[0001] 本申请涉及火箭技术领域，尤其涉及一种模块化低冲击星箭分离装置。

[0002] 星箭分离机构是实现航天器与运载火箭之间牢固连接的装置，并且星箭分离机构还可以按预定的要求在运行轨道上实现航天器与运载火箭的解锁与分离。

[0003] 目前，常见将星箭分离机构与航天器的对接接口使用的支座做成一体，这样导致分离作用点固定，并且星箭分离机构还受航天器结构的制约，不同航天器需要设计对应对接接口的支座和与之配合的星箭分离机构，且当航天器成品出现质心偏差时，后期调整难度大，需要重新配合定制，从而增加了设计制造成本。

[0004] 另外，传统的火工分离产品工作时会产生较大的冲击载荷(3000～5000)g，所以通过火工品驱动星箭分离机构分离，降低了星箭分离的可靠性，甚至会导致航天器难以精确到达轨道。

[0005] 因此，如何避免星箭分离机构受航天器的对接接口的支座限制，并且还提高星箭分离的可靠性，是目前本领域技术人员急需解决的技术问题。

[0023] 下面详细描述本申请的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。另外，诸如“上”、下”、“左”、“右”、“前”、“后”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释两个部件之间的位置关系。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本申请，而不能解释为对本申请的限制。

[0024] 如图1、图2和图3所示，本申请提供了一种模块化低冲击星箭分离装置，包括：卫星对接支座1、星箭分离弹簧2、火箭对接支座3、火工品卫星收纳盒4、爆炸螺栓12(依据卫星重量进行选择配套使用)和火工品火箭收纳盒14。

[0025] 其中，卫星对接支座1的中间部分具有贯通上下的第一对接孔，火工品卫星收纳盒4位于第一对接孔的上方，并且火工品卫星收纳盒4的开口处固定至第一对接孔的周围；卫星对接支座1的边缘部分的上表面用于与航天器(例如：卫星)的对接端的预定位置固定连接。

[0026] 可选的，卫星对接支座1的中间部分由上至下凹，以形成第一安装腔，从而用于容纳火工品卫星收纳盒4，也就是火工品卫星收纳盒4位于第一安装腔内，并且火工品卫星收纳盒4的开口处固定至第一对接孔的周围。还可选的，卫星对接支座1上开设有多个第一固定孔，并且多个第一固定孔围绕至第一对接孔周围；火工品卫星收纳盒4的下端具有多个第二固定孔；通过螺栓穿过第一固定孔和第二固定孔使得火工品卫星收纳盒4的开口处固定至第一对接孔的周围。又可选的，在第二固定孔的上方还设置有缓冲垫9，螺栓穿过第一固定孔和第二固定孔后再穿过缓冲垫9，从而在收集捕获爆炸螺栓12的头部断裂部分时，起到吸能减缓断裂部分对卫星冲击的作用。

[0027] 还可选的，卫星对接支座1的部分侧壁镂空，从而减轻卫星对接支架1的重量。又可选的，卫星对接支座1的边缘部分具有贯通上下的多个第一连接孔，螺栓穿过第一连接孔与航天器(例如：卫星)的对接端的预定位置固定连接。依然可选的，卫星对接支座1的边缘部分均匀分布有四个第一连接孔。

[0028] 火箭对接支座3的中间部分具有贯通上下的第二对接孔，火工品火箭收纳盒14位于第二对接孔的下方，并且火工品火箭收纳盒14的开口处固定至第二对接孔的周围；火箭对接支座3的边缘部分的下表面用于与火箭的对接端的预定位置固定连接。

[0029] 可选的，火箭对接支座3的中间部分由下至上凹，以形成第二安装腔，从而用于容纳火工品火箭收纳盒14，也就是火工品火箭收纳盒14位于第二安装腔内，并且火工品火箭收纳盒14的开口处固定至第二对接孔的周围。还可选的，火箭对接支座3上开设有多个第三固定孔，并且多个第三固定孔围绕至第二对接孔周围；火工品火箭收纳盒14的上端具有多个第四固定孔；通过螺栓穿过第三固定孔和第四固定孔使得火工品火箭收纳盒14的开口处固定至第二对接孔的周围。又可选的，在第三固定孔的下方和第四固定孔的上方设置有垫圈11，螺栓穿过第三固定孔、垫圈11和第四固定孔，实现火工品火箭收纳盒14与火箭对接支座3的固定。

[0030] 还可选的，火箭对接支座3的部分侧壁镂空，从而减轻火箭对接支架3的重量。又可选的，火箭对接支座3的边缘部分具有贯通上下的多个第二连接孔，螺栓穿过第二连接孔与火箭的对接端的预定位置固定连接。依然可选的，火箭对接支座3的边缘部分均匀分布有八个第一连接孔。

[0031] 爆炸螺栓12穿过第一对接孔和第二对接孔，其尾部位于火工品火箭收纳盒14内，其头部位于火工品卫星收纳盒4内，并且将卫星对接支座1和火箭对接支座3固定连接在一起。在爆炸螺栓12点火爆炸后，在卫星对接支座1和火箭对接支座3的对接面(也就是卫星对接支座1的下表面和火箭对接支座3的上表面)进行解锁分离，星箭分离后卫星对接支座1留在卫星，火箭对接支座3留在火箭，并且通过火工品卫星收纳盒4收集捕获爆炸螺栓12位于上方的断裂部分，防止断裂部分污染卫星，通过火工品火箭收纳盒14收集捕获爆炸螺栓12位于下方的断裂部分，防止火工品对火箭、其它卫星造成污染。

[0032] 可选的，爆炸螺栓12的尾部粗于爆炸螺栓12的头部，这样爆炸螺栓12的尾部与爆炸螺栓12的头部之间形成了限位台阶，通过限位台阶卡在第二连接孔的下方，以使爆炸螺栓12的尾部限制在火工品火箭收纳盒14内，而爆炸螺栓12的头部穿过第二对接孔和第一对接孔后伸入火工品卫星收纳盒4内。为了将伸入火工品卫星收纳盒4内的爆炸螺栓12的头部限制在火工品卫星收纳盒4内，在爆炸螺栓12的头部螺纹连接有锥套8，通过锥套8卡在第一连接孔的上方，以使爆炸螺栓12的头部限制在火工品卫星收纳盒4内。在此基础上，锥套8内具有内螺纹，爆炸螺栓12的头部具有外螺纹，锥套8拧至爆炸螺栓12的头部，在点火后，通过锥套8固定爆炸螺栓12的头部的断裂部分，防止断裂部分飞溅。

[0033] 星箭分离弹簧2的下端与火箭对接支座3连接，星箭分离弹簧2的上端与卫星对接支座1接触，并且火箭对接支座3和卫星对接支座1压紧星箭分离弹簧2，从而在爆炸螺栓12解锁后，通过星箭分离弹簧2提供分离能量，将卫星推出至预定轨道。

[0034] 可选的，火箭对接支座3的侧壁向外延伸有固定翼，星箭分离弹簧2的下端与固定翼的上表面连接；卫星对接支座1的侧壁向外延伸有压紧翼15，星箭分离弹簧2的上端与压紧翼15的下表面接触，从而压紧星箭分离弹簧2，当爆炸螺栓12点火工作后，星箭分离弹簧2作用于压紧翼15的下表面，以提供分离能量。还可选的，固定翼由火箭对接支座3位于其下表面处的侧壁向外延伸，压紧翼15由卫星对接支座1位于其中间处的侧壁向外延伸。又可选的，为了增加压紧翼15的强度，卫星对接支座1的侧壁向外还延伸有加强筋，且加强筋的外端固定至压紧翼15的上表面，从而通过加强筋增加压紧翼15的强度。

[0035] 另外，通过调节星箭分离弹簧2的下端与固定翼的上表面的固定位置，随之星箭分离弹簧2的上端与压紧翼15的下表面的接触位置也发生变化，解锁分离时星箭分离弹簧2对卫星的作用点就可以发生变化，因此通过调节星箭分离弹簧2的位置，就可以配平质心，达到卫星精确入轨的目的。此外，可以对某单个卫星对接支座1或火箭对接支座3进行定制修改，还可以选择不同刚度、型号的星箭分离弹簧2(弹簧力不同)，来调节卫星偏心问题。

[0036] 可选的，固定翼的上表面与弹簧套筒17的下端固定连接，弹簧套筒17具有由上至下贯通的空腔；分离弹簧连接杆16的下端由上至下插入弹簧套筒17的空腔，分离弹簧连接杆16的上端具有向外延伸的限位翼，限位翼的上表面与卫星对接支座1的压紧翼15的下表面接触；星箭分离弹簧2套装至弹簧套筒17上，并且星箭分离弹簧2的上端与分离弹簧连接杆16的限位翼的下表面接触。待爆炸螺栓12解锁后，分离弹簧连接杆16在星箭分离弹簧2的作用下向上运动，从而通过分离弹簧连接杆16的限位翼推动卫星对接支座1的压紧翼15，为分离提供分离能量。通过分离弹簧连接杆16和分离套筒17的配合，从而对星箭分离弹簧2起到导向作用，使星箭分离弹簧2沿着分离弹簧连接杆16的方向提供分离能量。

[0037] 还可选的，为了防止分离弹簧连接杆16脱落，分离弹簧连接杆16的下端具有限位凸起，分离弹簧连接杆16的中间部分的直径小于限位凸起的直径，通过限位凸起分离弹簧连接杆16的下端被限制于弹簧套筒17的空腔内，避免星箭分离弹簧2脱离污染卫星。又可选的，分离弹簧连接杆16的限位凸起的外周面具有外螺纹，分离弹簧连接杆16的中间部分为光杆，弹簧套筒17的空腔的上开口具有内螺纹，分离弹簧连接杆16的限位凸起拧入弹簧套筒17的空腔的上开口后，分离弹簧连接杆16的中间部分也伸入弹簧套筒17的空腔内。在分离时，分离弹簧连接杆16下端具有外螺纹的限位凸起无法穿过弹簧套筒17，分离弹簧连接杆16下端的限位凸起被限制于弹簧套筒17的空腔内，避免了星箭分离弹簧2脱离污染卫星。

[0038] 在上述基础上，为方便卫星对接，火箭对接支座3的固定翼具有贯通上下的安装限制孔，安装限制孔的直径大于弹簧套筒17的空腔的下开口的直径；分离弹簧连接杆16的下端面具有向上凹的螺纹连接腔；在星箭分离弹簧2安装时，星箭分离弹簧2压缩至使用行程后，内六角螺栓18穿过垫块19拧入分离弹簧连接杆16的螺纹连接腔内；垫块19的直径大于弹簧套筒17的空腔的下开口的直径，且小于固定翼的安装限制孔的直径，从而垫块19位于安装限制孔内，且卡至弹簧套筒17的空腔的下开口外，通过垫块19限制内六角螺栓18随着星箭分离弹簧2移动。通过上述内六角螺栓18和垫块19对分离弹簧连接杆16限位锁紧行程。可选的，在内六角螺栓18的头部与垫块19之间还设置有垫片20，通过垫片20增加内六角螺栓18的受力面积。当卫星对接支座1和火箭对接支座3通过爆炸螺栓12连接完成后，拆除内六角螺栓18、垫块19和垫片20。

[0039] 另外，为了吸能以减缓爆炸螺栓12的断裂部分对卫星结构冲击，在火工品卫星收纳盒4的顶部内表面上固定有减振垫5，在爆炸螺栓12点火工作后，其头部的断裂部分向上冲击，通过减振垫5吸能减振。在此基础上，在减振垫5的下表面上固定有开孔减振垫6，开孔减振垫6的中间部分具有上下贯通的吸能减振孔，爆炸螺栓12的头部断裂部分向上冲击至吸能减振孔内，通过开孔减振垫6吸能减振。此外，开孔减振垫6的吸能减振孔内固定有收纳垫7，收纳垫7在吸能减振孔内形成锥形的收纳孔，并且收纳孔的大口朝向下方，以收纳爆炸螺栓12的头部断裂部分，并且可以吸能降冲击。可选的，收纳垫7还由其收纳口处向外延伸以覆盖至开孔减振垫6的下表面。

[0040] 此外，为了吸能以减缓爆炸螺栓12的断裂部分对火箭结构冲击，在火工品火箭收纳盒14的底部内表面上固定有减振垫13，在爆炸螺栓12点火工作后，其尾部的断裂部分向下冲击，通过减振垫13吸能减振。

[0041] 由于本申请是通过爆炸螺栓12将卫星对接支座1和火箭对接支座3连接在一起的，所以爆炸螺栓12在卫星对接支座1与火箭对接支座3的接触面附近的部分会承受剪力，因此爆炸螺栓12的头部还套装有抗剪锥套10，抗剪锥套10位于靠近爆炸螺栓12的尾部的位置，以在卫星对接支座1和火箭对接支座3连接在一起后，增加爆炸螺栓12的抗剪作用。

[0042] 本申请中可以依据卫星结构尺寸选用不同大小、数量的模块化低冲击星箭分离装置，降低了航天器结构对分离装置的限制，提高了兼容适应性，后期装配时可优化调整布局；并且采用模块化设计的模块化低冲击星箭分离装置，通用性强，可快速适配多种航天器，大幅降低了设计、制造成本。另外，通过对点火后的爆炸螺栓进行捕获，避免了对航天器的污染，从而有效控制了航天器的使用环境；并且通过多重减冲击机构大幅降低了冲击载荷，提高了入轨精度。此外，通过调整星箭分离弹簧的位置，以达到快速适应配平质心使用目的，大幅度降低设计、制造成本。

[0043] 对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

[0044] 此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。