一种分离机构的制作方法

1.本技术涉及航天器分离技术领域，更具体地，本技术涉及一种分离机构。


背景技术：

2.在航天产品中，航天器一般都是通过运载器发射到预定空间轨道，二者之间的连接与分离都是通过适配器上连接分离装置完成的。现有的连接方法有分离螺母、爆炸螺栓等火工方式，分离方法有火工分离、弹簧推杆分离、电磁弹射等方法。分离方法一般情况下采用的是弹簧推杆。
3.在实际应用中，弹簧推杆整体质量比较大，同时解锁过程中对航天器的冲击比较大，考虑航天器长期贮存要求，弹簧存在较大的松弛风险。
4.因此，为了克服现有技术存在的缺陷，需要提供一种分离机构。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提供一种，以解决上述技术问题中的至少一个。
6.为了达到上述目的中至少一个，本技术采用下述技术方案：
7.本技术提供一种分离机构，所述分离机构位于运载器上，包括：
8.具有内腔的且一端为敞口缸体；
9.位于所述缸体内腔中的且可沿缸体的延伸方向可往复移动的推杆；
10.所述推杆包括有驱动端和作用端，所述作用端穿过缸体为敞口的一端与航天器抵接；
11.所述缸体靠近作用端的一端部向内凸起形成有与所述推杆滑动连接的凸起；
12.所述推杆靠近驱动端的一端部向外凸起形成有与所述缸体的内侧壁滑动连接的凸台；
13.所述缸体内侧壁、凸台和推杆的驱动端围合形成第一气动空间；
14.所述缸体内侧壁、推杆外侧壁、凸起和凸台围合可形成第二气动空间；
15.当高压气体推动推杆的驱动端时，推杆朝向航天器的方向移动，推杆的作用端推动航天器，以使得航天器与运载器分离。
16.可选地，所述缸体还包括有贯穿其侧壁的且可与所述第二气动空间连通的通气孔。
17.可选地，所述缸体远离航天器的一端包括有盖体；
18.所述盖体与所述推杆之间包括有弹性件；
19.当航天器与运载火箭未分离时，在弹性件的作用下所述推杆与航天器抵接。
20.可选地，所述缸体还包括有位于其侧壁内的连通管；
21.所述连通管的两端口分别与缸体的内腔连通；
22.所述连通管的两端口之间的距离大于所述第一气动空间与第二气动空间之间的距离。
23.可选地，所述缸体与凸台之间包括有第一密封结构；
24.所述凸起与所述推杆之间包括有第二密封结构。
25.可选地，所述第一密封结构包括：沿所述凸台的周向向内凹陷形成的第一凹槽，以及位于所述第一凹槽内的第一密封圈，所述第一密封圈与缸体的内侧壁之间形成密封；
26.所述第二密封结构包括：沿所述凸起的周向向内凹陷形成的第二凹槽，以及位于所述第二凹槽内的第二密接圈，所述第二密封圈与推杆的外侧壁之间形成密封。
27.可选地，所述第一密封结构包括有并排设置的两个。
28.可选地，所述推杆的驱动端包括有一驱动槽；所述驱动槽向由驱动端远离凸台的一侧表面向内凹陷形成。
29.可选地，所述盖体上设置有与所述驱动槽对应的驱动孔，所述驱动孔贯穿所述盖体与所述第一气动空间连通。
30.可选地，所述缸体的两侧分别设置有与所述第一气动空间连通的第一压力监测孔，以及与所述第二气动空间连通的第二压力监测孔；
31.所述第一压力监测孔和第二压力监测孔分别与压力监测器连通。
32.本技术的有益效果如下：
33.针对目前现有技术中存在的问题，当航天器发布分离指令后，航天器与适配器连接解锁，通过释放高压气体并推动推杆的驱动端，推杆朝向航天器的方向移动，其作用端推动航天器，以使得航天器与运载器上的适配器分离，在推杆朝向航天器的方向移动时，第一气动空间的体积逐渐增大，第二气动空间的体积逐渐减小，第二气动空间内部的空气被压缩，压强逐渐变大，直至推杆停止朝向航天器的方向移动，此时由于第二气动空间的压强大于第一气动空间的压强，会反向推动推杆，即推杆朝向远离航天器的方向移动，第二气动空间的体积逐渐增大，第一气动空间的体积逐渐减小，第一气动空间内部的空气被压缩，压强逐渐变大，直至推杆停止朝向远离航天器的方向移动，此时第一气动空间的压强大于第二气动空间的压强，推杆再次朝向航天器的方向移动，如此反复，直至推杆停止运行。本技术提供的分离机构通过高压气体推动推杆的驱动端，使其作用端推动航天器，实现航天器与运载器分离，由于作用端与航天器抵接，在推动航天器时大大减小了对航天器的冲击力；除此之外，还可以防止推杆脱离缸体。
附图说明
34.下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
35.图1示出本技术的一个实施例中的分离机构的未充入高压气体时的轴测图。
36.图2示出本技术的一个实施例中的分离机构未充入高压气体时的结构示意图。
37.图3示出本技术的一个实施例中的分离机构开始充入高压气体时推杆动作的结构示意图。
38.图4示出本技术的一种实施方式中的分离机构中推杆动作的过程示意图一。
40.图5示出本技术的一种实施方式中的分离机构中推杆动作的过程示意图二。
41.图6示出本技术的一个实施例中的分离机构的缸体的结构示意图。
42.图7示出本技术的一个实施例中的分离机构的推杆的结构示意图。
具体实施方式
43.在下述的描述中，出于说明的目的，为了提供对一个或者多个实施方式的全面理解，阐述了许多具体细节。然而，很明显，也可以在没有这些具体细节的情况下实现这些实施方式。
44.在本技术的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”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技术和简化描述，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技术的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
45.还需要说明的是，在本技术的描述中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
46.为解决现有技术中存在的问题，本技术的一个实施例提供一种分离机构，用于将航天器1从运载器上脱离，即航天器1与运载器分离，所述分离机构位于运载器上，二者之间的连接与分离都是通过适配器2上连接分离装置完成的，适配器2位于运载器上。如图1-7所示，所述分离机构包括：具有内腔37的且一端为敞口缸体3；适配器2位于缸体3与航天器1之间；位于所述缸体3内腔37中的且可沿缸体3的延伸方向可往复移动的推杆4；所述推杆4包括有驱动端41和作用端42，所述作用端42穿过缸体3为敞口的一端与航天器1抵接；所述缸体3靠近作用端42的一端部向内凸起31形成有与所述推杆4滑动连接的凸起31；所述推杆4靠近驱动端41的一端部向外凸起31形成有与所述缸体3的内侧壁滑动连接的凸台43；所述缸体3内侧壁、凸台43和推杆4的驱动端41围合形成第一气动空间51；所述缸体3内侧壁、推杆4外侧壁、凸起31和凸台43围合可形成第二气动空间52；当高压气体推动推杆4的驱动端41时，推杆4朝向航天器1的方向移动，推杆4的作用端42推动航天器1，以使得航天器1与运载器分离。
47.本技术的上述实施例中，当航天器1发布分离指令后，航天器1与适配器2连接解锁，通过释放高压气体并推动推杆4的驱动端41，推杆4朝向航天器1的方向移动，其作用端42推动航天器1，以使得航天器1与运载器上的适配器2分离，在推杆4朝向航天器1的方向移动时，第一气动空间51的体积逐渐增大，第二气动空间52的体积逐渐减小，第二气动空间52内部的空气被压缩，压强逐渐变大，直至推杆4停止朝向航天器1的方向移动，此时由于第二气动空间52的压强大于第一气动空间51的压强，会反向推动推杆4，即推杆4朝向远离航天器1的方向移动，第二气动空间52的体积逐渐增大，第一气动空间51的体积逐渐减小，第一气动空间51内部的空气被压缩，压强逐渐变大，直至推杆4停止朝向远离航天器1的方向移动，此时第一气动空间51的压强大于第二气动空间52的压强，推杆4再次朝向航天器1的方
向移动，如此反复，直至推杆4停止运行。本技术提供的分离机构通过高压气体推动推杆4的驱动端41，使其作用端42推动航天器1，实现航天器1与运载器分离，由于作用端42与航天器1抵接，在推动航天器1时大大减小了对航天器1的冲击力；除此之外，还可以防止推杆4脱离缸体3。
48.在一具体实施例中，所述缸体3还包括有贯穿其侧壁的且可与所述第二气动空间52连通的通气孔32。当航天器1发布分离指令后，航天器1与适配器2连接解锁，释放高压气体并推动推杆4的驱动端41，推杆4的作用端42推动航天器1，以使得航天器1与运载器上的适配器2分离，随着推杆4朝向航天器1的方向移动，第二气动空间52内的气体通过通气孔32排出至外界，第二气动空间52内气体的压强增大的较慢，当凸台43移动至通气孔32的位置处，即将通气孔32完全封堵时，第二气动空间52完全处于封闭状态，此时推杆4继续朝向航天器1的方向移动，第二气动空间52中的气体完全逐渐被压缩，压强增大较快，当推杆4停止朝向航天器1的方向移动，此时由于第二气动空间52的压强大于第一气动空间51的压强，会反向推动推杆4，即推杆4朝向远离航天器1的方向移动，第二气动空间52的体积逐渐增大，压强逐渐减小，尤其是当第二气动空间52与通气孔32连通时，第二气动空间52中的部分气体会通过通气孔32排出至外界，第一气动空间51的体积逐渐减小，第一气动空间51内部的空气被压缩，压强逐渐变大，直至推杆4停止朝向远离航天器1的方向移动，此时第一气动空间51的压强大于第二气动空间52的压强，推杆4再次朝向航天器1的方向移动，如此反复，直至推杆4停止运行。需要说明的是，在整个推杆4往复移动的过程中，第一气动空间51不会与通气孔32连通。
49.在一具体实施例中，所述缸体3包括有位于其侧壁内的连通管33；所述连通管33的两端口分别与缸体3的内腔37连通；连通管33的两端口的位置靠近缸体3的凸起31；所述连通管33的两端口之间的距离大于所述第一气动空间51与第二气动空间52之间的距离，即当推杆4朝向航天器1的方向移动时，推杆4的凸台43能够位于连通管33的两端口之间，实现第一气动空间51和第二气动空间52的连通，从而两者之间的压强相等。
50.具体的，当航天器1发布分离指令后，航天器1与适配器2连接解锁，释放高压气体并推动推杆4的驱动端41，推杆4的作用端42推动航天器1，以使得航天器1与运载器上的适配器2分离，此时随着推杆4朝向航天器1的方向移动，第二气动空间52内的气体通过通气孔32排出至外界，其内气体压强逐渐增大，当凸台43移动至连通管33的两端口之间时，第一气动空间51和第二气动空间52的连通(在实际应用中，此时高压气体停止充气)，两者之间的压强相等，由于惯性推杆4继续朝向航天器1的方向移动，移动的过程中凸台43会将连通管33靠近缸体3中凸起31的端口封堵，随着推杆4的移动第二气动空间52的压强逐渐增大，直至推杆4停止朝向航天器1的方向移动，此时由于第二气动空间52的压强大于第一气动空间51的压强，会反向推动推杆4，即推杆4朝向远离航天器1的方向移动，第二气动空间52的体积逐渐增大，压强逐渐减小，第一气动空间51的体积逐渐减小，压强逐渐增大，直至推杆4停止朝向远离航天器1的方向移动，此时第一气动空间51的压强大于第二气动空间52的压强，推杆4再次朝向航天器1的方向移动，如此反复，直至推杆4停止运行。
51.在实际应用中，上述通气孔32和连通管33均设置在缸体3侧壁上，推杆4在推动航天器1之后在缸体3的内腔37往复移动的时间短，能够更快的停下来，大大提高了本技术提供的分离机构的稳定性。
52.在一具体实施例中，所述缸体3与凸台43之间包括有第一密封结构；所述凸起31与所述推杆4之间包括有第二密封结构。第一密封结构和第二密封结构的设计，使得凸台43与缸体3之间以及推杆4与凸起31之间形成密封，第一气动空间51与第二气动空间52不连通，二者均可处于封装状态。
53.在一具体实施例中，所述第一密封结构包括：沿所述凸台43的周向向内凹陷形成的第一凹槽61，以及位于所述第一凹槽61内的第一密封圈62，所述第一密封圈62与缸体3的内侧壁之间形成密封；所述第二密封结构包括：沿所述凸起31的周向向内凹陷形成的第二凹槽71，以及位于所述第二凹槽71内的第二密接圈，所述第二密封圈72与推杆4的外侧壁之间形成密封。第一密封圈62和第二密封圈72分别放置在第一凹槽61和第二凹槽71中，能够提高第一密封圈62和第二密封圈72分别与第一凹槽61和第二凹槽71的接触面积，在凸台43和凸起31分别相对缸体3和推杆4滑动时，第一密封圈62和第二密封圈72不会脱离第一凹槽61和第二凹槽71，提高第一密封圈62和第二密封圈72的稳定性；这里，第一密封圈62和第二密封圈72的高度分别略大于第一凹槽61和第二凹槽71的深度，这样第一密封圈62和第二密封圈72才能够分别与缸体3的内侧壁和推杆4的外侧壁紧密接触，实现无缝连接，有效避免第一气动空间51和第二气动空间52之间相互漏气的现象。
54.在一具体实施例中，所述第一密封结构包括有并排设置的两个。在不影响本技术使用的情况下，不限于两个；在实际应用中，当其中一个第一密封结构移动至连通管33的其中一个端口时，另一个第一密封圈62还可以与缸体3的内侧壁紧密贴合，实现密封，不会出现第一气动空间51和第二气动空间52相互漏气的现象。当然，如果第一密封圈62在缸体延伸方向上的宽度大于连通管33两个端口的宽度，也可以设置一个第一密封圈62。
55.在一具体示例中，为了使本技术提供的分离机构的整体质量更轻，所述推杆4为空心设置，两个第一密封结构之间还包括减重槽431，减重槽431沿所述凸台43的周向向内凹陷形成。
56.在一具体实施例中，所述推杆4的驱动端41包括有一驱动槽44；所述驱动槽44向由驱动端41远离凸台43的一侧表面向内凹陷形成。高压气体在推动驱动端41时，直接作用在驱动槽44中，相比于直接作用在驱动端41的一侧表面上，驱动槽44的设置使高压气体的接收面更小，其冲击力相对更大，能够用相对较小的高压气体的压力推动推杆4，实现航天器1与运载器的分离，节省能量。
57.在一具体实施例中，所述缸体3远离凸起31的一侧包括有盖体8；所述盖体8上设置有与所述驱动槽44对应的驱动孔81，所述驱动孔81贯穿所述盖体8与所述第一气动空间51连通。高压气体穿过驱动孔81作用在驱动槽44中，实现推杆4的移动；在实际应用中，当高压气体释放完成后，驱动孔81通过封堵件进行的封堵，避免第一气动空间51漏气。
58.在一具体实施例中，所述缸体远离航天器1的一端包括有盖体8；所述盖体8与所述推杆4之间包括有弹性件9，该弹性件9可以为弹性片，该弹性片优选为两个，一端与盖体8连接固定，另一端与推杆4连接固定，与推杆4连接时，可以如图1和2所示，卡设在凸台43与推杆4之间，当航天器1与运载火箭未分离时，在弹性件9的作用下所述推杆4与航天器1抵接，两者存在一个相对稳定的接触力，弹簧处于压缩状态，但不完全压缩，航天器1与推杆4之间处于完全抵接的状态，不存在缝隙，在高压气体的推动下，推杆4不会对航天器1进行猛烈撞击，进一步减小了冲击力度，航天器1与运载器分离过程更加安全。
59.在一具体实施例中，所述缸体3的两侧分别设置有与所述第一气动空间51连通的第一压力监测孔34，以及与所述第二气动空间52连通的第二压力监测孔35；所述第一压力监测孔34和第二压力监测孔35分别与压力监测器36连通，分别实时监测第一气动空间51和第二气动空间52内的气压；在实际应用中，当第一气动空间51与第二气动空间52通过连通管33的两端口连通时，高压气体停止释放气体；如果在第一气动空间51与第二气动空间52未连通之前的充气过程中压力监测器36监测到第一气动空间51和第二气动空间52内的气压超过预设气压值时，高压气体停止释放。
60.在实际应用中，当航天器1与运载器分离时，需要使用多个本技术提供的分离机构，优选为4个。
61.显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

技术特征：
1.一种分离机构，所述分离机构位于运载器上，其特征在于，包括：具有内腔的且一端为敞口的缸体；位于所述缸体内腔中的且可沿缸体的延伸方向可往复移动的推杆；所述推杆包括有驱动端和作用端，所述作用端穿过缸体为敞口的一端与航天器抵接；所述缸体靠近作用端的一端部向内凸起形成有与所述推杆滑动连接的凸起；所述推杆靠近驱动端的一端部向外凸起形成有与所述缸体的内侧壁滑动连接的凸台；所述缸体内侧壁、凸台和推杆的驱动端围合形成第一气动空间；所述缸体内侧壁、推杆外侧壁、凸起和凸台围合可形成第二气动空间；当高压气体推动推杆的驱动端时，推杆朝向航天器的方向移动，推杆的作用端推动航天器，以使得航天器与运载器分离。2.根据权利要求1所述的分离机构，其特征在于，所述缸体还包括有贯穿其侧壁的且可与所述第二气动空间连通的通气孔。3.根据权利要求1所述的分离机构，其特征在于，所述缸体远离航天器的一端包括有盖体；所述盖体与所述推杆之间包括有弹性件；当航天器与运载火箭未分离时，在弹性件的作用下所述推杆与航天器抵接。4.根据权利要求1所述的分离机构，其特征在于，所述缸体还包括有位于其侧壁内的连通管；所述连通管的两端口分别与缸体的内腔连通；所述连通管的两端口之间的距离大于所述第一气动空间与第二气动空间之间的距离。5.根据权利要求1所述的分离机构，其特征在于，所述缸体与凸台之间包括有第一密封结构；所述凸起与所述推杆之间包括有第二密封结构。6.根据权利要求5所述的分离机构，其特征在于，所述第一密封结构包括：沿所述凸台的周向向内凹陷形成的第一凹槽，以及位于所述第一凹槽内的第一密封圈，所述第一密封圈与缸体的内侧壁之间形成密封；所述第二密封结构包括：沿所述凸起的周向向内凹陷形成的第二凹槽，以及位于所述第二凹槽内的第二密接圈，所述第二密封圈与推杆的外侧壁之间形成密封。7.根据权利要求5所述的分离机构，其特征在于，所述第一密封结构包括有并排设置的两个。8.根据权利要求1所述的分离机构，其特征在于，所述推杆的驱动端包括有一驱动槽；所述驱动槽向由驱动端远离凸台的一侧表面向内凹陷形成。9.根据权利要求3所述的分离机构，其特征在于，所述盖体上设置有与所述驱动槽对应的驱动孔，所述驱动孔贯穿所述盖体与所述第一气动空间连通。10.根据权利要求1所述的分离机构，其特征在于，所述缸体的两侧分别设置有与所述第一气动空间连通的第一压力监测孔，以及与所述第二气动空间连通的第二压力监测孔；所述第一压力监测孔和第二压力监测孔分别与压力监测器连通。

技术总结
本申请实施例公开一种分离机构，包括：具有内腔的一端为敞口的缸体；位于缸体内腔中的且可沿缸体的延伸方向可往复移动的推杆；推杆包括驱动端和作用端，作用端穿过缸体为敞口的一端与航天器抵接；缸体靠近作用端的一端部向内凸起形成与推杆滑动连接的凸起；推杆靠近驱动端的一端部向外凸起形成与缸体滑动连接的凸台；缸体内侧壁、凸台和推杆的驱动端围合形成第一气动空间；缸体内侧壁、推杆外侧壁、凸起和凸台围合可形成第二气动空间；当高压气体推动推杆的驱动端时，推杆朝向航天器的方向移动，推杆的作用端推动航天器，以使航天器与运载器分离。该分离机构的作用端与航天器抵接，在推动航天器时大大减小了对航天器的冲击力。在推动航天器时大大减小了对航天器的冲击力。在推动航天器时大大减小了对航天器的冲击力。


技术研发人员：吴淼 范伯钧 李志军 王豫枢
受保护的技术使用者：北京电子工程总体研究所
技术研发日：2023.01.28
技术公布日：2023/4/18