用于作动杆旋转运动的防回程装置和能量吸收系统的制作方法

1.本技术涉及星箭分离技术领域，尤其涉及到一种用于作动杆旋转运动的防回程装置和用于星箭分离机构的能量吸收系统。


背景技术：

2.在火箭与卫星完成星箭分离后，星箭分离机构相关分离体零部件通常具备高能量、高冲击的特点，必须将该零部件约束并损耗冲击能量，以保证航天器的安全。
3.现有的技术采用规避星箭分离机构释放产生的高能量技术方案，将该装置中的拉杆等零件抛离于卫星。所以其卫星每次发射后均会产生至少4部分无用的太空垃圾，漂浮太空中，太空垃圾一旦具备一定的数量以后，会占据卫星的轨道空间，对后续的发射任务带来严重的安全隐患。
4.在所述背景技术部分，公开的上述信息仅用于加强对本技术的背景的理解，因此它可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术信息。


技术实现要素：

5.本技术的至少一实施例提供了一种用于作动杆旋转运动的防回程装置和用于星箭分离机构的能量吸收系统。
6.第一方面，本技术的至少一实施例提供了一种用于作动杆旋转运动的防回程装置，包括底板、缓冲组件和限位组件。
7.所述缓冲组件设置于所述底板上且位于所述作动杆的旋转运动的轨迹上，所述缓冲组件能够通过塑性形变和/或弹性形变消耗受到的冲击。
8.所述限位组件包括：限位支架，设置于所述底板上；转轴，设置于所述限位支架；拨动轮，可转动地设置于所述转轴，所述拨动轮包括间隔设置的第一拨爪和第二拨爪；锁止部件，设置于所述限位支架，所述锁止部件与所述拨动轮滑动接触，通过滑动所述锁止部件能够锁止所述拨动轮。
9.其中，所述作动杆在转动过程中先拨动所述第一拨爪并带动所述拨动轮转动，使得所述第二拨爪旋转进入所述作动杆的旋转运动的轨迹并被所述锁止部件限制转动，所述作动杆继续转动能够抵触所述缓冲组件并回弹，从而令所述作动杆的后续转动被约束于所述缓冲组件和所述第二拨爪之间。
10.第二方面，本技术的至少一实施例提供了一种用于星箭分离机构的能量吸收系统，包括作动杆和第一方面任一实施例中的用于作动杆旋转运动的防回程装置。所述作动杆与所述星箭分离机构相连，所述星箭分离机构释放的能量能够被转化成所述作动杆旋转运动的动能。
11.例如，在本技术的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述限位组件还包括：扭簧，设置于所述转轴并作用于所述拨动轮，所述扭簧用于提供维持所述拨动轮稳定的扭矩。
12.例如，在本技术的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述限位组件还包括：锁
定压簧，抵接于所述限位支架内，所述锁定压簧能够推动所述锁止部件锁止所述拨动轮。
13.例如，在本技术的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述限位组件还包括：顶盖，设置于所述限位支架，所述顶盖用于储存所述锁定压簧。
14.例如，在本技术的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述锁止部件的一端具有螺纹孔，所述螺纹孔用于所述锁止部件的复位。
15.例如，在本技术的第一方面或第二方面的一些实施例中，所述缓冲组件包括蜂窝铝材料和/或橡胶材料。
16.例如，在本技术的第二方面的一些实施例中，所述作动杆具有镜面对称的形状，且所述作动杆旋转运动的中心面与所述作动杆的对称面重合；所述限位组件具有镜面对称的形状，且所述限位组件的对称面与所述作动杆的对称面重合。
17.例如，在本技术的第二方面的一些实施例中，所述作动杆包括至少一个镂空部。
18.例如，在本技术的第二方面的一些实施例中，所述作动杆旋转运动抵触至所述缓冲组件的面为倾斜面。
19.本技术的用于作动杆旋转运动的防回程装置能够降低因星箭分离机构、或其他大载荷分离释放产生的冲击力。防回程装置可以通过改变高能分离体的运动轨迹，并对分离体进行限位，约束运动轨迹，并逐步降低并耗尽其分离体能量，减弱因分离产生的冲击，能够提高航天器在分离期间的安全性。
20.应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性的，并不能限制本技术。
附图说明
21.为了更清楚地说明本技术实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
22.图1示出了本技术示例实施例的用于作动杆旋转运动的防回程装置的结构示意图。
23.图2示出了本技术一些实施例的用于作动杆旋转运动的防回程装置的结构示意图。
24.图3示出了本技术一些实施例的用于作动杆旋转运动的防回程装置的剖视图。
25.图4示出了本技术示例实施例的用于星箭分离机构的能量吸收系统的结构示意图。
26.图5示出了本技术示例实施例的用于星箭分离机构的能量吸收系统的第一状态示意图。
27.图6示出了本技术示例实施例的用于星箭分离机构的能量吸收系统的第二状态示意图。
28.图7示出了本技术示例实施例的用于星箭分离机构的能量吸收系统的能量吸收方法流程图。
具体实施方式
29.现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施例；相反，提供这些实施例使得本技术将全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。在图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。
30.所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本技术的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本技术的技术方案而没有这些特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方式、组元、材料、装置或等。在这些情况下，将不详细示出或描述公知结构、方法、装置、实现、材料或者操作。
31.附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按所描述的顺序执行。例如，有的操作/步骤还可以分解，而有的操作/步骤可以合并或部分合并，因此实际执行的顺序有可能根据实际情况改变。
32.本技术的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。此外，术语“包括”和“具有”以及它们任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。例如包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备没有限定于已列出的步骤或单元，而是可选地还包括没有列出的步骤或单元，或可选地还包括对于这些过程、方法、产品或设备固有的其他步骤或单元。
33.下面将参照附图，对根据本技术实施例的用于作动杆旋转运动的防回程装置进行详细说明。
34.图1示出了本技术示例实施例的用于作动杆旋转运动的防回程装置的结构示意图。
35.参见图1，防回程装置是依据平板式卫星堆叠发射的星箭分离技术研制。示例实施例的用于作动杆旋转运动的防回程装置100包括底板110、缓冲组件120和限位组件130。
36.缓冲组件120设置于底板110上且位于作动杆200的旋转运动的轨迹上，缓冲组件120能够通过塑性形变、弹性形变和/或粘滞流体来消耗受到的冲击。
37.根据本技术的一些可选实施例，缓冲组件120可以被配置为包括蜂窝铝材料、蜂窝纸材料、泡沫铝材料、橡胶材料、金属橡胶材料（如钢丝球）、液压缓冲器材料、弹簧钢材料、海绵材料和乳胶材料等，缓冲组件120中各成分的配比本技术不做具体的限制。
38.限位组件130包括限位支架131、转轴132、拨动轮133和锁止部件134。
39.限位支架131设置于底板110上。转轴132设置于限位支架131。
40.拨动轮133可转动地设置于转轴132。拨动轮133包括间隔设置的第一拨爪1331和第二拨爪1332。根据本技术的一些可选实施例，第一拨爪1331和第二拨爪1332的外轮廓能够被配置为爪状、圆弧状、楔形、矩形等任意能够与作动杆200产生干涉的形状。第一拨爪1331和第二拨爪1332具有较强的刚度，在与作动杆200发生抵触的过程中，第一拨爪1331和第二拨爪1332的外表面不会产生塑性形变或仅产生轻微形变。
41.锁止部件134设置于限位支架131，锁止部件134与拨动轮133滑动接触，通过滑动锁止部件134能够锁止拨动轮133。
42.作动杆200在转动过程中先拨动第一拨爪1331并带动拨动轮133转动，使得第二拨
爪1332旋转进入作动杆200的旋转运动的轨迹并被锁止部件134限制转动。作动杆200继续转动能够抵触缓冲组件120并回弹，从而令作动杆200的后续转动被约束于缓冲组件120和第二拨爪1332之间。
43.本技术的用于作动杆旋转运动的防回程装置100能够降低因星箭分离机构、或其他大载荷分离释放产生的冲击力。防回程装置100可以通过改变高能分离体的运动轨迹，并对分离体进行限位，约束运动轨迹，并逐步降低并耗尽其分离体能量，减弱因分离产生的冲击，能够提高航天器在分离期间的安全性。
44.图2示出了本技术一些实施例的用于作动杆旋转运动的防回程装置的结构示意图。图3示出了本技术一些实施例的用于作动杆旋转运动的防回程装置的剖视图。
45.参见图2和图3，一些实施例的用于作动杆旋转运动的防回程装置100包括底板110、缓冲组件120和限位组件130。
46.缓冲组件120设置于底板110上且位于作动杆200的旋转运动的轨迹上，缓冲组件120能够通过塑性形变、弹性形变和/或粘滞流体消耗受到的冲击。
47.限位组件130包括限位支架131、转轴132、拨动轮133、锁止部件134、扭簧135、锁定压簧136和顶盖137。
48.根据本技术的一些可选实施例，限位组件130具有镜面对称的形状，即以对称面为分界线，限位组件130的左右两侧具有相同的结构。在限位组件130中，限位支架131、转轴132和拨动轮133等主要限位结构件具有镜面对称的形状，而锁止部件134、扭簧135、锁定压簧136和顶盖137等功能件均可以被设置为左右对称的多个。
49.限位支架131设置于底板110上，用于给限位组件130中的其他零件提供安装支架。限位支架131具有减重槽1311。根据对限位支架131疲劳强度的设计参数影响，减重槽1311可以被配置为贯通或不贯通限位支架131的壁面，通过设置减重槽1311能够有效降低限位支架131的整体重量。
50.转轴132设置于限位支架131的中部区域。锁定压簧136于限位支架131内抵接至锁止部件134。
51.拨动轮133可转动地设置于转轴132。拨动轮133包括间隔设置的第一拨爪1331和第二拨爪1332。拨动轮133上还具有锁止孔1333和锁止滑槽1334，锁止孔1333位于锁止滑槽1334内。
52.拨动轮133上具有拨动轮镂空部1335，拨动轮镂空部1335能够实现对拨动轮133的减重，使得拨动轮133的转动变得更为灵活，同时也可以降低防回程装置100的整体重量。
53.锁止滑槽1334整体呈月牙状，锁止滑槽1334的圆心位于拨动轮133的转动轴上（与转轴132同心）。在拨动轮133转动的过程中，锁止部件134能够始终抵接于锁止滑槽1334的槽面。锁止滑槽1334能够对锁止部件134进行限位。
54.作动杆200在转动过程中会先与第一拨爪1331产生干涉，在作动杆200与第一拨爪1331接触后，会拨动第一拨爪1331并带动拨动轮133转动，使得第二拨爪1332旋转进入作动杆200的旋转运动的轨迹，伴随着拨动轮133的转动，锁止部件134能够始终抵接于锁止滑槽1334的槽面进行滑动。
55.而在第二拨爪1332旋转进入作动杆200的旋转运动的轨迹后，锁止部件134在锁止滑槽1334内侧滑动至锁止孔1333。由于锁止部件134始终保持被锁定压簧136抵接的状态，
在锁定压簧136的弹力带动下，锁止部件134插入锁止孔1333内部，并截停拨动轮133的转动，从而实现对拨动轮133的限位。
56.根据本技术的一些可选实施例，锁止部件134的一端具有螺纹孔1341，当需要对锁止部件134进行复位时，可以通过螺纹孔1341转动锁止部件134，从而实现对锁止部件134的复位。
57.根据本技术的一些可选实施例，锁止部件134为两组锁止销，两组锁止销左右对称地设置于拨动轮133的两侧，锁定压簧136的数量为两组，分别环绕两组锁止销设置。锁定压簧136在受力后能够作用于锁止部件134，推动锁止部件134的两组锁止销趋近。在锁止部件134的两组锁止销产生相向位移后，锁止部件134的两组锁止销最终能够分别抵接至拨动轮133的左右两侧锁止孔1333，从而将拨动轮133锁止。
58.根据本技术的一些可选实施例，拨动轮133上还具有试转吊耳1336，试转吊耳1336靠近锁止滑槽1334设置。在防回程装置100处于地面调试的过程中，可以通过外部驱动件连接至试转吊耳1336，并带动拨动轮133整体旋转，以试验拨动轮133的旋转、锁止功能是否正常。
59.扭簧135设置于转轴132并作用于拨动轮133，扭簧135用于提供维持拨动轮133稳定的扭矩。
60.顶盖137可拆卸地设置于限位支架131的表面，顶盖用于储存锁定压簧136，使得锁定压簧136能够通过顶盖137实现在限位支架131内的抵接或释放。在需要对锁定压簧136和锁止部件134进行维修或调整时，可以通过拆卸顶盖137，能够将锁定压簧136取出，进行对锁定压簧136和锁止部件134的维修或更换。
61.图4示出了本技术示例实施例的用于星箭分离机构的能量吸收系统的结构示意图。
62.参见图4，示例实施例的用于星箭分离机构的能量吸收系统包括用于作动杆旋转运动的防回程装置100和作动杆200。
63.作动杆200与星箭分离机构相连，星箭分离机构释放的能量能够被转化成作动杆200旋转运动的动能，使得作动杆200能够绕一固定旋转中心进行旋转运动。
64.星箭分离机构或其他分离释放装置通过爆炸螺栓等实现分离时，存储在其中的大载荷形变能或者由爆炸释放的能量，如不加以控制，分离释放时会对航天器产品造成冲击和破坏，甚至影响航天器的姿态稳定。
65.示例实施例的用于星箭分离机构的能量吸收系统能够将因分离产生的能量传递在作动杆200上，作动杆200会高速旋转运动，作动杆200经过拨动轮133后，会促使拨动轮133翻转锁定。
66.作动杆200最终碰撞在缓冲组件120上，缓冲组件120会发生塌陷变形，通过缓冲组件120的弹性、塑性变形耗散掉大部分能量，同时使得作动杆200回弹。此时拨动轮133因已经锁定会约束作动杆200运动空间，使作动杆200在有限的空间内多次震荡并通过与缓冲组件120的碰撞逐步耗散掉能量。
67.根据本技术的一些可选实施例，作动杆200具有镜面对称的形状，且作动杆200旋转运动的中心面与作动杆200的对称面重合。限位组件130具有镜面对称的形状，且限位组件130的对称面与作动杆200的对称面重合。这种设置状态使得作动杆200的旋转运动始终
保持固定旋转轨迹，作动杆200在有限的空间内多次震荡的过程中不会产生震荡偏移，可以使得本技术的用于星箭分离机构的能量吸收系统具有较长的工作寿命。
68.作动杆200包括至少一个镂空部210，通过设置镂空部210可以有效的降低作动杆200的自身重量，从而可以降低缓冲组件120和拨动轮133在使用过程中所收到的冲击力，延长用于星箭分离机构的能量吸收系统的工作寿命。
69.根据本技术的一些可选实施例，作动杆200旋转运动抵触至缓冲组件120的面为倾斜面。缓冲组件120能够通过塑性形变和/或弹性形变消耗受到的冲击。缓冲组件120可以被配置为包括蜂窝铝材料、橡胶材料、弹簧钢材料、海绵材料和乳胶材料等。由于作动杆200旋转运动抵触至缓冲组件120的面为倾斜面，作动杆200产生的冲击能够被缓冲组件120中的蜂窝铝材料沿着倾斜面逐步被消耗。这种逐步被消耗的状态能够使得缓冲组件120受到的瞬态冲击力不至于过大，且对于缓冲组件120而言，所收到的冲击力不是垂直向下的，可以大大延长缓冲组件120的工作寿命。
70.图5示出了本技术示例实施例的用于星箭分离机构的能量吸收系统的第一状态示意图。
71.图6示出了本技术示例实施例的用于星箭分离机构的能量吸收系统的第二状态示意图。
72.图7示出了本技术示例实施例的用于星箭分离机构的能量吸收系统的能量吸收方法流程图。
73.参见图5-7，在s701，释放作动杆。
74.星箭分离机构或其他分离释放装置通过爆炸螺栓等实现分离时，存储在其中的大载荷形变能或者由爆炸释放的能量。作动杆200与星箭分离机构相连，因分离产生的能量传递在作动杆200上，星箭分离机构释放的能量能够被转化成作动杆200旋转运动的动能，使得作动杆200能够绕一固定旋转中心进行旋转运动。
75.在s702，作动杆触碰拨动轮。
76.参见图5，作动杆200做高速旋转运动，拨动轮133先拨动第一拨爪1331并带动拨动轮133转动，使得第二拨爪1332旋转进入作动杆200的旋转运动的轨迹并被锁止部件134限制转动。
77.在s703，作动杆触碰缓冲组件。
78.作动杆200最终碰撞在缓冲组件120上，缓冲组件120会发生塌陷变形，通过缓冲组件120的弹性、塑性变形耗散掉大部分能量，同时使得作动杆200回弹。
79.在s704，限制作动杆运动。
80.参见图6，由于第二拨爪1332已经旋转进入作动杆200的旋转运动的轨迹并被锁止部件134限制转动，作动杆200回弹转动会被第二拨爪所限位。从而令作动杆200的后续转动被约束于缓冲组件120和第二拨爪1332之间。
81.本技术的用于作动杆旋转运动的防回程装置能够降低因星箭分离机构、或其他大载荷分离释放产生的冲击力。防回程装置可以通过改变高能分离体的运动轨迹，并对分离体进行限位，约束运动轨迹，并逐步降低并耗尽其分离体能量，减弱因分离产生的冲击，能够提高航天器在分离期间的安全性。
82.以上具体地示出和描述了本技术的示例性实施例。应可理解的是，本技术不限于
这里描述的详细结构、设置方式或实现方法；相反，本技术意图涵盖包含在所附权利要求的精神和范围内的各种修改和等效设置。

技术特征：
1.一种用于作动杆旋转运动的防回程装置，其特征在于，包括：底板；缓冲组件，设置于所述底板上且位于所述作动杆的旋转运动的轨迹上，所述缓冲组件能够通过塑性形变和/或弹性形变消耗受到的冲击；限位组件，包括：限位支架，设置于所述底板上；转轴，设置于所述限位支架；拨动轮，可转动地设置于所述转轴，所述拨动轮包括间隔设置的第一拨爪和第二拨爪；锁止部件，设置于所述限位支架，所述锁止部件与所述拨动轮滑动接触，通过滑动所述锁止部件能够锁止所述拨动轮；其中，所述作动杆在转动过程中先拨动所述第一拨爪并带动所述拨动轮转动，使得所述第二拨爪旋转进入所述作动杆的旋转运动的轨迹并被所述锁止部件限制转动，所述作动杆继续转动能够抵触所述缓冲组件并回弹，从而令所述作动杆的后续转动被约束于所述缓冲组件和所述第二拨爪之间。2.根据权利要求1所述的用于作动杆旋转运动的防回程装置，其特征在于，所述限位组件还包括：扭簧，设置于所述转轴并作用于所述拨动轮，所述扭簧用于提供维持所述拨动轮稳定的扭矩。3.根据权利要求1所述的用于作动杆旋转运动的防回程装置，其特征在于，所述限位组件还包括：锁定压簧，抵接于所述限位支架内，所述锁定压簧能够推动所述锁止部件锁止所述拨动轮。4.根据权利要求3所述的用于作动杆旋转运动的防回程装置，其特征在于，所述限位组件还包括：顶盖，设置于所述限位支架，所述顶盖用于储存所述锁定压簧。5.根据权利要求1所述的用于作动杆旋转运动的防回程装置，其特征在于，所述锁止部件的一端具有螺纹孔，所述螺纹孔用于所述锁止部件的复位。6.根据权利要求1所述的用于作动杆旋转运动的防回程装置，其特征在于，所述缓冲组件包括蜂窝铝材料和/或橡胶材料。7.一种用于星箭分离机构的能量吸收系统，其特征在于，包括：如权利要求1-6中任一项所述的用于作动杆旋转运动的防回程装置；作动杆，与所述星箭分离机构相连，所述星箭分离机构释放的能量能够被转化成所述作动杆旋转运动的动能。8.根据权利要求7所述的用于星箭分离机构的能量吸收系统，其特征在于，所述作动杆具有镜面对称的形状，且所述作动杆旋转运动的中心面与所述作动杆的对称面重合；所述限位组件具有镜面对称的形状，且所述限位组件的对称面与所述作动杆的对称面重合。9.根据权利要求7所述的用于星箭分离机构的能量吸收系统，其特征在于，
所述作动杆包括至少一个镂空部。10.根据权利要求7所述的用于星箭分离机构的能量吸收系统，其特征在于，所述作动杆旋转运动抵触至所述缓冲组件的面为倾斜面。

技术总结
本申请提供一种用于作动杆旋转运动的防回程装置和能量吸收系统。防回程装置包括底板、缓冲组件和限位组件。缓冲组件设置于底板上且位于作动杆的旋转运动的轨迹上。限位组件包括：限位支架，设置于底板上；转轴，设置于限位支架；拨动轮可转动地设置于转轴，拨动轮包括第一拨爪和第二拨爪；锁止部件设置于限位支架，通过滑动锁止部件能够锁止拨动轮。作动杆在转动过程中拨动第一拨爪，使得第二拨爪旋转进入作动杆的旋转运动的轨迹并被限制转动，作动杆继续转动抵触缓冲组件并回弹，从而令作动杆的后续转动被约束。防回程装置通过改变高能分离体的运动轨迹，对分离体进行限位，并逐步降低并耗尽其分离体能量，能够提高航天器在分离期间的安全性。离期间的安全性。离期间的安全性。


技术研发人员：冯凯 常明 蔡超军 柯敏 丁昊 吴思杰 吕琦
受保护的技术使用者：银河航天（北京）网络技术有限公司
技术研发日：2023.05.29
技术公布日：2023/6/28