一种天线锁紧装置及装拆方法与流程

技术领域

本发明涉及航天飞行器天线技术领域，尤其涉及一种天线锁紧装置及装拆方法。

背景技术：

分离螺母作为一种新型火工装置，主要用于卫星大载荷天线锁紧，同时亦能用于相关的箭体结构解锁分离、级间分离、星箭连接分离等众多航天机构的锁紧、分离，应用极为广泛，因此受到苏美等航天强国的高度重视。国外研究、设计分离螺母起步较早，于80年代初期，国外相关卫星型号天线等载荷的锁紧、星箭分离等就开始采用了相关的低冲击、无污染的火工锁紧释放装置，并达到良好的成效；国内在这方面的研究和应用较少、起步较晚，运载火箭上目前还没有应用，而少数遥感雷达卫星大天线锁紧采用了分离螺母形式的火工装置，其不足之处主要表现在：

a. 压紧杆与分离螺母之间的连接长度通过测量压紧杆顶端高出套管或天线框架的距离来保证，使得在天线框架较厚时，压紧杆设计长度较长，降低了锁紧装置的连接刚度；

b. 火工组件安装时，利用与分离螺母壳体相配合的零部件作为定位基准，引入了一定的装配误差；

c.火工组件拆卸时，通常采用手持式拆装，由于火工组件工作后内部会产生较大气压，对结构件有向外推的作用力，若此时拆装产品不仅不易拆卸，且对操作人员也有较大的安全隐患，因此需在符合工艺规定的静置时间后进行，无法满足短期内拆卸的使用要求。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种天线锁紧装置，利用本发明提高天线的连接刚度和安装精度，并可实现重复安装，具有安装可调，短期拆卸安全、高效的特点。

为实现上述目的，本发明提出一种天线锁紧装置，包括：内套管A、压紧杆、天线框架、预埋件、内套管B、外套管、蜂窝芯、蜂窝垫片、压紧螺母、球形垫、分离螺母、适配支座;所述天线框架通过所述天线锁紧装置压紧在所述航天器平台上；

所述分离螺母与所述适配支座连接，并通过外圆面与所述适配支座进行定位安装；所述适配支座安装在所述航天器平台上；

所述预埋件预埋在所述天线框架的内腔，并通过上、下两端面与所述天线框架进行连接；所述天线框架一侧安装所述内套管A，另一侧安装所述内套管B；

所述蜂窝芯和蜂窝垫片通过胶粘剂进行胶接；所述蜂窝芯与外套管之间通过胶粘剂进行胶接；所述外套管与所述内套管B安装在所述天线框架一侧；

所述压紧杆一端与所述分离螺母连接，并通过台阶端面与所述分离螺母定位安装，另一端与所述压紧螺母连接，并将球形垫压紧在所述内套管B上；

其中，所述分离螺母通过螺钉与所述适配支座连接；所述适配支座通过螺钉安装在所述航天器平台上；

其中，所述预埋件上、下两端面通过胶粘剂预埋在所述天线框架的内腔；所述天线框架一侧通过螺钉安装所述内套管A，另一侧通过螺钉安装所述内套管B；

其中，所述外套管与所述内套管B通过螺钉安装在所述天线框架一侧；

其中，所述压紧杆一端通过螺纹与所述分离螺母连接，另一端与所述压紧螺母通过螺纹连接；

同时，为解决上述问题，本发明实施例还提供了一种天线锁紧装置的装拆方法,包括：

安装时，先将所述分离螺母与所述适配支座定位连接，并安装在所述航天器平台上；然后将所述天线框架收拢，使所述内套管A与所述分离螺母接触，通过调整所述适配支座在所述航天器平台上的位置，来满足所述内套管A与所述分离螺母之间的接触间隙要求，且所述适配支座可在所述航天器平台上分别进行X方向、Y方向的微调；调整完毕后，通过所述紧固螺钉将所述适配支座固定在所述航天器平台上；

安装所述压紧杆时,当所述压紧杆与所述分离螺母的台阶端面接触后，所述压紧杆安装到位。

拆卸时，先将连接所述分离螺母与所述适配支座的两个对角所述紧固螺钉拆下，在其对应位置安装两个所述保护螺钉，两个所述保护螺钉的长度应大于所述紧固螺钉，安装后其高度应高于所述紧固螺钉；然后逐渐拧松并拆下另一对角的两个所述紧固螺钉，此时所述分离螺母在火工组件内力的作用下，会推出一端行程，最终由两个对角的所述保护螺钉进行限位；最后将对角的两个所述保护螺钉拆下即可。

本发明由于采取上述的技术方案，使之与现有技术相比，具有以下的优点和积极效果：

1）本发明提供的一种天线锁紧装置，压紧杆与分离螺母采用结构定位的方式保证螺纹的有效连接长度，与传统测量方法比，在相同天线框架厚度时，压紧杆长度减小，连接刚度提高；

2）本发明提供的一种天线锁紧装置，利用分离螺母壳体直接与适配支座进行定位和复位，提高了锁定装置的安装精度，并可实现重复安装；

3）本发明提供的一种天线锁紧装置的装拆方法，该方法易于装调，且缩短了火工组件工作后所需的静置时间，提高了操作的安全性，可满足短期内安全拆卸的需求。

附图说明

图1是本发明一种天线锁紧装置的结构示意图；

图2是本发明一种天线锁紧装置的分离螺母安装及拆卸方法示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种天线锁紧装置及装拆方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比率，仅用于方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

如图1所示，本发明实施例提供的一种天线锁紧装置，包括：内套管A（01）、压紧杆（02）、天线框架（03）、预埋件（04）、内套管B（05）、外套管（06）、蜂窝芯（07）、蜂窝垫片（08）、压紧螺母（09）、球形垫（10）、分离螺母（11）、适配支座（12）;所述天线框架（03）通过所述天线锁紧装置压紧在所述航天器平台（13）上；

所述分离螺母（11）与所述适配支座（12）连接，并通过外圆面与所述适配支座（12）进行定位安装；所述适配支座（12）安装在所述航天器平台（13）上；

所述预埋件（04）预埋在所述天线框架（03）的内腔，并通过上、下两端面与所述天线框架（03）进行连接；所述天线框架（03）一侧安装所述内套管A（01），另一侧安装所述内套管B（05）；

所述蜂窝芯（07）和蜂窝垫片（08）通过胶粘剂进行胶接；所述蜂窝芯（07）与外套管（06）之间通过胶粘剂进行胶接；所述外套管（06）与所述内套管B（05）安装在所述天线框架（03）一侧；

所述压紧杆（02）一端与所述分离螺母（11）连接，并通过台阶端面与所述分离螺母（11）定位安装，另一端与所述压紧螺母（09）连接，并将球形垫（10）压紧在所述内套管B（05）上；

其中，所述分离螺母（11）通过螺钉与所述适配支座（12）连接；所述适配支座（12）通过螺钉安装在所述航天器平台（13）上；

其中，所述预埋件（04）上、下两端面通过胶粘剂预埋在所述天线框架（03）的内腔；所述天线框架（03）一侧通过螺钉安装所述内套管A（01），另一侧通过螺钉安装所述内套管B（05）；

其中，所述外套管（06）与所述内套管B（05）通过螺钉安装在所述天线框架（03）一侧；

其中，所述压紧杆（02）一端通过螺纹与所述分离螺母（11）连接，另一端与所述压紧螺母（09）通过螺纹连接；

同时，为解决上述问题，本发明实施例还提供了一种天线锁紧装置的装拆方法,包括：

如图2所示，安装时，先将所述分离螺母（11）与所述适配支座（12）定位连接，并安装在所述航天器平台（13）上；然后将所述天线框架（03）收拢，使所述内套管A（01）与所述分离螺母（11）接触，通过调整所述适配支座（12）在所述航天器平台（13）上的位置，来满足所述内套管A（01）与所述分离螺母（11）之间的接触间隙要求，且所述适配支座（12）可在所述航天器平台（13）上分别进行X方向、Y方向的微调；调整完毕后，通过所述紧固螺钉（14）将所述适配支座（12）固定在所述航天器平台（13）上；

安装所述压紧杆（02）时,当所述压紧杆（02）与所述分离螺母（11）的台阶端面接触后，所述压紧杆（02）安装到位。

拆卸时，先将连接所述分离螺母（11）与所述适配支座（12）的两个对角所述紧固螺钉（14）拆下，在其对应位置安装两个所述保护螺钉（15），两个所述保护螺钉（15）的长度应大于所述紧固螺钉（14），安装后其高度应高于所述紧固螺钉（14）；然后逐渐拧松并拆下另一对角的两个所述紧固螺钉（14），此时所述分离螺母（11）在火工组件内力的作用下，会推出一端行程，最终由两个对角的所述保护螺钉（15）进行限位；最后将对角的两个所述保护螺钉（15）拆下即可。

本发明公开了一种天线锁紧装置，压紧杆与分离螺母采用结构定位的方式保证螺纹的有效连接长度，与传统测量方法比，在相同天线框架厚度时，压紧杆长度减小，连接刚度提高；利用分离螺母壳体直接与适配支座进行定位和复位，提高了锁定装置的安装精度，并可实现重复安装。同时本发明还提供了一种天线锁紧装置的安装、拆卸方法，该方法易于装调，且缩短了火工组件工作后所需的静置时间，具有安装可调，短期拆卸安全、高效的特点。