[发明专利]减冲单机支座结构

说明书

本发明涉及一种减冲结构技术领域的适用于航天器的减冲单机支座结构；所述减冲单机支座结构包括紧固螺钉、压紧垫圈、上减冲橡胶垫、凹槽式单机支座、下减冲橡胶垫和连接埋件；所述紧固螺钉用于单机安装脚的固定并提供预紧力；所述压紧垫圈用于压紧并使其上表面均匀受力；上减冲橡胶垫设置于凹槽式单机支座的上方，下减冲橡胶垫设置于凹槽式单机支座的凹槽中；所述连接埋件位于蜂窝板内为单机提供螺纹接口。本发明的减冲单机支座结构解决了星上单机冲击响应过大的问题，减冲效率高、重量小和适用范围广。

技术领域

本发明涉及减冲结构技术领域，具体涉及一种减冲单机支座结构，适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲。

背景技术

器箭分离或舱段分离时，会产生瞬时冲击过载。器箭分离前由地面发出指令，使连接包带的爆炸螺栓起爆，解锁系统解锁，包带松开，从而实现了分离。弹射分离机构主要由爆炸螺栓、分离弹簧或气动作动器组成。在火箭飞行过程中，卫星、弹头或航天器通常用爆炸螺栓与末级火箭可靠地连接在一起，分离弹簧(或气动作动器)处于压缩(或待发)状态。当控制系统按预定程序发出分离指令时，引爆爆炸螺栓，星、箭连接切断，同时分离弹簧(或气动作动器)释放出分离力，把卫星、弹头或其他航天器弹射出去，实现与末级火箭的分离。制动火箭分离机构主要由爆炸螺栓与反推火箭组成。爆炸螺栓的工作与前述相同，在爆炸螺栓解锁时，点燃反推火箭。由于反推火箭产生推力比爆炸螺栓解锁延迟，所以产生反推火箭推力时，星、箭已经脱开。随着反推火箭推力加大，卫星、弹头或其他航天器逐渐与末级火箭拉开距离，实现星、箭可靠分离。可见，爆炸螺栓所产生的冲击会使得星上单机产生一个瞬时冲击过载，该冲击过载可能会使单机结构产生破坏。为降低星上单机的冲击过载响应，需要研发适用于航天器上导热量需求较大单机的减冲结构。

应对现有技术的检索发现，中国专利申请201810093881.4，披露了一种用于航天器的模块化单机结构，包括机架、底座、挡板和螺杆；机架采用框架结构，底座和挡板均采用板状结构，底座上分别设有用于的连接机架的凸台和用于螺接挡板的凸缘；若干个机架依次叠置后安装在底座上，挡板与若干个机架中最外侧的机架贴合形成密闭结构并通过螺杆固定连接，挡板边缘与底座螺接。该技术方案弥补了传统空间用高强度立体化轻型单机结构装配复杂且存在安全隐患的缺陷，但是并不能同时解决冲击过载导致单机结构的相关问题。

发明内容

针对现有技术的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于航天器的减冲单机支座结构。本发明的减冲单机支座结构解决了星上单机冲击响应过大的问题，减冲效率高、重量小和适用范围广。本发明涉及的结构在单机安装脚上下垫减冲橡胶垫，具有减冲效率高的特点；凹槽式单机支座的设计，使单机与安装板之间无需增加导热板，具有结构重量轻的特点；对导热有需求的单机均可采用该种减冲单机支座结构，具有适用范围广的特点。

本发明涉及一种适用于航天器的减冲单机支座结构，所述减冲单机支座结构包括紧固螺钉、压紧垫圈、上减冲橡胶垫、凹槽式单机支座、下减冲橡胶垫和连接埋件；所述紧固螺钉用于单机安装脚的固定并提供预紧力；所述压紧垫圈用于压紧并使其上表面均匀受力；上减冲橡胶垫设置于凹槽式单机支座的上方，下减冲橡胶垫设置于凹槽式单机支座的凹槽中；所述连接埋件位于蜂窝板内为单机提供螺纹接口。

优选地，所述紧固螺钉和压紧垫圈为国家标准件。

优选地，所述紧固螺钉的材质为钛合金。

优选地，所述压紧垫圈的材质为不锈钢。

优选地，所述压紧垫圈外直径大于上减冲橡胶垫的外直径。

优选地，所述上减冲橡胶垫为柱状结构，由不锈钢丝缠绕及压制而成，安装在单机安装脚和压紧垫圈之间。

优选地，所述凹槽式单机支座具体为在单机安装脚的下表面位置设置有一凹槽，用于安装下减冲橡胶垫。

优选地，所述下减冲橡胶垫为柱状结构，由不锈钢丝缠绕及压制而成，安装在凹槽式单机支座中。