包带式星箭分离解锁装置

技术领域

本申请涉及航天技术领域，尤其是涉及一种包带式星箭分离解锁装置。

背景技术

星箭分离是运载火箭发射卫星过程的最后一个环节，分离是否正常完成直接关系到飞行器发射的成败。星箭分离装置主要用于连接卫星与箭体结构，给卫星提供支撑，承受卫星在飞行过程中传递的载荷，能够实现星箭分离，提供满足要求的分离速度，尽量不影响卫星姿态。而且目前，包带连接分离机构已经成为世界上运载火箭的主要星箭连接分离机构。

一篇申请号为CN201510143772.5的中国专利公开了一种爆炸螺栓驱动的包带式解锁分离装置，包括爆炸螺栓、上支座、下支座、左包带、右包带、包带连接弹簧和爆炸螺栓分离体收集装置；左包带分别与上支座和下支座接触配合，右包带分别上支座和下支座接触配合，左包带和右包带的两侧接触处均各通过两个并列的爆炸螺栓紧固在一起，包带连接弹簧分别与左包带和右包带螺纹连接，右包带的两端各固定连接一个螺栓分离体收集装置。

针对上述中的相关技术，发明人认为存在以下缺陷：

各个部件配合要求很高，在各种故障模式下很难顺利让包带展开，无法满足低冲击的要求，容易出现卡滞现象，从而导致星箭分离失败，故而有待改进。

发明内容

本申请提供一种包带式星箭分离解锁装置，以改善以下技术问题：常见包带式解锁分离装置的各个部件配合要求很高，在各种故障模式下很难顺利让包带展开，无法满足低冲击的要求，容易出现卡滞现象，从而导致星箭分离失败。

本申请提供一种包带式星箭分离解锁装置，采用如下的技术方案：

一种包带式星箭分离解锁装置，包括卫星适配器、运载适配器和多根包带，所述运载适配器为圆锥台筒状结构，所述卫星适配器为环形结构且装配于所述运载适配器直径较小的一端，所述卫星适配器的外周壁设置有第一固定结构，多根所述包带形成一个圆环结构且环绕所述卫星适配器的周侧布置，相邻所述包带之间设置有用于将两者拉紧的连接部，所述连接部上设置有用于解锁所述连接部拉紧状态的解锁组件，所述运载适配器的外周壁和所述包带的外侧之间间隔设置有多组弹性拉紧组件，所述包带的内侧设置有用于将所述第一固定结构压紧于所述运载适配器上的第二固定结构。

通过采用上述技术方案，解锁组件启动解锁动作后，可以解锁连接部的拉紧状态，进而释放相邻包带之间的预紧力，即多根包带所形成的圆环结构不再将卫星适配器箍紧，同时在弹性拉紧组件的作用下，包带向外扩展，完成装置的解锁过程，运载适配器与卫星适配器在其他驱动力的作用下，实现分离；上述设计的包带式星箭分离解锁装置，各个部件配合要求有所降低，在各种故障模式下依旧可以顺利让包带展开，足以满足低冲击的要求，不易出现卡滞现象，不易致星箭分离失败。

可选的，所述弹性拉紧组件包括支架、弹簧和连接片，所述支架可拆卸装配于所述运载适配器的外周壁，所述连接片固定于所述包带的外侧，所述弹簧的两端分别连接于所述支架和所述连接片。

通过采用上述技术方案，支架和连接片为弹簧的两端提供牢固的安装位置，而且弹簧的弹性回复力，可以驱使包带带动第一固定结构朝向第二固定结构运动，进而将第二固定结构压紧，以利于卫星适配器和运载适配器之间牢固连接，整个弹性拉紧组件，结构简单，组装维护方便。

可选的，所述运载适配器的外周壁设置有安装槽，所述支架通过若干螺钉固定于所述安装槽内。

通过采用上述技术方案，安装槽具有适当隐藏支架和螺钉的效果，同时上述安装方式，可以实现支架的可拆卸装配。

可选的，所述连接部包括包括外壳、第一转轴、第二转轴、第三转轴、第四转轴、第一连杆和第二连杆，所述外壳内设置于空腔，所述外壳上设置有供所述第二转轴转动的第一弧形滑槽，所述第一弧形滑槽的圆心在所述第一转轴的转动轴线上，所述外壳上设置有供所述第四转轴转动的第二弧形滑槽，所述第二弧形滑槽的圆心在所述第三转轴的转动轴线上；

所述第一转轴和所述第二转轴为一组且均转动安装于所述外壳的一端，所述第一转轴和所述第二转轴平行布置，且所述第二转轴连接一所述包带的端部，所述第一转轴和所述第二转轴之间通过所述第一连杆连接为一体；

所述第三转轴和所述第四转轴为一组且均转动安装于所述外壳的另一端，所述第三转轴和所述第四转轴平行布置，且所述第四转轴连接相邻另一所述包带的端部，所述第三转轴和所述第四转轴之间通过所述第二连杆连接为一体；

所述解锁组件安装于所述外壳上，所述解锁组件的局部与所述包带(3)连接于所述第二转轴的端部相连接，且所述解锁组件的局部与所述包带连接于所述第四转轴的端部不连接。

通过采用上述技术方案，包带的一端通过第一连杆、第一转轴、第二转轴与外壳活动连接，包带的另一端通过第二连杆、第三转轴、第四转轴与外壳活动连接，进而包带和外壳均可绕着第一转轴或者第三转轴转动，同时第一弧形滑槽和第二弧形滑槽的设计，可以分别用于限制第二转轴和第四转轴的转动范围，从而有效防止包带在解锁之后的无限制运动。

可选的，所述包带的一端设置有第一孔洞，所述第二转轴贯穿于所述第一孔洞；所述包带的另一端设置有第二孔洞，所述第四转轴贯穿于所述第二孔洞。

通过采用上述技术方案，通过上述方式，包带的一端部可以与第二转轴实现可转动且牢固的连接，包带的另一端部可以与第四转轴实现可转动且牢固的连接。

可选的，所述外壳的截面为U形状，所述外壳的两端设置有供所述包带连接的出口，所述外壳的开口朝向内侧布置。

通过采用上述技术方案，上述设计的外壳，制作简单，方便外壳内的各种部件安装，而且有利于与包带的端部相连接。

可选的，所述包带设置有两根，每一根所述包带上连接至少三组所述弹性拉紧组件。

通过采用上述技术方案，尽量减小包带的数量，以便于控制整个装置的制作成本，同时至少六组弹性拉紧组件组合使用，可以提供更大且均匀全面的拉紧力，以便卫星适配器和运载适配器之间牢固连接。

可选的，所述解锁组件包括螺栓盒和爆炸螺栓，所述螺栓盒固定安装于所述连接部上，所述爆炸螺栓安装于所述螺栓盒内。

通过采用上述技术方案，上述设计的解锁组件，为市场上技术成熟的常用配件，结构简单，制作、采购和安装更换都比较简单。

可选的，所述第一固定结构为圆环。

通过采用上述技术方案，上述设计的第一固定结构结构简单，制作成本低。

可选的，所述第二固定结构为多个间隔布置的卡块，所述卡块远离所述包带的一侧设置有供所述圆环嵌入的卡槽。

通过采用上述技术方案，上述设计的第二固定结构结构简单，制作成本低，且对圆环的压紧效果好。

综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：

解锁组件启动解锁动作后，可以解锁连接部的拉紧状态，进而释放相邻包带之间的预紧力，即多根包带所形成的圆环结构不再将卫星适配器箍紧，同时在弹性拉紧组件的作用下，包带向外扩展，完成装置的解锁过程，运载适配器与卫星适配器在其他驱动力的作用下，实现分离；上述设计的包带式星箭分离解锁装置，各个部件配合要求有所降低，在各种故障模式下依旧可以顺利让包带展开，足以满足低冲击的要求，不易出现卡滞现象，不易致星箭分离失败，具有稳定性好、充分利用空间等优点，有效保证了该装置的适用性与经济性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请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申请的一些实施例，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。

图1是本申请实施例的包带式星箭分离解锁装置的结构示意图。

图2是本申请实施例中卫星适配器与包带之间的连接关系示意图。

图3是本申请实施例中连接部与包带端部之间的连接关系示意图。

附图标记说明：

1、卫星适配器；11、第一固定结构；2、运载适配器；21、安装槽；3、包带；31、卡块；4、连接部；41、外壳；411、第一弧形滑槽；412、第二弧形滑槽；42、第一转轴；43、第二转轴；44、第三转轴；45、第四转轴；46、第一连杆；47、第二连杆；5、解锁组件；51、螺栓盒；52、爆炸螺栓；6、弹性拉紧组件；61、支架；62、弹簧；63、连接片。

具体实施方式

为了使本申请所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。

需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

以下结合附图1-3对本申请作进一步详细说明。

本申请实施例公开一种包带式星箭分离解锁装置。参照图1和图2，包带式星箭分离解锁装置包括卫星适配器1、运载适配器2和多根包带3，运载适配器2为圆锥台筒状结构，卫星适配器1为环形结构且装配于运载适配器2直径较小的一端，卫星适配器1的外周壁设置有第一固定结构11，多根包带3形成一个圆环结构且环绕卫星适配器1的周侧布置，相邻包带3之间设置有用于将两者拉紧的连接部4，连接部4上设置有用于解锁连接部4拉紧状态的解锁组件5，运载适配器2的外周壁和包带3的外侧之间间隔设置有多组弹性拉紧组件6，包带3的内侧设置有用于将第一固定结构11压紧于运载适配器2上的第二固定结构。

弹性拉紧组件6包括支架61、弹簧62和连接片63，支架61可拆卸装配于运载适配器2的外周壁，连接片63固定于包带3的外侧，弹簧62的两端分别连接于支架61和连接片63。

通过采用上述技术方案，支架61和连接片63为弹簧62的两端提供牢固的安装位置，而且弹簧62的弹性回复力，可以驱使包带3带动第一固定结构11朝向第二固定结构运动，进而将第二固定结构压紧，以利于卫星适配器1和运载适配器2之间牢固连接，整个弹性拉紧组件6，结构简单，组装维护方便。

运载适配器2的外周壁设置有安装槽21，支架61通过若干螺钉固定于安装槽21内，安装槽21具有适当隐藏支架61和螺钉的效果，同时上述安装方式，可以实现支架61的可拆卸装配。

包带3设置有两根，每一根包带3上连接至少三组弹性拉紧组件6，本实施例中，每一根包带3对应有五组弹性拉紧组件6。

通过采用上述技术方案，尽量减小包带3的数量，以便于控制整个装置的制作成本，同时至少六组弹性拉紧组件6组合使用，可以提供更大且均匀全面的拉紧力，以便卫星适配器1和运载适配器2之间牢固连接。

第一固定结构11为圆环且一体成型于卫星适配器1的外周壁，上述设计的第一固定结构11结构简单，制作成本低。

第二固定结构为多个间隔布置的卡块31，卡块31远离包带3的一侧设置有供圆环嵌入的卡槽，上述设计的第二固定结构结构简单，制作成本低，且对圆环的压紧效果好。

参照图1和图3，连接部4包括包括外壳41、第一转轴42、第二转轴43、第三转轴44、第四转轴45、第一连杆46和第二连杆47，外壳41内设置于空腔，外壳41上设置有供第二转轴43转动的第一弧形滑槽411，第一弧形滑槽411的圆心在第一转轴42的转动轴线上，外壳41上设置有供第四转轴45转动的第二弧形滑槽412，第二弧形滑槽412的圆心在第三转轴44的转动轴线上；

第一转轴42和第二转轴43为一组且均转动安装于外壳41的一端，第一转轴42和第二转轴43平行布置，且第二转轴43连接一包带3的端部，第一转轴42和第二转轴43之间通过第一连杆46连接为一体；

第三转轴44和第四转轴45为一组且均转动安装于外壳41的另一端，第三转轴44和第四转轴45平行布置，且第四转轴45连接相邻另一包带3的端部，第三转轴44和第四转轴45之间通过第二连杆47连接为一体；

解锁组件5安装于外壳41上，解锁组件5的局部与包带3连接于第二转轴43的端部相连接，且解锁组件5的局部与包带3连接于第四转轴45的端部不连接。

通过采用上述技术方案，包带3的一端通过第一连杆46、第一转轴42、第二转轴43与外壳41活动连接，包带3的另一端通过第二连杆47、第三转轴44、第四转轴45与外壳41活动连接，进而包带3和外壳41均可绕着第一转轴42或者第三转轴44转动，同时第一弧形滑槽411和第二弧形滑槽412的设计，可以分别用于限制第二转轴43和第四转轴45的转动范围，从而有效防止包带3在解锁之后的无限制运动。

包带3的一端设置有第一孔洞，第二转轴43贯穿于第一孔洞；包带3的另一端设置有第二孔洞，第四转轴45贯穿于第二孔洞。

通过采用上述技术方案，通过上述方式，包带3的一端部可以与第二转轴43实现可转动且牢固的连接，包带3的另一端部可以与第四转轴45实现可转动且牢固的连接。

外壳41的截面为U形状，外壳41的两端设置有供包带3连接的出口，外壳41的开口朝向内侧布置，上述设计的外壳41，制作简单，方便外壳41内的各种部件安装，而且有利于与包带3的端部相连接。

解锁组件5包括螺栓盒51和爆炸螺栓52，螺栓盒51固定安装于连接部4上，爆炸螺栓52安装于螺栓盒51内，包带3的一端部设置有供爆炸螺栓52插入的插孔，上述设计的解锁组件5，为市场上技术成熟的常用配件，结构简单，制作、采购和安装更换都比较简单。

本申请实施例一种包带式星箭分离解锁装置的工作原理如下：

解锁组件5启动解锁动作后，可以解锁连接部4的拉紧状态，进而释放相邻包带3之间的预紧力，即多根包带3所形成的圆环结构不再将卫星适配器1箍紧，同时在弹性拉紧组件6的作用下，包带3向外扩展，完成装置的解锁过程，运载适配器2与卫星适配器1在其他驱动力的作用下，实现分离。

本申请实施例一种包带式星箭分离解锁装置的有益技术效果如下：

上述设计的包带式星箭分离解锁装置，各个部件配合要求有所降低，在各种故障模式下依旧可以顺利让包带3展开，足以满足低冲击的要求，不易出现卡滞现象，不易致星箭分离失败，具有稳定性好、充分利用空间等优点，有效保证了该装置的适用性与经济性。

以上所述仅为本申请的较佳实施例而已，并不用以限制本申请，凡在申请的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。