本发明属于运载火箭结构技术领域，具体是涉及一种能够实现两结构件之间的有效连接与解锁的装置。
背景技术：
运载火箭的级间及有效载荷分离装置主要有线式、点式和组合式分离三种。典型的线式分离装置有柔性导爆索、聚能切割索分离装置、膨胀管分离装置和气囊分离装置等。典型的点式分离装置有爆炸螺栓、爆炸螺母、分离螺母等。组合式分离装置主要是包带分离装置。然而已有的分离装置均是采用火工装置作为动作能源，由此带来的缺点是冲击大，使用前不可检不可测，同时还存在一定的安全性问题。比如包带式分离装置主要由2条或2条以上包带(包带厚度一般为1.0mm～1.5mm，材料为钢或钛合金)、多个v形卡块、柱轴和分离火工元件等零件组成。柱轴安装在钢带两端，钢带内侧安装有v形卡块。当运载火箭与有效载荷对接后，把钢带围在对接面外缘，用分离火工元件(爆炸螺栓或切割器)把多条包带连接起来，通过加力装置拉紧包带，然后锁紧分离火工元件(爆炸螺栓或切割器)的锁紧螺母。包带施加预紧力后，包带对v形卡块施加径向压力，v形卡块在对接框的斜面上产生法向力，被连接的两部分被v形卡块紧紧压在一起。分离时，分离火工元件工作，使包带之间的连接瞬间断开，包带预紧力松弛，对接框能量迅速释放，对v形卡块产生径向冲击，v形卡块迅速脱离对接框，在分离弹簧作用下，有效载荷被推离运载火箭，实现分离。
目前包带式分离装置一般依靠爆炸螺栓或切割器使包带之间的连接断开。由于爆炸螺栓或切割器的工作均是在几百微秒内的瞬间实现材料断裂，所以包带的预紧力及对接框的应变能也在瞬间释放，包带式分离装置分离冲击过大，对火箭安全性带来隐患。同时，由于爆炸螺栓或切割器等分离火工元件工作一次后不能重复使用，包带的解锁分离不能在地面预先检测，不利于提高运载火箭的可靠性。另外，包带加载时所产生的预紧力分布均匀性不易控制，需要反复试装，并进行局部敲击才能使得预紧力尽量均匀分布，由此带来安装操作繁琐，效率低下。薄包带预紧力受环境温度影响较大，设计及使用过程中需要考虑温度的影响，并采取一定的裕度才能保证连接刚度，这对包带允许使用的环境及安装操作带来不利影响。
因此，从安全性、可靠性、使用性能等角度考虑，低冲击、高可靠、用前可检可测的分离装置具有非常大的应用需求。
技术实现要素：
本发明的技术解决问题是：本发明克服现有技术和方法的不足，提供一种可用于航天运载器级间分离的挂钩式的非火工连接与解锁机构，具有占用空间小、分离冲击低、用前可检可测和可靠性高等优点。
本发明的技术解决方案是：一种挂钩式连接与解锁装置，包括上端框、旋转块、滚轴、基座、内撑环、下端框、电机组件、连杆和滚轮；
上端框、下端框分别固接在待连接与解锁的两个结构件上；上端框上设置沟槽；下端框上固接基座，旋转块一端通过滚轴连接在基座上，旋转块的另一端的一侧设置凸起，凸起的形状与上述沟槽形状配合，另一侧设置凹槽，内撑环放置在所述的凹槽内，内撑环通过连杆与电机组件连接在一起；在电机组件驱动作用下，通过内撑环的扩展、收缩，使得旋转块上的凸起绕滚轴旋转进入上端框的沟槽或离开上端框的沟槽，从而实现两个结构件的锁紧与释放。
进一步的，所述的沟槽为v型槽或者截面为梯形的槽。
进一步的，所述的内撑环是一种开口环，开口的两侧分别连接两个连杆的一端，两个连杆的另一端连接电机组件的输出。
进一步的，所述的内撑环外侧设有u形凹槽，u形凹槽内放置滚轮，在内撑环的扩展、收缩过程中，滚轮与旋转块凹槽底面接触。
进一步的，所述的内撑环是一种变截面开口环，环的内表面圆心与外表面圆心有偏心，相对于环外表面圆心，环内表面圆心向环的开口端偏离。
进一步的，所述的内撑环的材料为铝合金材料。
进一步的，所述的旋转块的凸起上设有半圆形凹槽，半圆形凹槽放置抗剪螺栓。
进一步的，电机组件是装置的驱动源，可重复使用及测试。
进一步的，电机组件使用了两个电机，两个电机互为冗余备份。
进一步的，电机组件替换成液压、气动驱动源。
进一步的，将一个旋转块、一个基座及上端框上对应设置的一个沟槽作为一个模块单元，通过增加模块单元的数量，以适应更大尺寸的待连接与解锁的结构件。
本发明与现有技术相比有益效果为：
(1)本发明设计了由下端框、基座、滚轴、旋转块、内撑环、上端框、电机组件等组成的星箭分离装置，具有结构简单、组装方便、提高了效率、节省了成本。
(2)本发明使用电机组件代替火工品，提高了装置的安全性，并具有重复测试能力，同时也降低了分离冲击。
(3)本发明电机组件使用了两个电机，互为冗余备份，提高了装置的分离可靠性。
(4)本发明通过设计上对接紧固件、下对接紧固件、旋转块上v型或u型凸块与上端框上v型或u型凹槽合理配合，使得力传递路线为直线，避免弯矩产生，提高连接刚度。
(5)本发明设计抗剪螺栓，从上端框上端穿过旋转块上半圆形凹槽拧入到上端框下端，使得装置具有抗剪能力。
(6)本发明内撑环采用变截面设计，可以通过合理优化设计，使得内撑环在张开和闭合过程中受力均匀，提高内撑环的使用性能。
(7)本发明挂钩式连接方式通过内撑环张开顶住旋转块，使其进入上端框的v型或u型凹槽中，实现上下端框的连接，比包带分离装置的v型槽连接方式有效、简单。
(8)本发明通过采用具有较大刚度的内撑环，相对于传统的薄钢带，内撑环张开与释放过程的变形运动可控，所占用的静、动态包络空间小。
(9)本发明可以通过增加模块单元(一个旋转块、一个基座及上端框上对应设置的一个沟槽)数量实现大直径星箭分离场合，便于组合化和模块化，提升装置的通用性。
(10)本发明采用大厚度的内撑环，热容大，连接预紧力受温度影响小，具有较好的温度环境适应能力。
附图说明
图1为本发明装置外形图(侧视)；
图2为本发明装置俯视图；
图3为本发明装置工作原理图；
图4为基座外形图(侧视)；
图5为旋转块外形图(侧视)；
图6为支撑环外形图(侧视)；
图7为挂钩式连接与解锁装置外形图(侧视)。
具体实施方式
本发明的目的是为了公开一种可以满足航天运载器分离要求的级间乃至星箭分离方式，下面结合附图及实例对本发明作详细说明。如图1所示，挂钩式连接与解锁装置结构主要包括上端框1、旋转块2、滚轴3、基座4、内撑环5、下端框6、电机组件7、连杆8和滚轮9。
其中上端框1通过上对接紧固件与结构件10固定在一起，下端框6通过下对接紧固件与结构件11固定在一起，旋转块2通过滚轴3与基座4连接在一起，基座4通过紧固件固定在下端框6上，内撑环5放置在旋转块2的u型槽内，内撑环5通过连杆8与电机组件7连接在一起。通过电机组件7驱动作用，实现内撑环5的扩展与收缩，进而使得旋转块2绕滚轴3旋转进入上端框1的v型槽或离开上端框1的v型槽，从而实现结构件11和结构件10的锁紧与释放。传统的包带分离装置通过包带夹持v型块采用外包式实现星箭锁紧，而挂钩式连接与解锁装置则是通过内撑环5的扩展，从内部支撑旋转块5使其与上端框1的沟槽卡紧以实现结构件间的连接。
图4是本发明的基座示意图，在下端框6上周向均布多个基座。每个基座与图5所示的一个旋转块相对应，通过滚轴3将二者连接在一起。旋转块2用于连接上端框和下端框。旋转块2上设有u型凹槽，u型凹槽内放置支撑环5，内撑环5放置在旋转块2的u型槽内。旋转块2的凸起上设有半圆形凹槽，半圆形凹槽放置抗剪螺栓。如图6所示，内撑环5是一种开口环，材料为铝合金材料。开口的两侧分别连接两个连杆的一端，两个连杆的另一端与电机组件的输出轴连接，如图7所示。内撑环5外侧设有u形凹槽，u形凹槽内放置滚轮9。内撑环5是一种变截面开口环，环的内表面圆心与外表面圆心有偏心，相对于环外表面圆心，环内表面圆心向开口端偏离，偏心距离可根据特定直径下环所受的外载荷确定。
电机组件7是整个装置的驱动源，可以多次重复使用及测试，也可以换成液压、气动驱动源，电机组件使用两个电机，互为冗余备份
挂钩式连接与解锁装置的安装使用过程是：第一步：基座4安装在下端框6上；第二步：旋转块2通过滚轴3连接在基座4上；第三步：内撑环5放在旋转块2的u型槽内，撑住旋转块2使之不倒下；第四步：电机组件7安装在下端框6上；第五步：下端框6通过紧固件安装在结构件11上；第六步：上端框1通过紧固件安装在结构件10上；第七步：将上端框1与结构件10的装配体倒向悬挂放在与旋转块2的u型槽中心线平行位置；第八步：给电机组件7通电，使得旋转块2的v型凸台进入到上端框1的沟槽内并顶紧。连接预紧力可以通过电机组件的驱动行程调节。
该挂钩式连接与解锁装置的连接工作流程是：电机组件7通电后，驱动连杆8向外扩展，进而带动内撑环5向外扩展，内撑环5扩展过程中通过滚轮9使得向内倾斜的旋转块2绕滚轴3向外转动，直至旋转块2的v型凸台进入上端框1的沟槽并相互接触顶紧，如此便可实现结构件10与结构件11的连接。
该挂钩式连接与解锁装置的解锁工作流程是：电机组件7通电后，驱动连杆8向内运动，进而带动内撑环5向内收缩，内撑环5收缩过程中，由于旋转块2失去支撑，在预紧力的作用下向内旋转，直至旋转块2的v型凸台脱离上端框1的沟槽，上端框1留在结构件10上，装置的其余零组件留在结构件11上，如此便可实现结构件10与结构件11的解锁。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。