CN108100311A - 微小卫星分离装置及其释放方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种微小卫星分离装置及其释放方法，用于安全地将微小卫星与运载适配器进行分离。本发明的微小卫星分离装置及其释放方法，通过在卫星安装法兰和运载适配器之间设置锁紧机构和定位推送机构，并给锁紧机构和定位推送机构分别有序地通电和断电，实现了锁紧机构在卫星进入轨道前的飞行过程中将卫星安装法兰反面与运载适配器正面法兰锁紧，定位推送机构在锁紧机构锁紧和打开时起定位作用，以及在锁紧机构打开后卫星安装法兰反面与运载适配器正面法兰分离时，为所述卫星安装法兰反面提供推力。实现了微小卫星与火箭的适配器安全分离的目的。

Description

微小卫星分离装置及其释放方法

技术领域

本发明涉及一种卫星与火箭分离装置，特别是涉及一种微小卫星分离装置及其释放方法。

背景技术

传统卫星和运载火箭的分离往往采用包带和爆炸螺栓结合的分离方式。这种分离技术较为成熟，在大卫星上也广泛采用。但是随着技术的发展，基于爆炸螺栓的分离机构在爆炸螺栓爆炸的瞬间会产生较大的不确定的冲击力，和一些不受控制的碎屑，会给待分离的卫星以及火箭的适配器带来一定的伤害。特别是在一箭多星的发射过程中，可能会对其他的卫星造成损伤。

发明内容

基于此，有必要针对现有微小卫星的分离装置，分离过程中会给待分离的卫星以及火箭的适配器带来一定的伤害问题，提供一种能够安全分离的微小卫星分离装置及其释放方法。

本发明提供的一种微小卫星分离装置，包括：

卫星安装第一法兰，所述卫星安装第一法兰上开设有用于连接卫星的卫星安装孔；

卫星安装第二法兰；

运载适配器第一法兰；

运载适配器第二法兰，所述运载适配器第二法兰开设有用于连接运载火箭的安装孔；

锁紧机构，所述锁紧机构能够将所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰锁紧；

定位推送机构，所述定位推送机构用于在所述锁紧机构锁紧时对所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰进行定位，以及在所述锁紧机构打开后，向所述卫星安装第二法兰提供推力使卫星安装第二法兰与运载适配器第一法兰分离。

在其中一个实施例中，所述卫星安装第二法兰上开设有凹槽，所述定位推送机构为永磁-电磁机构，所述永磁-电磁机构包括永磁铁和电磁铁，所述永磁铁设置于所述卫星安装第二法兰上的凹槽底部，所述电磁铁与所述永磁铁相对应，通过安装法兰与所述运载适配器第一法兰相连接。

在其中一个实施例中，所述电磁铁靠近所述永磁铁的一端呈锥形，所述卫星安装第二法兰上开设的凹槽开口形状与所述永磁铁的锥形端相适配。

在其中一个实施例中，所述凹槽和永磁铁均为多个且沿着所述卫星安装第二法兰的周向均布，所述电磁铁亦为多个，且与所述永磁铁相对应地沿着所述运载适配器第一法兰的周向均布。

在其中一个实施例中，所述卫星安装第二法兰上开设有用于连接运载适配器第一法兰的锁紧孔，所述锁紧机构为机械锁紧机构，所述机械锁紧机构通过锁紧机构安装法兰安装在运载适配器第一法兰上，所述机械锁紧机构包括外壳，所述外壳的内壁上设置有锁紧电机滑道，所述外壳内设置有锁紧电机，所述锁紧电机的底部连接有锁紧螺杆，所述锁紧电机放置在所述锁紧电机滑道内，且能够在所述锁紧电机滑道内往返运动带动所述锁紧螺杆旋入或者旋出所述卫星安装第二法兰上的锁紧孔。

在其中一个实施例中，所述机械锁紧机构的外壳内还设置有拉力弹簧，所述拉力弹簧的两端分别与所述外壳的顶部内侧和所述锁紧电机的顶部连接。

在其中一个实施例中，所述机械锁紧机构为多个，且沿着所述运载适配器第一法兰的周向均布。

在其中一个实施例中，所述微小卫星分离装置还包括卫星安装法兰加强筋，所述卫星安装法兰加强筋的两端分别与所述卫星安装第一法兰和所述卫星安装第二法兰连接。

在其中一个实施例中，所述微小卫星分离装置还包括运载适配器加强筋，所述运载适配器加强筋的两端分别与所述运载适配器第一法兰和运载适配器第二法兰连接。

一种微小卫星的释放方法，采用上述微小卫星分离装置，包括以下步骤：

卫星安装过程：

将卫星安装在卫星安装第一法兰上，将运载适配器第二法兰安装在运载火箭上；

利用所述定位推送机构对所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰进行定位；

控制锁紧机构将所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰对接锁紧；

卫星入轨后：

控制所述锁紧机构解锁；

控制所述定位推送机构向所述卫星安装第二法兰提供推力使卫星安装第二法兰与运载适配器第一法兰分离。

在其中一个实施例中，所述定位推送机构为永磁-电磁机构，所述永磁-电磁机构包括设置在卫星安装第二法兰上的永磁铁和设置在运载适配器第一法兰上的电磁铁，包括以下步骤：

卫星安装过程中，向所述电磁铁正向通电，使所述永磁铁和电磁铁之间产生电磁吸引力对所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰进行定位；

卫星发射过程中，所述电磁铁断电；

卫星入轨后，所述锁紧机构解锁过程中，所述电磁铁再次正向通电，使所述永磁铁和电磁铁之间产生电磁吸引力；

所述锁紧机构解锁后，向所述电磁铁反向通电，使所述永磁铁和电磁铁之间产生电磁排斥力，使卫星安装第二法兰与运载适配器第一法兰分离。

上述微小卫星分离装置及其释放方法，通过在卫星安装法兰和运载适配器之间设置锁紧机构和定位推送机构，并给锁紧机构和定位推送机构分别有序地通电和断电，实现了锁紧机构在卫星进入轨道前的飞行过程中将卫星安装法兰反面与运载适配器正面法兰锁紧，定位推送机构在锁紧机构锁紧和打开时起定位作用，以及在锁紧机构打开后卫星安装法兰反面与运载适配器正面法兰分离时，为所述卫星安装法兰反面提供推力。克服了现有的微小卫星分离装置采用爆炸螺栓的分离机构，在爆炸螺栓爆炸的瞬间会产生较大的不确定的冲击力和一些不受控制的碎屑，给待分离的卫星以及火箭的适配器带来伤害的问题。实现了微小卫星与火箭的适配器安全分离的目的。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例的微小卫星分离装置的示意图；

图2为本发明实施例的微小卫星分离装置的卫星安装法兰和运载适配器法兰安装固定后的示意图；

图3为本发明实施例的微小卫星分离装置的机械锁紧机构的示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者也可以存在居中的元件。当一个元件被认为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或者可能同时存在居中元件。相反，当元件被称作“直接在”另一元件“上”时，不存在中间元件。相反，当元件被称作“直接”与另一元件连接时，不存在中间元件。本文所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

请参见图1和图2，本发明一实施例提供的一种微小卫星分离装置，包括：卫星安装第一法兰100，所述卫星安装第一法兰100上开设有用于连接卫星的卫星安装孔110，所述卫星安装孔110均布在所述卫星安装第一法兰100周向，所述卫星安装孔110的个数不做具体限定，根据具体的实际情形进行选择。微小卫星通过所述卫星安装孔110固定在所述卫星安装第一法兰100上。卫星安装第二法兰200，所述卫星安装第二法兰200用于与运载适配器法兰进行连接。运载适配器第一法兰300，所述运载适配器第一法兰300与所述卫星安装第二法兰200相对应连接。运载适配器第二法兰400，所述运载适配器第二法兰400开设有用于连接运载火箭的安装孔410，所述安装孔410均布在所述运载适配器第二法兰400的周向，所述安装孔410的个数不做具体限定，根据具体的实际情形进行选择。

锁紧机构，所述锁紧机构能够将所述卫星安装第二法兰200与所述运载适配器第一法兰300锁紧，锁紧后，卫星安装法兰与运载适配器法兰固定连接。

定位推送机构，所述定位推送机构用于在所述锁紧机构锁紧时对所述卫星安装第二法兰200与所述运载适配器第一法兰300进行定位，以及在所述锁紧机构打开后，向所述卫星安装第二法兰200提供推力使卫星安装第二法兰200与运载适配器第一法兰300分离。据此，实现卫星与运载适配器的安全分离。

请继续参见图1和图2，在本发明的一个实施例中，所述卫星安装第二法兰200上开设有凹槽，所述定位推送机构为永磁-电磁机构，所述永磁-电磁机构包括永磁铁210和电磁铁310，所述永磁铁210设置于所述卫星安装第二法兰200上的凹槽底部，所述电磁铁310与所述永磁铁210相对应，通过安装法兰320与所述运载适配器第一法兰300相连接。所述电磁铁310通电，与所述永磁铁210之间产生电磁吸引力，电磁吸引力能够在卫星安装法兰与运载适配器安装法兰对接固定时，起到定位和固定作用。所述电磁铁310反向通电，与所述永磁铁210之间产生电磁排斥力，电磁排斥力能够在卫星安装法兰与运载适配器安装法兰分离时，给卫星安装法兰提供推力，确保卫星安装法兰与运载适配器安装法兰在分离时不会相互碰撞，实现安全分离。

优选地，所述电磁铁310靠近所述永磁铁210的一端呈锥形，所述卫星安装第二法兰200上开设的凹槽开口形状与所述永磁铁210的锥形端相适配。所述永磁铁210的一端呈锥形以及第二法兰200上开设的凹槽开口形状与所述永磁铁210的锥形端相适配，有利于给所述电磁铁310通电后，引导所述电磁铁310滑入所述所述第二法兰200上开设的凹槽内与所述永磁铁210相互吸引，以实现卫星安装法兰与运载适配器法兰的准确定位和锁紧。

可选地，所述凹槽和永磁铁210均为多个且沿着所述卫星安装第二法兰200的周向均布，所述电磁铁310亦为多个，且与所述永磁铁210相对应地沿着所述运载适配器第一法兰300的周向均布。所述永磁-电磁机构中的永磁铁210与电磁铁310成对使用，但具体对数不做限定，根据实际情形进行选择。在本发明的一个实施例中，所述永磁铁210与所述电磁铁310为四对，且相对应地分别均布在所述卫星安装第二法兰200的周向以及所述运载适配器第一法兰300的周向。

请参阅图3，本发明的一个实施例中，所述卫星安装第二法兰200上开设有用于连接运载适配器第一法兰300的锁紧孔，所述锁紧机构为机械锁紧机构，所述机械锁紧机构通过锁紧机构安装法兰330安装在运载适配器第一法兰300上，所述机械锁紧机构包括外壳340，所述外壳340的内壁上设置有锁紧电机滑道350，所述外壳340内设置有锁紧电机360，所述锁紧电机360的底部连接有锁紧螺杆370，所述锁紧电机360放置在所述锁紧电机滑道350内，且能够在所述锁紧电机滑道350内往返运动带动所述锁紧螺杆370旋入或者旋出所述卫星安装第二法兰200上的锁紧孔。所述机械锁紧机构通过锁紧机构安装法兰330安装在运载适配器第一法兰300上后与所述运载适配器第一法兰300固定连接。所述锁紧电机360在所述锁紧电机滑道350内朝着所述卫星安装第二法兰200的方向运动时，带动所述锁紧螺杆370旋入所述卫星安装第二法兰200上的锁紧孔，所述卫星安装第二法兰200与所述运载适配器第一法兰300实现螺纹锁紧。所述锁紧电机360在所述锁紧电机滑道350内朝着远离所述卫星安装第二法兰200的方向运动时，带动所述锁紧螺杆370旋出所述卫星安装第二法兰200上的锁紧孔，所述卫星安装第二法兰200与所述运载适配器第一法兰300实现螺纹解锁。

进一步，所述机械锁紧机构的外壳330内还设置有拉力弹簧380，所述拉力弹簧380的两端分别与所述外壳330的顶部内侧和所述锁紧电机360的顶部连接。具体地，当所述锁紧电机360在所述锁紧电机滑道350内朝着所述卫星安装第二法兰200的方向运动时，所述拉力弹簧380经历一个从自由态到拉伸态的形变过程。当所述锁紧电机360在所述锁紧电机滑道350内朝着远离所述卫星安装第二法兰200的方向运动时，所述拉力弹簧380经历一个从拉伸态到自由态的形变过程，在此过程中，所述拉力弹簧380给所述锁紧电机360提供一个纵向的拉力，这个拉力不需要太大就以保证所述锁紧螺杆370的完全地从所述卫星安装第二法兰200上的锁紧孔中旋出，进而增强了所述卫星安装第二法兰200与所述运载适配器第一法兰300分离的可靠性。

更进一步，所述机械锁紧机构为多个，且沿着所述运载适配器第一法兰300的周向均布。机械锁紧机构具体的个数不做限定，根据实际情况进行选择。在本发明的一个实施例中，所述机械锁紧机构为四个，与上述四个永磁-电磁机构依次间隔设置在所述运载适配器第一法兰300的周向。

在本发明的一个实施例中，所述微小卫星分离装置还包括卫星安装法兰加强筋220，所述卫星安装法兰加强筋220的两端分别与所述卫星安装第一法兰100和所述卫星安装第二法兰200连接。卫星安装法兰加强筋220用于增强卫星安装法兰的强度。

在本发明的一个实施例中，所述微小卫星分离装置还包括运载适配器加强筋390，所述运载适配器加强筋390的两端分别与所述运载适配器第一法兰300和运载适配器第二法兰400连接。运载适配器加强筋390用于增强运载适配器法兰的强度。

一种微小卫星的释放方法，采用上述微小卫星分离装置，包括以下步骤：

卫星安装过程中，将卫星安装在卫星安装第一法兰上，将运载适配器第二法兰安装在运载火箭上。利用所述定位推送机构对所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰进行定位。控制锁紧机构将所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰对接锁紧。卫星入轨后，控制所述锁紧机构解锁。控制所述定位推送机构向所述卫星安装第二法兰提供推力使卫星安装第二法兰与运载适配器第一法兰分离。

在其中一个实施例中，所述定位推送机构为永磁-电磁机构，所述永磁-电磁机构包括设置在卫星安装第二法兰上的永磁铁和设置在运载适配器第一法兰上的电磁铁，包括以下步骤：卫星安装过程中，向所述电磁铁正向通电，使所述永磁铁和电磁铁之间产生电磁吸引力对所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰进行定位。卫星发射过程中，所述电磁铁断电。卫星入轨后，所述锁紧机构解锁过程中，所述电磁铁再次正向通电，使所述永磁铁和电磁铁之间产生电磁吸引力。所述锁紧机构解锁后，向所述电磁铁反向通电，使所述永磁铁和电磁铁之间产生电磁排斥力，使卫星安装第二法兰与运载适配器第一法兰分离。

具体地，在卫星安装过程，卫星通过卫星安装第一法兰100上开设的卫星安装孔110安装在卫星安装法兰上，运载火箭通过运载适配器第二法兰400开设的安装孔410安装在运载适配器法兰上。

给定位推送机构通电，所述定位推送机构给所述卫星安装法兰与所述运载适配器法兰提供电磁吸引力，实现两者的精确定位。具体地，给所述锥形电磁铁310通电，所述锥形电磁铁310与所述永磁铁210之间产生电磁吸引力，实现卫星安装法兰与运载适配器法兰的准确定位并吸紧。

锁紧机构将所述卫星安装法兰与所述运载适配器法兰对接锁紧。具体地，给锁紧电机360通电，锁紧电机360在所述锁紧电机滑道350内朝着所述卫星安装第二法兰200的方向运动带动锁紧螺杆370旋入所述卫星安装第二法兰200上的锁紧孔中，实现卫星安装法兰与运载适配器法兰的螺纹锁紧。

卫星发射过程：

所述定位推送机构断电。具体地，锥形电磁铁310和锁紧电机360均断电，保证整个飞行过程中运载到适配器处于断电状态，降低安全问题。

卫星入轨后：

所述定位推送机构再次通电，所述定位推送机构再次给所述卫星安装法兰与所述运载适配器法兰提供电磁吸引力，以保证卫星处于稳定状态。具体地，给锥形电磁铁310再次通电，所述锥形电磁铁310与所述永磁铁210之间产生电磁吸引力，实现卫星安装法兰与运载适配器法兰的吸紧。

所述锁紧机构解锁，所述卫星安装法兰与卫星一体与所述运载适配器法兰分开处于自由运动状态；在锁紧机构解锁的过程中，定位推送机构持续给所述卫星安装法兰与所述运载适配器法兰提供电磁吸引力，可以保证卫星是处于稳定状态，即使锁紧机构不是非常的同步，也可以保证分离的正常开展。具体地，锥形电磁铁310保持通电，锁紧电机360再次通电，锁紧电机360在所述锁紧电机滑道350内朝着远离所述卫星安装第二法兰200的方向运动带动锁紧螺杆370旋出所述卫星安装第二法兰200上的锁紧孔中，实现卫星安装法兰与运载适配器法兰的螺纹解锁。

所述定位推送机构反向通电，所述定位推送机构给所述卫星安装法兰与所述运载适配器法兰提供电磁排斥力把卫星和卫星安装法兰一起推出，实现卫星的安全分离。具体地，给锥形电磁铁310反向通电，所述锥形电磁铁310与所述永磁铁210之间产生电磁排斥力，该电磁排斥力把卫星和卫星安装法兰一起推出，实现卫星与运载适配器的安全分离。

上述微小卫星分离装置及其释放方法，通过在卫星安装法兰和运载适配器之间设置锁紧机构和定位推送机构，并给锁紧机构和定位推送机构分别有序地通电和断电，实现了锁紧机构在卫星进入轨道前的飞行过程中将卫星安装法兰反面与运载适配器正面法兰锁紧，定位推送机构在锁紧机构锁紧和打开时起定位作用，以及在锁紧机构打开后卫星安装法兰反面与运载适配器正面法兰分离时，为所述卫星安装法兰反面提供推力。克服了现有的微小卫星分离装置采用爆炸螺栓的分离机构，在爆炸螺栓爆炸的瞬间会产生较大的不确定的冲击力和一些不受控制的碎屑，给将要分离的卫星以及火箭的适配器带来伤害的问题。实现了微小卫星与火箭的适配器安全分离的目的。

本发明的有益效果在于：

第一、通过锁紧机构安装法兰330安装在运载适配器第一法兰300上，通过锁紧电机360的运动把锁紧螺杆370旋出并通过卫星安装第二法兰200的螺纹孔实现与卫星安装法兰的锁紧。

第二、所采用锁紧电机滑道350把锁紧电机360固定在锁紧系统外壳340内部；特殊设计的螺旋弹簧380在锁紧螺杆370旋出时提供一个拉力保证锁紧螺杆370的安全旋出。

第三，定位推送机构为锥形永磁-电磁机构，在卫星安装第二法兰200与运载适配器第一法兰300装配时，通过永磁铁210和锥形电磁铁310实现两个法兰的准确定位；在分离时，在锁紧螺杆370旋出时提供一个电磁吸引力，并在旋出后提供一个电磁推力把分离卫星推开，实现卫星的安全分离。

以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (11)

1.一种微小卫星分离装置，其特征在于，包括：

卫星安装第一法兰，所述卫星安装第一法兰上开设有用于连接卫星的卫星安装孔；

卫星安装第二法兰；

运载适配器第一法兰；

运载适配器第二法兰，所述运载适配器第二法兰开设有用于连接运载火箭的安装孔；

锁紧机构，所述锁紧机构能够将所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰锁紧；

定位推送机构，所述定位推送机构用于在所述锁紧机构锁紧时对所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰进行定位，以及在所述锁紧机构打开后，向所述卫星安装第二法兰提供推力使卫星安装第二法兰与运载适配器第一法兰分离。

2.根据权利要求1所述的微小卫星分离装置，其特征在于，所述卫星安装第二法兰上开设有凹槽，所述定位推送机构为永磁-电磁机构，所述永磁-电磁机构包括永磁铁和电磁铁，所述永磁铁设置于所述卫星安装第二法兰上的凹槽底部，所述电磁铁与所述永磁铁相对应，通过安装法兰与所述运载适配器第一法兰相连接。

3.根据权利要求2所述的微小卫星分离装置，其特征在于，所述电磁铁靠近所述永磁铁的一端呈锥形，所述卫星安装第二法兰上开设的凹槽开口形状与所述永磁铁的锥形端相适配。

4.根据权利要求3所述的微小卫星分离装置，其特征在于，所述凹槽和永磁铁均为多个且沿着所述卫星安装第二法兰的周向均布，所述电磁铁亦为多个，且与所述永磁铁相对应地沿着所述运载适配器第一法兰的周向均布。

5.根据权利要求3所述的微小卫星分离装置，其特征在于，所述卫星安装第二法兰上开设有用于连接运载适配器第一法兰的锁紧孔，所述锁紧机构为机械锁紧机构，所述机械锁紧机构通过锁紧机构安装法兰安装在运载适配器第一法兰上，所述机械锁紧机构包括外壳，所述外壳的内壁上设置有锁紧电机滑道，所述外壳内设置有锁紧电机，所述锁紧电机的底部连接有锁紧螺杆，所述锁紧电机放置在所述锁紧电机滑道内，且能够在所述锁紧电机滑道内往返运动带动所述锁紧螺杆旋入或者旋出所述卫星安装第二法兰上的锁紧孔。

6.根据权利要求5所述的微小卫星分离装置，其特征在于，所述机械锁紧机构的外壳内还设置有拉力弹簧，所述拉力弹簧的两端分别与所述外壳的顶部内侧和所述锁紧电机的顶部连接。

7.根据权利要求6所述的微小卫星分离装置，其特征在于，所述机械锁紧机构为多个，且沿着所述运载适配器第一法兰的周向均布。

8.根据权利要求1所述的微小卫星分离装置，其特征在于，所述微小卫星分离装置还包括卫星安装法兰加强筋，所述卫星安装法兰加强筋的两端分别与所述卫星安装第一法兰和所述卫星安装第二法兰连接。

9.根据权利要求1所述的微小卫星分离装置，其特征在于，所述微小卫星分离装置还包括运载适配器加强筋，所述运载适配器加强筋的两端分别与所述运载适配器第一法兰和运载适配器第二法兰连接。

10.一种微小卫星的释放方法，其特征在于，采用权利要求1至9所述的微小卫星分离装置，包括以下步骤：

卫星安装过程：

将卫星安装在卫星安装第一法兰上，将运载适配器第二法兰安装在运载火箭上；

利用所述定位推送机构对所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰进行定位；

控制锁紧机构将所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰对接锁紧；

卫星入轨后：

控制所述锁紧机构解锁；

控制所述定位推送机构向所述卫星安装第二法兰提供推力使卫星安装第二法兰与运载适配器第一法兰分离。

11.根据权利要求10所述的微小卫星的释放方法，其特征在于，所述定位推送机构为永磁-电磁机构，所述永磁-电磁机构包括设置在卫星安装第二法兰上的永磁铁和设置在运载适配器第一法兰上的电磁铁，包括以下步骤：

卫星安装过程中，向所述电磁铁正向通电，使所述永磁铁和电磁铁之间产生电磁吸引力对所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰进行定位；

卫星发射过程中，所述电磁铁断电；

卫星入轨后，所述锁紧机构解锁过程中，所述电磁铁再次正向通电，使所述永磁铁和电磁铁之间产生电磁吸引力；

所述锁紧机构解锁后，向所述电磁铁反向通电，使所述永磁铁和电磁铁之间产生电磁排斥力，使卫星安装第二法兰与运载适配器第一法兰分离。