专利名称：星载设备压紧释放机构的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种星载设备用的压紧释放机构，属于卫星和航天技术领域。
背景技术：
卫星或其它航天器根据任务需求或由于一些约束条件的限制往往需要完成一些压紧释放的动作，如母体和子体、个体与主体之间的在轨分离等，这类动作的完成都是通过复杂的机构系统来实现的，机构系统不仅要保证航天器在地面及飞行过程中为目标载荷提供可靠的约束条件、同时还要保证航天器入轨后能够安全可靠的将目标载荷分离。
压紧和释放是这类机构系统中最主要的两个功能，同时也是最关键的两个
受力作用环节。压紧就是指航天器在地面或发射过程中将目标载荷约束在指定的位置上并间接保证其所处的力学环境，由于^^天器在地面或发射过程中的力学环境非常复杂、同时目标载荷对工作环境的要求较为苛刻，这就给压紧机构
工作的可靠性提出了较高的要求，导致了压紧机构系统组成复杂；释放就是指
荷与航天器母体的分离或局部分开，释放机构一^:都是先通过火工装置对压紧机构进行解锁，然后释放机构开始动作将目标载荷分离，由于航天器在地面和飞行过程中经受了各种各样的力学环境，这就同样给释放机构工作的可靠性提出了很高的要求，从而也导致了释放机构系统的组成较为复杂。
卫星与运载火箭的分离机构(简称星箭分离机构)是常见的一种航天器压紧释放机构，分离包带是星箭分离机构中最常用的一种，各种地面和飞行试验已经证明分离包带是一种高可靠、结构形式简单的航天器压紧释放机构，尽管如此，分离包带仍然暴露出了一些设计和使用上的缺点，具体如下
(1)使用环境受限。根据星箭分离包带的工作原理，被连接航天器在连接处的形状只能为柱面，这就^吏航天器在连接处的外形和结构形式受到了严^"的
限制，使得分离包带的使用环境受到限制；
(2) 连接面机械加工精度要求过高。根据目前星箭分离包带的4吏用情况可以看出其对卫星和火箭的星箭分离面的机械加工精度提出了较高的要求，这就给机械加工过程带来了难度；
(3) 产品之间的通用性差。由于星箭分离包带自身结构的特点使得不同型号包带之间的通用性较差；
(4) 系统组成复杂。由于设计原理和使用环境的限制使得星箭分离包带系统组成仍然非常复杂，整套系统在使用前的装配和调试过程就需要4艮长的时间。
上述星箭分离包带的缺点也是目前各种航天器压紧释放机构中普遍存在的问题，随着航天技术的发展以及航天任务的不断增加，航天器压紧释放机构将会被大量的使用。
发明内容
本发明的技术解决问题是克服现有技术的不足，提供一种星载设备压紧释放机构，该机构结构形式简洁，机械加工、装配和调试简单，高可靠并可广泛使用。
本发明的技术解决方案是星载设备压紧释放机构，包括安装基座本体、抗剪销钉、压紧机构、隔离机构和解锁装置；安装基座本体与卫星固连，目标载荷、压紧机构、隔离机构依次安装在安装基座本体上端面，目标载荷通过安装在安装基座本体上的抗剪销钉进行径向定位，由抗剪销钉承受目标载荷产生的剪切力；压紧机构的一端与目标载荷接触并进行约束，另一端与隔离机构一端通过面接触，将目标载荷对压紧机构产生的作用力转换为摩擦力，隔离机构另一端与解锁装置连接，通过解锁装置提供的预紧力与隔离机构所受的摩擦力进行平衡，实现对目标载荷的压紧锁定；解锁时，解锁装置释放所述的预紧力，隔离机构转动，隔离机构对压紧机构的摩擦力消失，压紧机构转动，解除对目标载荷的约束，目标载荷沿抗剪销钉轴向释放。
5所述的隔离机构与压紧机构面接触的 一端下方设置一限位凸台，用以限制 压紧机构在压紧过程中沿摩擦力方向的位移量。
所述的摩擦力作用方向通过隔离机构在安装基座的安装位置处轴线。 所述的压紧机构包括压紧杠杆、调整螺4丁、第一连接轴，压紧杠杆通过第 一连接轴安装在安装基座上，压紧杠杆围绕第一连接轴旋转，压紧杠杆的一端 对目标载荷进行压紧，另一端与隔离机构通过面接触进行约束，调整螺钉安装 在第一连接轴的上方的安装基座上，通过调整螺钉调整压紧杠杆对目标载荷的 约束力。
所述的隔离机构包括第二连接轴、隔离杠杆，隔离杠杆通过第二连4妄轴安 装在安装基座上，隔离杠杆绕第二连接轴转动，隔离杠杆的一端与压紧机构的 一端进行面接触，另一端与解锁装置连接。
所述的解锁装置包括预紧弹簧、连接绳和火工解锁器；预紧弹簧安装在隔 离机构和安装基座之间，连接绳一端穿过预紧弹簧与隔离机构连接，另一端与 火工解锁器连接。
本发明的原理是通过压紧杠扞和抗剪销钉的配合可以完成对各种结构形 式目标载荷的压紧；通过设置隔离杠杆可以将系统的预紧力与压紧杠杆进行隔 离，有效的减小压紧杠杆承受的约束力和解锁过程中的位移量。此外可以通过 多组压紧释放机构配合的方式来满足更大、更复杂目标载荷的需求。
对目标载荷压紧的过程就是系统静力平衡的过程，压紧杠杆是直接对目标 载荷产生约束力的部件，该约束力的数值将会4艮大，预紧弹簧为系统的提供的 预紧力就是为了平衡此约束力，如果直接将该预紧力作用于压紧杠杆上将会使 压紧杠杆的内应力急剧增大，严重危害其强度，因此设置了隔离杠杆。隔离杠 杆的设置首先将机构本应该作用于压紧杠杆上的预紧力的方向改变，其次将该 预紧力由压紧杠杆转移置隔离杠杆，隔离杠杆一端与预紧弹簧接触并承受其预 紧力、另一端与压紧杠杆配合，这一配合设计使得系统在初始平衡位置时压紧 杠杆与隔离杠杆只有端面的一个面接触即两杠杆之间只有摩擦力、同时隔离杠杆可以对压紧杠杆的微量位移进行约束，这样两者之间的摩擦力和位移约束就 可以使其各自处于静力平衡状态、减小了杠杆的内部应力，同时在机构解锁过 程中和解锁后隔离杠杆的设置可以对压紧杠杆的位移进行约束。
整套机构在装配过程中可以通过对调整螺钉进行调整以满足目标载荷所需 的压力，同时也可以根据目标载荷的特性以及所处的力学环境对其它配合环节 进行调整。
本发明与现有技术相比有益效果为 (1 )本发明设置了隔离杠杆。隔离杠杆的设置首先将机构本应该作用于压 紧杠杆上的预紧力的方向改变，使该预紧力方向向下，易于实现；其次将该预 紧力由压紧杠杆转移至隔离杠杆，隔离杠杆一端与预紧弹簧接触并承受其预紧 力、另一端与压紧杠杆配合，这一配合设计使得系统在初始平衡位置时压紧杠 杆与隔离杠杆只有端面的一个面接触即两杠杆之间只有摩擦力、减小了杠杆的 内部应力。
(2 )有效的降低了航天器或目标载荷在分离连接处的机械加工难度。本发 明采用的压紧配合方式不需要航天器或目标载荷在分离连接处有太高的精度， 这就有效的降低了航天器或目标载荷在分离连接处的机械加工难度；
(3) 提高了产品之间的通用性。由于本发明可以采用多组配合的方式来工 作，这就可以很好的满足通用化、模块化和系列化使用的要求。
(4) 整套星载设备压紧释放机构使用环境不受限制。由于本发明可以通过 多组配合的方式来使用，这就使得该机构可以满足各种结构形式航天器或目标 载荷的压紧和释放；
(5) 机构组成简单，使用前的装配和调试过程所需时间很短。
(6) 机构承载能力较大，由于本发明可以采用多组配合的方式来工作，这 就使得机构在理论上可以承载各种载荷；
(7) 机构安全性得到提高。连接绳和火工解锁器的使用有效提高了传统的 爆炸螺栓在解锁过程中的安全性。
图1为本发明4组星载设备压紧释放机构配合使用在平衡位置时的主视图； 图2为图1俯视图3为本发明星载设备压紧释放机构在平衡位置时的主视图； 图4为图3的^府一见图5为本发明4组星载设备压紧释放机构配合使用在解锁时的示意图；5a 主视图，5b俯视图6为本发明星载设备压紧释放机构在解锁时的示意图。
具体实施例方式
下面以典型的4组星载设备压紧释放机构配合使用的方式给出对整个发明 的详细说明，至于具体应用过程中具体选择几组压紧释放机构，要根据目标载 荷的形状来确定。
如图1、 2所示，图2中虚线圈内的结构即为本发明的星载设备压紧释放 机构，本实施例中由于目标载荷的形状是长宽比例相差不大的长方体，因此选 用4组压紧释放机构进行锁定，目标载荷放置在图2所示的安装基座本体中心 的方框结构上端。
上述星载设备压紧释放机构，如图3、 4所示，主要包括安装基座本体1、 抗剪销钉9、压紧机构、隔离机构和解锁装置，其中压紧机构包括第一连接轴6、 调整螺钉7、压紧杠杆8，隔离机构包括隔离杠杆4、第二连接轴5，解锁装置 包括连接绳2、预紧弹簧3、火工解輝器10 (图2所示)；
安装基座本体1的形状根据目标载荷的形状确定，本实施例中安装基座本 体1的形状为"n";压紧锁定时，目标载荷放置在安装基座本体1中心的方 框结构上端，目标载荷的四个角加工有与抗剪销钉9配合的孔，通过安装在安 装基座本体1上的抗剪销钉9进行径向定位，由抗剪销钉9承受目标载荷产生 的剪切力；每组压紧机构、隔离机构和解锁装置依次从方框结构向外安装在安 装基座本体1的上端面，压紧杠杆8通过第一连接轴6安装在安装基座本体1上，压紧杠杆8可以围绕第一连接轴6旋转，根据目标载荷的大小等，第一连
接轴6可以与压紧杠杆8做成一体，安装在安装基座本体1上。压紧杠杆8的 一端对目标载荷进行压紧，该端的形状与目标载荷接触处的形状相配合，另一 端与隔离杠杆4通过面接触进行约束，将整个机构对压紧杠杆8的预紧力转换 为压紧杠杆8与隔离杠杆4之间的摩擦力，为了避免压紧杠杆8承受过大的外 部载荷，从而导致压紧杠杆8内部应力过大，该摩擦力要通过第二连接轴5的 轴心。隔离杠杆4围绕第二连接轴5旋转，隔离杠杆4的一端与压紧杠杆8的 一端进行面接触，对压紧杠杆8施加作用力使其处于受力平衡状态，调整螺钉 7配合压紧杠杆8对目标载荷进行约束，调整螺钉7可以调整压紧杠杆8的压 紧状态，预紧弹簧3安装在隔离杠杆4和安装基座本体1之间，连接绳2 —端 穿过预紧弹簧3与隔离杠杆4连接，另一端与火工解锁器10连接，连接绳2 拉动隔离杠杆4围绕第二连接轴5旋转使其处于受力平衡状态同时将预紧弹簧 3压缩使其为整个机构提供所需的预紧力，此时整套机构就处于初始位置的受 力平衡状态。
如图5所示，当火工解锁器10解锁后，连接绳2就被解锁同时将其提供 给隔离杠杆4的约束力减除，此时隔离杠杆4将围绕第二连接轴5反向旋转同 时将加在预紧弹簧3上的约束力减除，预紧弹簧3将进一步推动隔离杠杆4围 绕第二连接轴5反向旋转，这样隔离杠杆4就将其加在压紧杠杆8上的约束力 减除，压紧杠杆8围绕第一连接轴6反向旋转，成自由状态，当压紧杠杆8旋 转到指定位置(本实施例中压紧杠杆8沿目标载荷对其施加力方向旋转15°) 后就完成了本机构对目标载荷的解锁释放，压紧杠杆8的位移量将受到隔离杠 杆4的限制。
为了增加本压紧释放;K构的可靠性，所述的隔离杠杆4与压紧杠杆8面接 触的一端下方设置一限位凸台，用以限制压紧杠杆8在压紧过程中沿摩擦力方 向的位移量。
本发明中压紧杠杆8的材料根据其所承受的作用力，可以采用铝、钢、或钛合金等材料，并且根据具体情况，可以通过增加压紧杠杆8的厚度来增强其 强度。
当然，本发明中的压紧机构和隔离机构的功能还可以采用其他一些结构形
式来实现，例如可以将压紧杠杆8和隔离杠杆4合并为一个杠杆；或者在压紧 杠杆8和隔离杠杆4之间增加中间过渡杠杆；或者将压紧杠杆8与目标载荷的 接触形式由面接触改为点4妄触等。
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。
权利要求
1、星载设备压紧释放机构，其特征在于包括安装基座本体、抗剪销钉、压紧机构、隔离机构和解锁装置；安装基座本体与卫星固连，目标载荷、压紧机构、隔离机构依次安装在安装基座本体上端面，目标载荷通过安装在安装基座本体上的抗剪销钉进行径向定位，由抗剪销钉承受目标载荷产生的剪切力；压紧机构的一端与目标载荷接触并进行约束，另一端与隔离机构一端通过面接触，将目标载荷对压紧机构产生的作用力转换为摩擦力，隔离机构另一端与解锁装置连接，通过解锁装置提供的预紧力与隔离机构所受的摩擦力进行平衡，实现对目标载荷的压紧锁定；解锁时，解锁装置释放所述的预紧力，隔离机构转动，隔离机构对压紧机构的摩擦力消失，压紧机构转动，解除对目标载荷的约束，目标载荷沿抗剪销钉轴向释放。
2、 根据权利要求1所述的星载设备压紧释放机构，其特征在于所述的隔 离机构与压紧机构面接触的一端下方设置一限位凸台，用以限制压紧^U构在压 紧过程中沿摩擦力方向的位移量。
3、 根据权利要求1或2所述的星载设备压紧释力t机构，其特征在于所述 的摩擦力作用方向通过隔离机构在安装基座的安装位置处轴线。
4、 根据权利要求1或2所述的星载设备压紧释放机构，其特征在于所述 的压紧机构包括压紧杠杆(8)、调整螺钉(7)、第一连接轴(6);压紧杠杆(8) 通过第一连接轴(6)安装在安装基座上，压紧杠杆(8)围绕第一连接轴(6) 旋转，压紧杠杆(8)的一端对目标载荷进行压紧，另一端与隔离机构通过面接 触进行约束，调整螺钉(7)安装在第一连接轴(6)的上方的安装基座上，通 过调整螺4丁 (7)调整压紧杠杆(8)对目标载荷的约束力。
5、 根据权利要求4所述的星载设备压紧释放机构，其特征在于所述的压 紧杠杆(8)采用铝，或钢，或4太合金材料。
6、 根据权利要求1或2所述的星载设备压紧释^:机构，其特征在于隔离机构包括第二连接轴(5 )、隔离杠杆(4),隔离杠杆(4)通过第二连接轴(5) 安装在安装基座上，隔离杠杆(4)绕第二连接轴(5)转动，隔离杠杆(4) 的一端与压紧机构的 一端进行面接触，另 一端与解锁装置连接。
7、 根据权利要求1或2所述的星载设备压紧释放机构，其特征在于所述 的解锁装置包括预紧弹簧(3)、连接绳(2)和火工解锁器(10);预紧弹簧(3) 安装在隔离机构和安装基座之间，连接绳(2) —端穿过预紧弹簧(3)与隔离 机构连接，另一端与火工解锁器(10)连接。
8、 根据权利要求1或2所述的星载设备压紧释放机构，其特征在于所述 的压紧机构与目标载荷接触的一端形状与目标载荷形状相配合。
全文摘要
星载设备压紧释放机构，包括安装基座本体、抗剪销钉、压紧机构、隔离机构和解锁装置；安装基座本体与卫星固连，目标载荷、压紧机构、隔离机构依次安装在安装基座本体上端面，目标载荷通过安装在安装基座本体上的抗剪销钉进行径向定位，由抗剪销钉承受目标载荷产生的剪切力；压紧机构的一端与目标载荷接触并进行约束，另一端与隔离机构一端通过面接触，将目标载荷对压紧机构产生的作用力转换为摩擦力，隔离机构另一端与解锁装置连接，通过解锁装置提供的预紧力与隔离机构所受的摩擦力进行平衡，实现压紧锁定；解锁时，解锁装置释放所述的预紧力，隔离机构转动，隔离机构对压紧机构的摩擦力消失，压紧机构转动，目标载荷沿抗剪销钉轴向释放。
文档编号B64G1/64GK101486383SQ200910078920
公开日2009年7月22日 申请日期2009年2月27日 优先权日2009年2月27日
发明者王培明, 邸国栋 申请人:航天东方红卫星有限公司