专利名称:一种箭载套筒式伸杆展开机构的制作方法
一种箭载套筒式伸杆展开机构技术领域：
[0001]本发明涉及一种用于探空火箭空间科学探测套筒式伸杆展开机构，具体涉及一种 箭载套筒式伸杆展开机构。
背景技术：
[0002]探空火箭主要是利用火箭上携带的探测设备对大气微量成分、空间电场、电离层 电子、离子密度和电子温度等参数进行探测的，其中对电子、离子、电场探测的设备要求其 探头伸出火箭气动外表面一定距离，以避免火箭本体剩磁及气流付面层的影响，因此要求 用伸杆展开机构把这些探头伸展出去。这些伸杆部件常安装在火箭整流罩内或火箭箭体与 发动机分离的结合面上，由于这些部位地方狭小，常与分离机构干涉，要求伸杆展开机构体 积小，重量轻，伸杆展开长。由于火箭的旋转速度较快，伸杆上要受到较大的离心力作用，对 伸杆的研制提出较高的要求。国外如美国、俄罗斯、瑞典等国家在探空火箭上都成功使用过 伸杆展开机构对电场进行探测，但国内还没有探空火箭使用伸杆进行探测的先例。在火箭 用伸杆展开机构探测技术方面还是一片空白。随着我国探空火箭技术的发展及越来越多的 空间探测任务，急需为探空火箭、试验探测卫星和宇宙飞船等空间飞行器提供实现空间探 测任务的伸杆展开机构。箭载套筒式伸杆展开机构就是针对探空火箭对伸杆的需求，在伸 杆展开机构的结构形式、空间展开运动方式、锁紧固定结构形式，以及在火箭上的安装和释 放的方式和结构形式等方面，进行了多方面的创新性设计、研制，突破了伸杆展开机构的关 键技术而研制出的一种空间探测用伸杆展开机构。
发明内容
[0003]本发明的目的在于，为探空火箭进行空间探测提供一种箭载套筒式伸杆展开机 构。[0004]本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下[0005]一种箭载套筒式伸杆展开机构，其特征在于，所述的伸杆展开机构包括基座和若 干节相互嵌套的伸展单元。[0006]所述的基座包括下底座12、上底座9、转轴11和锁紧机构10 ;所述的下底座12 和上底座9通过转轴11及其锁紧机构10可转动和固定。[0007]所述的伸展单元包括一节杆状圆柱筒、一节嵌套在杆状圆柱筒一端的嵌套管箍 和一个设置于嵌套管轴上的止退锁紧机构；该嵌套管箍的另一端嵌套于下一节伸展单元的 杆状圆柱筒；杆状圆柱筒的直径依据设计和空间尺寸逐节递减。[0008]所述的基座通过上底座与若干伸展单元的底端的杆状圆柱筒相连。[0009]所述的杆状圆柱筒的高度逐节递增。可实现在伸杆展开机构收拢高度相同情况 下，伸杆展开长度最长。[0010]所述的伸展机构的还包含有一连接环1，该连接环一端连接顶端的第八杆状圆柱 筒21，另一端用于固定电场探头。[0011]所述的伸杆展开机构包括还包括一锁紧压片20，固定于所述的连接环I中部位置上，用于与探空火箭压紧机构对接，并对箭载套筒式伸杆展开机构实施压紧。[0012]所述的下底座12和上底座9正向剖面均呈Π字形，并相向扣合在一起。[0013]所述的锁紧机构10设置在下底座的侧面，用于对旋转到位的上底座自动锁紧。[0014]所述的上底座、下底座、伸展单元、连接环和锁紧压片均采用航天轻质合金材料制造。[0015]所述的自与底端杆状圆柱筒相连的第二节杆状圆柱筒起，直至顶端的杆状圆柱筒的外表面上设有防自转锁紧销钉导向槽，并在轴向端部开一方槽。[0016]所述的止退锁紧机构包含弹簧30、所述的弹簧30的一端压紧在锁紧销钉29上， 另一端顶在紧固螺钉31上；其中，所述的锁紧销钉29在伸杆展开到位后，在弹簧力的作用下，插入杆状圆柱筒一端的方槽中。伸杆收拢时，嵌套管箍止推锁紧机构中的锁紧销钉29 插在杆状圆柱筒的导向槽中，限制杆状圆柱筒之间的相互转动。每节伸杆展开到位后，嵌套管箍止退锁紧机构中的锁紧销钉在弹簧力的作用下插在杆状圆柱筒端部的槽中，限制杆状圆柱筒的相互移动和转动，从而达到展开锁紧的功能。[0017]所述的杆状圆柱筒是空心结构，探头电缆可从中间穿过，并通过伸杆下底座电缆导向方孔，与探头控制设备连接。[0018]所述的伸杆下底座设计有伸杆转动限位面，限制伸杆展开机构只能向下转动90度。[0019]箭载套筒式伸杆展开机构工作原理如下火箭发射时，伸杆在探空火箭压紧机构的作用下处于收拢状态，火箭发射并上升到预定高度时，火箭起旋，由于火箭压紧机构是与火箭箭体固定在一起的，而伸杆展开机构是与火箭箭头连接在一块的，当探空火箭箭头与箭体分离时，伸杆展开机构解锁，在火箭旋转产生的离心力作用下，伸杆展开机构旋转到预定位置，上下底座锁紧、各节套筒逐一展开并逐节锁紧，将电场探头伸展到远离箭体表面预定的位置上。[0020]本发明的优点在于[0021](I)实现从无到有的飞跃，提供用于探空火箭空间科学探测所需的伸杆展开机构；[0022](2)伸杆展开机构具有指向精度高、定位准确、整体强度刚度高等特性，满足探空火箭空间科学探测对伸杆的精度需求；[0023](3)伸杆展开机构结构简单紧凑、装拆方便、可靠性高，便于携带及运输；[0024](4)伸杆展开机构构型满足探空火箭结构的布局特点，并充分利用火箭自旋产生的离心力进行自动展开，无需其它动力装置和控制设备，即节省火箭上的有限电力、减小火箭有效载荷空间、减轻火箭承载重量，又降低了制造成本；[0025](5)伸杆展开机构主体结构材料由航天轻质合金材料制造。材料资源丰富,加工工艺成熟，便于伸杆展开机构的技术实施；[0026](6)伸杆展开机构也满足其它科学探测自旋飞行器对伸杆展开的基本需求，便于展开技术应用推广。
[0027]图1是本发明伸展单元处于收拢状态的主视图；[0028]图2是本发明伸展单元处于展开状态时的左视图[0029]图3是本发明伸展单元收拢时，止退锁紧机构中的销钉工作位置；[0030]图4是本发明伸展单元展开到位后止退锁紧机构中的销钉锁紧工作位置；[0031]图5是本发明的箭载套筒式伸杆展开机构在火箭上安装主视图(发射前)；[0032]图6是本发明的箭载套筒式伸杆展开机构在火箭上安装俯视图(发射前)；[0033]图7是本发明的箭载套筒式伸杆展开机构在火箭上展开到位主视图(工作状态)；[0034]图8是本发明的箭载套筒式伸杆展开机构在火箭上展开到位俯视图(工作状态)。[0035]附图标识[0036]I、连接环2、第七嵌套管箍3、第六嵌套管箍[0037]4、第五嵌套管箍5、第四嵌套管箍6、第三嵌套管箍[0038]7、第二嵌套管箍8、第一嵌套管箍9、上底座[0039]10、底座弹簧锁紧机构11、底座转轴12、下底座[0040]13、第一止退锁紧机构14、第二止退锁紧机构15、第三止退锁紧机构[0041]16、第四止退锁紧机构17、第五止退锁紧机构18、第六止退锁紧机构[0042]19、第七止退锁紧机构20、锁紧压片21、第八杆状圆柱筒[0043]22、第七杆状圆柱筒23、第六杆状圆柱筒24、第五杆状圆柱筒[0044]25、第四杆状圆柱筒26、第三杆状圆柱筒27、第二杆状圆柱筒[0045]28、第一杆状圆柱筒具体实施方式
[0046]下面结合附图对本发明进行详细说明。[0047]伸杆展开机构主要由伸杆下底座12、伸杆上底座9、底座转轴11、底座弹簧锁紧机构10、杆状圆柱筒21 28、嵌套管箍2 8、止退锁紧机构13 19、连接环I、锁紧压片20 等组成，止退锁紧机构又由弹簧30、锁紧销钉29和紧固螺钉31组成。除底座转轴11、弹簧 30、螺钉、锁紧销钉29和紧固螺钉31外，其余所有零件均采用航天轻质合金材料制造。[0048]图1表明单根伸杆展开机构收拢状态结构构型，图中自下向上依次为一基座，第一杆状圆柱筒28，7个嵌套管轴2 8，处于收拢状态的第八杆状圆柱筒21，与第八杆状圆柱筒21 —端连接的连接环I。其中，基座包含下底座12、上底座9、转轴11和锁紧机构10， 所述的下底座12和上底座9通过转轴11及其锁紧机构10可转动和固定；[0049]图2表明单根伸杆展开机构展开状态结构构型，从图中可以看到伸杆展开装置旋转90度，且各节伸展单元均完全展开的结构。伸杆展开机构主要由以下各零部件组成伸杆下底座12、伸杆上底座9、底座转轴11、底座弹簧锁紧机构10、多节杆状圆柱筒21 28、 多节嵌套管箍2 8、多个止退锁紧机构13 19、一个连接环I、一个锁紧压片20。伸杆上下底座通过底座转轴连接在一起，第一杆状圆柱筒28 —端通过螺纹连接与伸杆上底座9固定在一起，另一端通过第一嵌套管箍8与第二杆状圆柱筒27连接在一起，第一嵌套管箍8 上安装第一止退锁紧机构13。依次类推，将所有杆状圆柱筒嵌套成一个整体，连接环I 一端与第八杆状圆柱筒螺纹连接，另一端与电场探头螺纹连接，将电场探头固定在伸杆展开机构上。锁紧压片20是探空火箭压紧机构对伸杆展开机构实施压紧的一个零件，它一侧用螺纹固定在连接环I上，另一侧与探空火箭压紧机构对接。除第八杆状圆柱筒外，其余杆状圆 柱筒的外表面均加工有防自转锁紧销钉导向槽，并在轴向端部开一方槽。由于杆状圆柱筒 是空心结构，探头电缆可从中间穿过，并通过伸杆下底座电缆导向方孔，与探头控制设备连 接。在伸杆下底座12设计有伸杆转动限位面，限制伸杆展开机构只能向下转动90度，以保 证探头与火箭轴向的垂直度要求。底座弹簧锁紧机构10在伸杆上底座9转动到位后将其 自动锁紧，限制伸杆的摆动。[0050]图3表明伸杆收拢时，嵌套管箍上的止退锁紧机构中的锁紧销钉在导向槽中的位 置，该止退锁紧机构又由弹簧30、锁紧销钉29和紧固螺钉31组成。止退锁紧机构的锁紧销 钉29在弹簧30的预紧力作用下，只能沿杆状圆柱筒外表面防自转锁紧销钉导向槽移动，当 伸杆单元处于收拢状态时，止退锁紧机构中的销钉29插在杆状圆柱筒的导向槽中，限制杆 状圆柱筒之间的相互转动。[0051]图4表明伸杆展开到位后止退锁紧机构中锁紧销钉29的锁紧位置，当杆状圆柱筒 展开到位时，锁紧销钉29插入杆状圆柱筒根部的方槽，限制了杆状圆柱筒轴向移动和径向 旋转，从而达到展开锁紧的功能同时确保探头与火箭的相对位置关系。[0052]图5、图6表明伸杆展开机构箭上安装收拢状态布局要求，表明了锁紧压片20在伸 杆展开机构安装的方向及位置，伸杆展开机构通过伸杆下底座12用螺钉与火箭分离舱仪 器板连接，实现了安装及固定。[0053]图7、图8表明伸杆展开机构箭上完全展开状态的正向和俯视布局图。[0054]伸杆展开机构各部件机械连接关系如下伸杆下底座12通过底座转轴11与伸杆 上底座9连接在一起，底座弹簧锁紧机构10安装在伸杆下底座12的侧面。第一杆状圆柱 筒28与伸杆上底座9用螺钉进行连接。第二杆状圆柱筒27装入杆状圆柱筒28中，然后拧 上第一嵌套管箍8，再将第三杆状圆柱筒26装入第二杆状圆柱筒27中，拧上第二嵌套管箍 7，依次类推，直到第七嵌套管箍2拧在第七杆状圆柱筒22上。安装连接环1，将锁紧压片 20固定在连接环I上。依次安装止退锁紧机构13 19。[0055]最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参 照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方 案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明 的权利要求
范围当中。
权利要求
1.一种箭载套筒式伸杆展开机构，其特征在于，所述的伸杆展开机构包括基座和若干节相互嵌套的伸展单元； 所述的基座包括下底座(12)、上底座(9)、转轴(11)和锁紧机构(10);所述的下底座(12)和上底座(9)通过转轴(11)及其锁紧机构(10)可转动和固定； 所述的伸展单元包括一节杆状圆柱筒、一节嵌套在杆状圆柱筒一端的嵌套管箍和一个设置于嵌套管箍上的止退锁紧机构；该嵌套管箍的另一端嵌套于下一节伸展单元的杆状圆柱筒；杆状圆柱筒的直径逐节递减； 所述的基座通过上底座(9)与若干伸展单元底端的杆状圆柱筒相连。
2.根据权利要求
I所述的箭载套筒式伸杆展开机构，其特征在于，所述的杆状圆柱筒的高度逐节递增。
3.根据权利要求
I所述的箭载套筒式伸杆展开机构，其特征在于，所述的箭载套筒式伸杆展开机构还包含有一连接环(I )，该连接环(I)连接顶端的杆状圆柱筒，用于固定电场探头。
4.根据权利要求
3所述的箭载套筒式伸杆展开机构，其特征在于，所述的伸杆展开机构还包括一锁紧压片(20)，固定于所述的连接环(I)上，用于与探空火箭压紧机构对接，并对箭载套筒式伸杆展开机构实施压紧。
5.根据权利要求
I所述的箭载套筒式伸杆展开机构，其特征在于，所述的下底座(12)和上底座(9)正向剖面均呈n字形，并相向扣合在一起。
6.根据权利要求
I所述的箭载套筒式伸杆展开机构，其特征在于，所述基座的锁紧机构(10)设置在下底座(12)的侧面，用于对旋转到位的上底座自动锁紧。
7.根据权利要求
4所述的箭载套筒式伸杆展开机构，其特征在于，所述的上底座(9)、下底座(12)、伸展单元、连接环(I)和锁紧压片(20)均采用航天轻质合金材料制造。
8.根据权利要求
I所述的箭载套筒式伸杆展开机构，其特征在于，自与底端杆状圆柱筒相连的第二节杆状圆柱筒起，直至顶端的杆状圆柱筒的外表面上设有防自转锁紧销钉导向槽，并在轴向端部开一方槽。
9.根据权利要求
I或8所述的箭载套筒式伸杆展开机构，其特征在于，所述的止退锁紧机构包含弹簧(30)、所述的弹簧(30)的一端压紧在锁紧销钉(29)上，另一端顶在紧固螺钉(31)上； 其中，所述的锁紧销钉(29)在伸杆展开到位后，在弹簧力的作用下，插入杆状圆柱筒一端的方槽中。
10.根据权利要求
I所述的箭载套筒式伸杆展开机构，其特征在于，所述的杆状圆柱筒是空心结构，探头电缆可从中间穿过，并通过伸杆下底座电缆导向方孔，与探头控制设备连接; 所述的下底座(12)设计有伸杆转动限位面，限制伸杆展开机构只能向下转动90度。
专利摘要
本发明公开一种箭载套筒式伸杆展开机构，其特征在于所述的伸杆展开机构由基座和若干节嵌套的伸展单元组成；所述的基座包括下底座、上底座、转轴和锁紧机构；所述的下底座和上底座通过转轴及其锁紧机构可实现伸杆展开机构转动90°并自动固定；所述的伸展单元包括一节杆状圆柱筒、一节固定在杆状圆柱筒一端的嵌套管箍和一个设置于嵌套管箍上的止退锁紧机构；该嵌套管箍的另一端嵌套于下一节伸展单元的杆状圆柱筒，对下一节伸展单元的杆状圆柱筒进行运动限位；所述的基座通过上底座与若干节伸展单元中的最底端的杆状圆柱筒相连，且所述的杆状圆柱筒的直径依据设计尺寸和装配空间逐节递减。所述的伸杆展开机构还包含有一个连接环。
文档编号F42B15/08GKCN101788250SQ200910244495
公开日2013年3月20日 申请日期2009年12月31日
发明者杨萱, 姜秀杰, 刘波, 孟新, 郑建华, 孙健, 刘元 申请人:中国科学院空间科学与应用研究中心导出引文BiBTeX, EndNote, RefMan专利引用 (3),