阅读说明：本技术 用于航天器防隔热及分离试验的压紧释放机构 (A compress tightly release mechanism for spacecraft is prevented insulating against heat and separation test ) 是由 李民民 李广会 寇鑫 王朋军 周献齐 何小军 王宏亮 王岳 赵政社 赵飞 张建明 于 2019-10-25 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种用于航天器防隔热及分离试验的压紧释放机构,目的是为了解决现有技术中存在的发动机点火过程中试验产品无法牢靠的固定,分离前又不能可靠打开的问题。本发明包括固定支架、多套压紧释放装置、承力凸台、控制系统；固定支架包括支持框架以及固定在支撑框架上的上面板；压紧释放装置包括液压缸、压板；压板为L型,其拐角处与固定支架的一侧框架铰接,其上端用于将下底板压紧在上面板上,其下端与液压缸的活塞杆铰接；压板上端位于最高位置时其边缘位于航天器L型安装架下底板的外侧；液压缸的缸体与固定支架另一侧框架铰接；承力凸台设置在固定支架的上面板上,用于与下底板上的承力卡槽配合；控制系统用于控制液压缸运动。(The invention relates to a compression release mechanism for a spacecraft heat insulation and separation test, and aims to solve the problems that a test product cannot be firmly fixed in the ignition process of an engine and cannot be reliably opened before separation in the prior art. The invention comprises a fixed support, a plurality of sets of compression release devices, a force bearing boss and a control system; the fixed bracket comprises a supporting frame and an upper panel fixed on the supporting frame; the pressing release device comprises a hydraulic cylinder and a pressing plate; the pressing plate is L-shaped, the corner of the pressing plate is hinged with a side frame of the fixed support, the upper end of the pressing plate is used for pressing the lower bottom plate on the upper panel, and the lower end of the pressing plate is hinged with a piston rod of the hydraulic cylinder; when the upper end of the pressure plate is positioned at the highest position, the edge of the pressure plate is positioned at the outer side of the lower bottom plate of the L-shaped mounting rack of the spacecraft; the cylinder body of the hydraulic cylinder is hinged with the frame at the other side of the fixed bracket; the bearing boss is arranged on the upper panel of the fixed support and is used for being matched with the bearing clamping groove on the lower bottom plate; the control system is used for controlling the movement of the hydraulic cylinder.)

用于航天器防隔热及分离试验的压紧释放机构

技术领域

本发明涉及防隔热及分离试验，具体涉及一种用于航天器防隔热及分离试验的压紧释放机构。

背景技术

随着科学技术的进步和发展，对飞行器型号高速机动性能、准确性提出了更高的要求。为了验证某型号飞行器的动力系统可靠性及分离时序的正确性、协调性，需开展模拟真实使用条件及环境下的防隔热及分离试验。防隔热试验过程中，需要对试验产品进行固定，防隔热试验结束后，启动吊运缓冲系统将试验产品起吊，开展分离试验。

由于试验产品在地面热环境考核过程发动机需进行点火试验，发动机所产生的推力需借助专用机构传递至移动试验平台上。地面点火试验完成后，通过远程控制系统打开该专用机构，吊运系统将试验产品起吊时，该专用机构不可影响产品直接起吊。而地面及分离试验均不允许人员上前台进行操作，因此对该专用夹具的结构、精度及控制要求较高，而现有技术均无法达到。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有技术中存在的发动机点火过程中试验产品无法牢靠的固定，分离前又不能可靠打开的问题，而提供了一种用于航天器防隔热及分离试验的压紧释放机构。

本发明的用于航天器防隔热及分离试验的压紧释放机构，其特殊之处在于：包括固定支架、多套压紧释放装置、承力凸台、控制系统；

所述固定支架包括支持框架以及固定在支撑框架上的上面板；所述支撑框架底部设置有多个螺纹孔；

所述压紧释放装置包括液压缸、压板；

所述压板为L型，其拐角处通过压板转轴与固定支架的一侧框架铰接，其上端用于将航天器L型安装架下底板压紧在所述上面板上，其下端与液压缸的活塞杆铰接；所述压板上端位于最高位置时其边缘位于航天器L型安装架下底板的外侧；

所述液压缸的缸体与固定支架另一侧框架铰接；液压缸承载能力大于24kN；

所述承力凸台设置在固定支架的上面板上，用于与航天器L型安装架下底板上的承力卡槽配合；

所述控制系统用于控制液压缸运动。

进一步地，为了加强压紧效果，所述压紧释放装置有四套；

四套压紧释放装置沿所述上面板的长度方向均匀设置。

进一步地，为了使得L型安装架下底板上的承力卡槽与承力凸台能够顺畅配合以及快速分离，所述承力凸台的尺寸小于所述承力卡槽的尺寸。

进一步地，为了加固压板，所述压板上设置有加强筋。

进一步地，所述压板材料为40Cr，最大应力为63.7MPa，最大变形0.19mm。

进一步地，所述承力凸台为两个。

进一步地，所述液压缸为电动液压缸。

本发明的有益效果是：

1.本发明采用压紧释放装置将航天器L型安装架压紧或释放，通过控制系统控制液压缸运行，通过液压缸上的活塞杆带动压板压紧或打开，该结构的冲击力小、压紧力大、状态稳定、压紧或打开均运行可靠。

2.本发明在压板压紧的同时，上面板上的两个承力凸台与航天器L型安装架下底板上的承力卡槽配合，既对L型安装架与固定支架上面板的相对位置起到导向作用，又承受了来自发动机对L型安装架的推力，进而限制了航天器L型安装架的运动，使得航天器的固定更加可靠，同时满足起吊前快速顺畅分离的要求。

3.本发明在压板上设置了加强筋，不但使其自身强度更可靠，也加强了压紧的可靠性。

附图说明

图1是本发明用于航天器防隔热及分离试验的压紧释放机构的结构示意图；

图2是本发明压板压紧下底板的结构示意图；

图3是本发明压板释放下底板的结构示意图。

图中，1-固定支架，11-上面板，2-压紧释放装置，21-液压缸，211-活塞杆，212-缸体，22-压板，221-加强筋，23-压板转轴，3-承力凸台，4-下底板，41-承力卡槽。

具体实施方式

为使本发明的目的、优点和特征更加清楚，以下结合附图和具体实施例对本发明提出的用于航天器防隔热及分离试验的压紧释放机构作进一步详细说明。根据下面具体实施方式，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是：附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的；其次，附图所展示的结构往往是实际结构的一部分。

实施例：

本发明用于航天器防隔热及分离试验的压紧释放机构的结构如下：

结合图1、图2、图3所示，包括固定支架1、四套压紧释放装置2、两个承力凸台3、控制系统；

固定支架1包括支持框架以及固定在支撑框架上的上面板11；支撑框架底部设置有多个螺纹孔，用于与其下方的移动平台车连接；

固定支架1用于航天器L型安装架的固定停放，并承受由于发动机点火导致的航天器轴线方向的推力。

四套压紧释放装置2沿上面板11的长度方向均匀设置；每一套压紧释放装置2包括电动液压缸21、压板22；

压板22为L型，其拐角处通过压板转轴23与固定支架1的一侧框架铰接，其上端用于将航天器L型安装架下底板4压紧在上面板11上，其下端与电动液压缸21的活塞杆211铰接，压板22上设置有加强筋221；压板22材料为40Cr，对其进行结构强度校核，在压板22下端施加10000N的推力，约束于电动液压缸活塞杆211前端处，压板22受到最大应力为63.7MPa，最大变形0.19mm，强度及变形满足使用要求。

由此，当控制系统控制电动液压缸21运动，使其活塞杆211伸出时，活塞杆211推动L型的压板22下端，则压板22的上端压紧下底板4，当活塞杆211回收时，会拉动压板22下端，则压板22的上端会释放下底板4。

压板22上端位于最高位置时其边缘位于航天器L型安装架下底板4的外侧，以保证L型安装架可以顺利起吊，L型安装架下底板4不会与压板22剐蹭；

由于液压缸21为刚性结构，在其活塞杆211推出或拉回压板22时需要有一定的旋转度，因此液压缸21的缸体212与固定支架1另一侧框架铰接，以保证液压缸21顺利工作；为达到所需压紧力，液压缸21承载能力25kN；

承力凸台3设置在固定支架1的上面板11上，用于与航天器L型安装架下底板4上的承力卡槽41配合，承力凸台3的尺寸小于承力卡槽41的尺寸。由此，当压板22压紧L型安装架下底板4时，承力凸台3与承力卡槽41的配合可以对L型安装架的坐落位置起到导向作用，而且承力凸台3与承力卡槽41的相互卡滞，可以承受发动机点火导致的航天器上水平方向的推力，使得航天器的固定更加可靠。

本发明用于航天器防隔热及分离试验的压紧释放机构中主要部件的作用分别如下：

固定支架1：主要用于用于航天器L型安装架的固定停放，并承受由于发动机点火导致的航天器水平方向的推力，固定支架1底部通过螺钉与移动平台车连接；

压紧释放装置2：主要通过液压缸21上的活塞杆211推出或拉回压板22，推出压板22时，压板22上端压紧下底板4，拉回压板22时，释放下底板4并且不影响下底板4的起吊。

承力凸台3：主要用于与承力卡槽41相配合，其配合起到两个作用，一是起到导向作用，即当压板22压紧下底板4时，对下底板4在固定支架1上面板11上的坐落位置起到导向作用；二是起到承力作用，即当压板22压紧下底板4时，承力凸台3与承力卡槽41相互卡滞，可以在一定程度上限制下底板4受到来自发动机推力时，限制下底板4与上面板11的相对运动，进而限制航天器的运动，使其固定更牢靠。