一种球形卫星分离解锁装置的制作方法

本发明涉及航空飞行器分离解锁装置，特别涉及一种球形卫星分离解锁装置。

背景技术：

近年来，卫星研制的热潮在世界范围内迅速兴起。作为卫星关键技术之一的解锁分离技术，是关系到卫星成功发射、正常入轨的核心技术，对卫星总体性能有着重要影响。因此发明分离冲击小、可靠性高的解锁分离装置具有重要意义。

现有技术中的卫星解锁机构大多是针对方形卫星，例如公开号为CN105151330A的专利文献公开了一种皮纳卫星星箭固定及分离装置，包括底板，所述底板上固定有卫星支撑座、拉杆、拉杆切断机构以及卫星弹出机构，所述卫星支撑座设有至少一对，任一一对卫星支撑座两两相对布置，所述拉杆设有至少一对，每对拉杆分别安装在任一一对卫星支撑座内，每根拉杆伸出对应卫星支撑座的卫星支撑面与卫星连接并将卫星压紧在该卫星支撑面上；上述的皮纳卫星星箭固定及分离装置在连接卫星与底板时将底板所受的拉力和压力设置在同一直线上，从而使底板和卫星之间的相互作用力合理分布，整体结构简单、稳定，且安装方便，制造成本低。

又例如公开号为CN104527997A的专利文献公开了一种用于连接和解锁卫星的同步装置，包括固定安装在卫星两侧的一对销槽，以及通过同步驱动机构安装在卫星分离部件上且与该对销槽分别配合的一对活动锁销，所述同步驱动机构包括：底座，固定在卫星分离部件上；支撑杆，一端铰接在底座上；直推杆，一端与支撑杆的自由端铰接；横推杆，中部与直推杆的自由端铰接；一对联动机构，对称布置在直推杆两侧，对应连接所述活动锁销和横推杆的两端，用于将横推杆的水平推力同时传送至所述一对活动锁销驱动该对活动锁销同时脱离对应的销槽。上述通过纯机械结构来连接分离卫星，结构简单，安装方便，工作稳定，特别适合在地面上代替火工品进行卫星分离试验，从而大大降低试验成本。

然而上述的解锁分离并不适用于球形卫星，这是因为球形卫星的表面是弧形的，不容易进行固定，因此针对球卫星体积小、重量重的特点以及不易进行锁紧和分离的问题，需要研究出一种适用于球形卫星的分离解锁装置。

技术实现要素：

本发明公开了一种球形卫星分离解锁装置，整体结构更简单，运行可靠，可以有效在火箭上固定及分离球形卫星。

一种球形卫星分离解锁装置，包括分离底座、锁紧分离模块以及顶推模块，所述锁紧分离模块包括至少两个固定在所述分离底座上且沿卫星周向分布的锁紧分离单元，每个锁紧分离单元包括：

锁紧杆底座，固定在所述分离底座上；

摆杆，通过转轴安装在锁紧杆底座上，内侧带有插入所述卫星的锁孔的锁销以将卫星压紧在所述顶推模块上；

锁定件，将所述摆杆定位在所述锁销插入锁孔位置，所述锁定件带有解锁状态，在所述解锁状态下所述顶推模块推动所述卫星分离，分离过程中所述锁孔脱出所述锁销并使摆杆向外转动。

摆杆靠近卫星的一侧为内侧，远离卫星的一侧为外侧，摆杆向外转动是指内侧向上转动，外侧向下转动。

本发明通过结构简单的摆杆和锁定件实现对球形卫星的压紧和解锁，运行可靠，可以有效在火箭上固定及分离球形卫星。

为了方便制造和安装，实现有效地定位和解锁，优选的，所述锁定件包括：

爆炸螺栓，穿过设置在摆杆外侧的螺栓孔；

锁紧螺母，与所述爆炸螺栓的一端配合连接且布置在所述螺栓孔远离所述锁紧杆底座的一侧；

锁紧杆，一端自所述锁紧杆底座的背面穿出并通过连接螺母与所述爆炸螺栓的另一端连接，另一端设有台阶与所述锁紧杆底座的背面抵靠。

爆炸螺栓的输入端的起爆器工作后，引爆爆炸螺栓的内装药，内装药爆炸产生高压气体和冲击波作用在螺栓体上，使削弱槽处的应力超过材料的强度极限，螺栓体从削弱槽处断裂，从而实现两个被连接的物体的解锁。

上述结构可以方便地进行摆杆地锁定，连接螺母将锁紧杆和爆炸螺栓进行连接，锁紧杆的另一端与所述锁紧杆底座的背面抵靠，再通过锁紧螺母调整完整摆杆位置的定位。解锁时，爆炸螺栓断开，锁紧杆由于重力下落，摆杆向外转动。所述连接螺母在爆炸螺栓切断时，能让锁紧杆保留在锁紧杆底座上。

为了方便调整锁紧程度，优选的，所述锁紧杆底座的背面设有套装在所述锁紧杆上的锁紧套，所述锁紧套内设有套在所述锁紧杆上的压缩弹簧，所述压缩弹簧抵接在所述锁紧套的内台阶和所述锁紧杆的台阶之间。所述压缩弹簧用于爆炸螺栓切断时拉动锁紧杆脱离爆炸螺栓，可以在解锁后推动锁紧杆快速远离摆杆，避免影响摆杆的正常运动，可以在卫星不是水平布置的时候也正常完成解锁。

为了使爆炸螺栓安装到位，优选的，所述爆炸螺栓上配合安装有布置在所述连接螺母和螺栓孔之间的安全螺母。

卫星解锁时，摆杆被推动向外转动，为了使摆杆不影响卫星地运动，优选的，所述锁紧杆底座和摆杆之间具有垂直所述转轴的相对表面，其中一个相对表面设有安装槽和限位插销，所述安装槽和限位插销的尾端之间设有弹性件，所述限位插销的顶端与另一个相对表面抵接且另一个相对表面上设有与所述限位插销配合的插销孔以定位向外转动的所述摆杆。限位插销定位摆杆，防止其干涉卫星分离。

为了实现球形卫星地稳定安装和分离，优选的，所述顶推模块包括：

套筒，固定在所述分离底座上；

内套推杆，安装在所述套筒内，顶部支撑所述卫星；

分离弹簧，安装在所述套筒和内套推杆之间且被所述内套推杆压缩。内套推杆为与套筒形状相似的圆筒形，顶部的圆形开口可以和球形卫星贴靠支撑。

为了防止顶推模块脱离分离底座，优选的，所述内套推杆和套筒之间还设有限位杆。所述限位杆用于限制内套推杆的行程，并在卫星分离后将推杆保留在分离底座上。限位杆一端与推杆固定连接，另外一端安装有螺母。

为了便于安装和制造，同时提高支撑卫星的稳定性，优选的，所述内套推杆的顶部为环形开口，所述环形开口具有外翻的翻边，所述翻边与所述分离弹簧抵接。

为了是插销可以顺利脱出锁孔，优选的，所述锁销与锁孔为圆弧形。

本发明安装时，首先将套筒安装在分离底座上，将分离弹簧和内套推杆放入套筒中，拉动限位杆到指定位置，分离弹簧处于压缩状态，球形卫星放置推杆顶部接触，将锁紧杆底座固定在底座上，然后将限位弹簧和限位插销安装到摆杆上，将摆杆通过转轴固定在锁紧杆底座上，安装时利用小推杆推动锁紧固定座上的小孔推动锁紧杆，使摆杆达到指定位置，此时摆杆上的锁销与卫星上的锁孔接触，然后将爆炸螺栓通过安全螺母和锁紧螺母固定在摆杆上，将锁紧套安装在锁紧杆底座上，将压缩弹簧放置在锁紧套内，将锁紧杆通过连接螺母与爆炸螺栓连接，在锁紧杆另一端用螺母(螺母作为台阶与压缩弹簧抵接)拧紧，卫星处于锁紧状态，分离时，爆炸螺栓切断锁紧杆，锁紧杆在压缩弹簧的作用下向下运动，摆杆在分离弹簧的作用下开始摆动，当摆动到一定位置时，摆杆被限位插销锁紧，卫星分离。

优选的，锁紧杆底座设置成沿球形卫星径向可滑动和定位，从而使本装置使用与不同大小的球形卫星。

本发明的有益效果：

本发明的用于球形卫星分离解锁装置，整体结构更简单，运行可靠，可以有效在火箭上固定及分离球形卫星。

附图说明

图1为本发明的用于球形卫星分离解锁装置锁紧状态的结构示意图。

图2为本发明的用于球形卫星分离解锁装置锁紧状态的剖视结构示意图。

图3为本发明的用于球形卫星分离解锁装置解锁状态的结构示意图。

图4为本发明的用于球形卫星分离解锁装置解锁状态的剖视结构示意图。

图5为本发明的摆杆部分的放大示意图。

图6为本发明的锁紧插销的结构示意图。

图7为本发明的摆杆向外转动后的结构示意图。

图8为本发明的爆炸螺栓的剖视示意图。

具体实施方式

如图1～8所示，本实施例的用于球形卫星分离解锁装置，包括分离底座1，锁紧分离模块2以及顶推模块3。

锁紧分离模块2包括四个(其中一个在图1中被遮挡)固定在分离底座上且沿卫星周向均匀分布的锁紧分离单元，每个锁紧分离单元包括：

锁紧杆底座201，固定在分离底座1上；

摆杆202，通过转轴2011安装在锁紧杆底座1上，内侧带有插入卫星4的锁孔401的锁销203以将卫星4压紧在顶推模块3上；

锁定件，将摆杆202定位在锁销203插入锁孔位置，锁定件带有解锁状态，在解锁状态下顶推模块推动卫星分离，分离过程中锁孔脱出锁销并使摆杆向外转动。锁销203与锁孔401为圆弧形。

锁定件包括：爆炸螺栓204，穿过设置在摆杆202外侧的螺栓孔205；锁紧螺母206，与爆炸螺栓204的一端配合连接且布置在螺栓孔205远离锁紧杆底座201的一侧；锁紧杆207，一端自锁紧杆底座201的背面穿出并通过连接螺母2014与爆炸螺栓204的另一端连接。

锁紧杆底座201的背面设有套装在锁紧杆207上的锁紧套208，锁紧套208内设有套在锁紧杆上的压缩弹簧209，压缩弹簧209抵接在锁紧套208的内台阶和锁紧杆207的台阶之间。

爆炸螺栓204上配合安装有布置在连接螺母2014和螺栓孔205之间的安全螺母2010。爆炸螺栓204中设有火药2041和削弱槽2042。爆炸螺栓的输入端的起爆器工作后，引爆火药2041，火药2041爆炸产生高压气体和冲击波作用在爆炸螺栓204上，使削弱槽2042处的应力超过材料的强度极限，爆炸螺栓204从削弱槽2042处断裂，从而实现解锁。

锁紧杆底座201和摆杆202之间具有垂直转轴2011的相对表面，摆杆202的相对表面设有安装槽和限位插销2012，安装槽和限位插销2012的尾端之间设有复位弹簧2013，限位插销2012的顶端与锁紧杆底座201的相对表面抵接且锁紧杆底座201的相对表面上设有与限位插销2012配合的插销孔2015以定位向外转动的摆杆202。

顶推模块3包括：套筒301，固定在分离底座1上；内套推杆302，安装在套筒301内，顶部支撑卫星4；分离弹簧303，安装在套筒301和内套推杆302之间。

内套推杆302和套筒301之间还设有限位杆304。内套推杆302的顶部为环形开口，环形开口具有外翻的翻边305，翻边305与分离弹簧303抵接。

本实施例安装时，首先将套筒301安装在分离底座上，将分离弹簧303和内套推杆302放入套筒301中，拉动限位杆304到指定位置，分离弹簧303处于压缩状态，球形卫星放置内套推杆302顶部接触，将锁紧杆底座201固定在分离底座1上，然后将限位弹簧2013和限位插销2013安装到摆杆202上，将摆杆202通过转轴2011固定在锁紧杆底座201上，安装时利用小推杆推动锁紧固定座201上的小孔以推动锁紧杆207，使摆杆202达到指定位置，此时摆杆202上的锁销203与卫星上的锁孔401接触，然后将爆炸螺栓204通过安全螺母2010和锁紧螺母206固定在摆杆202上，将锁紧套208安装在锁紧杆底座201的背面，将压缩弹簧209放置在锁紧套208内，将锁紧杆207通过连接螺母2014与爆炸螺栓204连接，在锁紧杆207另一端用螺母(螺母作为台阶与压缩弹簧209抵接)拧紧，卫星4处于锁紧状态，分离时，爆炸螺栓204切断锁紧杆207，锁紧杆207在压缩弹簧209的作用下向下运动，摆杆202在分离弹簧303的作用下开始向后摆动，当摆动到一定位置p＝16°时，摆杆202被限位插销2012锁紧，卫星分离。

综上所述，本实施例的用于球形卫星分离解锁装置，整体结构更简单，运行可靠，可以有效在火箭上固定及分离球形卫星。