專利名稱:航天飛行器用的夾緊連接裝置的制作方法
本發(fā)明涉及連接航天飛行器可分離部件的夾緊連接裝置，特別是不改變軸向載荷就能夠防止相對轉(zhuǎn)動并傳遞切力和扭力的V形夾緊連接裝置。通常這個軸向載荷是由連接航天飛行器可分離部件的包帶產(chǎn)生的。
連接航天飛行器可分離部件的連接裝置在助推段的爬升飛行段以及如果必要時還有再入大氣層給航天飛行器主要載荷傳遞提供重要的結(jié)構(gòu)連接環(huán)節(jié)。例如衛(wèi)星進(jìn)入一個永久性軌道時常常拋出它自身結(jié)構(gòu)的一部分，如推進(jìn)發(fā)動機。顯而易見，航天飛行器連接裝置必須設(shè)計得不但重量輕，而且要有十分高的可靠度。這是因為發(fā)射航天飛行器花費很高，而且出了毛病一般難于去修理。
由于這一特殊技術(shù)領(lǐng)域：
從二十世紀(jì)五十年代發(fā)展到了今天，人們對把可能失效的零部件減到最少的設(shè)計要求已經(jīng)有了認(rèn)識。即使在實現(xiàn)了從航天飛機上發(fā)射衛(wèi)星和航天飛行器的今天使人進(jìn)入太空所包含的高昂代價，也仍然需要設(shè)計自動的不需要人操縱的而且可靠性極高的連接裝置。把航天飛行器有效載荷送到外層空間需花費高額代價，這使得把重量減到最小的設(shè)計準(zhǔn)則仍然同以往一樣重要。這一領(lǐng)域的設(shè)計者認(rèn)識到用包帶夾緊裝置把航天飛行器可分離部件固定在一起比用爆炸連接裝置更符合客觀需要。這樣可以使對航天飛行器有效載荷(如電子器件)產(chǎn)生不利振動的爆炸沖擊減到最小。
二十世紀(jì)六十年代推薦了一種叫Marman帶的連接裝置，這種帶子包含有許多V形夾持器或楔形靴，這些器件給航天飛行器可分離部件外表面的法蘭提供V形夾緊，用一對間隔開的爆炸螺栓(Pyrotechnictension bolts)將一對可分離的包帶連接在一起，爆炸栓可以調(diào)整固定住V形連接件的包帶。包帶被用來在V形夾持器上產(chǎn)生向內(nèi)的徑向力，進(jìn)而使夾持器在軸向上楔緊航天飛行器可分離部件圓柱形外殼結(jié)構(gòu)上的法蘭。這種V形帶連接件通過連接裝置的結(jié)構(gòu)接頭基本上形成對軸向載荷和彎矩的傳遞。小的切力和扭力載荷通過這個接頭靠法蘭表面和楔塊之間的摩擦力來傳遞。如果航天飛行器要承受相當(dāng)大的會產(chǎn)生很大剪切扭轉(zhuǎn)載荷的力的話，要么在法蘭之間加鍵，要么考慮到預(yù)期的切力扭力的量值而必須仔細(xì)地控制給包帶加載時加上去的摩擦載荷。
因此在航天飛機出現(xiàn)以前，為連接航天飛行器可分離部件所依賴的主要連接裝置是V形帶連接件。這些連接件用包帶圍起來以保持飛船部件之間的軸向加載。通常是靠操縱切力和扭力來產(chǎn)生V形帶連接件的摩擦力和航天飛行器部件法蘭或圓柱形結(jié)構(gòu)的軸向加載的摩擦力。
產(chǎn)生切力和扭力的原因很多，如由于火箭特別是固體燃料火箭燃燒產(chǎn)生的周期性、燒完時燃料箱重心的變化、控制火箭的噴管萬向的變化、為達(dá)到預(yù)定軌道火箭彈道的改變、飛行當(dāng)中火箭自身的彎曲、振動等等原因而產(chǎn)生的瞬時力，然而一般來說，飛行中縱向力對任一橫向載荷的比值大約為10∶1。
但是，當(dāng)航天飛行器要從航天飛機的底座上發(fā)射時，剪切力和扭力會大大增加。如圖4所示，航天飛行器有效載荷的位置偏離于火箭102的主火箭推力，這個位置可能產(chǎn)生的軸向載荷與橫向載荷之比大約為1∶1。另外，由于最少的約束點產(chǎn)生最少的可能斷裂點，因此航天飛行器通常吊裝在容許產(chǎn)生橫向附加振動的可以脫開的約束點上。另外，如果需要的話，考慮到再入著陸的可能性及與它有關(guān)的大的橫向載荷，航天飛機100也需要設(shè)計某種夾緊連接裝置。
當(dāng)橫向載荷相當(dāng)大時，要在航天飛行器可分離部件的法蘭之間加鍵來解決這個問題。大家公認(rèn)，傳遞切力和扭力的能力提高了，可分離部件之間就有可能卡住。大家也公認(rèn)，在一起摩擦的金屬零件在外層空間比在地球上更有可能卡住，甚至于焊在一起。
另外，同火箭發(fā)射航天飛行器比較，使用航天飛機還可以增加航天飛行器的直徑。有了更大的直徑，就更需要傳遞切力和扭力，從而防止航天飛行器可分離部件之間的相對轉(zhuǎn)動。
航天飛機發(fā)射的航天飛行器所增加的承剪要求由下式導(dǎo)出S＝f(Pax+ (4SH)/(D) ) (1)式中S＝mgT 橫向力Pax＝mgA 軸向力m＝航天飛行器的質(zhì)量D＝夾緊直徑H＝連接夾具以上的航天飛行器的重心gT＝橫向加速度gA＝軸向加速度
f＝夾具上的摩擦系數(shù)(承剪的要求)代入得出f =1gA /gT +4HD(2)]]>如表1所示對航天飛機發(fā)射的和一次使用火箭發(fā)射的航天飛行器代入典型值，可以最恰當(dāng)?shù)卦u價該方程式(2)。
表一載荷因子 外形參數(shù) 剪切因子gA gT H D f航天飛機 4 6 40 90 .41一次使用火箭 16 1.5 30 36 .07航天飛機發(fā)射的航天飛行器的剪切因子遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過了一次使用火箭的，而0.4的剪切因子不可能通過摩擦力來可靠地提供。因此需要有機械承剪件。
在連接裝置的設(shè)計中存在的另一個限制是這樣一種清楚的認(rèn)識，即包帶的設(shè)計已經(jīng)達(dá)到了一個相當(dāng)成熟和可靠的技術(shù)階段，因此在用增加切力和扭力來解決出現(xiàn)的問題時，必須確定在包帶上沒有任何會導(dǎo)致重新設(shè)計的額外載荷。
對這一問題提出的先有技術(shù)解決方法之一示于圖7，圖中，連接裝置200利用了一系列鋁制楔塊組合件202，這些楔塊通過一根固緊包帶204對接頭法蘭206和208施力。法蘭206的內(nèi)表面有一組大約60個園錐形止動槽圍繞法蘭直徑間隔地分布以容納剪切錐214。剪切錐可調(diào)地安裝在下法蘭208的螺紋孔210里的螺紋軸212上。因此，單個剪切錐可以調(diào)節(jié)以消除在法蘭206止動槽里任何可能存在的間隙。然而必須要保證不發(fā)生卡住和粘住的現(xiàn)象。所以為了檢查剪切錐是否會粘在航天飛行器可分離部件上，需要在適當(dāng)?shù)陌嘿F的試驗?zāi)Ｐ蜕线M(jìn)行試驗，例如，在航天飛行器試驗期間實際分離一下這些部件。很容易懂得，位于預(yù)定為15～20°銳角的園錐面上的錐體斜面，事實上會形成凸輪形的表面，而任何剪切載荷作用以及不重合，都會產(chǎn)生相應(yīng)的反向軸向力，這個力會增加包帶上的徑向力。
因此，在航天這一領(lǐng)域里還需要改進(jìn)用于固定兩個航天飛行器可分離部件的夾緊連接裝置。
本發(fā)明提供了一個用可脫開的包帶將航天飛行器第一和第二可分離部件連接在一起的夾緊連接裝置。每一個可分離部件都有帶夾緊斜面和接觸面的法蘭，各個接觸面可以是平滑的。這和成功的先有技術(shù)設(shè)計是一致的。它已經(jīng)為外層空間的反復(fù)試驗所證實。夾緊連接裝置有許多夾持器或自由活動的楔形塊，用來把包帶的徑向力傳遞給航天飛行器第一和第二部件各自的法蘭上。
在最佳實施例中，可以安裝一個延伸在夾持器斜面之間而能夠完全限制切力和扭力的承剪銷，這不會增加包帶的軸向載荷，也不會鎖住連接裝置而阻止光滑接觸面的預(yù)定的脫開。為了容納這些承剪銷，在航天飛行器部件的每個法蘭外周緣上設(shè)計了止動槽。最后可用片簧加偏壓使承剪銷進(jìn)入止動槽。
從下面參考附圖詳細(xì)描述的最佳實施例中可以清楚地了解本發(fā)明的目的和特征，圖中同樣的部件標(biāo)示同樣的編號。
圖1是體現(xiàn)本發(fā)明的航天飛行器的側(cè)視立面示意圖;
圖2是夾緊連接裝置的部分平面圖;
圖3是本發(fā)明的連接裝置部件分解示意圖;
圖4是航天飛機和火箭的側(cè)面主視示意圖;
圖5是本發(fā)明的側(cè)面透視剖面圖;
圖6是本發(fā)明一部分的側(cè)視局部剖面圖;
圖7是一種先有技術(shù)實例的側(cè)視剖面圖。
下邊的說明是為了使任何在航天工業(yè)中精通本領(lǐng)域技術(shù)的人使用本發(fā)明而提供的，它闡明了本發(fā)明的發(fā)明人深思熟慮的最好模式。但是精通本領(lǐng)域技術(shù)的人仍然很容易做到對本發(fā)明的各種改進(jìn)，因為本發(fā)明的一般設(shè)計原理可應(yīng)用來提供一種相當(dāng)經(jīng)濟和容易制造的航天飛行器夾緊連接裝置。
當(dāng)達(dá)到了本發(fā)明的設(shè)計要求時，本設(shè)計承受剪切載荷的特點并不改變V形夾緊帶的拉力，也不改變施加于楔形夾持器上的力。同樣重要的是，本發(fā)明提供的解決辦法不僅不依靠摩擦力，而且還容許作為V形夾脫開試驗的一部分來做承剪銷的分離試驗，而不需要專門的試驗?zāi)Ｐ?。將會看到，甚至?dāng)航天飛行器可分離部件法蘭之間出現(xiàn)了間隙，本發(fā)明仍能保證具有承剪能力。
參見圖1，它表示一個衛(wèi)星之類的航天飛行器2的示意圖，該飛行器至少有一個第一可分離部件4和一個第二可分離部件6。例如，軌道衛(wèi)星4可以在脫開了夾緊連接裝置8以后從推進(jìn)發(fā)動機6上分離出來。
參見圖3和圖5，第一法蘭10在航天飛行器部件4上，第二法蘭12在航天飛行器第二部件6上。在軸向(A-A)上的外表面或上下表面各自有斜面30和32。中間的接觸面31最好平而光滑。法蘭的外緣是圓柱形的而且有止動槽20。夾持器或楔形夾緊件14有上下夾持器法蘭22和24，它保證夾持器內(nèi)部斜面26和28同航天飛行器法蘭10和12的外斜面30和32吻合。包帶16可用先有技術(shù)中的鈦材料制作，它通過圍繞法蘭10和12的周緣間隔安置的夾持器14產(chǎn)生軸向力。包帶16在粗糙的V形夾持器14上產(chǎn)生向內(nèi)的徑向力，進(jìn)而使夾持器楔住法蘭10和12，達(dá)到給接觸面31在圖1所示的軸向A-A上加載的目的。正如早先提到的，為了通過航天飛行器可分離部件4和6之間接頭結(jié)構(gòu)件傳遞軸向載荷和彎矩，夾持器14要進(jìn)行基本的設(shè)計。
同時加到V形帶上的兩種主要載荷形式是軸向拉力或壓力Pax和彎矩M。這兩種載荷可以結(jié)合在一起表示為連接周長2πR上的單位長度載荷強度軸向載荷強度NPNP＝ (Pax)/(2πR)彎曲載荷強度NMNM=Mcos φπR2]]>
式中φ是從施加的彎矩矢量線測得的。
最大總載荷強度NN =Pax2 π R+Mπ R2]]>為了確定最大設(shè)計載荷或載荷強度還要加上溫度修正因子和設(shè)計安全因子。然后這個最大設(shè)計載荷便成為給V形連接夾持器和航天飛行器法蘭確定尺寸的基礎(chǔ)。據(jù)典型情況，所有結(jié)構(gòu)件需要經(jīng)受沒有材料永久變形的臨界設(shè)計狀態(tài)的加載試驗，而且為了預(yù)防振動沖擊和V形接頭內(nèi)的滑動，通常要選擇夾緊彈性參數(shù)和預(yù)加載，以便使兩法蘭和夾持器與法蘭不發(fā)生分離。
V形連接夾持器14由于包帶的拉緊而產(chǎn)生的楔緊力與V形的角度成正比，即法蘭的角度越小，通過接頭傳遞單位載荷所需要的包帶的拉力就越小。為了得到一種重量輕的夾緊連接結(jié)構(gòu)設(shè)計最好拉力載荷要小。但考慮到摩擦力和夾持器14在軸向載荷下對每個法蘭10和12的鎖緊情況，對這個角度規(guī)定了一個下限。
基本的V形連接設(shè)計除了通過摩擦之外沒有其它傳遞切力和扭力的構(gòu)形。先有技術(shù)曾試圖通過使用鍵或可伸縮的剪切錐來幫助傳遞大的切力和(或)扭力。這種設(shè)計方法在先有技術(shù)中對至今還依賴的基本V形連接器的已經(jīng)考驗過的性能起到了作用，但是為了保證連接器的脫開，需要增加分離試驗。顯然，本發(fā)明不需要改變夾緊連接裝置的這些設(shè)計特點，也不在包帶16和夾持器14上增加那種要求。
參見圖2，它展示了夾緊連接裝置8的局部平面視圖，并圖示了沿航天飛行器周緣設(shè)置的多個活動的夾持器14。爆炸螺栓44可以通過螺紋緊帶裝置46調(diào)節(jié)拉力。為了使圍繞周緣的力達(dá)到均衡，通常包帶16是鍛造的，而緊固拉力是通過緊帶裝置46來增加的。如圖5和圖6所示，承剪銷18安裝在夾持器法蘭22和24各自的孔34中。這些孔可以有相當(dāng)松的公差，以允許承剪銷18徑向活動。此外，如圖5和圖6所示，承剪銷的外形可以是圓截面的也可以是橢圓截面的，只要承剪銷不形成一個會對包帶16增加徑向載荷的相對于法蘭止動槽20的凸面就行。例如片簧40之類的彈簧件，可以用來施加偏壓使承剪銷徑向向內(nèi)偏，而又允許徑向向外有足夠的移動量，此移動量是為在承剪銷與夾持器法蘭22和24外周緣上相應(yīng)的止動槽20之間的容隙變化而設(shè)置的。安裝架36可以安裝在承剪銷18的止動頭42上，用來引導(dǎo)或固定包帶16。安裝架用來在脫開后保持住夾緊連接裝置的部件，這一點圖中沒有表示。
作為圖中沒有示出的另一種可替代的設(shè)計，夾持器14的夾持法蘭22和24可以帶適當(dāng)?shù)闹箘硬蹃砼c裝在航天飛行器部件第一和第二法蘭上下表面上的凸出物相對接。因此，在法蘭之間可以保持光滑而平的接觸表面，而那些凸出物可以與夾持器14的法蘭上的止動槽相對接，以便傳遞切力和扭力以及防止法蘭之間的相對轉(zhuǎn)動。因此，雖然最佳實施例采用了延伸在夾持器法蘭22和24之間的承剪銷，但也可以采用設(shè)置在法蘭和夾持器上的機構(gòu)，用以相互配合而防止法蘭之間的相對運動，從而傳遞切力和扭力。不過這樣一種方案可能要重新設(shè)計夾持器，因為現(xiàn)在它要承受彎矩。
雖然上述實施例充分地公開了本發(fā)明的優(yōu)點和特征，但不難理解，一個精通本領(lǐng)域技術(shù)的人一旦得到這些知識，便有能力由此變化發(fā)展。因此，本發(fā)明的范圍應(yīng)根據(jù)所附的權(quán)利要求
書來確定。
權(quán)利要求
1.在一種其第一和第二可分離部件用包帶V形夾緊裝置沿軸向固定在一起以承受軸向載荷和彎矩的航天飛行器中，連接裝置的改進(jìn)包括一種位于航天飛行器第一部件上的具有第一止動槽的第一法蘭；一種位于航天飛行器第二部件上的具有第二止動槽的第二法蘭；一種將包帶的徑向力傳遞到第一和第二法蘭上以使它們固定在一起的夾持器；以及一種安裝在夾持器上以嚙合互補的第一和第二止動槽的承剪銷，承剪銷和止動槽相互配合而防止法蘭之間的相對轉(zhuǎn)動，承剪銷能夠傳遞切力和扭力而不會增加由包帶產(chǎn)生的軸向載荷，也不會鎖住連接裝置而阻止其預(yù)定的脫開。
2.根據(jù)權(quán)利要求
1所述的航天飛行器的夾緊連接裝置，其中，每個法蘭上的止動槽從各自的接觸面沿法蘭的周邊延伸到斜面上。
3.根據(jù)權(quán)利要求
2所述的航天飛行器的夾緊連接裝置，其中，夾持器具有第一和第二夾持法蘭，每個法蘭有一個孔，承剪銷止推軸頸分別松動地套在孔中。
4.根據(jù)權(quán)利要求
3所述的航天飛行器的夾緊連接裝置，還包括一個向承剪銷施加偏壓，使承剪銷壓向軸孔一側(cè)的彈簧件。
5.在一種其第一和第二可分離部件用可脫開的包帶沿軸向固定在一起以承受軸向載荷和彎矩的航天飛行器中，連接裝置的改進(jìn)包括航天飛行器第一部件上的第一法蘭具有第一斜面和第二接觸面，第一斜面與第二接觸面成銳角;航天飛行器第二部件上的第二法蘭具有第一斜面和與第一法蘭接觸面配合的第二接觸面，第一斜面與第二接觸面成銳角，兩個相應(yīng)的接觸面都是光滑的;一種將包帶的徑向力傳遞到第一和第二法蘭上以使它們固定在一起的夾持器，它有一對配合斜面與第一和第二法蘭的第一斜面相互配合，以便從包帶的徑向力中產(chǎn)生軸向力，以及第、第二法蘭和夾持器上協(xié)同防止法蘭光滑接觸面之間相對轉(zhuǎn)動的機構(gòu)，包括安裝在夾持器上的至少一個能夠限制切力和扭力的承剪銷，該承剪銷不會增加由包帶產(chǎn)生的軸向載荷，也不會鎖住連接裝置而阻止光滑接觸面的預(yù)定的脫開，還包括至少一對位于兩個法蘭的周邊上用來承受承剪銷的互補的止動槽。
6.根據(jù)權(quán)利要求
5所述的航天飛行器的夾緊連接裝置，其中，夾持器包括有帶孔的第一和第二夾持法蘭，承剪銷的軸頸松動地套入相應(yīng)的孔中。
7.根據(jù)權(quán)利要求
6所述的航天飛行器的夾緊連接裝置，還包括一個向承剪銷施加偏壓使承剪銷偏向軸孔一側(cè)的彈簧件。
8.在一種其第一和第二可分離部件用可脫開的包帶沿軸向固定在一起以承受軸向載荷和彎矩的航天飛行器中，環(huán)繞航天飛行器設(shè)置的連接裝置的改進(jìn)每項包括航天飛行器第一部件上的第一法蘭具有第一斜面和第二接觸面，第一斜面與第二接觸面成銳角;航天飛行器4二部件上的第二法蘭具有第一斜面和與第一法蘭接觸面配合的第二接觸面，第一斜面與第二接觸面成銳角，兩個相應(yīng)的接觸面都是光滑的;許多個將包帶的徑向力傳遞到第一和第二法蘭上以使它們固定在一起的夾持器，每個夾持器有一對帶配合斜面的夾持法蘭，它們與第一和第二法蘭的第一斜面相互配合，以便從包帶的徑向力中產(chǎn)生一軸向力;以及第一、第二法蘭和每個夾持器上協(xié)同防止法蘭光滑接觸面之間相對轉(zhuǎn)動的機構(gòu)，包括安裝在夾持器上的至少一個延伸在夾持器斜面之間而能夠限制切力和扭力的承剪銷，該承剪銷不會增加由包帶產(chǎn)生的軸向載荷，也不會鎖住連接裝置而阻止光滑接觸面的預(yù)定的脫開，還包括至少一對而不多于一對的互補的止動槽，每個止動槽位于第一和第二法蘭的每個外周邊上，用來承受承剪銷。
9.根據(jù)權(quán)利要求
8所述的航天飛行器的夾緊連接裝置，其中，每個夾持器包括帶孔的第一和第二夾持法蘭，承剪銷的軸頸松動地套入相應(yīng)的孔中。
10.根據(jù)權(quán)利要求
9所述的航天飛行器的夾緊連接裝置，還包括一個向承剪銷施加偏壓使承剪銷偏向軸孔一側(cè)的彈簧件。
專利摘要
一種航天飛行器可分離部件用的改進(jìn)的夾緊連接裝置。它包括一個包帶，用來使多個夾持器將航天飛行器可分離部件法蘭上的斜面夾緊。另外法蘭周邊上有止動槽，分別納入每個夾持器上安裝的一個承剪銷。這些承剪銷承受任何切力和扭力，并在航天飛行器部件的結(jié)構(gòu)件之間傳遞這些力，而不會對包帶產(chǎn)生附加的力。
文檔編號B64G1/64GK87103835SQ87103835
公開日1987年12月9日 申請日期1987年5月26日
發(fā)明者維特曼·阿洛瓦 申請人:休斯航空公司導(dǎo)出引文BiBTeX, EndNote, RefMan