[發明專利]用于星箭分離的電磁鎖緊釋放機構以及電磁鎖緊釋放方法

有效

• 申請號: 202010046521.6
• 申請日: 2020-01-16
• 公開（公告）號: CN111284731B
• 公開（公告）日: 2020-11-10
• 發明（設計）人: 王兆魁;何云瀚
• 申請（專利權）人: 清華大學
• 主分類號: B64G1/00
• 分類號: B64G1/00;B64G1/64
• 代理公司: 北京市盛峰律師事務所 11337
• 代理人: 席小東

1.一種用于星箭分離的電磁鎖緊釋放機構，其特征在于，包括：機架(1)、彈射單元、衛星單元、鎖緊釋放單元以及鎖緊釋放驅動單元；設置水平方向為X方向；垂直方向為Y方向；

所述衛星單元包括衛星(7)、定位銷(8)和衛星凸臺(9)；所述衛星(7)通過所述定位銷(8)與所述衛星凸臺(9)固定連接；

所述彈射單元設置于所述衛星單元的下方，用于向所述衛星單元提供Y正方向的彈射力；所述彈射單元包括彈射彈簧(2)、彈射頂桿(3)和彈簧套筒(4)；所述彈簧套筒(4)與所述機架(1)固定連接；所述彈簧套筒(4)內部設置所述彈射彈簧(2)；所述彈射頂桿(3)的底部位于所述彈簧套筒(4)內，并壓于所述彈射彈簧(2)的上面；所述彈射頂桿(3)的頂部穿過所述彈簧套筒(4)，而延伸到所述衛星單元的下面，并與所述衛星單元的下表面接觸；在鎖緊狀態下，所述彈射彈簧(2)被所述彈射頂桿(3)壓緊，所述彈射彈簧(2)通過所述彈射頂桿(3)向所述衛星單元提供Y正方向的彈射力；在釋放狀態下，在所述彈射彈簧(2)的彈射力作用下，所述衛星單元向Y正方向運動，從而與所述機架(1)分離；

所述鎖緊釋放單元包括鎖緊銷(10)、鎖緊滑塊(11)、解鎖彈簧(12)和基座(13)；

所述基座(13)位于所述衛星單元的左側，并與所述機架(1)固定連接；所述基座(13)的右側開設第一空腔，所述鎖緊銷(10)為D形狀；所述衛星凸臺(9)的上表面設計為斜面；在鎖緊狀態下，所述鎖緊銷(10)部分位于所述第一空腔內，所述鎖緊銷(10)的圓柱面壓于所述衛星凸臺(9)的斜面，進而限制所述衛星凸臺(9)向Y正方向運動；此外，所述衛星凸臺(9)的斜面向所述鎖緊銷(10)提供沿斜面法向的接觸彈力；所述接觸彈力分解為Y正方向接觸彈力和X負方向接觸彈力；Y正方向接觸彈力使所述鎖緊銷(10)壓緊所述基座(13)；X負方向接觸彈力使所述鎖緊銷(10)壓緊位于其后面的鎖緊滑塊(11)；

所述基座(13)的左側開設沿Y方向的導向槽，所述鎖緊滑塊(11)設置于所述導向槽內，使所述鎖緊滑塊(11)僅能進行Y方向運動；所述鎖緊滑塊(11)和所述基座(13)之間設置所述解鎖彈簧(12)，所述解鎖彈簧(12)向所述鎖緊滑塊(11)提供Y正方向的推力；

所述鎖緊滑塊(11)的下部開設沿X方向的空腔；所述鎖緊滑塊(11)位于所述鎖緊銷(10)的后面，在鎖緊狀態下，所述鎖緊滑塊(11)上部平面部分壓于所述鎖緊銷(10)的后面；在釋放狀態下，所述鎖緊滑塊(11)在所述解鎖彈簧(12)的作用下向Y正方向運動，從而使所述鎖緊滑塊(11)的空腔上升，所述鎖緊銷(10)在所述衛星凸臺(9)提供的X負方向接觸彈力的作用下，沿X負方向運動，進入所述鎖緊滑塊(11)的空腔內，從而使所述鎖緊銷(10)釋放對所述衛星單元的運動阻礙；

所述鎖緊釋放驅動單元包括電磁鐵限位螺母(14)、電磁鐵動芯(15)和電磁鐵(16)；所述電磁鐵(16)與所述機架(1)固定；所述電磁鐵(16)內置線圈；所述電磁鐵動芯(15)沿X方向設置，所述電磁鐵(16)的內置線圈在沒有通電時，所述電磁鐵動芯(15)的右端壓于所述鎖緊滑塊(11)的頂端，限制所述鎖緊滑塊(11)沿Y正方向運動；當所述電磁鐵(16)的內置線圈通電時，所述電磁鐵動芯(15)向X負方向運動，釋放對所述鎖緊滑塊(11)的限位，使所述鎖緊滑塊(11)在解鎖彈簧(12)的作用下向Y正方向運動。

2.根據權利要求1所述的用于星箭分離的電磁鎖緊釋放機構，其特征在于，還包括限位支架(17)；所述限位支架(17)固定安裝于所述鎖緊滑塊(11)的上方，用于限制所述鎖緊滑塊(11)向Y正方向運動的距離。

3.根據權利要求1所述的用于星箭分離的電磁鎖緊釋放機構，其特征在于，還包括預緊單元；

所述預緊單元包括預緊件支架(5)和預緊件(6)；

所述預緊件支架(5)與所述機架(1)固定連接；所述預緊件(6)通過預緊螺釘與所述預緊件支架(5)連接；并且，所述預緊件(6)位于所述衛星凸臺(9)的下面；通過旋轉所述預緊螺釘，使所述預緊件(6)沿Y正方向運動，直到所述預緊件(6)的上表面與所述衛星凸臺(9)的下表面緊密接觸；同時，在所述預緊螺釘擰緊過程中，所述預緊件(6)推動所述衛星凸臺(9)沿Y正方向運動，使所述衛星凸臺(9)和所述鎖緊銷(10)之間的接觸產生彈性形變，消除接觸間隙。

4.一種基于權利要求1-3任一項所述的用于星箭分離的電磁鎖緊釋放機構的電磁鎖緊釋放方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟1，火箭在到達預定軌道之前，衛星與火箭通過以下方式實現鎖緊：

步驟1.1，電磁鐵(16)的內置線圈通電，從而使電磁鐵動芯(15)的右端壓于鎖緊滑塊(11)的頂端，使鎖緊滑塊(11)位于導向槽的下方；

步驟1.2，當鎖緊滑塊(11)位于導向槽的下方時，鎖緊滑塊(11)的上部平面部分壓于鎖緊銷(10)的后面，限制鎖緊銷(10)沿X負方向運動，從而使鎖緊銷(10)的右端凸出于基座(13)的第一空腔；

步驟1.3，因此，鎖緊銷(10)的圓柱面壓于衛星凸臺(9)的斜面，進而限制衛星凸臺(9)向Y正方向運動；同時，彈射頂桿(3)在彈射彈簧(2)的作用下向衛星單元提供Y正方向的彈射力，但該彈射力小于鎖緊銷(10)向衛星凸臺(9)施加的力；通過鎖緊銷(10)和彈射頂桿(3)的共同作用，使衛星單元鎖緊在機架(1)上面；

步驟2，在火箭入軌后，給出分離指令，從而使衛星安全釋放，具體包括以下步驟：

步驟2.1，在火箭入軌后，給出分離指令，從而使電磁鐵(16)的內置線圈斷電；

當電磁鐵(16)的內置線圈斷電時，電磁鐵動芯(15)沿X負方向運動，從而使電磁鐵動芯(15)的右端離開鎖緊滑塊(11)的頂端，釋放對鎖緊滑塊(11)在Y方向的限位作用；

步驟2.2，當電磁鐵動芯(15)釋放對鎖緊滑塊(11)在Y方向的限位作用時，鎖緊滑塊(11)在解鎖彈簧(12)的作用下向Y正方向運動，并通過限位支架(17)對鎖緊滑塊(11)的運動距離進行限制，從而使鎖緊滑塊(11)的空腔上升一定高度；

步驟2.3，當鎖緊滑塊(11)的空腔上升一定高度時，釋放對鎖緊銷(10)在X負方向運動的阻礙；

因此，鎖緊銷(10)在衛星凸臺(9)的斜面提供的X負方向接觸彈力的作用下，沿X負方向運動，并部分進入到鎖緊滑塊(11)的空腔中，從而使鎖緊銷(10)脫離對衛星凸臺(9)沿Y正方向的限位；

步驟2.4，當鎖緊銷(10)脫離對衛星凸臺(9)沿Y正方向的限位時，在彈射彈簧(2)的彈射力作用下，使彈射頂桿(3)沿Y正方向運動，從而使包含衛星凸臺(9)的衛星單元沿Y正方向彈射發射，實現衛星安全釋放。