一种水平星箭分离机构的制作方法

本申请涉及一种星箭分离系统，特别是涉及一种适用于50kg级卫星的水平式星箭分离系统。

背景技术：

对于5Kg以上的搭载微纳卫星，目前绝大多数垂直安装于火箭，既卫星分离运动方向与火箭轴向平行。火箭锥段用于安装主星，而搭载卫星需要均匀的布置安装在锥段外的安装座。这种星箭分离系统火箭姿态控制比较简单，分离不易发生碰撞，安全性好。

现有水平星箭分离机构在小于5kg的立方星上使用较多，无法满足 50kg级卫星的要求。

而传统竖直安装的星箭分离机构占用空间较大，对于既有火箭空间，利用率比较低。

为此，本领域迫切需要开发一种新型水平星箭分离机构，以便于搭配 50kg级卫星使用。

技术实现要素：

本申请之目的在于提供一种新型水平星箭分离机构，以便于搭配50kg 级卫星使用。

为了实现上述目的，本申请提供一种水平星箭分离机构，其特征在于，包括：

主框；

2套连接解锁装置，其安装在主框后端面内侧并且具有爆炸螺栓；

2个承剪定位销，其与卫星的锥孔配合承受纵向载荷；

3套弹簧推力装置，其安装在主框后端面内侧并且被配置为在爆炸螺栓解锁后将卫星以设计的分离速度推出主框；以及

行程开关支架，其中行程开关在星箭分离前被压紧在所述行程开关支架上并且在星箭分离后，所述行程开关弹开给卫星提供分离信号。

在本申请的另一个实施方式中，所述主框内含内部导轨，所述内部导轨与卫星的外导轨配合。

在本申请的另一个实施方式中，所述分离机构的内部导轨和卫星外部导轨之间的间距是0.5到0.9mm。

在本申请的另一个实施方式中，所述导轨以及所述分离机构连接解锁装置的表面溅射二硫化钼或涂抹航天用润滑脂。

在本申请的另一个实施方式中，卫星后端通过所述连接解锁装置拉紧固定于主框后端面内侧。

在本申请的另一个实施方式中，所述水平星箭分离机构的底面通过10 个M6螺钉与火箭支架相连。

在本申请的另一个实施方式中，所述水平星箭分离机构的斜面通过12 个M6螺钉和火箭的加强筋及上法兰连接。

与现有技术相比，本申请的有益效果在于能够实现50kg级别卫星与运载火箭的机械连接，满足50kg级别卫星在各种载荷工况下连接要求，并按指令实现卫星在水平方向的可靠解锁、安全分离。同时，通过减振设计，减少火工品爆炸对卫星产生的冲击，可实现频域5000Hz范围内，冲击小于1000g。再次，可实现卫星较小的分离角速度，保持小于3o/s。

附图说明

图1是本申请的水平星箭分离机构的示意图。

图2是本申请的水平星箭分离机构的主框的主视图示意图。

图3是本申请的水平星箭分离机构的主框的左视图示意图。

图4是本申请的水平星箭分离机构的主框的底面示意图。

图5是本申请的水平星箭分离机构上连接的连接解锁装置的一个实施例的示意图。

图6是本申请的水平星箭分离机构上连接的弹簧推力装置的一个实施例的示意图。

图7是可装入本申请的水平星箭分离机构的火箭锥段的主视图示意图。

图8是可装入本申请的水平星箭分离机构的火箭锥段的侧视图示意图。

图9是可装入本申请的水平星箭分离机构的火箭锥段的俯视图示意图。

具体实施方式

下面将结合附图以及本申请的实施例，对本申请的技术方案进行清楚和完整的描述。

图1为本申请水平星箭分离机构100的示意图。如图1所示，本申请水平星箭分离机构主要包括以下部件：主框101、2套连接解锁装置104、 2个承剪定位销(或称锥销)109、3套弹簧推力装置102、和行程开关支架103。

主框101由于形状复杂，可采用整体3D打印成形，成形后通过机械加工以达到精度要求。2个锥销201与卫星的锥孔配合承受纵向载荷。内部导轨与卫星108外导轨107配合。考虑制造公差和热变形影响，所述分离机构的内部导轨和卫星外部导轨之间的间距可以是0.5～0.9mm，优选是 0.7mm。设计间距0.7mm分离机构内部导轨与卫星外部导轨之间的间距可取为0.5～0.9mm，优选0.7mm。导轨在火箭主动段不承载，主要起到辅助滑移分离作用。精加工后，卫星108与分离机构的导轨以及分离机构连接解锁装置104的上转接筒，下转接筒的表面可溅射二硫化钼或涂抹航天用润滑脂以降低摩擦系数，防冷焊。

卫星尾部可安装一到两个，优选两个行程开关，所述行程开关在星箭分离前被压紧在水平星箭分离机构的行程开关支架103上；在星箭分离后，所述行程开关弹开给卫星提供分离信号。

主框101后端面内侧安装有2套连接解锁装置104(含爆炸螺栓)和 3套弹簧推力装置102。卫星后端通过套连接解锁装置104拉紧固定于主框后端面内侧。卫星的主要载荷由承剪定位销109，套连接解锁装置104 及内含的爆炸螺栓承担。

主框101后端面内测还安装有3组弹簧推力装置102，其推力合力设计在质心轴线，抑制分离时作用力偏置。爆炸螺栓解锁后，所述弹簧推力装置102将卫星以设计的分离速度推出主框。

所述水平星箭分离机构的底面401通过10个M6螺钉与火箭支架相连 (如图4所示)，斜面通过12个M6螺钉(如图2所示)和火箭的加强筋及上法兰连接。

在本申请的一个实施方式中，所述套连接解锁装置104如图5所示，包括爆炸螺栓504、加载螺母502、上转接筒、508下转接筒、球形垫片 503、收集板505、复合减振垫501及蜂窝509等。

如图5所示，上转接筒下端设计为锥形槽结构，此结构和下转接筒506 上端的锥形台配合，承受被连接件之间的横向剪切载荷；对加载螺母502 施加一定的力矩，上下转接筒被爆炸螺栓504拉紧实现连接，承受被连接件之间的纵向载荷和弯矩。当要求被连接件分离时，爆炸螺栓工作，爆炸螺栓在削弱槽507处断裂，实现星箭解锁。上转接筒内设置抗冲击缓冲材料--蜂窝，以减小螺栓头和加载螺母502在爆炸解锁时对被连接件的冲击。解锁后螺栓下半部分向下运动，被收集板收集。

上转接筒上端面安装复合减振垫501，复合减振垫501与被连接件对接，下端与下转接筒506对接。上转接筒508的上端面预留3到6个，优选4个均匀分布的螺钉孔；螺钉孔的通孔直径型号为φ3.2～φ6，优选为φ5.5；上转接筒的下端面开有锥形槽和通孔，用于和下转接筒锥台对接，通孔用于爆炸螺栓的连接。上转接筒是采用整体机加工锻件，在内腔留有加载螺母的安装平台和缓冲蜂窝的放置空间；下端中间开有通孔，用于爆炸螺栓的安装。上转接筒高度可在25mm～40mm范围内，优选为25mm～35mm, 更优选为25mm～30mm，最优选为25mm～27.5mm。

在本申请的一个实施方式中，所述弹簧推力装置102如图6所示，包括自锁螺母602，弹簧603，推杆604和套筒601。所述套筒601的外表面构成弹簧603的导向芯轴。套筒601与推杆604(φ10)的配合面上可涂覆有二硫化钼涂层，导向面长40mm，相对运动行程100mm。弹簧推力装置 102的安装通过套筒与底座上的螺纹孔配合进行定位。卫星释放时，弹簧 603推动推杆604运动，直到自锁螺母接触套筒。

参考GB/T2089圆柱螺旋压缩弹簧尺寸参数，选取的设计弹簧参数如下：

(1)弹簧材料：SUS304不锈钢；

(2)刚度K＝0.9N/mm，钢丝d＝3.5mm，弹簧缠绕直径D＝42mm，工作圈数n＝20；

(3)自由高度H0＝340mm，工作时压缩状态的高度H2＝140mm，推力 180N；释放后高度H1＝242mm，推力88N；单个弹簧释放能量为13.7J，设计卫星分离速度1.4m/s。

卫星与分离机构分离时场景如图1所示：套连接解锁装置104实现解锁后，上半部分随着卫星被弹簧推力装置102推出。弹簧伸出到位后不再向前，卫星由于惯性继续向前飞行。卫星端外凸的导轨与分离机构内凹的导轨限制了卫星的转动，从而保证了卫星较小的分离角速度。

如图7-9所示，为本申请的水平星箭分离结构100在火箭锥段703上的安装示意图。

火箭锥段703作为承力结构承载火箭发射主动段的静态和动态载荷，并提供三颗主星的安装座701。锥段为桁条蒙皮式钣金结构。在锥段的蒙皮上开口，卫星702先与分离机构装配成组合体，然后整体塞入锥段内。

所述水平星箭分离机构100外表面采用光亮阳极化，以保证在解锁分离前不产生热量。

为本申请水平星箭分离机构的技术指标如下所述。

1.质量符合要求：总质量≤10kg，其中电源系统质量约2kg，留在星上部分不超过0.5kg。

2.尺寸符合要求：半埋式安装时埋入部分结构外包络不超过285×263 ×680mm，分离后保留在星上的结构高度不超过35mm。

3.分离速度符合要求：1.4m/s。

4.分离姿态仿真试验符合要求：最大姿态角偏差：俯仰3.2°；滚动 1°；偏航1°。

5.姿态角速度偏差仿真试验符合要求：俯仰≤3°/s；偏航≤3°/s；滚动≤2°/s。

6.弹簧力偏差符合要求：弹簧之间的力偏差不大于2％。

7.分离面冲击符合要求：5000Hz范围内不大于1000g；安装减振垫。

8.可靠度符合要求：0.999(r＝0.7)。

上述对实施例的描述是为了便于本技术领域的普通技术人员能理解和应用本申请。熟悉本领域技术的人员显然可以容易地对这些实施例做出各种修改，并把在此说明的一般原理应用到其它实施例中而不必付出创造性的劳动。因此，本申请不限于这里的实施例，本领域技术人员根据本申请披露的内容，在不脱离本申请范围和精神的情况下做出的改进和修改都本申请的范围之内。