一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置的制作方法

本发明涉及航天器在轨相互分离释放
技术领域：
，特别涉及一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置。
背景技术：
：随着科学技术的不断发展，人类对于空间科学探测研究领域大为拓展，空间物理探测发展趋势已到了多点、多时空尺度的时代，也就是对地球空间复杂的物理过程进行多颗小卫星或者分离载荷的协同观测。分离释放装置是用于卫星上的机构，能够将相适应尺寸的小型从属航天器在运载阶段恶劣的环境中实现安全可靠的夹紧，而后在控制信号的作用下，到达目标轨道高度后由主航天器释放并与主航天器实现分离，且能使从属航天器达到一定的分离速度与分离精度。分离释放技术是影响主从航天器在轨空间初始构型和构型保持的重要因素，技术涉及分离释放装置的安装布局、夹紧固定、在轨释放等内容。在国外方面，目前，国际上常见的纳卫星或者立方星释放装置结构多为方盒结构，即纳卫星或者立方星放置于类似于抽屉结构的方盒装置中，方盒的一个侧面作为活动旋转门，为释放提供出口。CubeSat项目是一个国际的合作计划，有超过80个大学、公司和政府机构参与，研制了一系列的立方星——CubeSat。这些立方星都遵守共同的设计标准，定义了接口和操作的要求。从2003年至今，全世界成功发射立方体星(1U)和纳型卫星(2U以上)80～90颗，其中近50％为纳型卫星。目前，已经有多个应用立方星编队组网的星座探测计划。针对这些纳星发射的机会相对较少的局面，这些纳星选择搭载的方式进行发射，从而提出了相应的分离释放机构的需求。通过分离释放机构的应用，实现了在一次发射中能够同时搭载多颗纳星，由多颗纳星来分担发射费用，可以大大降低成本预算。为了实现这些微型的航天器的搭载发射机会，国际上的纳星和立方星任务已经研制和使用了多种型号的分离释放装置，取得了多次的成功应用的经验。例如美国空军AirForce’sSpaceTestProgram(STP)通过对运载火箭上面级结构的改造，希望能充分利用每次发射的重量余量来搭载其他的小卫星。目前能够检索到的CubeSats/Nanosatellite的分离释放装置主要类型如表1所示，表1分离释放装置的主要类型具体如下：(1)ISIPOD：ISIPOD符合CubeSat标准，商用货架产品目前包括标准的1U、2U和3U大小，在2010年，推出了6-Pack的ISIPOD产品；(2)P-POD：P-POD具有1U、2U、3U、6U的型号，使用管状设计，弹出速度接近1.6m/s；(3)X-POD：X-POD有四种型号：XPODSingle、XPODTriple、XPODGNB、XPODDuo，其中，分离卫星重量能满足达到10kg的有：XPODGNB、XPODDuo；(4)SPL：SPL只有1U的型号；(5)T-POD：由日本东京大学进行设计，具有1U、2U两种型号，用来分离释放东京大学的XI-VCubeSat纳型卫星；(6)J-POD：J-POD能装载4个CubeSats，在从运载上受到分离信号以后，J-POD的门打开，一个接着一个使用计时器把每个CubeSat弹射入轨；(7)CSS：由日本东京工业大学研制，具有1U、2U两种型号，其2U型号可以承载3.5kg分离载荷；(8)NPSCUL：是一个类似容器的结构，由位于加州Monterey的海军研究生学校(NPS)的学生设计研制，用来把P-POD作为子载荷集成和装载。综上所述，国外的分离释放装置存在以下局限性：国外常见的方盒型分离释放装置，由于方盒型分离释放装置都是基于标准立方星技术要求进行研制，所以只在立方星发射领域具有通用性，并不能适应具有特殊要求或者带有特殊外部有效载荷的微小飞行器发射任务。在国内方面，国内在搭载释放小卫星、微(小)卫星、纳卫星以及分离载荷任务方面经验不多，比较典型且成功搭载释放的任务如下所述：(1)纳星一号2004年4月19日，“纳星一号”成功搭载在轨释放。由清华大学和航天清华卫星技术有限公司共同研制的“纳星一号”，是我国自主研制成功的第一颗纳型卫星，该卫星质量小于25公斤，是我国首次发射的纳型卫星。“纳星一号”是一颗用于高新技术探索试验的纳型卫星，卫星轨道为太阳同步轨道。(2)神七伴飞卫星2007年，神舟七号搭载的伴飞小卫星在轨成功释放，伴飞小卫星是一颗独立运行的微型卫星，它在“神七”升空后的第二至第三天，在航天员完成出舱任务返到返回舱后，从轨道舱的顶部被释放，拍下我国首张外太空航天器运行和航天员工作的画面。“伴星”的重量约为40公斤，全部载荷不足10公斤，是我国首次在航天器上开展微小卫星伴随飞行试验。伴飞小卫星并没有专门明显的释放结构装置，其夹紧分离释放主要通过卫星底部带有弹簧机构的包带结构来完成.(3)天巡一号2011年11月9日，“天巡一号”微小卫星成功发射入轨，“天巡一号”微小卫星是南京航空航天大学自行研制的一颗对地成像科学试验卫星，采用降交点地方时为上午10：30的太阳同步轨道，轨道高度495.2km，卫星在轨质量64.2kg，于2011年成功发射入轨。(4)天拓一号2012年5月10日，“天拓一号”卫星成功被搭载释放。“天拓一号”卫星是中国首颗将星务管理、电源控制、姿态确定与控制、测控数据传输等基本功能部件，集成在单块电路板上的微小卫星(称单板纳星)，该卫星体积尺寸为425mm×410mm×80mm，重量为9.3公斤。其主要任务是开展星载船舶自动识别系统接收、光学成像、空间环境探测等在轨科学试验。“天拓一号”卫星没有专门的分离释放装置结构，其采用底部四个分离弹簧，在夹紧机构解锁后，将其弹离搭载结构，完成在轨释放。综上所述，国内的分离释放装置存在以下局限性：国内在轨释放搭载小型卫星任务方面基本上属于单颗释放，没有多颗控制分离释放的先例；国内在轨夹紧释放装置方面基本没有专门成型的整套结构机构，均属于包带锁紧、弹簧驱动、无控释放的简单夹紧释放。技术实现要素：本发明的目的在于，为解决对现有分离释放装置存在的上述问题，本发明提供了一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置，该夹紧释放装置为纯机械设计，包括：拔销器，拔销器支座，两个拉簧，预紧螺栓支座，预紧螺栓，推力弹簧，四个聚四氟滑块，两个门型滑板限位支座，门型滑板，两个拉簧支座，被动分离板，主动推板，主安装板和推力弹簧安装支架；在所述主安装板的中间位置开设一个方形孔，在主安装板的一侧，通过推力弹簧安装支架上的滑道，将该推力弹簧安装支架固定在该方形孔的四个侧边上；该推力弹簧的一端抵在该推力弹簧安装支架上，其另一端穿过该方形孔，且抵在主动推板的十字形推动面板上；两个所述门型滑板限位支座分别固定在该方形孔的相对边外侧的两侧；所述门型滑板卡在所述门型滑板限位支座的滑动槽内，所述拔销器支座的一端固定在所述推力弹簧安装支架上，其另一端安装在所述预紧螺栓支座上，并通过预紧螺栓进行固定；所述拔销器安装在所述拔销器支座上；在所述预紧螺栓支座的两侧分别固定一个所述拉簧支座，且分别在所述拉簧支座上安装一个所述拉簧，将每个所述拉簧的一端固定在所述拉簧支座上，其另一端固定在所述门型滑板的弹簧挂钩上；在所述主安装板的另一侧，通过主动推板的滑轨，将其固定在该方形孔的四个侧边上，与所述推力弹簧安装支架相对；将每个所述聚四氟滑块的一侧固定在所述主动推板的滑轨上，其相对一侧固定在推力弹簧安装支架的滑道上；所述被动分离板安装在所述主安装板的另一侧上，且将所述主动推板包裹在内。两个所述门型滑板限位支座分别位于第一直角限位孔与第二直角限位孔之间，和第三直角限位孔与第四直角限位孔之间。所述第一直角限位孔、所述第二直角限位孔、所述第三直角限位孔和第四直角限位孔的加工尺寸偏差均取偏差上限，用于被动分离板的直角凸块和挂钩顺利地从所述第一直角限位孔、所述第二直角限位孔、所述第三直角限位孔和第四直角限位孔中分离滑出。将拔销器的销轴插入到门型滑板上的限位销孔内，用于将所述门型滑板沿滑动方向的自由度进行限定，使其不能滑动。当拔销器接收到工作指令后，所述拔销器的销轴回缩，从所述门型滑板上的限位销孔完全拔出，使所述门型滑板可以沿滑动方向自由滑动。所述拉簧，用于将自由滑动后的所述门型滑板拉向一侧，所述被动分离板解锁；拉簧的结构设计需要根据实际夹紧释放的被动分离航天器自身的体积、质量等特性以及其分离释放状态的具体参数需求来确定，拉簧的工作拉力的设计值要大于所述门型滑板在解锁后与所述主安装板之间的静摩擦力值，并且当所述拉簧结束工作时，所述拉簧要具有一定的预紧拉力，以保证可以将解锁后的所述门型滑板拉紧固定；所述拉簧的两端分别设计有弯钩，该弯钩安装在所述拉簧支座以及所述门型滑板的弹簧挂钩上。所述预紧螺栓支座上的螺纹孔为所述预紧螺栓提供旋拧螺纹。预紧螺栓具有长度设计余量，其一端部抵在门型滑板的凸台上，用于在装配阶段将所述门型滑板沿解锁相反方向预紧移动到位。所述推力弹簧，用于在被动分离板完全解锁后，将所述主动推板推出，从而将被动分离板释放；所述推力弹簧根据实际的从属航天器自身的体积、质量等特性以及其分离释放状态的具体参数需求来确定，所述推力弹簧处于压缩状态时可安装于推力弹簧安装支架与所述主动推板之间的空间内，所述推力弹簧由压紧状态到工作状态所释放的总弹性势能需要根据从属航天器分离速度的需求进行具体计算以确定推力弹簧的主要设计参数。在所述主动推板滑动时，所述聚四氟滑块用于减小所述主动推板的滑轨与所述推力弹簧安装支架的滑道的摩擦力。所述聚四氟滑块与所述推力弹簧安装支架的滑道为滑动副配合，所述聚四氟滑块的加工尺寸偏差均取偏差下限，以保证其能够在所述推力弹簧安装支架上的滑道内顺利滑动。所述聚四氟滑块的长度要小于所述主动推板的滑轨的长度，两者长度之间的差值由推力弹簧根据实际从属航天器自身体积、质量等特性以及其分离释放状态具体参数需求确定的推力弹簧工作距离值来确定。所述门型滑板限位支座，为所述门型滑板提供滑动的滑道，并限定所述门型滑板沿解锁方向滑动。所述门型滑板与所述门型滑板限位支座的滑动槽形成滑动副配合，该滑道的加工尺寸偏差均取偏差上限，以保证所述门型滑板能够在该滑道内顺利滑动。所述门型滑板为运动机构部件，在其预紧状态下，用于将被动分离板的挂钩进行锁紧。在靠近所述主安装板的四个拐角处，分别开设一个直角限位孔，即所述第一直角限位孔、所述第二直角限位孔、所述第三直角限位孔和第四直角限位孔。所述被动分离板设有一平面安装板，在其中间位置开设一个中间带有十字星的圆，用于连接被动分离航天器，所述平面安装板根据被动分离航天器的实际设计情况，可以直接作为被动分离航天器主结构的一部分，或者通过紧固件与被动分离航天器主结构进行机械连接。将被动分离板的直角凸块伸入主安装板的直角限位孔中，被动分离板的挂钩穿过所述直角限位孔；所述被动分离板的直角凸块、所述被动分离板的挂钩、所述第一直角限位孔、所述第二直角限位孔、所述第三直角限位孔、第四直角限位孔和所述门型滑板共同限定了被动分离航天器的自由度，实现被动分离航天器的夹紧固定。所述主安装板，用于夹紧释放装置大部分部件的固定安装，为夹紧释放装置提供结构支撑；根据主航天器的实际设计情况，所述主安装板可以直接作为主航天器主结构的一部分，与主航天器主结构融为一体；也可以通过紧固件与主航天器主结构进行机械连接。所述拔销器，用于解锁驱动。旋拧所述预紧螺栓，所述门型滑板移动至预紧状态，确保所述门型滑板上的压紧限位凸块卡在被动分离板的挂钩内侧。所述推力弹簧安装支架的其中一个滑道设有两个安装凸台，且该两个安装凸台位于滑道的两侧，并对称分布。所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置的工作原理如下：将所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置调至夹紧阶段，具体过程如下：将所述被动分离板的直角凸块卡入所述主安装板的直角限位孔中，同时，将所述被动分离板的挂钩穿过所述主安装板的直角限位孔中；然后，将所述门型滑板的压紧限位凸块卡入所述被动分离板的挂钩的内侧；然后将所述拔销器的销轴伸入门型滑板的限位销孔中；然后，将所述被动分离板固定在所述安装板的另一侧上，最后，旋紧所述预紧螺栓。当所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置开始工作时，旋开所述预紧螺栓，并将所述预紧螺栓从所述预紧螺栓支座上旋拧下来，所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置处于解锁状态，具体的过程如下：所述拔销器接到工作指令，将所述拔销器的销轴从所述凸台上的限位销孔中拔出，所述门型滑板在所述拉簧的作用下沿解锁方向滑动，在滑动过程中，所述被动分离板的挂钩与所述门型滑板的压紧限位凸块错位，所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置由夹紧阶段转换到解锁阶段，所述门型滑板在所述拉簧的作用下，不断滑动，直至所述门型滑板的止推凸块触碰到所述门型滑板限位支座，所述门型滑板被所述门型滑板限位支座和所述拉簧共同锁止住，由运动状态变为静止固定状态。所述被动分离板的挂钩与所述门型滑板的压紧限位凸块错位，所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置由夹紧阶段转换到解锁阶段；同时，所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置由解锁阶段转换到释放阶段，具体过程如下：当所述被动分离板的挂钩与所述门型滑板的压紧限位凸块错位时，在所述门型滑板在所述拉簧的作用下沿解锁方向滑动的同时，所述推力弹簧沿着固定有所述被动分离板的一侧推动所述主动推板，并作用在被动分离板的内侧上；所述被动分离板的直角凸块和挂钩均滑出所述主安装板的直角限位孔，则所述被动分离板与所述主安装板分离，同时，所述主动推板上的所述聚四氟滑块沿着所述推力弹簧安装支架的滑道进行滑动，保证分离的精度；当所述被动分离板完全释放脱离所述主安装板后，所述聚四氟滑块与所述主安装板接触，所述主动推板被所述推力弹簧、所述推力弹簧安装支架共同锁止，由运动状态转换为静固状态。综上所述，所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置从夹紧阶段，到解锁阶段，再到释放阶段，由静定状态到运动状态，再到静定状态，保证所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置的稳定性。本发明的优点在于：(1)主从航天器在轨相互分离夹紧释放装置具有夹紧释放可靠性高、分离精度高的特点，为我国航天器在轨分离释放提供了一种新型、高效的解决方案；(2)主从航天器在轨相互分离夹紧释放装置占用体积小、所需质量轻、研制成本低，可以降低航天器发射成本，提高航天器使用性价比；(3)主从航天器在轨相互分离夹紧释放装置具备结构机构一体化设计特点，夹紧释放机构仅采用简单可靠的一维滑动运动副来完成夹紧与释放功能，整体设计简单紧凑，无冗余部件，装拆方便，便于携带及运输；夹紧释放装置的释放滑轨采用光滑聚四氟滑块设计，具备高释放可靠性与高释放精度；夹紧释放装置采用开放式主安装板与开放式被动分离板设计，同时具备结构、机构功能；(4)主从航天器在轨相互分离夹紧释放装置具有传统分离释放装置所不具有的开放适应性，可以适应不同外形、不同种类的主从航天器设计，极具技术推广性；(5)主从航天器在轨相互分离夹紧释放装置主要部件由航天轻质铝合金材料制造，材料资源丰富，加工工艺成熟，便于主从航天器在轨相互分离夹紧释放机构的技术实施；(6)主从航天器在轨相互分离夹紧释放装置中的装置质量比仅为0.09，装置体积比仅为0.036。附图说明图1是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置的正面结构示意图图2是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置的背面未安装被动分离板的结构示意图图3是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置的背面安装被动分离板后的结构示意图图4是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置安装于主、从航天器时的工作示意图图5是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置中的拔销器支座的结构示意图图6是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置中的拉簧的结构示意图图7是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置中的预紧螺栓支座的结构示意图图8是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置中的预紧螺栓的结构示意图图9是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置中的推力弹簧的结构示意图图10是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置中的聚四氟滑块的结构示意图图11是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置中的门型滑板限位支座的结构示意图图12是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置中的门型滑板的结构示意图图13是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置中的拉簧支座的结构示意图图14是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置中的被动分离板的结构示意图图15是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置中的主动推板的结构示意图图16是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置中的主安装板的结构示意图图17是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置中的推力弹簧安装支架的结构示意图图18是本发明的一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置的工作原理示意图1、主安装板2、门型滑板3、弹簧挂钩4、推力弹簧5、推力弹簧安装支架6、门型滑板限位支座7、拔销器8、拉簧9、预紧螺栓支座10、预紧螺栓11、拉簧支座12、拔销器支座13、第一直角限位孔14、压紧限位凸块15、挂钩16、止推凸块17、主动推板18、被动分离板19、主航天器20、被动分离航天器21、夹紧释放装置22、弯钩23、凸台24、限位销孔25、直角凸块26、平面安装板27、滑轨28、十字形推动面板29、方形孔30、安装凸台31、滑道32、聚四氟滑块33、滑动槽34、第二直角限位孔35、第三直角限位孔36、第四直角限位孔具体实施方式以下结合附图对本发明作进一步的详细说明。如图所示1，2，3和10所示，一种用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置，该夹紧释放装置为纯机械设计，包括：拔销器7，拔销器支座12，两个拉簧8，预紧螺栓支座9，预紧螺栓10，推力弹簧4，四个聚四氟滑块32，两个门型滑板限位支座6，门型滑板2，两个拉簧支座11，被动分离板18，主动推板17，主安装板1和推力弹簧安装支架5；在所述主安装板1的中间位置开设一个方形孔29，在主安装板1的一侧，通过推力弹簧安装支架5上的滑道31上的销孔，将所述推力弹簧安装支架5固定在该方形孔29的四个外侧边上，并位于该方形孔29的前面；如图1和2所示，该推力弹簧4的前端抵在该推力弹簧安装支架5上，且穿过该方形孔29，其后端抵在所述主动推板17的十字形推动面板28上；所述门型滑板限位支座6固定在该方形孔29的相对边外侧的两侧；如图1和11所示，所述门型滑板2卡在所述门型滑板限位支座6的滑动槽33内；所述拔销器支座12的下端固定在所述推力弹簧安装支架5上，其上端安装在所述预紧螺栓支座9上，并通过预紧螺栓10进行固定；如图1和5所示，所述拔销器7安装在所述拔销器支座12上；在所述预紧螺栓支座9的左、右两侧分别固定一个所述拉簧支座11，分别在所述拉簧支座11上安装一个所述拉簧8，将每个所述拉簧8的上端固定在所述拉簧支座11上，其下端固定在所述门型滑板2的弹簧挂钩3上；如图1、2和3所示，在所述主安装板1的垂直纸面向里的一侧，通过主动推板17的滑轨27，将其固定在该方形孔29的四个内侧边上，与所述推力弹簧安装支架5相对；将每个所述聚四氟滑块32的一侧固定在所述主动推板17的滑轨27上，其相对一侧固定在推力弹簧安装支架5的滑道31上；所述被动分离板18安装在所述主安装板1的垂直纸面向里的一侧上，且将所述主动推板17包裹在内。如图1所示，两个所述门型滑板限位支座6分别位于第一直角限位孔13与第二直角限位孔34之间，和第三直角限位孔35与第四直角限位孔36之间。所述第一直角限位孔13、所述第二直角限位孔34、所述第三直角限位孔35和第四直角限位孔36的加工尺寸偏差均取偏差上限，用于被动分离板18的直角凸块25和挂钩15顺利地从所述第一直角限位孔13、所述第二直角限位孔34、所述第三直角限位孔35和第四直角限位孔36中分离滑出。如图1和12所示，将拔销器7的销轴插入到门型滑板2上的限位销孔24内，用于将所述门型滑板2沿滑动方向的自由度进行限定，使其不能滑动。当拔销器7接收到工作指令后，所述拔销器7的销轴回缩，从所述门型滑板2上的限位销孔24完全拔出，使所述门型滑板2可以沿滑动方向自由滑动。如图1，6和13所示，所述拉簧8，用于将自由滑动后的所述门型滑板2向上拉动，所述被动分离板18解锁；拉簧8的结构设计需要根据实际夹紧释放的被动分离航天器20自身的体积、质量等特性以及其分离释放状态的具体参数需求来确定，拉簧8的工作拉力的设计值要大于所述门型滑板2在解锁后与所述主安装板1之间的静摩擦力值，并且当所述拉簧8结束工作时，所述拉簧8要具有一定的预紧拉力，以保证可以将解锁后的所述门型滑板2拉紧固定；所述拉簧8的两端分别设计有能够安装在所述拉簧支座11以及所述门型滑板2的弹簧挂钩3上的弯钩22。如图7和8所示，所述预紧螺栓支座9上的螺纹孔为所述预紧螺栓10提供旋拧螺纹。如图1，7和8所示，所述预紧螺栓10具有长度设计余量，其下端部抵在门型滑板2的凸台23上，用于在装配阶段将所述门型滑板2沿解锁相反方向预紧移动到位。如图1，2和9所示，所述推力弹簧4，用于在所述被动分离板18完全解锁后，将所述主动推板17推出，从而将所述被动分离板18释放；所述推力弹簧4根据实际的被动分离航天器20自身的体积、质量等特性以及其分离释放状态的具体参数需求来确定，所述推力弹簧4处于压缩状态时，可安装于所述推力弹簧安装支架5与所述主动推板17之间的空间内，所述推力弹簧4由压紧状态到工作状态所释放的总弹性势能需要根据被动分离航天器分离速度的需求进行具体计算以确定推力弹簧4的主要设计参数。如图1,2,10,15和17所示，所述聚四氟滑块32，在所述主动推板17滑动时，用于减小所述主动推板17的滑轨27与所述推力弹簧安装支架5的滑道31之间的摩擦力。所述聚四氟滑块32与所述推力弹簧安装支架5的滑道31为滑动副配合，所述聚四氟滑块32的加工尺寸偏差均取偏差下限，以保证其能够在所述推力弹簧安装支架5上的滑道31内顺利滑动。所述聚四氟滑块32的长度要小于所述主动推板17的滑轨27的长度，两者长度之间的差值由推力弹簧根据实际从属航天器自身体积、质量等特性以及其分离释放状态具体参数需求确定的推力弹簧工作距离值来确定，即所述聚四氟滑块32小于30mm。如图1和11所示，所述门型滑板限位支座6，为所述门型滑板2提供滑动的滑动槽33，并限定所述门型滑板2沿解锁方向滑动。所述门型滑板2与所述门型滑板限位支座6的滑动槽33形成滑动副配合，该滑动槽33的的加工尺寸偏差均取偏差上限，以保证所述门型滑板2能够在该滑动槽33内顺利滑动。所述门型滑板2为运动机构部件，在其预紧状态下，用于将被动分离板18的挂钩15进行锁紧。如图1所示，在靠近所述主安装板1的四个拐角处，分别开设一个直角限位孔，即所述第一直角限位孔13、所述第二直角限位孔34、所述第三直角限位孔35和第四直角限位孔36。如图4和14所示，所述被动分离板18设有一平面安装板26，在其中间位置开设一个中间带有十字星的圆，用于连接被动分离航天器20，所述平面安装板26根据被动分离航天器20的实际设计情况，可以直接作为被动分离航天器20主结构的一部分，或者通过紧固件与被动分离航天器20主结构进行机械连接孔。如图1，3,16和14所示，将被动分离板18的四个直角凸块25分别伸入主安装板1的所述第一直角限位孔13、所述第二直角限位孔34、所述第三直角限位孔35和第四直角限位孔36中，四个被动分离板18的挂钩15分别穿过所述第一直角限位孔13、所述第二直角限位孔34、所述第三直角限位孔35和第四直角限位孔36；所述被动分离板18的直角凸块25、所述被动分离板18的挂钩15、所述第一直角限位孔13、所述第二直角限位孔34、所述第三直角限位孔35、第四直角限位孔36和所述门型滑板2共同限定了被动分离航天器20的自由度，实现被动分离航天器的夹紧固定。如图1和4所示，所述主安装板1，用于夹紧释放装置21的大部分部件的固定安装，为所述夹紧释放装置21提供结构支撑；根据主航天器19的实际设计情况，所述主安装板1可以直接作为主航天器19主结构的一部分，与主结构融为一体；也可以通过紧固件与主航天器19主结构进行机械连接。所述拔销器7，用于解锁驱动。如图1,12和14所示，旋拧所述预紧螺栓10，所述门型滑板2移动至预紧状态，确保所述门型滑板2上的压紧限位凸块14卡在被动分离板18的挂钩15内侧。如图1和17所示，所述推力弹簧安装支架5的上滑道31设有两个安装凸台30，且该两个安装凸台30位于滑道31的两侧，并对称分布。如图4和18所示，所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置的工作原理如下：将所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置21调至夹紧阶段，具体过程如下：如图1，2，3，12，14和16所示，将四个所述被动分离板18的直角凸块25分别卡入所述主安装板1的所述第一直角限位孔13、所述第二直角限位孔34、所述第三直角限位孔35和第四直角限位孔36中，同时，将四个所述被动分离板18的挂钩15分别穿过所述主安装板1的所述第一直角限位孔13、所述第二直角限位孔34、所述第三直角限位孔35和第四直角限位孔36中；然后，将所述门型滑板2的压紧限位凸块14卡入所述被动分离板18的挂钩15的内侧；然后将所述拔销器7的销轴伸入门型滑板2的限位销孔24中；然后，将所述被动分离板18固定在所述安装板1的垂直纸面向里的一侧上，最后，旋紧所述预紧螺栓10。当所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置21开始工作时，旋开所述预紧螺栓10，并将所述预紧螺栓10从所述预紧螺栓支座9上旋拧下来，所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置21处于解锁状态，具体的过程如下：如图1，12和14所示，所述拔销器7接到工作指令，将所述拔销器7的销轴从所述凸台23上的限位销孔24中拔出，所述门型滑板2在所述拉簧8的作用下沿解锁方向滑动，在滑动过程中，所述被动分离板18的挂钩15与所述门型滑板2的压紧限位凸块14错位，所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置21由夹紧阶段转换到解锁阶段，所述门型滑板2在所述拉簧8的作用下，不断滑动，直至所述门型滑板2的止推凸块16触碰到所述门型滑板限位支座6，所述门型滑板2被所述门型滑板限位支座6和所述拉簧8共同锁止住，由运动状态变为静止固定状态。所述被动分离板18的挂钩15与所述门型滑板2的压紧限位凸块16错位，所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置21由夹紧阶段转换到解锁阶段；同时，所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置21由解锁阶段转换到释放阶段，具体过程如下：当所述被动分离板18的挂钩15与所述门型滑板2的压紧限位凸块16错位时，所述门型滑板2在所述拉簧8的作用下沿解锁方向滑动的同时，所述推力弹簧4沿着固定有所述被动分离板18的一侧推动所述主动推板17，并作用在被动分离板18的内侧上；所述被动分离板18的直角凸块25和挂钩15均滑出所述主安装板1的四个直角限位孔，则所述被动分离板18与所述主安装板1分离，同时，所述主动推板17上的所述聚四氟滑块32沿着所述推力弹簧安装支架5的滑道31进行滑动，保证分离的精度；当所述被动分离板18完全释放脱离所述主安装板1后，所述聚四氟滑块32与所述主安装板1接触，所述主动推板17被所述推力弹簧4，所述推力弹簧安装支架5共同锁止，由运动状态转换为静固状态。综上所述，所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置21从夹紧阶段，到解锁阶段，再到释放阶段，由静定状态到运动状态，再到静定状态，保证所述用于主从航天器在轨相互分离的夹紧释放装置的稳定性。针对某具体的从属航天器在轨分离需求，对本夹紧释放机构进行了地面二维单轴的零重力分离释放验证试验，具体试验环境和试验所使用的设备如下：分离释放验证试验采用地面二维气浮台重力补偿方法，抵消地面试验中重力的影响，根据实际设计的从属航天器，地面试验中采用等效体积与等效重量的配重作为被分离器件放入到夹紧释放机构地面原理样机中，由夹紧释放机构夹紧释放。分离释放验证试验所使用的试验设备包括：二维气浮台、被分离器件、夹紧释放机构地面原理样机、叉车、惯导测量设备、惯导移动电源、数据处理计算机、充气气泵。分离释放验证试验的具体的试验步骤如下：a首先将夹紧释放机构地面原理样机放置于叉车移动叉柄上；b将叉车移至气浮台一侧，将叉柄抬升至气浮台同样高度；c将夹紧释放机构地面原理样机的连接架与被分离器件进行机械连接；d将惯导测量设备与被分离器件固接，并与移动电源相连接，移动电源放置于被分离器件内部；e将惯导测量设备与数据处理计算机连接，数据处理计算机放置于被分离器件上部,开启测试软件，处于待测试状态；f开启充气气泵，使被分离器件底部气足工作，被分离器件悬浮于气浮台上；g将被分离器件上的连接架压入主安装板直角限位孔，通过预紧螺栓移动门型滑板，将连接架夹紧；h通过手扶方式模拟实际的拔销器限位功能，撤去预紧螺栓，使夹紧释放机构处于待释放状态；i手动上移门型滑板，解锁夹紧释放机构；j被分离器件在推力弹簧作用下完成释放，同时，惯导测量设备、数据处理计算机进行数据采集与实时处理。为了消除试验特异性，进行5次分离释放试验，对5次试验数据进行取平均值得出最终试验数据。试验数据结果如表1所示，表1分离释放验证试验数据结果试验次数分离速度(m/s)分离角度(°)10.1702040540.30123720.1602873510.4124430.1603925590.20470740.1628002240.19171250.1581777450.24191均值0.1623723860.270401从夹紧释放机构地面原理样机的分离释放验证试验结果可以得出结论：夹紧释放机构具备较高的分离精度，可以保证被分离飞行器的精准分离，并且夹紧释放机构的分离机构及夹紧机构设计合理，可以保证实际的分离速度满足理论分离状态的需求。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。当前第1页1 2 3