本发明涉及航天器结构和机构,具体为一种分离速度在轨可调的装置及其制作方法,适用于卫星等航天器中星箭分离、两器分离、星舱分离,尤其是小卫星在轨部署分离等领域。
背景技术:
随着航天技术的发展,一箭多星发射模式由于其整流罩内空间利用率高、方便高效部署卫星等特点,其在航空航天领域,尤其是小卫星领域逐步得到了日趋广泛的应用。而小卫星等待分离产品在轨分离速度的可调节,成为新的潜在需求。因此,现有常规弹簧推杆装置难以满足以上要求。
技术实现要素:
针对现有技术中的缺陷,本发明的目的是提供一种分离速度在轨可调装置及其制作方法,具有一体式轻量化、结构紧凑、可在轨调整推力等特点,适用于星箭分离、两器分离、星舱分离,尤其是小卫星在轨部署分离等领域,具有广泛的应用适用性。
为达到上述目的,本发明所采用的技术方案如下:
分离速度在轨可调装置,包括:外筒、推杆、推力弹簧、推力调节滑块、丝杆、丝杆定位支架、关节轴承、联轴器、电机驱动组件。
外筒采用一体式轻量化构型设计,外筒周向开孔兼顾减重和观察零部件工作状态双重功能,所有零部件在轴向呈串联式布置,布局紧凑。
丝杆通过关节轴承、丝杆定位支架实现定位,与外筒相对固定。
推力调节滑块周向的导向块与外筒内壁预留的导向槽配合,使推力调节滑块具有在外筒内作直线运动的自由度。
电机驱动组件通过联轴器与丝杆后端连接,并带动丝杆转动;丝杆前段螺纹部分与推力调节滑块上的螺纹配合,形成丝杆传动,带动推力调节滑块在轴向移动,调节推力弹簧的压缩行程,从而实现弹簧推杆装置的推力调节,满足特定需求。
与现有技术相比,本发明具有如下的有益效果:
本发明所提供的分离速度在轨可调装置,具有一体式轻量化、结构紧凑、可在轨调整推力等特点,适用于星箭分离、两器分离、星舱分离,尤其是小卫星在轨部署分离等领域,具有广泛的应用适用性。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述,本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:
图1是本发明的分离速度在轨可调的装置的外观构型示意图;
图2是本发明的分离速度在轨可调的装置的外筒示意图;
图3是本发明的分离速度在轨可调的装置隐藏掉外筒的示意图;
图4是本发明的分离速度在轨可调的装置的剖面示意图。
附图中:外筒1、推杆2、推力弹簧3、推力调节滑块4、丝杆5、丝杆定位支架6、关节轴承7、联轴器8、电机驱动组件9。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明,但不以任何形式限制本发明。应当指出的是,对本领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明构思的前提下,还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1~图4所示,本发明所提供的一种分离速度在轨可调装置。该装置包括:外筒1、推杆2、推力弹簧3、推力调节滑块4、丝杆5、丝杆定位支架6、关节轴承7、联轴器8、电机驱动组件9。该装置中:外筒1采用一体式轻量化构型设计,外筒1周向开孔兼顾减重和观察零部件工作状态双重功能.所有零部件在轴向呈串联式布置,布局紧凑。丝杆5通过关节轴承7、丝杆定位支架6实现定位,与外筒1相对固定。推力调节滑块4周向的导向块与外筒1内壁预留的导向槽配合,使推力调节滑块4具有在外筒1内作直线运动的自由度。电机驱动组件9通过联轴器8与丝杆5后端连接,并带动丝杆5转动。丝杆5前段螺纹部分与推力调节滑块4上的螺纹配合,形成丝杆传动,带动推力调节滑块4在轴向移动,调节推力弹簧3的压缩行程,从而实现弹簧推杆装置的推力调节,并最终实现分离速度的在轨调节,满足特定需求。
形成该装置的过程和步骤如下:
步骤一:将推杆2、推力弹簧3、推力调节滑块4依次放入外筒1中,推力调节滑块[4]周向的导向块与外筒1内壁的导向槽配合;
步骤二:通过挡圈将丝杆5、丝杆定位支架6、关节轴承7、联轴器8装配为组合体;
步骤三:将步骤二形成的组合体放入外筒1,组合体中丝杆5前段螺纹与推力调节滑块4的螺纹配合,丝杆定位支架6与外筒1通过螺钉固定;
步骤四:将电机驱动组件9通过螺钉安装到外筒1,并通过外筒周向的减重观察孔将联轴器8与电机驱动组件9的输出轴连接;
步骤五:通过控制电机驱动组件9转动调整推力调节滑块4位置,对弹簧推杆装置的推力进行调节。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是,本发明并不局限于上述特定实施方式,本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改,这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下,本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。