CN104554826B - 分离轨道式立方星发射装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于单个或多个标准立方星运载与发射的分离轨道式立方星发射装置，主要组成包括矩形框架、解锁机构以及弹簧机构等，矩形框架主要由舱门、挡板、底板、侧板、上盖板、后盖板等螺纹连接组成，安装分离式导轨作为卫星滑轨；利用旋转电磁铁等作为解锁机构；弹簧机构包括推板和压簧；本发明通用性强，成本较低，能够保证卫星的运输安全和发射可靠，可防止卫星在运输过程中的窜动，舱门在打开过程中不会碰撞到运转平台或反转，并设置推板防脱出措施等。

Description

分离轨道式立方星发射装置

技术领域

本发明属于标准立方星运载与发射技术领域，特别是一种分离轨道式立方星发射装置。

背景技术

随着微电子技术、新材料、新能源等技术的发展，微小卫星的应用得到了迅速发展，目前主要用于通信、对地遥感、行星际探测、科学研究和技术试验等，在军事上也有广泛应用前景，因此很多国家已将其列入国家级研究计划，视为21世纪技术与经济发展的一个制高点。而我国航天东方红卫星公司、中科院上海微小卫星工程中心、国防科技大学、清华大学、哈尔滨工业大学、浙江大学、南京航空航天大学等多家单位先后研制并发射了小卫星。目前中国，微小卫星发展方兴未艾。

一般认为，质量在1000kg以下的卫星统称为微小卫星，而质量小于1kg的卫星称为皮卫星，1999年该卫星被定义为立方体星(CubeSat)，由若干颗立方体星可以组成纳型卫星(Nanosat)。近几年来，这2种卫星得到飞速发展，并且在分布式空间系统中获得了非常成功的应用。其中立方星指的是一个皮星或纳星，通常1单元的立方星典型体积为1dm3，典型质量为1kg；2单元的立方星典型体积为2dm3，典型质量为2kg；3单元的立方星典型体积为3dm3，典型质量为3kg。除了上述几种较为常见的立方星，还有一种6单元立方星，典型体积为6dm3，典型质量6kg。同样，立方星的发展与研究刻不容缓。而在国际上，立方星有标准的外形、尺寸以及重量要求等，这就使得制作标准、统一化的立方星发射装置成为可能。

目前国外研制的微小卫星释放装置已处于试验阶段或已经成品，如美国的P-POD、日本的J-SSOD、加拿大的X-POD、挪威的ISIPOD等，国内仍在积极研制中。微小卫星释放装置原理基本相同，平时将微小卫星锁定在装置内，在预定轨道解锁，并利用弹簧将小卫星推出装置，进入太空，分离可靠且成本较低，但仍需进行改进，主要有以下几点：

(1)成本问题：结构精巧复杂，加工成本和加工精度都较高；

(2)舱门转动问题：当解锁装置解锁后，舱门打开，可能转动过度，碰撞到运载平台，造成不必要的伤害；

(3)舱门反恢复问题：微小卫星释放过程中，若舱门在转动过程中回复，会影响微小卫星的释放，甚至可能对微小卫星造成破坏；

(4)推板脱出问题：推板处于弹簧与微小卫星中间，利用弹簧内能将小卫星推出释放装置，当小卫星完全释放后，推板可能在惯性作用下脱出释放装置；

(5)适用性问题：目前的卫星释放装置通用性不高，只适用方形且没有任何附加装置的小卫星。

(6)微小卫星自由度问题：运载火箭在升空过程中，受力环境比较复杂，若微小卫星没有自由度限制措施，会在发射装置内乱窜，可能造成装置和小卫星损坏。

发明内容

本发明的目的在于提供一种够发射前保持运输安全，防止舱门与运载平台碰撞，防止舱门在卫星释放过程中反转，且通用性好、成本低廉的分离轨道式立方星发射装置。

实现本发明目的的技术解决方案为：

一种分离轨道式立方星发射装置，包括主体框架、弹簧机构、解锁机构；主体框架包括舱门、门挡板、底板、侧板、上盖板和后盖，侧板对称设置在底板两侧，侧板上方设置上盖板，主体框架内通过螺钉固定设置有供卫星滑动的卫星滑轨；框架前后分别固定设置有门挡板与后盖，门挡板的底端超出底板的位置设置轴座，轴座内固定设置有舱门转动轴，舱门通过舱门内侧底端的转动座和舱门转动轴转动配合，门挡板底端边沿的轴座上与转动轴平行且错开的位置设置有反恢复销安装孔，其内设置有反恢复销，反恢复销与舱门的转动座的侧面垂直，在舱门转动的初始段位置，反恢复销在轴向上位于转动座侧面的范围内，被转动座限位，舱门转动到离开初始段位置后，反恢复销在轴向上位于转动座的侧面的范围外，门挡板的轴座在舱门的转动方向上设置平面限位凸起；舱门上端边角处和门挡板相应的位置设置有运输保险孔，运输保险孔内设置有运输保险销，舱门的内侧设置有凸台结构；弹簧机构包括推板、压簧，推板与框架内部滑轨形成滑动副，压簧两端分别卡在推板和后盖板上的卡槽中；解锁机构包括旋转机构和旋转挡板，旋转机构设置在上盖板顶端，旋转机构的转动轴上设置有旋转挡板，旋转挡板的内侧旋转面与舱门闭合状态的外侧面相切；其中，压簧最大压缩高度+卫星长度+舱门背后凸台结构的厚度＝发射装置内部总长，发射装置内部的宽度和高度与相应承载数量的卫星宽度和高度相配合。

本发明与现有技术相比，其显著优点：

(1)本发明的运输保险销可以在运输的过程中锁定舱门，保证运输过程的安全。

(2)本发明通过底板两侧的螺栓连接用机械接口与运载可靠机械连接，保证运载过程的稳定。

(3)本发明的反恢复销与舱门的转动座配合设置，能够防止微小卫星释放过程中舱门的回复，避免影响微小卫星的释放和对微小卫星造成破坏。

(4)本发明门挡板的轴座在舱门的转动方向上设置的限位凸起能够防止舱门打开后的转动过度，避免碰撞到运载平台，造成不必要的伤害。

(5)本发明在推板对称的两边设置有支耳，能够防止小卫星完全释放后推板在惯性作用下脱出释放装置。

(6)本发明中压簧最大压缩高度+卫星长度+舱门背后凸台结构的厚度＝发射装置内部总长，能够限制小卫星在装置内轴向的自由度，使得运输过程中小卫星不会在装置内窜动，造成损坏。

(7)本发明的推板和后盖板上均开有圆孔，且圆孔尺寸较大，使得装置适用性增大，可容纳卫星尾部突出部分。

(8)本发明采用分离式轨道，分离式轨道强度高，且易于再加工。

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

附图说明

图1是本发明分离轨道式立方星发射装置的外形结构示意图。

图2是本发明分离轨道式立方星发射装置的整体结构示意图。

图3是本发明分离轨道式立方星发射装置的内部结构示意图。

图4是本发明分离轨道式立方星发射装置轨道的示意图。

图5是本发明分离轨道式立方星发射装置轨道截面的示意图。

图6是本发明分离轨道式立方星发射装置推板的结构示意图。

图7是本发明分离轨道式立方星发射装置后盖板的结构示意图。

图8是本发明分离轨道式立方星发射装置门挡板的结构示意图。

图9是本发明分离轨道式立方星发射装置舱门转动座的结构示意图。

图10是本发明分离轨道式立方星发射装置运输保险销的结构示意图。

图11是本发明分离轨道式立方星发射装置舱门限位结构的示意图。

图12是本发明分离轨道式立方星发射装置舱门反恢复结构的示意图。

图13是本发明分离轨道式立方星发射装置反恢复销被限位的示意图。

图14是本发明分离轨道式立方星发射装置反恢复销被未限位的示意图。

图15是本发明分离轨道式立方星发射装置反恢复销的结构示意图。

图16是本发明分离轨道式立方星发射装置螺栓连接用机械接口的结构示意图。

图17是本发明分离轨道式立方星发射装置解锁动作示意图。

具体实施方式

结合图1～图17：

本发明一种分离轨道式立方星发射装置，包括主体框架、弹簧机构、解锁机构；主体框架包括舱门1、门挡板2、底板3、侧板4、上盖板5和后盖6，侧板4对称设置在底板3两侧，侧板4上方设置上盖板5，主体框架内通过螺钉固定设置有供卫星滑动的卫星滑轨；框架前后分别固定设置有门挡板2与后盖6，门挡板2的底端超出底板3的位置设置轴座，轴座内固定设置有舱门转动轴，舱门1通过舱门内侧底端的转动座和舱门转动轴转动配合，门挡板2底端边沿的轴座上与转动轴平行且错开的位置设置有反恢复销安装孔，其内设置有反恢复销，反恢复销与舱门1的转动座的侧面垂直，在舱门1转动的初始段位置，反恢复销在轴向上位于转动座侧面的范围内，被转动座限位，舱门1转动到离开初始段位置后，反恢复销在轴向上位于转动座的侧面的范围外，门挡板2的轴座在舱门的转动方向上设置平面限位凸起12；舱门1上端边角处和门挡板2相应的位置设置有运输保险孔，运输保险孔内设置有运输保险销10，舱门1的内侧设置有凸台结构；弹簧机构包括推板7、压簧8，推板7与框架内部滑轨形成滑动副，压簧8两端分别卡在推板7和后盖板6上的卡槽中；解锁机构包括旋转机构和旋转挡板，旋转机构设置在上盖板5顶端，旋转机构的转动轴上设置有旋转挡板，旋转挡板的内侧旋转面与舱门1闭合状态的外侧面相切；其中，压簧8最大压缩高度+卫星长度+舱门1背后凸台结构的厚度＝发射装置内部总长，发射装置内部的宽度和高度与相应承载数量的卫星宽度和高度相配合。

反恢复销由销轴、销头、活动销座、固定销座和弹簧组成，销轴的两端分别固定设置有销头和固定销座，销轴上滑动设置有活动销座，弹簧套在销轴上，两端分别与销头和活动销座接触，活动销座固定设置在反恢复销安装孔内。

运输保险销10由螺栓和螺母构成，利用螺纹连接克服压簧8对舱门1产生的推力。

底板3两侧有螺栓连接用机械接口13，用于装置与平台的机械连接。

推板7和后盖6上开有圆孔，圆孔尺寸大于卫星的突出部分。

推板7在对称的边上设置支耳，支耳在推板7的滑动方向上被门挡板2限位，支耳不影响推板7在装置内的滑动，但其超出门挡板2开口部分，进一步运动时会被门挡板2挡住。

舱门1在转动方向上设置有扭簧。

旋转机构为旋转电磁铁9，旋转挡板设置在旋转电磁铁9的转动轴上。

舱门1平时处于关闭状态，在收到解锁指令之前，保证火箭在运输过程中舱门1闭合完整。微小卫星在装置内沿着分离式轨道滑动，主体框架内通过螺钉固定设置有供卫星滑动的卫星滑轨，即采用分离式轨道，分离式轨道强度高，且易于再加工。

舱门1在转动方向上设置有扭簧，扭簧是受扭工作的弹簧，当舱门1打开后，扭簧还需要有一定的预紧力，保证舱门可靠地保持打开状态，并吸收一定的反弹力。

在立方星滑射过程中，舱门1受较大作用力，易撞击到运载火箭平台，为防止产生可能的碰擦，设计舱门限位结构。即利用门挡板2下部轴座后部的平面限位凸起12，舱门1在转动时，下部平面会与平面限位凸起12凸起平面重合，进而阻挡舱门1进一步转动。为保证稳定，设计4个平面凸起，且凸起平面与竖直方向的角度为30度，以保证舱门1最大转动角为150度。

当舱门1运动到位而立方星未完全弹射出时，为防止舱门1在惯性作用下回转，碰击到立方星，从而影响其性能和运动，设计舱门反恢复结构，如图12～14。反恢复门结构包括舱门1底端设置的轴座和反恢复销，轴座的顶端设有一平边，其余部分为弧形；反恢复销由销轴、销头、活动销座、固定销座和弹簧组成，销轴的两端分别固定设置有销头和固定销座，销轴上滑动设置有活动销座，弹簧套在销轴上，两端分别与销头和活动销座固定，活动销座固定设置在反恢复销安装孔内。利用转动座绕舱门转动轴旋转的转动轨迹，即当舱门开始打开至转动平边所对应的角度时，转动座平边部位与反恢复销安放位置的圆孔重合，反恢复销被挡住，弹簧被压缩，舱门转过平边所对应的角度时，转动座弧形部分不再阻隔反恢复销，而始终与挡板2上的反恢复销安装孔相切，反恢复销则在弹簧作用下伸出，挡住转动座，使得舱门1无法回复。此时，若要手动关闭门，只需捏住固定销座，将反恢复销向外拔即可。

由于主体框架内部需要保护立方体卫星，对其结构强度、抗冲击要求、热学要求以及力学要求等都有严格地设计，而且需要经过正选振动、随机振动、冲击、热循环等一系列的地面验证试验。另外，弹簧机构、解锁机构等都是依附在主体框架上，这又增加了主结构设计的复杂程度，所以对于主结构设计的安全系数、可靠性指标等要求非常高。

弹簧机构主要包括一个弹射卫星的推板7、两个压簧8和两个用于打开舱门的扭簧，是整个卫星发射装置舱门解锁后的动力所在。压簧8是受压工作的弹簧，要保证立方体卫星弹射出去的速度在一定的范围，以及弹射过程卫星的加速度在一定的范围内，保证卫星弹射时的稳定。扭簧是受扭工作的弹簧，当解锁装置解锁、舱门1打开后，扭簧还需要有一定的预紧力，保证舱门可靠地保持打开状态，并吸收一定的反弹力。

为防止小卫星在运载火箭飞行过程中乱窜，必须限制其在发射装置中的运动，由于小卫星处于框架结构中，因此其x、y方向的自由度由框架限制，而z方向，即卫星弹射方向，需要其他措施。本发明采用压簧8与舱门共同限制的方式，在设计压簧8时，就考虑到微小卫星自由度问题，即当小卫星被放入发射装置后，压簧8基本被压死，然后在舱门1后部设计凸起平台，当舱门1关闭时，进一步压缩压簧8，即使得压簧8最大压缩高度+微小卫星长度+舱门1背后凸起厚度＝发射装置内部总长，以此实现发射过程中微小卫星的自由度限制。

对于现有的卫星释放装置，推板7表面长宽与微小卫星截面长宽是一致的，当微小卫星完全被压簧8推出时，推板7在惯性作用下也可能会脱出，造成一定影响，因此本发明设计推板支耳，支耳部分超出门挡板2开口，即推板7运动到舱门1时，支耳部分会被门挡板2挡住，这样推板7就无法脱出本装置。

解锁机构主要由旋转机构和旋转挡板组成，控制舱门1的开闭。解锁机构受控于控制电路，在接收到解锁指令之前，保证舱门1可靠的锁定；当接收到解锁指令后，旋转机构带动旋转挡板发生旋转，可靠解除对舱门1的限制，如图17所示，解锁方式简单可靠。

为增大本装置适用性，在对推板7和后盖6进行设计时，分别留有圆孔，以使本装置适用3U+系列立方星。3U+系列立方星是在原有3单元立方星基础上在尾部增加部分装置，如镜头等。

在底板3两侧设计螺栓连接用机械接口13，是指卫星发射装置用若干M6的螺栓与运载安装平台固定在一起，结构突出便于安装和拆卸，为保证稳定，共设计8个接口。螺栓连接用机械接口13需要使得装置能够稳定的固定在运载安装平台上，保证强度、抗震等力学要求。

实施例：

结合图1～图17：

在下文中，为方便起见，1单元立方星简称为1U，2单元立方星简称为2U，3单元立方星简称为3U或3U+，6单元立方星简称为6U。

一种分离轨道式立方星发射装置，包括主体框架、弹簧机构、解锁机构；主体框架包括舱门1、门挡板2、底板3、侧板4、上盖板5和后盖6，侧板4对称设置在底板3两侧，侧板4上方设置上盖板5，主体框架内通过螺钉固定设置有供卫星滑动的卫星滑轨；框架前后分别固定设置有门挡板2与后盖6，门挡板2的底端超出底板3的位置设置轴座，轴座内固定设置有舱门转动轴，舱门1通过舱门内侧底端的转动座和舱门转动轴转动配合，门挡板2底端边沿的轴座上与转动轴平行且错开的位置设置有反恢复销安装孔，其内设置有反恢复销，反恢复销与舱门1的转动座的侧面垂直，在舱门1转动的初始段位置，反恢复销在轴向上位于转动座侧面的范围内，被转动座限位，舱门1转动到离开初始段位置后，反恢复销在轴向上位于转动座的侧面的范围外，门挡板2的轴座在舱门的转动方向上设置平面限位凸起12；舱门1上端边角处和门挡板2相应的位置设置有运输保险孔，运输保险孔内设置有运输保险销10，舱门1的内侧设置有凸台结构；弹簧机构包括推板7、压簧8，推板7与框架内部滑轨形成滑动副，压簧8两端分别卡在推板7和后盖板6上的卡槽中；解锁机构包括旋转机构和旋转挡板，旋转机构设置在上盖板5顶端，旋转机构的转动轴上设置有旋转挡板，旋转挡板的内侧旋转面与舱门1闭合状态的外侧面相切；其中，压簧8最大压缩高度+卫星长度+舱门1背后凸台结构的厚度＝发射装置内部总长，发射装置内部的宽度和高度与相应承载数量的卫星宽度和高度相配合；

反恢复销由销轴、销头、活动销座、固定销座和弹簧组成，销轴的两端分别固定设置有销头和固定销座，销轴上滑动设置有活动销座，弹簧套在销轴上，两端分别与销头和活动销座接触，活动销座固定设置在反恢复销安装孔内；

运输保险销10由螺栓和螺母构成，利用螺纹连接克服压簧8对舱门1产生的推力；

底板3两侧有螺栓连接用机械接口13，用于装置与平台的机械连接；

推板7和后盖6上开有圆孔，圆孔尺寸大于卫星的突出部分；

推板7在对称的边上设置支耳，支耳在推板7的滑动方向上被门挡板2限位，支耳不影响推板7在装置内的滑动，但其超出门挡板2开口部分，进一步运动时会被门挡板2挡住；

舱门1在转动方向上设置有扭簧；

旋转机构为旋转电磁铁9，旋转挡板设置在旋转电磁铁9的转动轴上。

装置通过机械接口与运载火箭平台连接，可承担1个6U，2个3U或3U+以及1U、2U、3U组合的运载和发射。

为了适应火箭运载平台的承载能力，本实施例中压簧8最大压缩高度+三个1U卫星长度+舱门1背后凸台结构的厚度＝发射装置内部总长，发射装置内部的宽度和两个1U卫星的宽度相配合，发射装置内部的高度和一个1U卫星的高度相配合。

Claims (8)

1.一种分离轨道式立方星发射装置，其特征在于：包括主体框架、弹簧机构、解锁机构；主体框架包括舱门(1)、门挡板(2)、底板(3)、侧板(4)、上盖板(5)和后盖(6)，侧板(4)对称设置在底板(3)两侧，侧板(4)上方设置上盖板(5)，主体框架内通过螺钉固定设置有供卫星滑动的卫星滑轨；框架前后分别固定设置有门挡板(2)与后盖(6)，门挡板(2)的底端超出底板(3)的位置设置轴座，轴座内固定设置有舱门转动轴，舱门(1)通过舱门内侧底端的转动座和舱门转动轴转动配合，门挡板(2)底端边沿的轴座上与转动轴平行且错开的位置设置有反恢复销安装孔，其内设置有反恢复销，反恢复销与舱门(1)的转动座的侧面垂直，在舱门(1)转动的初始段位置，反恢复销在轴向上位于转动座侧面的范围内，被转动座限位，舱门(1)转动到离开初始段位置后，反恢复销在轴向上位于转动座的侧面的范围外，门挡板(2)的轴座在舱门的转动方向上设置平面限位凸起(12)；舱门(1)上端边角处和门挡板(2)相应的位置设置有运输保险孔，运输保险孔内设置有运输保险销(10)，舱门(1)的内侧设置有凸台结构；弹簧机构包括推板(7)、压簧(8)，推板(7)与框架内部滑轨形成滑动副，压簧(8)两端分别卡在推板(7)和后盖(6)上的卡槽中；解锁机构包括旋转机构和旋转挡板，旋转机构设置在上盖板(5)顶端，旋转机构的转动轴上设置有旋转挡板，旋转挡板的内侧旋转面与舱门(1)闭合状态的外侧面相切；其中，压簧(8)最大压缩高度+卫星长度+舱门(1)背后凸台结构的厚度＝发射装置内部总长，发射装置内部的宽度和高度与相应承载数量的卫星宽度和高度相配合。

2.根据权利要求1所述的分离轨道式立方星发射装置，其特征在于：所述的反恢复销由销轴、销头、活动销座、固定销座和弹簧组成，销轴的两端分别固定设置有销头和固定销座，销轴上滑动设置有活动销座，弹簧套在销轴上，两端分别与销头和活动销座接触，活动销座固定设置在反恢复销安装孔内。

3.根据权利要求1所述的分离轨道式立方星发射装置，其特征在于：所述的运输保险销(10)由螺栓和螺母构成。

4.根据权利要求1所述的分离轨道式立方星发射装置，其特征在于：所述的底板(3)两侧有螺栓连接用机械接口(13)。

5.根据权利要求1所述的分离轨道式立方星发射装置，其特征在于：所述的推板(7)和后盖(6)上开有圆孔，圆孔尺寸大于卫星的突出部分。

6.根据权利要求1所述的分离轨道式立方星发射装置，其特征在于：所述的推板(7)在对称的边上设置支耳，支耳在推板(7)的滑动方向上被门挡板(2)限位。

7.根据权利要求1所述的分离轨道式立方星发射装置，其特征在于：所述的舱门(1)在转动方向上设置有扭簧。

8.根据权利要求1所述的分离轨道式立方星发射装置，其特征在于：所述的旋转机构(9)为旋转电磁铁(9)，旋转挡板设置在旋转电磁铁(9)的转动轴上。