一种用于空间星箭分离的螺杆回收机构的制作方法

1.本发明涉及航天技术领域。更具体地，涉及一种用于空间星箭分离的螺杆回收机构。


背景技术：

2.星箭分离需要通过火工品实现卫星和火箭的高可靠性分离，目前现有可实现小卫星星箭分离的火工品有爆炸螺栓和分离螺母。近年来，逐步提高的定位精度、观测精度，使精密仪器在卫星上应用越来越多，对冲击环境要求也越来越高。卫星的轻量化、小型化设计注定会使精密有效载荷据卫星解锁冲击源越来越近。由于爆炸螺栓冲击较大，设备很难抵抗其较大冲击能量，而分离螺母冲击较小，现已逐渐成为紧凑型卫星解锁分离首选火工品。分离螺母装置以其无污染、安装方便、解锁压力小等特点，现广泛运用于地冲击环境的航天级间分级及有效载荷分离等。分离螺母的连接强度优于爆炸螺栓，需要的解锁压力小，产生的分离冲击相对较小，且不会产生多余物，容易实现系列化、标准化。但在其解锁分离工作过程中，会在卫星分离面上留下分离螺母螺杆，故需要将分离螺母螺杆进行回收。
3.以往分离螺母螺杆回收机构相对简单，通过一个弹簧及一个连接件即可实现，但使用过程相对较繁琐，需要拆舱才能完成整星与星箭适配器的对接。对于新研制的星箭适配器来说，考核其分离过程的冲击响应和分离过程包络性时，需要多次进行冲击试验、分离试验，正样产品力学试验也涉及到与适配器的安装及解锁过程，每次安装都需要拆舱才可实现，过程繁琐且容易引入静电、多余物等技术风险。


技术实现要素：

4.针对上述问题，本发明提供一种用于空间星箭分离的螺杆回收机构，该螺杆回收机构能够不拆舱实现星箭可靠连接，且在星箭分离后可将分离螺母螺杆回收至舱内，舱表无突出物，目标特性良好。
5.为实现上述目的，本发明采用下述技术方案：
6.本发明提供一种用于空间星箭分离的螺杆回收机构，包括：
7.用以与卫星舱板结合固定的底座；
8.与所述底座连接固定的外筒；
9.设置于所述外筒内部的可直线运动的内筒；以及
10.形成于内筒内部的用以与卫星螺杆配合的连接结构；
11.所述内筒内设置有用以为外筒直线运动提供作用力的弹簧；
12.所述内筒被配置为在所述弹簧回弹时在所述外筒内沿所述弹簧的回弹方向直线运动从而带动卫星螺杆沿所述弹簧的回弹方向直线运动；
13.所述螺杆回收机构还包括用以与连接结构配合的旋拧件；所述旋拧件被配置为通过转动旋拧件可带动内筒沿所述弹簧的回弹方向的相反方向直线运动。
14.此外，优选地方案是，所述螺杆回收机构还包括设置于外筒内的用以与内筒接触
的缓冲结构；所述缓冲结构包括橡胶垫和蜂窝芯子。
15.此外，优选地方案是，所述外筒包括用以容纳内筒的容纳腔以及与容纳腔连通的若干条形槽；
16.所述内筒在所述容纳腔内沿弹簧回弹方向直线运动，并在与所述条形槽的阻挡限位下停止运动。
17.此外，优选地方案是，所述内筒包括具有内腔的移动部以及与移动部结合固定的若干导向部；所述连接结构形成于内腔内；
18.所述导向部分别与条形槽对应配合且可沿条形槽的延伸方向运动。
19.此外，优选地方案是，所述连接结构的外壁与内筒的内壁围合形成一空腔；所述弹簧位于所述空腔内；
20.所述弹簧的一端与底座相抵接，另一端与空腔的顶壁相抵接。
21.此外，优选地方案是，所述连接结构包括有沿竖直方向设置的螺纹孔；所述旋拧件的外壁上设置有外螺纹；所述连接结构通过所述螺纹孔与卫星螺杆或旋拧件螺接配合。
22.此外，优选地方案是，所述外筒包括向外侧凸出的若干连接部；所述连接部通过第一螺钉与底座结合固定。
23.此外，优选地方案是，所述条形槽的数量为四个；四个条形槽沿外筒的周向均匀设置。
24.此外，优选地方案是，所述内筒通过第二螺钉与底座结合固定。
25.此外，优选地方案是，当内筒与底座结合固定时，所述连接结构的底面所在平面不高于所述底座的底面所在平面。
26.本发明的有益效果为：
27.一、实现螺杆回收至舱内，避免分离过程中可能出现螺杆与星箭适配器碰撞干涉影响分离的情况。四点式星箭分离方式需要将突出外表面的锁紧释放产品遗留物回收，避免分离过程干涉情况出现。回收机构完成回收后，可使卫星对接面无锁紧释放产品遗留的突出物，分离过程包络协调性良好，无碰撞或干涉情况出现。
28.二、实现不拆舱即可恢复回收机构，恢复初始状态速度更快。使用本发明的回收机构后，与星箭适配器的装配和拆卸过程无需担心回收机构内弹簧恢复原长无法恢复原来状态，不需拆舱即可将回收机构回复至最初状态，避免拆舱过程中可能出现的技术风险，在卫星的转运、装配、拆卸和试验过程效率更高，更加方便。
29.三、降低了分离状态火工品点爆带来的冲击响应，将分离过程火工品高频冲击传递路径拉长，降低了火工品点爆带来的高频瞬态冲击对整星的影响，该影响已通过整星冲击试验和分离试验完成验证。
附图说明
30.下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
31.图1是本发明的整体结构示意图。
32.图2是本发明的竖直截面示意图。
33.图3是本发明的内筒的结构示意图。
34.图4是本发明的外筒的结构示意图。
具体实施方式
35.现在将参照附图来详细描述本发明的各种示例性实施例。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。
36.以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。
37.对于相关领域普通技术人员已知的技术和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术和设备应当被视为说明书的一部分。
38.在这里示出和讨论的所有例子中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它例子可以具有不同的值。
39.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。
40.目前分离螺母使用过程中，由于其解锁冲量小(小于0.1n.m)，其末端螺杆无法通过解锁产生的冲击力收回卫星舱内。此种状态会导致留下一个螺杆伸出在卫星舱板外。以往回收机构通过一个弹簧及一个连接件实现，每次与适配器拆装均需要拆舱完成，过程繁琐且容易带来技术风险。
41.为了能够不拆舱实现星箭可靠连接。本发明提供一种用于空间星箭分离的螺杆回收机构，结合图1至图4所示，具体地所述用于空间星箭分离的螺杆回收机构包括：用以与卫星舱板结合固定的底座1；与所述底座1连接固定的外筒2；设置于所述外筒2内部的可直线运动的内筒3；以及形成于内筒3内部的用以与卫星螺杆配合的连接结构4；所述内筒3内设置有用以为外筒3直线运动提供作用力的弹簧5；所述内筒3被配置为在所述弹簧5回弹时在所述外筒2内沿所述弹簧5的回弹方向直线运动从而带动卫星螺杆沿所述弹簧5的回弹方向直线运动；所述螺杆回收机构还包括用以与连接结构4配合的旋拧件；所述旋拧件被配置为通过转动旋拧件可带动内筒3沿所述弹簧5的回弹方向的相反方向直线运动。在底座1的中心处有配合锥面，用来与内筒3配合，在弹簧5压紧状态下定心；内筒3为套筒型结构，内筒3内设有弹簧5，用于提供卫星螺杆回收所用能量，内筒3内的连接结构4包括有配合锥面，与底座1配合，在弹簧5压紧状态下起定心作用，连接结构4的内部为螺纹孔41，用来与卫星螺杆连接。上述卫星螺杆为分离螺母螺杆，是卫星与火箭分离的执行机构的一部分。
42.本发明解决了以往拆舱才可实现卫星与适配器的连接，过程繁琐的问题，不需拆舱即可实现卫星与适配器的安装对接，大大减少了试验过程和星箭对接过程所需时间，降低了拆舱可能带来的技术风险。
43.具体的，本发明在舱段内设计螺杆回收机构，在分离螺母工作后，将螺杆回收至舱内，减小螺杆与分离螺母本体分离过程中的影响；同时对外包络有要求的卫星，本发明的螺杆回收机构可继续保持外包络完整，无突出件；同时在卫星舱板和底座连接处设置锥销，起到定位作用的同时，也起到抗剪作用，保护分离螺母不受整星振动和分离过程剪力影响，将分离过程火工品高频冲击传递路径拉长，降低了火工品点爆带来的高频瞬态冲击对整星的影响。
44.在上述实施例中，所述螺杆回收机构还包括设置于外筒2内的用以与内筒3接触的缓冲结构；所述缓冲结构包括橡胶垫21和蜂窝芯子22。利用蜂窝芯子22和橡胶垫21能够为
内筒3回收过程进行减振，防止回收过程内筒3与外筒2撞击产生较大冲击响应。
45.在一具体实施例中，所述外筒2包括用以容纳内筒3的容纳腔以及与容纳腔连通的若干条形槽23；所述内筒3在所述容纳腔内沿弹簧5回弹方向直线运动，并在与所述条形槽23的阻挡限位下停止运动。外筒2与底座1相固连，起到内筒3轴向移动的导向作用，同时限制内筒3运动。
46.进一步地，所述内筒3包括具有内腔的移动部31以及与移动部31结合固定的若干导向部32；所述连接结构4形成于内腔内；所述导向部32分别与条形槽23对应配合且可沿条形槽23的延伸方向运动；导向部32为导向螺栓。
47.具体的，在外筒2上设计条形槽23，在内筒3侧壁上有对应的螺孔，安装完整个回收机构后，将导向螺栓穿过外筒2上的条形槽23并安装在内筒3外侧壁上，防止上紧力矩过程可能产生的旋转。更进一步地，所述条形槽23的数量为四个；四个条形槽23沿外筒2的周向均匀设置。
48.关于弹簧5在内筒3内的装配方式，所述连接结构4的外壁与内筒3的内壁围合形成一空腔；所述弹簧5位于所述空腔内；所述弹簧5的一端与底座1相抵接，另一端与空腔的顶壁相抵接。
49.在一具体实施例中，所述连接结构4包括有沿竖直方向设置的螺纹孔41；所述旋拧件的外壁上设置有外螺纹；所述连接结构4通过所述螺纹孔41与卫星螺杆或旋拧件螺接配合。上述旋拧件为旋拧螺杆，具体可为m8x100工艺螺钉，通过旋转m8工艺螺钉，不需拆舱可使整个机构恢复螺杆回收前的状态。
50.关于外筒2与底座1的配合方式，所述外筒2包括向外侧凸出的若干连接部24；所述连接部24通过第一螺钉25与底座1结合固定。
51.在一实施例中，所述内筒3通过第二螺钉33与底座1结合固定。具体的，第二螺钉33为m4螺钉，在内筒3的外环上有2个m4螺孔，用于在分离螺母安装前将内筒3与底座1固连，在安装完螺杆后，将m4螺钉从底座1上取下，即可在分离螺母完成分离后，将螺杆通过弹簧5的弹力回收回舱内。
52.进一步地，当内筒3与底座1结合固定时，所述连接结构4的底面所在平面不高于所述底座1的底面所在平面，上述设置能够在弹簧5处于压紧状态下起到对内筒3的定心作用，便于螺杆和旋拧件的装配。
53.本发明的螺杆回收机构的工作原理为：在安装过程中，从底座1外侧通过两个m4螺钉将内筒3固定在底座1上，同时通过配合锥面将内筒3定心，并使内筒3与底座1间的弹簧5处于压缩状态；固定好内筒3后，将螺杆通过内环螺纹与内筒3相连，并预加拧紧力矩；安装好分离螺母后，分离螺母将回收机构与整星底板和星箭适配器通过螺杆固连，并施加一定的预紧力。此时从底座1外侧将m4螺钉卸下，由于分离螺母与底座1之间的压力，底座1与内筒3仍处于固定状态；在分离螺母接收到分离信号后，其分瓣螺母张开，将螺杆释放，螺杆由于内筒3与底座1间的弹簧5的弹力，将螺杆收起至舱内，实现螺杆回收的功能。弹簧5设计需考虑分离时间，在分离过程结束前完成回收，避免螺杆裸露在外与卫星星箭适配器产生碰撞，进而影响卫星与火箭末级的分离。
54.本发明的螺杆回收机构的装配过程为：将弹簧5放在该回收机构的内筒3中，再套入装好橡胶垫21和蜂窝芯子22的外筒2中，并安装上导向螺栓；将底座1与外筒2装配，通过
第一螺钉25进行紧固并按要求上紧力矩；将m8工艺螺钉从底座1的中心孔拧入内筒3中，一直到内筒3沿轴向慢慢接近底座1，直到与底座1完全接触；而后将m4螺钉从底座1外端拧入连接结构4上的螺纹孔41中，带紧即可。至此，该螺杆回收机构装配完成，将该机构安装到卫星对应位置并上紧力矩即可。待整星与星箭适配器通过分离螺母固连以后，将m4螺钉通过星箭适配器对应孔拧下，内筒3与底座1通过分离螺母的拧紧力连接在一起；在冲击、分离试验完成后，将对应位置的螺杆用扳手拆下，将m8工艺螺钉从下端分离螺母安装处穿入回收机构，一直拧该m8工艺螺钉直至拧不动，此时内筒3被m8工艺螺钉拽下，与底座1贴合到一起；安装好m4螺钉后，该回收机构即恢复至最初状态，不需要拆舱即完成了对回收机构的恢复。
55.本发明给出的螺杆回收机构仅需在舱板和星箭适配器上打对应机械接口和m4螺栓头避让孔即可，在装配时需要m8螺钉作为工艺螺钉进行拆装，长度大于80mm。该螺杆回收机构可实现在星箭分离过程中螺杆的回收，顺畅完成星箭分离，分离过程中无碰撞及干涉现象，并且可以实现不拆舱恢复回收机构，优化了卫星与星箭适配器装配、拆卸、转运和试验的过程，大大缩短了试验和装配的时间，而且在不影响基频的条件下，将分离过程火工品高频冲击传递路径拉长，降低了火工品点爆带来的高频瞬态冲击对整星的影响。
56.综上所述，本发明能够实现螺杆回收至舱内，避免分离过程中可能出现螺杆与星箭适配器碰撞干涉影响分离的情况。四点式星箭分离方式需要将突出外表面的锁紧释放产品遗留物回收，避免分离过程干涉情况出现。回收机构完成回收后，可使卫星对接面无锁紧释放产品遗留的突出物，分离过程包络协调性良好，无碰撞或干涉情况出现；实现不拆舱即可恢复回收机构，恢复初始状态速度更快。使用本发明的回收机构后，与星箭适配器的装配和拆卸过程无需担心回收机构内弹簧恢复原长无法恢复原来状态，不需拆舱即可将回收机构回复至最初状态，避免拆舱过程中可能出现的技术风险，在卫星的转运、装配、拆卸和试验过程效率更高，更加方便；降低了分离状态火工品点爆带来的冲击响应，将分离过程火工品高频冲击传递路径拉长，降低了火工品点爆带来的高频瞬态冲击对整星的影响，该影响已通过整星冲击试验和分离试验完成验证。
57.显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

技术特征：
1.一种用于空间星箭分离的螺杆回收机构，其特征在于，包括：用以与卫星舱板结合固定的底座；与所述底座连接固定的外筒；设置于所述外筒内部的可直线运动的内筒；以及形成于内筒内部的用以与卫星螺杆配合的连接结构；所述内筒内设置有用以为外筒直线运动提供作用力的弹簧；所述内筒被配置为在所述弹簧回弹时在所述外筒内沿所述弹簧的回弹方向直线运动从而带动卫星螺杆沿所述弹簧的回弹方向直线运动；所述螺杆回收机构还包括用以与连接结构配合的旋拧件；所述旋拧件被配置为通过转动旋拧件可带动内筒沿所述弹簧的回弹方向的相反方向直线运动。2.根据权利要求1所述的用于空间星箭分离的螺杆回收机构，其特征在于，所述螺杆回收机构还包括设置于外筒内的用以与内筒接触的缓冲结构；所述缓冲结构包括橡胶垫和蜂窝芯子。3.根据权利要求1所述的用于空间星箭分离的螺杆回收机构，其特征在于，所述外筒包括用以容纳内筒的容纳腔以及与容纳腔连通的若干条形槽；所述内筒在所述容纳腔内沿弹簧回弹方向直线运动，并在与所述条形槽的阻挡限位下停止运动。4.根据权利要求3所述的用于空间星箭分离的螺杆回收机构，其特征在于，所述内筒包括具有内腔的移动部以及与移动部结合固定的若干导向部；所述连接结构形成于内腔内；所述导向部分别与条形槽对应配合且可沿条形槽的延伸方向运动。5.根据权利要求1所述的用于空间星箭分离的螺杆回收机构，其特征在于，所述连接结构的外壁与内筒的内壁围合形成一空腔；所述弹簧位于所述空腔内；所述弹簧的一端与底座相抵接，另一端与空腔的顶壁相抵接。6.根据权利要求1所述的用于空间星箭分离的螺杆回收机构，其特征在于，所述连接结构包括有沿竖直方向设置的螺纹孔；所述旋拧件的外壁上设置有外螺纹；所述连接结构通过所述螺纹孔与卫星螺杆或旋拧件螺接配合。7.根据权利要求1所述的用于空间星箭分离的螺杆回收机构，其特征在于，所述外筒包括向外侧凸出的若干连接部；所述连接部通过第一螺钉与底座结合固定。8.根据权利要求3所述的用于空间星箭分离的螺杆回收机构，其特征在于，所述条形槽的数量为四个；四个条形槽沿外筒的周向均匀设置。9.根据权利要求1所述的用于空间星箭分离的螺杆回收机构，其特征在于，所述内筒通过第二螺钉与底座结合固定。10.根据权利要求9所述的用于空间星箭分离的螺杆回收机构，其特征在于，当内筒与底座结合固定时，所述连接结构的底面所在平面不高于所述底座的底面所在平面。

技术总结
本发明提供一种用于空间星箭分离的螺杆回收机构，包括用以与卫星舱板结合固定的底座；与所述底座连接固定的外筒；设置于所述外筒内部的可直线运动的内筒；以及形成于内筒内部的用以与卫星螺杆配合的连接结构；内筒内设置有用以为外筒直线运动提供作用力的弹簧；所述内筒被配置为在所述弹簧回弹时在所述外筒内沿所述弹簧的回弹方向直线运动从而带动卫星螺杆沿所述弹簧的回弹方向直线运动；所述螺杆回收机构还包括用以与连接结构配合的旋拧件；所述旋拧件被配置为通过转动旋拧件可带动内筒沿所述弹簧的回弹方向的相反方向直线运动。该螺杆回收机构能够不拆舱实现星箭可靠连接，且在星箭分离后可将螺杆回收至舱内，舱表无突出物，目标特性良好。目标特性良好。目标特性良好。


技术研发人员：栾金择 高旭东 高强 李京霖
受保护的技术使用者：航天科工空间工程发展有限公司
技术研发日：2023.02.13
技术公布日：2023/5/16