内卡式分离解锁装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术提供一种内卡式分离解锁装置，包括用于连接母飞行器的母飞行器适配器、用于连接子飞行器的子飞行器适配器，所述母飞行器适配器内部设置有解锁机构和电控单元，所述子飞行器适配器与母飞行器适配器之间设置有分离弹出机构，通过锁紧机构锁紧，在所述电控单元控制下，所述解锁机构触发所述解锁机构和所述锁紧机构解锁，在所述分离弹出机构作用下，将所述子飞行器适配器和母飞行器适配器分离。本实用新型专利技术具有结构精巧，尺寸重量小的优点。（*该技术在2021年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及空间卫星
，具体涉及一种用在卫星发射上的内卡式分离解锁装置。
技术介绍
在空间
，卫星逐步向小型化发展。小卫星和微卫星具有质量轻、体积小、 成本低、性能高、研制周期短等优点，其重量只有10公斤甚至更小，是当今航天技术发展的一种新趋势，受到了世界各国的普遍重视。那么，空间平台与搭载的多个小卫星或微卫星之间的连接与分离装置是关系到空间平台飞行试验能否成功的最为关键的因素之一。现有技术的小卫星入轨方式一般可分为两种直接由地面运载火箭通过一箭多星技术发射入轨，或者搭载大卫星一起发射。随着航天飞机、空间站等大型航天器的迅速发展，在轨释放作为一种更为经济的方式受到各国的青睐。目前，较成熟的分离技术是传统的包带式分离装置，如图1所示。中华人民共和国国家军用标准GJBM99-95《包带弹簧式星箭连接分离装置通用标准》，包带式分离装置在地面总装时，分离弹簧101压装在运载火箭的上、下对接框102、103之间，分离弹簧的一端固定在运载火箭上，另一端顶在卫星100上，由包带式分离装置将卫星和运载火箭连接起来。星箭解锁分离时，爆炸螺栓解锁、包带104张开、卫星和运载火箭脱离，被压缩的分离弹簧伸展将卫星以一定速度推离，完成分离动作。上述爆炸螺栓解锁装置的缺点是螺栓爆炸时会产生较大的冲击和空间污染，也可能对卫星产生损害，而且解锁装置外形尺寸和重量较大，因此，仅适合运载火箭与大型卫星之间的连接。
技术实现思路
针对上述缺陷，本技术的目的是提供一种内卡式分离解锁装置，以解决现有技术的卫星发射装置的解锁装置尺寸较大，不适用于小型卫星发射的技术问题。为实现上述目的，本技术采用了如下的技术方案—种内卡式分离解锁装置，包括用于连接母飞行器的母飞行器适配器、用于连接子飞行器的子飞行器适配器，所述母飞行器适配器内部设置有解锁机构和电控单元，所述子飞行器适配器与母飞行器适配器之间设置有分离弹出机构，通过锁紧机构锁紧，在所述电控单元控制下，所述解锁机构触发所述解锁机构和所述锁紧机构解锁，在所述分离弹出机构作用下，将所述子飞行器适配器和母飞行器适配器分离。依照本技术较佳实施例所述的内卡式分离解锁装置，所述母飞行器适配器为带底盘的空心圆筒，其筒体和底座上都设置有螺纹孔，底盘下边缘连接所述母飞行器，所述底盘上表面与所述分离弹出机构连接。依照本技术较佳实施例所述的内卡式分离解锁装置，所述子飞行器适配器为一带凹形唇边底盘座的空心圆筒，所述底盘座上边沿连接子飞行器，所述空心圆筒下边沿通过螺丝连接分离弹出机构。依照本技术较佳实施例所述的内卡式分离解锁装置，所述锁紧机构进一步包括一支撑盘，其通过螺丝安装在所述母飞行器适配器的筒体内壁，该支撑盘上设置有至少两个导向孔；偶数个卡头支座，分别均勻排列连接在所述支撑盘上，每个支承座个通过连接轴连接一个锁紧卡头，该些锁紧卡头底部设置一滚轮，连接轴上装有扭簧。依照本技术较佳实施例所述的内卡式分离解锁装置，所述分离弹出机构进一步包括一导向筒，其为中空结构，固定于所述子飞行器适配器的底座圆筒下边沿；一弹簧，其套接在所述导向筒内；一导向杆，其穿设在所述弹簧内，底部由一限位销限位，该导向杆用螺丝固定在所述母飞行器适配器的底座。依照本技术较佳实施例所述的内卡式分离解锁装置，所述解锁机构进一步包括一解锁装置、顶紧盘以及顶紧盘上设置的复数个导向柱。依照本技术较佳实施例所述的内卡式分离解锁装置，所述解锁装置进一步包括一中空的盒状的机构底座；一记忆合金条，其一端设置在所述机构底座外，与所述电控单元连接；一解锁拨片，其设置在所述机构底座内，底部连接所述记忆合金条的另一端；一解锁弹片，其设置在所述机构底座内，底部设置有弹簧；一解锁挡片，其设置在所述机构底座内，能够压住所述解锁弹片；一解锁凸轮，其通过销轴可转动设置在一支座内，所述销轴一端可压住所述解锁挡片。由于采用了以上的技术特征，使得本技术相比于现有技术，具有如下的优点和积极效果第一，本技术提供的内卡式分离解锁装置，不受母、子飞行器接口尺寸的限制，母飞行器和子飞行器的尺寸都可以分别大于或小于本专利技术的分离解锁装置的尺寸，应用灵活。本专利技术由上述部件组成的内卡式分离解锁装置的结构和功能能够满足空间平台对小卫星和微卫星的连接与分离释放要求。第二，本专利技术装置改传统的包带式解锁机构为内卡式，可大大减小分离器径向尺寸，从而减轻重量，装置中的内卡式锁紧卡钩等机构，可减小分离装置的高度，既减小了重量，又能提高分离装置的刚度，承载冲击能力强。第三、装置中的分离弹簧由内置改为外置，对小卫星分离运动方向控制有利，可避免卫星分离后的翻转，采用高强材料和镂空工艺，既保证强度又减轻重量。第四、本技术采用记忆合金加热收缩作为驱动解锁机构解锁的方式，可取代复杂、笨重的电机械装置，实现小型化、轻量化，可以增加航天器的可靠性和机动性。当然，实施本
技术实现思路
的任何一个具体实施例，并不一定同时达到以上全部的技术效果。附图说明图1是现有技术的卫星发射装置示意图；图2是本技术一种内卡式分离解锁装置的外观结构示意图；图3是本技术的母飞行器适配器的示意图；图4是本技术的子飞行器适配器的示意图；图5是本技术的分离弹出机构示意图；图6是本技术的锁紧机构示意图；图7是本技术的解锁机构的示意图；图8是图7中的解锁装置的示意图。具体实施方式为便于理解，以下结合附图，对本技术的较佳实施例，做进一步详细描述。如图2所示，本技术提供的一种内卡式分离解锁装置，包括用于连接母飞行器的母飞行器适配器10、用于连接子飞行器的子飞行器适配器20，所述母飞行器适配器10 内部设置有解锁机构和电控单元，所述子飞行器适配器20与母飞行器适配器10之间设置有分离弹出机构40，通过锁紧机构锁紧，在所述电控单元控制下，触发所述解锁机构和所述锁紧机构解锁，在所述分离弹出机构40作用下，将所述子飞行器适配器20和母飞行器适配器10分离。如图3所示，母飞行器适配器10为带底盘的空心圆筒，其筒体11和底座12上都设置有螺纹孔14、15，底座12下边缘通过螺丝穿过螺纹孔M连接母飞行器，所述底座12上表面通过小孔13与分离弹出机构40连接。而螺纹孔15则用来螺纹连接筒体11内锁紧机构的支撑盘，而电控单元和解锁机构则螺接在筒体11内的底座12上。当然，该适配器10 的尺寸并不取决于母飞行器的结构。如图4所示，子飞行器适配器20为一带凹形唇边底盘座21的空心圆筒22，所述底盘座21上边沿通过螺丝连接子飞行器，所述空心圆筒22下边沿通过螺丝连接分离弹出机构40。如图5所示，分离弹出机构40包括一中空的导向筒41，其固定于所述子飞行器适配器20的空心圆筒22下边沿；导向筒41内设置有一弹簧42，弹簧内套接一根导向杆43， 该导向杆43可在弹簧42内滑动，底部由限位销限位。导向杆43底部通过螺丝固定在母飞行器适配器10的底座12上。如图6所示，锁紧机构30包括支撑盘31、4个卡头支座32、4个锁紧卡头33、4个连接轴34、4个滚轮35。支撑盘31通过螺纹孔37固定在母飞行器适配器10的筒体11内壁上，上表面设置有至少两个导向孔36.支撑盘31上均勻分布固定了四个卡头支座32，每个卡头支座本文档来自技高网...

【技术保护点】
１．一种内卡式分离解锁装置，其特征在于，包括用于连接母飞行器的母飞行器适配器、用于连接子飞行器的子飞行器适配器，所述母飞行器适配器内部设置有解锁机构和电控单元，所述子飞行器适配器与母飞行器适配器之间设置有分离弹出机构，通过锁紧机构锁紧，在所述电控单元控制下，所述解锁机构触发所述解锁机构和所述锁紧机构解锁，在所述分离弹出机构作用下，将所述子飞行器适配器和母飞行器适配器分离。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：孟宪红，白曌宇，蔡桂喜，冯玮，
申请(专利权)人：孟宪红，白曌宇，蔡桂喜，冯玮，
类型：实用新型
国别省市：11