一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置的制作方法

1.本发明属于航天技术领域，特别是一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置。


背景技术：

2.锁紧释放装置用于为卫星提供可靠的锁紧与释放功能。在火箭发射过程中，锁紧释放装置在卫星和火箭之间起到稳定连接功能；在火箭到达指定位置时解除约束，将卫星释放。
3.在航天飞行器上，目前运用较为广泛的锁紧释放装置多采用平面式的两体分离形式，无法直接应用于球形卫星。此外，对于采用平面式连接的锁紧释放结构，其连接点均布置于卫星下方，整个连接结构形式等效为底部约束、顶端自由的悬臂梁，该连接结构形式决定了释放机构与卫星的一阶频率很难做到100hz以上。目前平面式连接的释放机构不具备维形功能。
4.球形卫星对于空间要求和力学要求更加苛刻，以上特点使得现有的平面式连接的锁紧释放结构不能实现球形卫星的锁紧与释放。


技术实现要素：

5.本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的上述不足，提供一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，提供了卫星锁紧以及卫星释放后的维形功能。
6.为解决上述技术问题，本发明的技术方案是：一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，包括基座、弹簧作动筒、转接架和解锁维形机构；
7.所述弹簧作动筒安装在基座正中心；
8.所述转接架安装在基座上；
9.所述解锁维形机构包括卫星锁紧组件和卫星维形组件；所述卫星锁紧组件安装在转接架上，所述卫星维形组件与球形卫星固定连接；
10.运载球形卫星时，卫星锁紧组件和卫星维形组件刚性连接，实现球形卫星支撑、锁紧；解锁释放球形卫星时，卫星锁紧组件和卫星维形组件分离，卫星维形组件为卫星表面维形；弹簧作动筒工作推动球形卫星释放。
11.在上述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，所述基座上设置三个转接架，三个转接架均布在基座上；转接架的安装面倾斜角度为45
°
；转接架与安装面相对的侧面为锥面，配合球面垫圈实现卫星锁紧组件安装时的调节。
12.在上述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，所述卫星锁紧组件包括壳体、活塞、剪切销、滑杆、内筒、楔块、点火器；
13.所述壳体与转接架固定连接，壳体内具有活塞腔；
14.所述活塞位于活塞腔内，且与活塞腔形成滑动密封；
15.所述滑杆位于活塞腔内，滑杆与活塞腔的内壁之间形成滑动密封；滑杆的一端与活塞固定连接，另一端向活塞腔的连接端延伸；
16.所述内筒滑动设置在活塞腔内，临近活塞腔的连接端；内筒的侧壁上滑动设有若干个楔块，楔块可滑动伸出内筒，亦可缩回内筒内；
17.滑杆远离活塞的一端伸入内筒内，且可相对内筒滑动；滑杆的外壁上设有外凸的顶紧结构，顶紧结构位于内筒内；
18.点火器安装在壳体上，且位于活塞与活塞腔的密封面与滑杆与活塞腔的密封面之间；
19.壳体上设置销孔，销孔临近点火器设置；点火器未工作时，活塞与壳体通过剪切销与销孔配合进行定位；滑杆的顶紧结构在径向上顶住四个楔块，实现卫星锁紧组件和卫星维形组件连接，限制两者的相对运动；
20.当点火器工作后，点火器工作产生的高压燃气作用在活塞上，推动活塞，活塞剪断剪切销并向活塞腔的密封端移动；滑杆的顶紧结构与楔块分离，滑杆拉动内筒向活塞腔内回缩，解除卫星锁紧组件和卫星维形组件连接。
21.在上述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，所述卫星锁紧组件还包括转接筒和密封连接件；
22.所述转接筒位于壳体内，且与壳体的连接端固定连接；所述内筒位于转接筒内，可相对转接筒滑动；
23.所述密封连接件与壳体的密封端螺纹连接，实现壳体与转接架的可拆装连接。
24.在上述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，所述卫星锁紧组件还包括缓冲塞和预紧螺母；
25.所述缓冲塞固定在活塞腔的密封端；当活塞向活塞腔的密封端移动时，缓冲塞可缓冲活塞的冲击；
26.所述预紧螺母的一端与壳体可拆装地连接，另一端抵在卫星维形组件上，保证卫星锁紧组件和卫星维形组件之间呈刚性预紧状态。
27.在上述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，所述卫星锁紧组件还包括第一密封圈和第二密封圈；活塞设有第二密封圈槽，第二密封圈位于第二密封圈槽内；活塞腔与滑杆位置对应处设有第一密封圈槽，第一密封圈位于第一密封圈槽内；所述点火器位于第一密封圈和第二密封圈之间；第一密封圈、第二密封圈与点火器之间形成点火作用腔。
28.在上述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，所述卫星维形组件包括维形筒、维形弹簧、端盖和外筒；
29.所述外筒与球形卫星壳体的固定连接；外筒内部具有维形腔，维形腔的外端内壁上设有若干个与楔块相配合、内凹的连接面，连接面与楔块一一对应；当滑杆的顶紧结构对应楔块时，楔块卡入连接面内且被滑杆的顶紧结构顶紧，从而完成卫星锁紧组件和卫星维形组件连接；
30.所述维形筒位于维形腔内，维形筒可相对维形腔滑动；
31.所述端盖与外筒的内端固定连接；
32.所述维形弹簧位于维形筒内，维形弹簧的两端分别作用在端盖和维形筒上；
33.卫星锁紧组件和卫星维形组件刚性连接时，维形弹簧处于压缩状态。
34.在上述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，所述维形筒的外端面为与球形卫星半径相同的弧面，实现卫星外包络面平齐；所述维形筒内设有推杆，维形弹簧套在
推杆外侧，且维形弹簧的一端抵在推杆上，推杆抵在维形筒内壁上。
35.在上述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，所述弹簧作动筒包括推板、弹簧、导向内筒和导向外筒；
36.所述导向外筒固定在基座上；
37.所述导向内筒的下端穿入导向外筒内部，上端与推板固定连接；
38.所述弹簧设置于推板和导向外筒的端面之间，卫星处于锁紧状态时，弹簧处于压缩状态。
39.在上述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，所述推板的支撑面为与球形卫星半径相同的弧面，实现卫星外包络面平齐；所述导向内筒的下端可拆装地连接有限位塞，通过限位塞将导向内筒拉至其下限位，以维持弹簧处于压缩状态。
40.本发明与现有技术相比具有如下优点：
41.(1)本发明的锁紧释放装置将解锁维形机构布置在45
°
纬度线上，提高了安装高度，在实现相同承载能力要求下，减小了尺寸投影面积，解决了安装空间狭小的问题，实现了产品小型化的结构设计；
42.(2)球面垫圈起到关节的作用，可实现解锁维形机构的俯仰角度调整，便于总装装调；
43.(3)本发明的锁紧释放装置将解锁维形机构呈三点分布，形成3个连接点，且3个连接点过卫星球心，布局更稳定，实现了较高承载动力学要求；
44.(4)本发明的锁紧释放装置利用卫星锁紧组件和卫星维形组件配合，实现球形卫星与转接架分离释放，且分离面平整，有效保证了球形卫星可靠释放分离且结构表面维形的要求；
45.(5)本发明的锁紧释放装置通过在球心正下方布置弹簧作动筒，实现球形卫星释放时的稳定性，实现释放偏移角度为0的设计要求。
46.(6)本发明的具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置采用解锁维形机构、弹簧作动筒与基座的分体设计，结构设计灵活，实现了弹簧作动筒、基座的可重复使用，解锁维形机构的可互换，且适用于多种球形卫星尺寸的要求，具有通用性、使用广泛性的特点。
附图说明
47.图1为本发明球形卫星锁紧释放装置的结构示意图；
48.图2为本发明球形卫星锁紧释放装置的俯视图；
49.图3为本发明球形卫星锁紧释放装置锁紧球形卫星的状态示意图；
50.图4为本发明球形卫星锁紧释放装置锁紧球形卫星状态，任意转接座中轴面剖视图；
51.图5为本发明球形卫星锁紧释放装置释放球形卫星状态下，在任意转接座中轴面的剖视图；
52.图6为本发明球形卫星锁紧释放装置锁紧卫星状态下，解锁维形机构的剖视图；
53.图7为本发明球形卫星锁紧释放装置锁紧卫星状态下，其中弹簧作动筒的剖视图。
54.图中：
55.1-基座；2-转接架；3-球面垫圈；4-解锁维形机构；5-弹簧作动筒；6-密封连接件；
7-缓冲塞；8-壳体；9-活塞；10-剪切销；11-滑杆；12-转接筒；13-内筒；14-楔块；15-维形筒；16-维形弹簧；17-端盖；18-推杆；19-外筒；20-预紧螺母；21-第一密封圈；22-点火器；23-点火器垫圈；24-第二密封圈；25-推板；26-弹簧；27-导向内筒；28-导向外筒；29-限位塞。
具体实施方式
56.下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
57.本发明提供了一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，如图1和图2所示，包含基座1、转接架2、球面垫圈3、弹簧作动筒5、解锁维形机构4。其中，转接架2、弹簧作动筒5均安装在基座1上，其中转接架2按120
°
角呈三点式均布安装在基座1上，弹簧作动筒5安装在基座1正中心；三套球面垫圈3与解锁维形机构4分别安装在三套转接架2上。通过三个均布的解锁维形机构4实现与球形卫星45
°
纬度线上的三点均布连接且连接力方向通过球形卫星的球心，保证在释放前实现装置的可靠锁紧功能，实现了高基频的锁紧功能；通过球面垫圈3起到关节作用，调节解锁维形机构4的俯仰角度，便于调节安装间隙；解锁维形机构4设计具有维形筒15和维形弹簧16，保证球形卫星释放后外球面平齐，实现维形功能。通过在基座1上预留行程开关接口，可根据卫星需求安装行程开关，实现球形卫星锁紧释放状态的反馈。
58.球形卫星运载过程中，如图3和图4所示，通过基座1、转接架2、解锁维形机构4提供球形卫星足够的连接支撑，实现锁紧功能；当运载到送达指定位置时，如图5所示，解锁维形机构4工作，解除转接架2与球形卫星的连接，弹簧作动筒5工作推动球形卫星释放，球形卫星上残留的解锁维形机构4保证卫星表面维形，实现释放和维形功能。
59.如图1、2所示，基座1上设置三个转接架2，转接架2通过螺钉按120
°
角度分别安装于基座1对应位置。转接架2的安装面倾斜角度为45
°
，解锁维形机构4通过球面垫圈3实现与转接架2连接；优选的，解锁维形机构4与球形卫星的连接处位于45
°
纬度线上。解锁维形机构4与球形卫星在45
°
纬度线、延120
°
均布且连接位置指向过球心的三点连接。转接架2与安装面相对的一面为锥面，例如锥度为120
°
的锥面，配合球面垫圈3实现整套装置安装时的调节。
60.如图6所示，解锁维形机构4包括卫星锁紧组件和卫星维形组件，两者相互配合，实现卫星的锁紧以及释放维形功能。
61.其中，如图5所示，卫星锁紧组件包括密封连接件6、缓冲塞7、壳体8、活塞9、剪切销10、滑杆11、转接筒12、内筒13、楔块14、预紧螺母20、第一密封圈21、点火器22、点火器垫圈23、第二密封圈24。
62.壳体8内具有活塞腔，设定，在活塞腔的延伸方向上，壳体8的一端为密封端，与密封端相对的一端为连接端。活塞腔至少在连接端开口；优选的，活塞腔在密封端也开口，方便缓冲塞7的安装。密封端的外壁上设有外螺纹，密封连接件6具有内螺纹，壳体8与密封连接件6螺接，且密封连接件6将活塞腔的密封端开口封闭。在解锁维形机构4未安装至转接架2时，密封连接件6与壳体8外螺纹螺接但不拧紧；待解锁维形机构4与转接架2连接时再拧紧。如图1、图3和图4所示，密封连接件6可以从解锁维形机构4上拆卸，拆卸后，将壳体8的外圆面自上而下穿入转接架2对应通孔，并安装球面垫圈3，球面垫圈3与锥面配合，调整、定位；然后将密封连接件6重新与壳体8连接，实现解锁维形机构4与转接架2的连接。
63.转接筒12位于壳体8内，且与壳体8的连接端固定连接，例如螺接，即壳体8的连接端的内壁上设有内螺纹，转接筒12的外壁上设置与之配合的外螺纹，两者通过螺纹旋合、连接。转接筒12可完全位于壳体8内，也可如图5所示，外伸出壳体8。
64.内筒13位于转接筒12内，可相对转接筒12滑动；内筒13可外伸出转接筒12，同时，内筒13和转接筒12之间设有第一限位结构，以避免内筒13自转接筒12滑脱。具体的，第一限位结构包括设置在转接筒12外端内壁上的外限位台和设置在内筒13外壁上的内限位台；内限位台的外径与转接筒12的内径相适应，外限位台的内径与内筒的外壁相适应且小于内限位台的外径，内限位台和外限位台共同对内筒13导向、限位；转接筒12可承受拉力。
65.缓冲塞7、活塞9和滑杆11均位于活塞腔内；其中，缓冲塞7固定在活塞腔的密封端，例如缓冲塞7与壳体8螺接；当然，缓冲塞7与壳体8也可采用焊接、粘结等固定连接的方式实现连接。活塞9位于缓冲塞7背离密封连接件6的一侧；活塞9可相对壳体8滑动，活塞9与活塞腔的内壁形成滑动密封。当活塞9向活塞腔的密封端移动时，缓冲塞7可缓冲活塞9的冲击。
66.滑杆11位于活塞9背离缓冲塞7的一侧，滑杆11一端与活塞9固定连接，例如螺接；另一端伸入内筒13内，且滑杆11与内筒13可相对滑动。滑杆11与活塞腔的内壁之间形成滑动密封。
67.具体的，活塞9设有第二密封圈槽，第二密封圈24位于第二密封圈槽内；活塞腔与滑杆11位置对应处设有第一密封圈槽，第一密封圈21位于第一密封圈槽内。
68.点火器22安装在壳体8上，且位于第一密封圈21和第二密封圈24之间；第一密封圈21、第二密封圈24与点火器22之间形成点火作用腔。壳体8上设置销孔，销孔临近点火器22设置，不破坏活塞9和滑杆11的滑动密封面。点火器22未工作时，活塞9与壳体8通过剪切销10与销孔配合进行定位；当点火器22工作后，点火器22工作产生的高压燃气进入第一密封圈21和第二密封圈24之间的活塞腔内，作用在活塞9上，推动活塞9，活塞9剪断剪切销10后向缓冲塞7处移动。
69.优选的，壳体8上安装有两个点火器22，两个点火器22螺接于壳体8的对称两侧。
70.内筒13的侧壁上滑动设有若干个楔块14，例如四个，四个楔块14呈90
°
分布。楔块14可相对内筒13滑动，外伸出内筒13或缩回内筒13。楔块14朝向内筒13外侧的侧面具有楔面，楔面倾斜且朝向壳体8。滑杆11伸入内筒13的一端设有顶紧结构，顶紧结构为外突出于滑杆11外壁的轴颈或者与滑杆11可拆装连接的圆环状结构；顶紧结构在径向上顶住四个楔块14，实现卫星锁紧组件和卫星维形组件连接，限制两者的相对运动。同时，由于顶紧结构的外径要大于内筒13与滑杆11配合的通孔，故当滑杆11移动到一定位置后，会拉动内筒13缩回壳体8内。
71.壳体8的连接端具有外螺纹，与预紧螺母20螺接，施加60nm预紧力矩产生预紧力，保证卫星锁紧组件和卫星维形组件之间呈刚性预紧状态。
72.卫星维形组件包括维形筒15、维形弹簧16、端盖17、推杆18、外筒19。
73.设定外筒19与球形卫星连接的一端为外端，与外端相对的一端为内端，外筒19的内端则位于球形卫星的内部，其外端具有法兰结构，用于实现外筒19与球形卫星壳体的固定连接。例如外筒19的外端法兰上预留螺钉安装的通孔，将外筒19预埋到球形卫星中，通过该通孔将外筒19与球形卫星连接。
74.外筒19内部具有维形腔，维形腔的外端内壁上设有若干个与楔块14相配合、内凹
的连接面，连接面与楔块14一一对应；当滑杆11的顶紧结构对应楔块14时，楔块14卡入连接面内且被滑杆11的顶紧结构顶紧，从而完成卫星锁紧组件和卫星维形组件连接，限制两者的相对运动。
75.维形筒15位于维形腔内，维形筒15可相对维形腔滑动；维形腔的内壁与维形筒15外壁具有相匹配的第二限位结构，第二限位结构包括设置在维形腔内壁上的外限位环和设置在维形筒15外壁上的内限位环，外限位环的内径与维形筒15的外径相适应；内限位环的外径与维形腔的内径相适应；内限位环和外限位环相互配合，对维形筒15与外筒19的相对运动导向、限位，能够定位维形筒15向外筒19的外端移动的行程。
76.端盖17与外筒19的内端固定连接，例如端盖17与外筒19螺接；端盖17对维形筒15的内端限位。
77.维形弹簧16和推杆18位于维形筒15内，维形弹簧16套在推杆18的外侧，且两端分别抵在端盖17和推杆18上，推杆18则抵在维形筒15内壁上。卫星锁紧组件和卫星维形组件刚性连接时，维形弹簧16处于压缩状态。
78.卫星锁紧组件和卫星维形组件刚性连接时，内筒13以及楔块14位于维形腔中，利用滑杆11顶紧楔块14，内筒13、楔块14与外筒19刚性连接；维形筒15、推杆18、维形弹簧16于外筒19内，维形弹簧16为预压缩状态。在解锁维形机构4工作后，内筒13缩入转接筒12中让开空间，维形弹簧16推动推杆18和维形筒15运动至外筒19的外限位环处，填充外筒19内部由于内筒13、滑杆11、楔块14回缩后的空间，实现分离面维形。
79.如图7所示，弹簧作动筒5包括推板25、弹簧26、导向内筒27、导向外筒28。
80.如图4和图5所示，导向外筒28底部设计有通孔，基座1正中心设有对应螺纹孔，通过安装螺钉实现导向外筒28与基座1的连接。导向内筒27的下端穿入导向外筒28内部，上端与推板25固定连接，例如螺接为一体。导向内筒27的外壁与导向外筒28的内壁之间设有限位结构，对导向内筒27的上限位进行定位，同时对导向内筒27的滑动进行导向。弹簧26设置于推板25和导向外筒28的端面之间，卫星处于锁紧状态时，弹簧26处于压缩状态。导向内筒27的下端内壁上设有内螺纹，利用限位塞29与内螺纹连接，将导向内筒27拉至其下限位，以维持弹簧26处于压缩状态。具体的，限位塞29为阶梯轴，其小端具有外螺纹，小端自导向外筒28的下端插入并伸入导向内筒27内，通螺纹旋合实现限位塞29与导向内筒27的连接；限位塞29的大端外径大于导向外筒28的内径，轴端面贴在导向外筒28的下端面上，对限位塞29限位，保持对导向内筒27的下拉作用。当球形卫星与解锁维形机构4组装后，限位塞29可拆除。弹簧作动筒5位于球形卫星球心正下方，可实现球形卫星垂直释放。同时限位塞29内部设置了销孔，便于在该销孔中设置定位销，用于总装定位。
81.上述具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置的工作原理：
82.运载球形卫星时，如图3和图4所示，内筒13以及楔块14位于维形腔中，滑杆11顶紧楔块14，内筒13、楔块14与外筒19刚性连接；维形筒15、推杆18、维形弹簧16于外筒19内，维形弹簧16为预压缩状态。同时，弹簧26处于压缩状态。
83.当需要释放球形卫星时，如图5所示，点火器22工作产生的高压燃气推动活塞9，剪断剪切销10；剪切销10被剪断后，失去对活塞9的限位作用，活塞9向活塞腔的密封端滑动，带动滑杆11延轴向回缩，滑杆11设定距离后，顶紧结构与楔块14分离，解除了对楔块14的径向约束，滑杆11拉动内筒13，楔块14径向回缩，解除内筒13和外筒19的约束；随着滑杆11的
继续回缩，拉动内筒13、楔块14一同回缩至转接筒12内。此过程中，维形弹簧16推动推杆18和维形筒15运动，直至维形筒15到达外筒19的外限位环处，填充外筒19内部由于内筒13、滑杆11、楔块14回缩后的空间，实现分离面维形。
84.解锁维形机构4解锁后，卫星锁紧组件留在转接架2上，卫星维形组件跟随卫星。维形筒15的外端面和外筒28的支撑面设计为与球形卫星半径相同的弧面，实现卫星外包络面平齐。
85.解锁维形机构4解锁后，弹簧作动筒5工作，弹簧26通过推板25推动球形卫星实现释放功能，且在导向内筒27和导向外筒28的作用下延导向轴线方向释放，导向内筒运动至与导向外筒阶梯处限位，工作结束。
86.解锁维形机构4、弹簧作动筒5与基座1均为分体设计，相互独立，组装方便，解锁维形机构4彼此等效可替换，弹簧作动筒5、基座1可重复使用。基座1预留通孔与火箭连接，且预留行程开关接口，可安装行程开关，配合弹簧作动筒5实现对锁紧释放情况的监控。
87.球形卫星锁紧释放装置经历了型号飞行试验，能够可靠工作，卫星一阶频率能够满足火箭发射要求。地面试验经历了锁紧释放装置联合卫星的力学振动试验、解锁释放试验及解锁维形机构的承载性能和点火性能试验验证。联合卫星的力学振动试验、解锁释放试验结果证明本发明装置能够提供卫星可靠的三点锁紧和释放、维形功能。承载试验结果证明了单个解锁维形机构能够承受8kn以上轴向载荷和1.5kn以上的径向载荷。点火性能试验证明了解锁维形机构能够可靠解锁和维形，实现了产品三点锁紧和释放、维形的要求。
88.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

技术特征：
1.一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，其特征在于：包括基座(1)、弹簧作动筒(5)、转接架(2)和解锁维形机构(4)；所述弹簧作动筒(5)安装在基座(1)正中心；所述转接架(2)安装在基座(1)上；所述解锁维形机构(4)包括卫星锁紧组件和卫星维形组件；所述卫星锁紧组件安装在转接架(2)上，所述卫星维形组件与球形卫星固定连接；运载球形卫星时，卫星锁紧组件和卫星维形组件刚性连接，实现球形卫星支撑、锁紧；解锁释放球形卫星时，卫星锁紧组件和卫星维形组件分离，卫星维形组件为卫星表面维形；弹簧作动筒(5)工作推动球形卫星释放。2.根据权利要求1所述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，其特征在于：所述基座(1)上设置三个转接架(2)，三个转接架(2)均布在基座(1)上；转接架(2)的安装面倾斜角度为45
°
；转接架(2)与安装面相对的侧面为锥面，配合球面垫圈(3)实现卫星锁紧组件安装时的调节。3.根据权利要求1所述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，其特征在于：所述卫星锁紧组件包括壳体(8)、活塞(9)、剪切销(10)、滑杆(11)、内筒(13)、楔块(14)、点火器(22)；所述壳体(8)与转接架(2)固定连接，壳体(8)内具有活塞腔；所述活塞(9)位于活塞腔内，且与活塞腔形成滑动密封；所述滑杆(11)位于活塞腔内，滑杆(11)与活塞腔的内壁之间形成滑动密封；滑杆(11)的一端与活塞(9)固定连接，另一端向活塞腔的连接端延伸；所述内筒(13)滑动设置在活塞腔内，临近活塞腔的连接端；内筒(13)的侧壁上滑动设有若干个楔块(14)，楔块(14)可滑动伸出内筒(13)，亦可缩回内筒(13)内；滑杆(11)远离活塞(9)的一端伸入内筒(13)内，且可相对内筒(13)滑动；滑杆(11)的外壁上设有外凸的顶紧结构，顶紧结构位于内筒(13)内；点火器(22)安装在壳体(8)上，且位于活塞(9)与活塞腔的密封面与滑杆(11)与活塞腔的密封面之间；壳体(8)上设置销孔，销孔临近点火器(22)设置；点火器(22)未工作时，活塞(9)与壳体(8)通过剪切销(10)与销孔配合进行定位；滑杆(11)的顶紧结构在径向上顶住四个楔块(14)，实现卫星锁紧组件和卫星维形组件连接，限制两者的相对运动；当点火器(22)工作后，点火器(22)工作产生的高压燃气作用在活塞(9)上，推动活塞(9)，活塞(9)剪断剪切销(10)并向活塞腔的密封端移动；滑杆(11)的顶紧结构与楔块(14)分离，滑杆(11)拉动内筒(13)向活塞腔内回缩，解除卫星锁紧组件和卫星维形组件连接。4.根据权利要求3所述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，其特征在于：所述卫星锁紧组件还包括转接筒(12)和密封连接件(6)；所述转接筒(12)位于壳体(8)内，且与壳体(8)的连接端固定连接；所述内筒(13)位于转接筒(12)内，可相对转接筒(12)滑动；所述密封连接件(6)与壳体(8)的密封端螺纹连接，实现壳体(8)与转接架(2)的可拆装连接。5.根据权利要求3所述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，其特征在于：所
述卫星锁紧组件还包括缓冲塞(7)和预紧螺母(20)；所述缓冲塞(7)固定在活塞腔的密封端；当活塞(9)向活塞腔的密封端移动时，缓冲塞(7)可缓冲活塞(9)的冲击；所述预紧螺母(20)的一端与壳体(8)可拆装地连接，另一端抵在卫星维形组件上，保证卫星锁紧组件和卫星维形组件之间呈刚性预紧状态。6.根据权利要求3所述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，其特征在于：所述卫星锁紧组件还包括第一密封圈(21)和第二密封圈(24)；活塞(9)设有第二密封圈槽，第二密封圈(24)位于第二密封圈槽内；活塞腔与滑杆(11)位置对应处设有第一密封圈槽，第一密封圈(21)位于第一密封圈槽内；所述点火器(22)位于第一密封圈(21)和第二密封圈(24)之间；第一密封圈(21)、第二密封圈(24)与点火器(22)之间形成点火作用腔。7.根据权利要求3所述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，其特征在于：所述卫星维形组件包括维形筒(15)、维形弹簧(16)、端盖(17)和外筒(19)；所述外筒(19)与球形卫星壳体的固定连接；外筒(19)内部具有维形腔，维形腔的外端内壁上设有若干个与楔块(14)相配合、内凹的连接面，连接面与楔块(14)一一对应；当滑杆(11)的顶紧结构对应楔块(14)时，楔块(14)卡入连接面内且被滑杆(11)的顶紧结构顶紧，从而完成卫星锁紧组件和卫星维形组件连接；所述维形筒(15)位于维形腔内，维形筒(15)可相对维形腔滑动；所述端盖(17)与外筒(19)的内端固定连接；所述维形弹簧(16)位于维形筒(15)内，维形弹簧(16)的两端分别作用在端盖(17)和维形筒(15)上；卫星锁紧组件和卫星维形组件刚性连接时，维形弹簧(16)处于压缩状态。8.根据权利要求7所述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，其特征在于：所述维形筒(15)的外端面为与球形卫星半径相同的弧面，实现卫星外包络面平齐；所述维形筒(15)内设有推杆(18)，维形弹簧(16)套在推杆(18)外侧，且维形弹簧(16)的一端抵在推杆(18)上，推杆(18)抵在维形筒(15)内壁上。9.根据权利要求1所述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，其特征在于：所述弹簧作动筒(5)包括推板(25)、弹簧(26)、导向内筒(27)和导向外筒(28)；所述导向外筒(28)固定在基座(1)上；所述导向内筒(27)的下端穿入导向外筒(28)内部，上端与推板(25)固定连接；所述弹簧(26)设置于推板(25)和导向外筒(28)的端面之间，卫星处于锁紧状态时，弹簧(26)处于压缩状态。10.根据权利要求8所述的一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，其特征在于：所述推板(25)的支撑面为与球形卫星半径相同的弧面，实现卫星外包络面平齐；所述导向内筒(27)的下端可拆装地连接有限位塞(29)，通过限位塞(29)将导向内筒(27)拉至其下限位，以维持弹簧(26)处于压缩状态。

技术总结
本发明属于航天技术领域，特别是一种具有维形功能的球形卫星锁紧释放装置，包括基座、弹簧作动筒、转接架和解锁维形机构；弹簧作动筒安装在基座正中心；转接架安装在基座上；解锁维形机构包括卫星锁紧组件和卫星维形组件；卫星锁紧组件安装在转接架上，卫星维形组件与球形卫星固定连接；运载球形卫星时，卫星锁紧组件和卫星维形组件刚性连接，实现球形卫星支撑、锁紧；解锁释放球形卫星时，卫星锁紧组件和卫星维形组件分离，卫星维形组件为卫星表面维形；弹簧作动筒工作推动球形卫星释放。利用卫星锁紧组件和卫星维形组件配合，实现球形卫星与转接架分离释放，且分离面平整，有效保证了球形卫星可靠释放分离且结构表面维形的要求。球形卫星可靠释放分离且结构表面维形的要求。球形卫星可靠释放分离且结构表面维形的要求。


技术研发人员：张威 任法璞 刘群 陈劲 杨昭 张丽梅 周传霞 许猛 韩言勋 景莉 蔡文健 刘新伟 李高胜
受保护的技术使用者：北京空间机电研究所
技术研发日：2022.12.13
技术公布日：2023/5/16