡板401内壁接触，粘扣406粘接牢靠，完成锁定。而随着包带的分离，上支座101和下支座102分离，功能实现。

最后，需要说明的是：由于爆炸螺栓3属于易爆危险品，因此，在运输过程中，可以利用代替螺钉301取代爆炸螺栓3对两个包带进行紧固，而实际运载中，将爆炸螺栓3替换回来即可。

本实施例的解锁分离机构应用于航天器前需要经过多轮试验，包括力学振动试验、空间热环境试验、解锁分离试验，以全面提高结构可靠性。

在上述技术方案中，本发明提供的一种卫星在轨解锁分离机构，具有以下

有益效果：

本发明的解锁分离机构设计了承力结构组件，并通过上支座101和下支座102分别刚性连接光学载荷和平台机械结构，同时，通过爆炸螺栓3作为紧固件将承力结构组件紧固，而该爆炸螺栓3还作为解锁分离的驱动力源，爆炸断裂后产生的冲力作用于承力结构组件上，避免了对敏感气源产生冲击力，整理结构更加新颖；

本发明的解锁分离机构结构强度好、刚度高、承载大、实现了快速释放、多个解锁分离机构同步性较好、并且该解锁分离机构适用于中小型卫星的解锁和分离。采用爆炸螺栓3预紧力释放与拉簧402拉力双备份，安全可靠。

以上只通过说明的方式描述了本发明的某些示范性实施例，毋庸置疑，对于本领域的普通技术人员，在不偏离本发明的精神和范围的情况下，可以用各种不同的方式对所描述的实施例进行修正。因此，上述附图和描述在本质上是说明性的，不应理解为对本发明权利要求保护范围的限制。