本发明涉及一种基于隔冲技术的环式连接分离装置，用于隔离解锁分离过程对保留段单机的冲击。
背景技术：
随着航天器向着高精度、高稳定性、长寿命方向发展，搭载的敏感载荷对结构平台的冲击振动环境要求越来越高。航天器解锁装置一般采用火工品解锁的方式(如导爆索)，其解锁过程对航天器结构产生一定的冲击力，对解锁点附近的敏感单机的正常工作造成不利影响。
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基于隔冲技术的环式连接分离装置，针对现有航天器连接分离的高刚度和低冲击需求，通过隔冲技术的引入，和整体环式结构构型的设计，使之具有较高的连接刚度、并保证了单机安装位置附近具有较低的爆炸冲击、较低的分离冲击以及较好的密封性等优点。
为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下：
一种基于隔冲技术的环式连接分离装置，该装置安装于分离解锁装置与航天器保留段之间，包括连接本体、第一隔冲单元、连接杆、第二隔冲单元，连接杆连接待分离的连接本体上下两端，在连接杆和连接本体中，嵌入第一隔冲单元和第二隔冲单元，系统的主承力由连接本体和连接杆提供，解锁分离时，内嵌在连接本体内的导爆索工作，将连接本体切断，同时导爆索产生的爆炸冲击力通过第一隔冲单元、连接杆、第二隔冲单元进行传递，并在第一隔冲单元和第二隔冲单元两个环节，实现冲击力的有效吸收，实现连接本体沿分离面的断开。
连接本体结构中，嵌入阻尼材料，在未解锁时，为系统提供辅助刚度，在解锁过程中，提供系统缓冲的作用。
阻尼材料采用高阻尼碳纤维制备。
第一隔冲单元和第二隔冲单元分别采用泡沫铝和钛合金蜂窝制备，泡沫铝和钛合金蜂窝在受到冲击载荷时，自身压溃，实现冲击能量的吸收。
第一隔冲单元与连接本体的凸出部卡入连接杆上部的凹槽内，第二隔冲单元与连接本体的凸出部卡入连接杆下部的凹槽内，第一隔冲单元和第二隔冲单元在预压紧状态下安装，保证系统连接刚度。
所述连接杆为多个。
解锁分离时，冲击力从分离面传递至航天器保留段的单机安装面，传递路径共分两条：第一条传递为分离界面-＞连接本体-＞第一隔冲单元-＞连接杆-＞第二隔冲单元-＞连接本体-＞单机安装位置；第二条传递路径为分离界面-＞连接本体-＞阻尼材料-＞连接本体-＞单机安装位置，通过分别在两条路径上设置能量吸收环节，从而最终有效降低解锁冲击对单机安装面的影响。
本发明的积极进步效果在于：在航天器待分离舱段之间增加本环式连接分离装置，分离解锁过程中，通过多个配合面的设计方法、隔冲单元的引入等方式，能够快速、有效地吸收分离段解锁时释放的冲击能量，降低单机安装附近的冲击响应，保护载荷和单机的正常工作，从而使得火工品冲击载荷传递至产品安装界面时得到有效的大大的降低，设计构型紧凑，体积小，节省空间，装配工艺好，解锁冲击小、承载能力大。
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是本发明整体构型示意图；
图2是图1的俯视图；
图3是本发明结构组成示意图。
1-连接本体、2-第一隔冲单元、3-连接杆、4-第二隔冲单元、5-阻尼材料、6-导爆索。
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。
图1所示，本发明所提供的基于隔冲技术的环式连接装置，该连接分离装置的隔冲装置包括连接本体1、第一隔冲单元2、连接杆3、第二隔冲单元4、阻尼材料5。该装置安装于航天器待分离的舱段之间，位于分离解锁装置与航天器保留段之间。系统刚度由连接本体1和连接杆3等共同提供。待分离时，导爆索6工作，将连接本体1切断，而导爆索6工作时所产生的冲击载荷则通过第一隔冲单元2和第二隔冲单元4进行冲击能量吸收，两次衰减才能达到航天器保留段单机安装面，从而降低航天器保留段单机的冲击响应，保护敏感载荷的正常工作。第一隔冲单元2、第二隔冲单元4分别采用泡沫铝和钛合金蜂窝进行制备，通过材料压溃的方式实现能量吸收。本发明的上述设计构型紧凑，承载大、隔冲效率高。
第一隔冲单元2与连接本体1凸出部卡入连接杆3上部凹槽内，第二隔冲单元4与连接本体1凸出部卡入连接杆下部凹槽内，第一隔冲单元2]第二隔冲单元4]在预压紧状态下安装，保证系统连接刚度。
连接本体1结构中，嵌入高阻尼材料5,在未解锁时，为系统提供辅助刚度；而在解锁过程中，高阻尼材料5也同样提供系统缓冲的作用。
图1、图2所示为本发明应用实例，是一种环形航天器解锁机构，在环形方向均匀布置6个连接杆，通过连接杆方式连接待分离的连接本体上下两端。在连接杆和连接本体中，嵌入第一隔冲单元和第二隔冲单元，第一隔冲单元和第二隔冲单元分别采用泡沫铝和钛合金蜂窝。具体连接方式如图3所示。
连接本体1采用2a14t6。在连接本体1中引入阻尼环节，即引入高阻尼材料5，具体可采用高阻尼碳纤维制备，其阻尼系统远高于铝合金，因此，在辅助提供系统连接刚度的同时，对导爆索6工作时所产生的冲击，尤其是高频冲击载荷，有着很好的抑制作用。
解锁装置工作时，冲击载荷从分离面传递至航天器保留段的单机安装面，传递路径如图3中虚线表示，传递路径共分两条：第一条传递为分离界面-＞连接本体-＞第一隔冲单元-＞连接杆-＞第二隔冲单元-＞连接本体-＞单机安装位置；第二条传递路径为分离界面-＞连接本体-＞阻尼材料-＞连接本体-＞单机安装位置。通过分别在两条路径上设置能量吸收环节，从而最终有效降低解锁冲击对单机安装面的影响。
根据有效载荷重量、力学条件、隔冲需求，可以设计不同的结构过渡环节材料、构型、安装方式，第一隔冲单元、第二隔冲单元的材料选择和安装方式等。
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。