[发明专利]一种航天器软着陆用触地信号装置

权利要求书

1.一种航天器软着陆用触地信号装置，其特征在于包括：底座（1）、安装筒（2）、限位座（3）、随动杆（4）、法兰（5）、波纹管（6）、球帽（7）、预紧弹簧（8）、垫片（9）、盖型螺母（10）和微动开关（11）；

底座（1）一端为带有外螺纹的空心圆柱体，另一端为两个耳片；安装筒（2）为一个两端均有内、外螺纹的空心圆柱体；限位座（3）开有中心孔，右侧以中心孔为圆心开有凹槽；随动杆（4）为带有凸台的直杆，两端分别为半球头和螺纹；法兰（5）、波纹管（6）和球帽（7）组成了波纹管组件；

安装筒（2）两端的内螺纹孔分别与底座（1）和限位座（3）螺纹连接，与底座（1）连接一端的外螺纹提供了与外界结构的装配接口，另一端的外螺纹与波纹管组件的法兰（5）连接；波纹管（6）与法兰（5）和球帽（7）为焊接连接；

限位座（3）的中心孔与随动杆（4）为间隙配合，随动杆（4）的配合段喷涂润滑膜；随动杆（4）配合段的中间部分，限位座（3）的中心孔直径大于随动杆（4）的直径；随动杆（4）为带有凸台的直杆，两端分别为半球头和螺纹；球帽（7）受到载荷作用时产生运动，球帽（7）的内表面与随动杆（4）的半球头相配合，带动随动杆产生轴向运动；随动杆（4）的半球头外表面喷涂润滑膜；预紧弹簧（8）由随动杆（4）和限位座（3）压紧在随动杆（4）的凸台和限位座（3）的凹槽之间，提供随动杆（4）的轴向预紧载荷；

随动杆（4）穿过限位座（3）中心孔的螺纹端，与垫片（9）和盖型螺母（10）螺纹连接；垫片（9）和盖型螺母（10）与限位座（3）紧密配合，使随动杆（4）不能向右运动，保证了随动杆（4）的轴向定位和预紧弹簧（8）的预紧力；微动开关（11）安装在底座（1）的耳片上。

2.根据权利要求1所述的一种航天器软着陆用触地信号装置，其特征在于：所述微动开关（11）的触点与盖型螺母（10）之间留有一定间距，该间距由装配尺寸链及底座（1）、安装筒（2）、限位座（3）、随动杆（4）、垫片（9）、盖型螺母（10）和微动开关（11）的尺寸公差共同保证。

3.根据权利要求1所述的一种航天器软着陆用触地信号装置，其特征在于：所述波纹管（6）具有一定的柔性，当球帽（7）受轴向、横向及两方向合力作用下，球帽（7）均能带动随动杆（4）产生轴向运动，进而触发微动开关（11），给出信号。

4.根据权利要求1所述的一种航天器软着陆用触地信号装置，其特征在于：所述预紧弹簧（8）的预紧力大小决定触发力的门限值；当随动杆（4）受力小于预紧弹簧（8）的预紧力时，随动杆（4）不能产生轴向运动，不会触发微动开关（11）；预紧力的大小根据信号装置在火箭发射段所承受的力学环境条件确定；火箭发射段，预紧弹簧（8）的预紧力F1应大于随动杆（4）及球帽（7）的作用力F₂；

F₂如下式所示：

F₂＝Ma_max

其中F₂：随动杆（4）及球帽（7）对预紧弹簧（8）施加的最大载荷；

M:随动杆（4）及球帽（7）的质量之和；

a_max：发射段信号装置所承受的最大加速度。

5.根据权利要求1所述的一种航天器软着陆用触地信号装置，其特征在于：所述预紧弹簧（8）的预紧力F₁大小按下式调整：

F1=Gd48nD3η(l-h)]]>

其中G：材料剪切模量；

d：钢丝直径；

n：有效圈数；

D：预紧弹簧中径；

η：螺旋角修正系数;

l：随动杆（4）凸台和限位座（3）凹槽的装配间距；

h：预紧弹簧（8）的自由高度。