1.本发明涉及一种用于在航天器和发射器之间提供夹持和结构连续性的装置，该装置也适用于提供航天器与发射器的分离。本发明还涉及一种用于从发射器的分配器移除航天器的方法以及一种用于安装航天器的多重夹持和分离装置的方法。


背景技术：

2.小型航天器市场正在不断增长。正在开发由数百个范围为50kg至800kg的小型航天器组成的星座。为了将该大量小型航天器送入轨道，发射器提供了一种称为分配器的结构，其负责在飞行期间提供航天器与发射器的刚性连接，并在航天器与发射器之间以及航天器自身之间提供安全的分离和距离。
3.目前针对这个问题的解决方案是一种中央圆柱体或正方棱柱、六角棱柱或八角棱柱，其附接到发射器最后一级的上部，棱柱的每个面上承载一个或多个航天器。
4.通过这种布局，每个发射器通常可以将2到32个航天器送入轨道，这取决于分配器的面数和航天器的行数(通常为1到4)。
5.在当前的解决方案中，每个航天器均通过4到6个称为夹持和释放机构的点附接到分配器，这些点将航天器预载荷到分配器上。
6.这些小型航天器与分配器的接口没有标准化，此时发射器必须在限定与此类平台的接口时提供灵活性。
7.每个夹持和释放机构均由靠近航天器接口的一个专用分离螺母启动，导致在某些情况下每个分配器有数百个分离螺母。由于靠近航天器接口的烟火致动器和预载荷的快速释放，这些离散的夹持和释放机构的分离在分离期间产生高冲击。
8.有一些系统通过减慢预载荷的释放来减少冲击，但增加启动时间和分散度，从而不利于四个夹持和释放机构的同时分离。这种同时分离是非常需要的，这样通常由弹簧形成的距离系统可以以最小的角速度弹出航天器，最大限度地减少分离过程中所有航天器碰撞的风险。
9.在这种用于大型星座的分配器中，发射器必须准备好管理大量的分离信号(出于冗余起见，每个分离螺母两个)。在某些情况下，启动系统可限制分离次数。在其它情况下，发射器必须在分配器、转换器和线束上安装非常昂贵的控制器系统以便在牺牲成本的情况下管理分离。这些系统的另一个缺点是许多部件在分离后仍留在航天器上。
10.这些新的卫星平台是由成本驱动的，必须解决有效的解决方案。每个航天器的四个烟火致动器中的每个烟火致动器所需的高可靠性导致分离系统和分配器总成本的高百分比。
11.ep 2298648 a公开了一种用于约束和释放安装在支撑结构上的可展开主体的装置，该装置可在收起状态和释放状态之间操作，并且包括：-一对子组件，每个子组件用于附接可展开主体或支撑结构，这些子组件包括在收起状态下彼此互锁以基本上防止可展开主
体相对于支撑结构横向移动的配合表面；-可释放的张紧元件，其连接到两个子组件，对所述子组件施加压缩预载荷作用，使它们保持在一起；-力测量系统，其允许监测所述施加的压缩预载荷作用；-释放装置，用于释放所述预载荷，允许子组件的自由分离；它还包括嵌入在装置中的预载荷施加机构，使得它向可释放的张紧元件施加基本上纯张力的预载荷。
12.ru 2111905 c1公开了一种用于分离火箭级和待分离的航天器的装置，其包含装有活塞的热致动器，与连接元件的锁定装置相连，其中热致动器配备有开口环，连接元件以串联排列的杆的形式制成，安装在活塞内部可以相互移动，杆通过旋转结连接到杆，开口环在活塞的肩部与活塞的固定到杆的端部之间安装到活塞上。
13.ru 2396191 c1公开了一种有效载荷分离系统，该系统包含：安装在承重结构和有效载荷之间的可拆卸保持装置；在所述装置的承重结构上具有保持和锁定连杆的离散设置的机械锁，其与旋转多梁星状物连接，固定为可在所述锁装置的圆心旋转，并通过热释电装置保持在旋转的初始位置；以及用于分离的弹簧推动器。承重结构分离系统包括：具有保持和锁定连杆的机械锁，其与旋转多梁星状物连接、固定为可在所述锁装置的圆心旋转、并通过热释电构件保持在旋转的初始位置。
14.ep 2213572 a1公开了一种“用于将可移动结构夹持到航天器的装置”，其包括：固定到航天器的固定结构；致动器；可释放构件，其在致动器启动时被驱动为相对于固定结构沿轴向移动；以及锁定组件，其布置为根据可释放构件的轴向位置夹持或释放可移动结构。锁定组件包括多个周向布置的锁定构件，这些锁定构件可沿径向移动，在“v”形凹槽处与可移动结构接合和脱离接合，“v”形凹槽布置在附接到附加物的环形板上，锁定构件通过第一控制杆连接到可释放构件，使得可释放构件的轴向移动和锁定构件的径向移动通过弯曲控制杆型机构彼此联接。
15.andreas jonsson和magnus的题为“实现小型卫星空间访问的解决方案(enabling solutions for small satellite space access)”(第十三届重塑空间会议(13
th reinventing space conference)，2015年11月)文献中公开了其它分离系统，其中包括用于多个卫星发射器的数种系统。这些系统中的一个系统由4个夹持机构和一个板结构组成，但只有一个释放点。
16.因此，需要提供一种用于航天器的多重夹持和分离装置，其减少输出冲击、减少烟火装置的数量并因此降低成本、提高离散点的同时释放、最大限度地降低分离过程中的碰撞风险、并减少分离后添加到航天器以及可以在地面上轻松进行多次测试的飞行质量，从而提高设计的可靠性。


技术实现要素：

17.本发明的目的是提供一种克服上述缺点的航天器的多重夹持和分离装置。
18.本发明提供了一种航天器的多重夹持和分离装置，包括：
[0019]-中央结构，包括：
[0020]-具有内孔的中心部分，其中，所述内孔的圆柱形表面包括端部止动件，内轴向轴设置在所述内孔中，所述中心部分还包括与所述内轴向轴对齐的释放螺栓、至少部分地布置在所述内孔内并且通过引导系统轴向引导的主衬套，所述引导系统包括所述主衬套上的引导衬套和所述内孔表面上的引导衬套，所述主衬套的外表面上包括突起，所述主衬套内
设置有保持弹簧，以及
[0021]-至少两个臂，所述至少两个臂从所述中心部分伸出，在与所述中心部分相对的端部处由推动器构件轴向进行预载荷，
[0022]-支撑件，所述支撑件连接到所述中央结构的中心部分并包括附接构件，
[0023]-致动器，所述致动器连接到所述中央结构的中心部分的释放螺栓，
[0024]-至少两个连接杆，每个所述连接杆通过所述推动器构件连接到所述中央结构的相应臂的端部，以及
[0025]-至少两个夹持组件，所述至少两个夹持组件设置在所述装置的外围，每个所述夹持组件包括夹持支撑件和夹持件，所述夹持支撑件和所述夹持件二者都具有锥形配合表面，每个夹持支撑件包括围绕扭力弹簧轴的扭力弹簧，每个相应的杆通过相应的所述扭力弹簧轴与相应的所述夹持支撑件铰接。
[0026]
本发明还包括一种根据权利要求11所述的用于从发射器的分配器释放航天器的方法，以及一种根据权利要求12所述的用于安装航天器的多重夹持和分离装置的方法。
[0027]
本发明所述装置的另一个优点是它是一种模块化装置。它允许具有不同中央结构的多种构造，其余元件是通用的。
[0028]
它也是一种通用装置，允许根据不同的需求改变臂的数量和长度。
[0029]
本发明的其它特征和优点将通过以下对与附图相关的说明本发明目的的几个实施例进行详细描述而变得清晰易懂。
附图说明
[0030]
图1示出本发明的多重夹持和分离装置将航天器附接到发射器的分配器(闭合模式)的视图。
[0031]
图2示出航天器从分配器释放后(打开模式)图1的元件。
[0032]
图3至图5示出本发明的多重夹持和分离装置的几个实施例。
[0033]
图6至图8示出本发明的多重夹持和分离装置的中央结构的几个实施例。
[0034]
图9示出处于闭合模式的本发明的多重夹持和分离装置的细节。
[0035]
图10示出处于打开模式的本发明的多重夹持和分离装置的细节。
[0036]
图11示出处于闭合模式的本发明的多重夹持和分离装置的多个元件的视图。
[0037]
图12示出处于打开模式的本发明的多重夹持和分离装置的多个元件的视图。
[0038]
图13示出中央结构的臂与连接杆之间的连接细节。
[0039]
图14示出处于闭合模式的本发明的多重夹持和分离装置的细节。
[0040]
图15示出处于打开模式的本发明的多重夹持和分离装置的细节。
具体实施方式
[0041]
本发明公开了一种装置1，其用于通过在装置1的中心点处打开单个致动器16，来在所需数量和位置的离散点处夹持并释放航天器27。
[0042]
本发明的用于航天器的多重夹持和分离装置1(如在图3、图4和图5中所示)主要包括以下几个元件：
[0043]-中央结构2，
[0044]-连接到中央结构2的支撑件14，
[0045]-连接到中央结构2的致动器16，
[0046]-多个连接杆17，和
[0047]-多个夹持组件19，其设置在装置1的外围。
[0048]
图1示出处于闭合模式的本发明的多重夹持和分离装置1，其将航天器27附接到发射器的分配器28。图2示出航天器27已从分配器28释放后(即，当多重夹持和分离装置1处于打开模式的情况下)图1的元件。
[0049]
中央结构2的主要元件可以在图6、图7和图8中看到，对应于不同的实施例。中央结构2包括：
[0050]-具有内孔4的中心部分3，其中，内孔4具有圆柱形表面，圆柱形表面包括端部止动件5，内轴向轴6设置在内孔4中。中心部分3还包括与内轴向轴6对齐的释放螺栓7、至少部分地布置在内孔4内并且通过引导系统轴向引导的主衬套8，该引导系统包括主衬套8上的引导衬套11和内孔4表面上的引导衬套11'。主衬套8的外表面上包括突起9，主衬套8内设置有保持弹簧10。
[0051]-至少两个臂12，其从中心部分3伸出。臂12可以是中心部分3的整体部分或者可以作为单独部分连接到中心部分3(例如，螺接到它上)。这些臂12在臂12的与中心部分3相对的端部处由推动器构件13轴向进行预载荷。图13示出了臂12和连接杆17，其中张紧推动器作为推动器构件13。
[0052]
图6和图7示出具有四个臂12的中心部分3，图8示出具有六个臂12的中心部分3。
[0053]
支撑件14连接到中央结构2的中心部分3并且包括适于附接至分配器28的附接构件15。
[0054]
当装置1处于闭合模式的情况下，致动器16连接到中央结构2的中心部分3的释放螺栓7。
[0055]
多种类型的致动器16可用于使释放螺栓7释放：
[0056]-称为nea(来自ebad公司等)的非爆炸性致动器，其是一种允许通过释放螺栓7承载非常高的拉伸载荷的机构，该释放螺栓7由两个可分离的线轴半部保持在适当位置，而线轴半部又通过约束线的紧密缠绕保持在一起。约束线由多余的电熔丝保持在适当位置。当在25ms内施加4amp的标称电流的情况下，约束线展开，使线轴半部分离开来，从而使释放杆和相关的预载荷释放。
[0057]-分离螺母或烟火致动器(来自pyroalliance、chemring、ebad等公司)，其通过螺纹段保持释放螺栓7的预载荷，螺纹段在至少10ms内的5amp电脉冲后被烟火引发器产生的压力移开。
[0058]-其它用于保持并使释放螺栓7释放的选项，如螺栓切割器、易碎螺栓和螺母也是可行的。
[0059]
装置1还包括多个连接杆17(至少两个)。每个连接杆17通过推动器构件13连接到中央结构2的相应臂12的端部。
[0060]
装置1还包括至少两个设置在装置1外围的夹持组件19。每个夹持组件19包括夹持支撑件20和夹持件21，夹持支撑件20和夹持件21二者都具有锥形配合表面22(图11和图12)。每个夹持支撑件20包括围绕扭力弹簧轴24的扭力弹簧23。每个相应的杆17通过相应的
扭力弹簧轴24与相应的夹持支撑件20铰接。
[0061]
在图11和图12中，可以看出夹持支撑件20另外包括限制杆17围绕相应的扭力弹簧轴24的旋转角度的端部止动件25。还可以看出夹持支撑件20另外包括适于保持相应的杆17的闩锁26，以防止杆17一旦到达其最终位置就缩回。
[0062]
本发明的装置1在所需数量和位置的离散点(夹持)处提供航天器27与发射器28之间的夹持和结构连续性，并且通过在中心点处启动唯一的致动器16而同时释放。
[0063]
装置1包括中央结构2，其中，臂12的数量等于所需夹持离散点的数量n，这些离散点以力p轴向进行预载荷。
[0064]
通过仅对该中央结构12的几何形状进行修改，其余部分完全相同，可以针对每次任务选择离散点的数量和位置。
[0065]
通过向臂12端部的张紧螺栓(推动器构件13)顺序施加扭力，该结构12以均匀方式轴向进行预载荷。该预载荷为p/n。
[0066]
每个夹持系统由连接杆17负责将来自中央结构2的每个臂12的预载荷放大并传输到夹持件21而构成。该放大通过杆沿轴承轴(扭力弹簧轴24)枢转的定律而实现。杆的机械效益(mechanical advantage)ma因此是从轴承轴到输入和输出力施加到杆17的位置的距离之比。此时引入到夹持件21的预载荷是ma
×
p/n。如果选择距离比使得ma～n，则引入到夹持件21的最终预载荷与中心点处的预载荷p相同。这允许针对该装置1使用的致动器16与针对单个夹持件使用的致动器相同，保持通用性。
[0067]
每个夹持件21包括典型锥体22(锥形接触面)，其预载荷以承受横向和轴向外部载荷。
[0068]
为了从发射器的分配器28释放航天器27，可以使用一种方法，该方法使用本发明的航天器的多重夹持和分离装置1，使得在夹持位置，航天器27通过相应的夹持件21在多个离散点处附接到分配器28，并且包括附接构件15的支撑件14以及夹持支撑件20附接到分配器28。该方法包括以下步骤：
[0069]-发射器的电子命令通过连接发射器和致动器16的线路启动致动器16，
[0070]-释放螺栓7被释放且中央结构2的中心部分3通过其弹性能和保持弹簧10轴向移动，直到衬套8的突起9接触内孔4的圆柱表面的端部止动件5，中央结构2的臂12与中心部分3一起移动(图2、图10)，
[0071]-连接杆17从中央结构2的臂12释放，并通过其弹性能和扭力弹簧23旋转(图12、图15)，并且
[0072]-每个杆17的端部从相应的夹持件21释放以解锁相应的夹持件21，从而使航天器27与分配器28分离(图12、图15)。
[0073]
实际上，装置1的释放始于致动器16(例如，分离螺母)的致动。在一实施例中，该致动器16在飞行中由来自发射器的电信号启动，该电信号被标准烟火引发器转换成分离螺母内的机械压力。该压力也可以采用用于地面测试的氮气直接引入分离螺母的腔室中。
[0074]
中央结构2的移动由两个低摩擦引导衬套11、11'和销/槽轴向地引导以防止旋转。
[0075]
在位移结束时，中央结构2机械止动。
[0076]
中央结构2与发射器的固定点之间的内部保持弹簧10在释放之后将中央结构2保持在打开模式。
[0077]
中央结构2的打开松开了连接杆17处的预载荷，因而松开了夹持件21处的预载荷，并且使连接杆17沿着轴承轴自由旋转。该旋转运动的能量主要来自其弹性能。在旋转行程结束时，连接杆17被端部止动件25(例如，聚四氟乙烯止动件)止动以减少该影响的冲击。连接杆17通过每个轴承处的两个(左和右)扭力弹簧23保持在打开模式。
[0078]
处于打开模式的连接杆17提供足够的间隙以允许安全地释放附接到航天器27的锥体22。
[0079]
该装置1将分离螺母、引发器、线束和分离管理电子控制器的数量减少了n倍，n是所需的离散点数量，保持预载荷p(如果选择适当的几何比以获得ma～n)，因而保持每个夹持件21的载荷能力，并将输出冲击降低到可以忽略不计的水平：每个航天器27的一个烟火装置距离航天器的接口很远。
[0080]
致动器16可以在地面上用冷气体启动数百次而无需整修。压力可以采用用于地面测试的氮气直接引入分离螺母的腔室中，因此可以使用该装置在地面上进行大量低成本的测试，以提高设计的最终可靠性。
[0081]
为了安装航天器的多重夹持和分离装置1，可采用一种方法，该方法使用本发明的航天器的多重夹持和分离装置1，并包括以下步骤：
[0082]-将支撑件14和夹持支撑件20附接到发射器的分配器28，
[0083]-将夹持件21附接到航天器27，
[0084]-将中央结构2设置于闭合位置，其中释放螺栓7附接到致动器16，并且
[0085]-向位于中央结构2的每个臂12的端部处的推动器构件13施加扭力。
[0086]
尽管已经结合优选实施例对本发明进行了充分描述，但是显然在发明的范围内可以引入修改，且不认为该范围受这些实施例的限定，而是受所附权利要求的内容的限定。