CN103474846A - 一种星星供电装置 - Google Patents

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Abstract

一种星星供电装置，包括目标星端固连支座（1）、目标星端导电电极（2）、目标星端压紧弹簧（3）、目标星端介质层（4）、目标星端顶块（5）、主星端固连支座（6）、主星端导电电极（7）、主星端压紧弹簧（8）、主星端介质层（9）、主星端顶块（10）。本发明星星供电装置代替了常规的脐带电缆或脱落电连接器形式的供电连接方式，简单可靠，且不会造成分离安全性的影响。在运载火箭主动段飞行过程中，主星通过星星供电装置给副星供电的方案，保证了在较长主动段飞行时间内（约7天）的供电能力，能够有效降低副星蓄电池的放电深度，延长使用寿命。

Description

一种星星供电装置
技术领域
本发明涉及一种在卫星主动段飞行期间，主星与微小卫星（副星）供电通路所采用的星星供电装置。
背景技术
微小卫星一般是指重量小于100公斤的卫星，考虑到发射成本等因素，微小卫星一般采用搭载发射、一箭多星等发射方式。对于低地球轨道而言，微小卫星一般采用星箭适配器安装在运载火箭上，主动段飞行时间相对较短，此时采用脱落电连接器或脐带电缆的方式能保证运载火箭与微小卫星之间通信（如发出电分离信号），卫星则主要靠星内安装的蓄电池组，以蓄电池放电的形式实现对整星供电。但是，对于主动段飞行时间较长的搭载卫星（如静止轨道大卫星搭载的微小卫星），此时若采取微小卫星的星载蓄电池供电，由于放电时间长（一般7天左右），蓄电池放电深度过大，会影响蓄电池的工作寿命甚至导致失效。因此，对于主动段飞行时间较长的搭载微小卫星，需要采用全新的星间供电技术或设备，实现长时间的主动段飞行。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有微小卫星短期主动段飞行期间仅靠星载蓄电池供电、供电时间短的缺点，提供了一种可满足微小卫星长时间主动段飞行的新型星星供电装置。
本发明的技术解决方案是：一种星星供电装置，包括目标星端固连支座、目标星端导电电极、目标星端压紧弹簧、目标星端介质层、目标星端顶块、主星端固连支座、主星端导电电极、主星端压紧弹簧、主星端介质层、主星端顶块；目标星端导电电极固封于目标星端介质层内部，主星端导电电极固封于主星端介质层内部；目标星端介质层一侧端部与目标星端顶块固定连接，主星端介质层一侧端部与主星端顶块固定连接；目标星端压紧弹簧套装在目标星端介质层外部，主星端压紧弹簧套装在主星端介质层外部；套装目标星端压紧弹簧后目标星端介质层另一侧端部安装于目标星端固连支座内部，套装主星端压紧弹簧后主星端介质层另一侧端部安装于主星端固连支座内部；目标星端固连支座与目标星固定连接，主星端固连支座与主星固定连接。
所述的目标星端导电电极和主星端导电电极之间的接合形式为凹槽式的贴合形式，其中主星端供电电极端部为外凸的圆锥形，目标星端供电电极端部为内凹式的锥形。
本发明与现有技术相比的优点在于：
（1）本发明中，主星通过星星供电装置的成对电极对副星供电，副星只需消耗少部分蓄电池电量，能够满足蓄电池放电深度要求和长时间的主动段飞行；
（2）本发明中，星星供电装置装在主星与副星的对接面上，主端、副端的电极采用锥形方式对接，能够保证可靠连接，适应主动段的力学环境，保证供电连续、可靠；
（3）本发明中，主星安装4个或以上的多个星星供电装置正端，副星安装4个或以上的星星供电装置副端；每组并联，能有效保证连接的可靠性；
（4）本发明中，星星分离时，星星供电装置对分离的安全性没有影响；
（5）本发明解决了微小卫星长时间主动段飞行的问题，是一种较好的微小卫星实现搭载发射到静止轨道等高轨道的主动段飞行供电方式。
附图说明
图1为本发明星星供电装置的结构图。
具体实施方式
如图1所示，为本发明星星供电装置的结构图，其主要包括目标星端固连支座1、目标星端供电电极2、目标星端压紧弹簧3、目标星端介质层4、目标星端顶块5、主星端固连支座6、主星端供电电极7、主星端压紧弹簧8、主星端介质层9、主星端顶块10。目标星端固连支座1、目标星端供电电极2、目标星端压紧弹簧3、目标星端介质层4、目标星端顶块5安装在目标星上，目标星端供电电极2嵌入在目标星端介质层4内部，目标星端供电电极2与目标星端介质层4之间粘接力良好，需保持一定的强度，粘接力不小于500N。主星端供电电极7、目标星端供电电极2之间保证一定的贴合力，设计供电电极的直径不小于Φ5mm，且供电电极接合形式为凹槽式的贴合形式（类似公头、母头式结构）。主星端为公头，主星端供电电极7端部为外凸的圆锥形，目标星端为母头，目标星端供电电极2端部为内凹式的锥形。通过此种连接形式，在主星和目标星连接时，压紧力不小于50N，能够保证可靠连接，不会因为振动等条件导致电极有瞬间断开的情况。
目标星端压紧弹簧3套在目标星端介质层4的外侧，目标星端介质层4以及主星端介质层9均采用功能陶瓷绝缘材料。目标星端供电电极2的一端与目标星端固连支座1固定连接，另一端与目标星端顶块5固定连接。主星端固连支座6、主星端供电电极7、主星端压紧弹簧8、主星端介质层9、主星端顶块10安装在主星上。主星端供电电极7嵌入在主星端介质层9的内部，主星端压紧弹簧8套在主星端介质层9的外侧，主星端供电电极7的一端与主星端固连支座6固定连接，另一端与主星端顶块10固定连接。
在主星与目标星之间安装4套星星供电装置。在主星内部将4个星星供电转置电极正端短接、负端短接，在目标星内部将4个电极正端短接、负端短接，这样以4路并联的方式，确保在卫星飞行过程中连接的安全性和可靠性。
在目标星和主星分离前，目标星端供电电极2和主星端供电电极7紧密贴合，由主星为目标星供电。目标星和主星分离时，由星星连接分离机构通过解锁装置释放星间分离力实现星星分离，从而星星供电装置的正端和副端分离，目标星端供电电极2与主星端供电电极7分离，卫星转内电工作或开始正常的太阳能电池发电。星星分离后，主星及目标星内部要保证电极开关的断开，防止空间环境效应对整星的供配电通路产生影响。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (2)

1.一种星星供电装置，其特征在于包括：目标星端固连支座（1）、目标星端导电电极（2）、目标星端压紧弹簧（3）、目标星端介质层（4）、目标星端顶块（5）、主星端固连支座（6）、主星端导电电极（7）、主星端压紧弹簧（8）、主星端介质层（9）、主星端顶块（10）；目标星端导电电极（2）固封于目标星端介质层（4）内部，主星端导电电极（7）固封于主星端介质层（9）内部；目标星端介质层（4）一侧端部与目标星端顶块（5）固定连接，主星端介质层（9）一侧端部与主星端顶块（10）固定连接；目标星端压紧弹簧（3）套装在目标星端介质层（4）外部，主星端压紧弹簧（8）套装在主星端介质层（9）外部；套装目标星端压紧弹簧（3）后目标星端介质层（4）另一侧端部安装于目标星端固连支座（1）内部，套装主星端压紧弹簧（8）后主星端介质层（9）另一侧端部安装于主星端固连支座（6）内部；目标星端固连支座（1）与目标星固定连接，主星端固连支座（6）与主星固定连接。
2.根据权利要求1所述的一种星星供电装置，其特征在于：所述的目标星端导电电极（2）和主星端导电电极（7）之间的接合形式为凹槽式的贴合形式，其中主星端供电电极（7）端部为外凸的圆锥形，目标星端供电电极（2）端部为内凹式的锥形。
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