CN108163230A - 卫星分离装置、卫星分离系统及分离方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种卫星分离装置，包括用于与运载火箭连接的适配器组件和用于与卫星连接的法兰组件，所述适配器组件包括适配器本体、电磁铁、锁紧电机及机械锁轴，所述适配器本体包括第一表面，所述电磁铁、所述锁紧电机及所述机械锁轴设置在所述第一表面。所述法兰组件包括法兰本体、永磁铁和锁紧滑道，所述法兰本体包括第二表面，所述永磁铁和所述锁紧滑道设置在所述第二表面；所述永磁铁的位置与所述电磁铁的位置对应，且所述锁紧滑道与所述机械锁轴的位置对应。所述锁紧滑道具有限位部，所述锁紧电机用于驱动所述机械锁轴进入和脱出所述锁紧滑道的所述限位部，实现所述适配器组件与所述法兰组件之间的连接与分离。

Description

卫星分离装置、卫星分离系统及分离方法

技术领域

本发明涉及卫星领域，特别是涉及一种卫星分离装置、卫星分离系统及分离方法。

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，在大部分卫星上广泛采用。随着科学技术的发展，微小卫星的发展越来越迅速，一箭多星的发射也进入了常态，而现有的基于爆炸螺栓的分离方法在爆炸时所产成的细小微粒和所产生的冲击力会对卫星产生不可估量的损伤，比如其分离微粒附在了卫星所带的光学镜头上，或者太阳敏感器、星敏器上，将会破坏卫星的结构，使卫星不能发挥原有的功能，甚至造成整个项目的失败。因此，非常有必要研制新型的卫星分离结构和分离方法。

发明内容

基于此，有必要针对提供一种分离装置、卫星分离系统及分离方法，实现卫星和运载火箭的安全分离。

一种卫星分离装置，包括：

用于与运载火箭连接的适配器组件，包括适配器本体、电磁铁、锁紧电机及机械锁轴，所述适配器本体包括第一表面，所述电磁铁、所述锁紧电机及所述机械锁轴设置在所述第一表面；

用于与卫星连接的法兰组件，包括法兰本体、永磁铁和锁紧滑道，所述法兰本体包括第二表面，所述永磁铁和所述锁紧滑道设置在所述第二表面；所述永磁铁的位置与所述电磁铁的位置对应，且所述锁紧滑道与所述机械锁轴的位置对应；所述锁紧滑道具有限位部，所述锁紧电机用于驱动所述机械锁轴进入和脱出所述锁紧滑道的所述限位部，实现所述适配器组件与所述法兰组件之间的连接与分离。

在其中一个实施例中，所述锁紧滑道还包括第一滑板、第二滑板、侧壁和弹性结构，所述第一滑板和所述第二滑板沿所述适配器组件与所述法兰组件的连接方向相对设置形成滑行通道，且所述第一滑板和所述第二滑板之间具有倾角使所述滑行通道的高度逐渐变小，所述侧壁设置在所述滑行通道高度较小的一端，且分别与所述第一滑板与所述第二滑板连接，所述限位部为弧形凸起结构，与所述滑行通道的所述高度较小的一端相连，所述弧形凸起结构具有凹面，所述凹面与所述第二滑板相对，所述弹性结构与所述第二滑板的背离所述滑行通道的表面相连，并与所述弧形凸起结构相对设置，所述弹性结构能够沿所述第一滑板和所述第二滑板相对的方向压缩，将所述机械锁轴压紧在所述弧形凸起结构和所述第二滑板之间。

在其中一个实施例中，所述机械锁轴为杆状结构，所述杆状结构与所述第一表面平行设置，所述锁紧电机能够驱动所述杆状结构平行于所述第一表面旋转，使所述杆状结构的一端沿所述滑行通道进入所述限位部，或者使所述杆状结构脱出所述第一滑板和所述第二滑板。

在其中一个实施例中，所述机械锁轴锁紧在所述限位部后，所述弹性结构能够被继续压缩使所述机械锁轴能够脱出所述限位部。

在其中一个实施例中，所述弧形凸起结构的圆心角为60°至80°。

在其中一个实施例中，所述法兰组件包括两个所述锁紧滑道，在所述机械连接状态，所述机械锁轴的两端分别卡紧在所述两个所述锁紧滑道的所述限位部。

在其中一个实施例中，所述法兰本体开设有安装孔，用于将所述法兰本体与所述卫星连接。

在其中一个实施例中，所述适配器组件包括适配器安装板，所述适配器安装板开设有运载火箭安装孔，通过所述运载火箭安装孔将所述运载火箭与所述适配器本体连接。

一种卫星分离系统，包括上述的卫星分离装置、卫星及运载火箭，所述运载火箭设置在所述适配器组件与所述第一表面相背离的表面，所述卫星设置在所述法兰组件与所述第二表面相背离的表面，所述运载火箭包括信号发射器、第一控制器和第二控制器，所述信号发射器用于发射分离信号，所述第一控制器用于接收所述分离信号并控制所述锁紧电机驱动所述机械锁轴脱出所述限位部，所述第二控制器用于控制所述电磁铁的磁场方向，使所述电磁铁和所述永磁铁处于吸引或排斥状态。

一种卫星分离方法，包括上述的卫星分离系统，并包括以下步骤：

所述信号发射器发射分离信号；

所述第一控制器接收所述分离信号并控制所述锁紧电机驱动所述机械锁轴脱出所述限位部；以及

所述第二控制器控制所述电磁铁的所述磁场方向，使所述电磁铁和所述永磁铁处于排斥状态。

所述卫星分离装置设置有机械锁轴和锁紧滑道，所述锁紧电机驱动所述机械锁轴脱出所述锁紧滑道的限位部，从而能够将所述适配器组件和法兰组件的机械锁紧结构打开。通过设置永磁铁和所述电磁铁使所述适配器组件和所述法兰组件产生磁力排斥，从而实现所述适配器组件和所述法兰组件的分离。所述磁力连接和机械锁紧结构简单，双重连接方式保证连接可靠，并且能够简单、安全实现卫星和运载火箭的分离，符合卫星安全分离的要求。

附图说明

图1为本发明一实施例的卫星分离装置结构示意图；

图2为本发明一实施例的机械锁紧结构示意图；

图3为本发明另一实施例的机械锁紧结构示意图；

图4为本发明一实施例的永磁铁和电磁铁结构示意图。

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，以下通过实施例，并结合附图，对本发明的卫星分离装置、卫星分离系统及分离方法进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，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。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。实施例附图中各种不同对象按便于列举说明的比例绘制，而非按实际组件的比例绘制。

请参阅图1，本发明一实施例提供一种卫星分离装置，包括：用于与运载火箭连接的适配器组件和用于与卫星连接的法兰组件，所述适配器组件包括适配器本体100、电磁铁120、锁紧电机131及机械锁轴132，所述适配器本体100包括第一表面，所述电磁铁120、所述锁紧电机131及所述机械锁轴132设置在所述第一表面。所述法兰组件包括法兰本体200、永磁铁220和锁紧滑道，所述法兰本体200包括第二表面，所述永磁铁220和所述锁紧滑道设置在所述第二表面。所述永磁铁220的位置与所述电磁铁120的位置对应，且所述锁紧滑道与所述机械锁轴132的位置对应。所述锁紧滑道具有限位部231，所述锁紧电机131用于驱动所述机械锁轴132进入和脱出所述锁紧滑道的所述限位部231，实现所述适配器组件与所述法兰组件之间的连接与分离。

本发明一实施例提供一种卫星分离系统，包括上述的卫星分离装置、卫星及运载火箭，所述运载火箭设置在所述适配器组件与所述第一表面相背离的表面，所述卫星设置在所述法兰组件与所述第二表面相背离的表面，所述运载火箭包括信号发射器、第一控制器和第二控制器，所述信号发射器用于发射分离信号，所述第一控制器用于接收所述分离信号并控制所述锁紧电机131驱动所述机械锁轴132脱出所述限位部231，所述第二控制器用于控制所述电磁铁120的磁场方向，使所述电磁铁120和所述永磁铁220处于吸引或排斥状态。

所述卫星分离装置设置有机械锁轴132和锁紧滑道，所述锁紧电机131驱动所述机械锁轴132脱出所述锁紧滑道的限位部231，从而能够将所述适配器组件和法兰组件的机械锁紧结构打开。通过设置永磁铁220和所述电磁铁120使所述适配器组件和所述法兰组件产生磁力排斥，从而实现所述适配器组件和所述法兰组件的分离。所述磁力连接和机械锁紧结构简单，双重连接方式保证连接可靠，并且能够简单、安全实现卫星和运载火箭的分离，符合卫星安全分离的要求。所述卫星分离系统通过将所述卫星和所述运载火箭分别与所述法兰组件和所述适配器组件连接，通过控制所述法兰组件和所述适配器组件分离，实现所述卫星和所述运载火箭的安全分离。

在其中一个实施例中，所述法兰本体200开设有卫星安装孔270，用于将所述法兰本体200与所述卫星连接。优选的，所述卫星安装孔270均匀分布于所述法兰本体的边缘，使所述卫星与所述法兰本体200的连接结构更牢固。所述适配器组件包括适配器安装板160，所述适配器安装板160开设有运载火箭安装孔161，所述适配器安装板160的设置位置与所述运载火箭的结构相适应，通过所述运载火箭安装孔161将所述运载火箭与所述适配器本体100连接。

在其中一个实施例中，所述适配器本体100的所述锁紧电机131驱动所述机械锁轴132旋转，使所述机械锁轴132滑入所述法兰本体200的所述锁紧滑道230的所述限位部231处，通过所述限位部231将所述机械锁轴132限位，形成机械锁紧结构。所述限位部231用于在对接方向上固定所述适配器本体100与法兰本体200。优选的，所述适配器本体100具有电机固定件133，将所述锁紧电机131固定在所述机械锁轴132的中心位置，使所述机械锁轴132绕所述锁紧电机131的转轴旋转。所述法兰本体200具有两个相对设置的所述锁紧滑道230，所述锁紧电机131驱动所述机械锁轴132旋转90°，使所述机械锁轴132的两端分别滑入并卡紧在所述两个所述锁紧滑道230的所述限位部231，实现所述适配器本体100和所述法兰本体200的锁紧。当所述运载火箭通过所述信号发射器发射分离信号，所述第一控制器接收到所述分离信号后，通过所述第一控制器控制所述锁紧电机131驱动所述机械锁轴132旋转，使所述机械锁轴132脱出，当所述锁紧电机131驱动所述机械锁轴132旋转90°，所述机械锁轴132完全自所述锁紧滑道230脱出，从而将所述机械锁紧结构打开。

请参阅图2和图3，在其中一个实施例中，所述锁紧滑道230还包括第一滑板233、第二滑板234、侧壁235及弹性结构232。所述第一滑板233和所述第二滑板234沿所述适配器组件与所述法兰组件的连接方向相对设置形成滑行通道，滑行通道基本平行于所述第二表面，且所述第一滑板233和所述第二滑板234之间具有倾角使所述滑行通道的高度逐渐变小，所述侧壁235设置在所述滑行通道高度较小的一端，且分别与所述第一滑板233与所述第二滑板234连接，所述限位部231为弧形凸起结构，与所述第一滑板233的所述滑行通道的所述高度较小的一端相连，所述弧形凸起结构具有凹面，所述凹面与所述第二滑板234相对。所述弹性结构232与所述第二滑板234的背离所述滑行通道的表面相连，并与所述弧形凸起结构相对设置，所述弹性结构232能够沿所述第一滑板233和所述第二滑板234相对的方向压缩，将所述机械锁轴132压紧在所述弧形凸起结构和所述第二滑板234之间。所述锁紧电机131带动所述机械锁轴132沿所述滑行通道自所述第一滑板233向所述限位部231滑动，由于所述滑行通道的高度逐渐变小，所述机械锁轴132进入所述限位部231时，所述弹性结构232需要被压缩才能够使得所述滑行通道的高度能够容纳所述机械锁轴132，使得所述机械锁轴132在所述弹性结构232的压力和所述弧形凸起结构的作用下锁紧。优选的，所述机械锁轴132锁紧在所述限位部231后，所述弹性结构232能够被继续压缩，所述弹性结构232继续被压缩时，所述限位部231处的所述滑行通道的高度变大，所述高度大于所述机械锁轴132的外径时，使得所述机械锁轴132能够脱出所述限位部231。所述机械锁轴132旋转90°，所述机械锁轴132自所述锁紧滑道230的所述滑行通道的高度最大处脱出，从而将所述机械锁紧结构打开。

在其中一个实施例中，所述机械锁轴132为杆状结构，所述杆状结构与所述适配器本体100的所述第一表面平行设置，所述锁紧电机131能够驱动所述杆状结构沿平行于所述适配器本体100的所述第一表面旋转。所述杆状结构的一端沿所述滑行通道进入所述限位部231时，所述适配器组件和所述法兰组件为机械连接状态；所述杆状结构脱出所述第一滑板233和所述第二滑板234时，所述适配器组件和所述法兰组件的所述机械锁紧结构为分离状态。所述机械锁轴132滑入所述限位部231，将所述弹性结构232压缩，使所述弹性结构232发生弹性形变产生压力，通过所述弹性结构232的压力和所述弧形凸起结构将所述机械锁轴132卡紧，形成机械锁紧结构；所述弹性结构232被再次压缩，所述滑行通道的高度变大，在所述锁紧电机131的驱动下，所述机械锁轴132沿所述滑行通道滑出。

在其中一个实施例中，所述法兰组件包括两个所述锁紧滑道230，所述机械锁轴132以所述锁紧电机131为轴旋转，所述机械锁轴132的两端分别沿所述两个锁紧滑道230滑动，直至所述机械锁轴132的两端分别卡紧在所述两个所述锁紧滑道230的所述限位部231，从而实现所述机械锁轴132的锁紧，两端锁紧使得所述连接更可靠。更优选的，所述锁紧电机131与所述机械锁轴132的中心相连，形成以所述机械锁轴132的中心呈两端对称的锁紧结构。当所述机械锁轴的两端分别自所述限位部脱出，并沿所述两个滑行通道滑出时，所述机械锁紧结构打开。优选的，所述适配器本体100和所述法兰本体200具有呈正方形分布的四组所述机械锁轴132和所述锁紧滑道230，与所述适配器本体的结构和所述法兰本体的结构相匹配，使所述适配器本体100和所述法兰本体200的连接更牢固。

在其中一个实施例中，所述弧形凸起的圆心角为60°至80°。在此角度范围内，一方面所述机械锁轴132能够卡紧在所述限位部，另一方面能够顺利自所述限位部脱出，保证结构紧凑型，实现牢固的限位和方便的机械所紧结构打开。

由于所述适配器组件和所述法兰组件处于连接后，所述电磁铁120的电源为断开状态，所述电磁铁120和所述永磁铁220之间没有磁力吸引或排斥。所述分离信号发出，所述适配器组件和所述法兰组件的所述机械锁紧结构打开后，所述运载火箭的所述第二控制器控制所述电磁铁120的电源连接，所述电磁铁的磁场方向使所述电磁铁120和所述永磁铁220处于排斥状态，通过磁力排斥将所述法兰组件推开，使所述卫星和所述运载火箭的分离，实现所述卫星的发射。优选的，所述适配器组件包括四个呈正方形分布的电磁铁120，所述法兰组件包括与所述四个电磁铁120相配合的四个永磁铁220。正方形分布的四组磁铁使得所述适配器本体100和所述法兰本体200的吸引结构更牢固，排斥作用更强，能够产生强的磁排斥力将所述卫星推离所述运载火箭。请参阅图4，更优选的，所述电磁铁120为锥形结构，使所述电磁铁120和所述永磁铁220的减少接触面积，提高接触面积上的磁感应强度，使所述适配器组件和所述法兰组件更容易分离。

本发明实施例还提供一种卫星分离方法，包括上述的卫星分离系统，并包括以下步骤：

所述信号发射器发射分离信号；

所述第一控制器接收所述分离信号并控制所述锁紧电机131驱动所述机械锁轴132脱出所述限位部231；以及

所述第二控制器控制所述电磁铁120的所述磁场方向，使所述电磁铁120和所述永磁铁220处于排斥状态。

所述卫星分离方法，利用所述卫星分离系统，将所述卫星和所述运载火箭分别与所述法兰组件和所述适配器组件相连，通过控制所述锁紧电机131带动所述机械锁轴132滑动，将所述机械锁轴132脱出所述滑行通道，实现所述适配器组件和所述法兰组件的机械锁紧结构打开；通过控制所述电磁铁120连接的电源的方向，使所述电磁铁120和所述永磁铁220产生的磁力排斥将所述法兰组件推离所述适配器组件，将所述卫星和所述运载火箭的分离，从而所述卫星的发射。所述卫星发射方法简单方便，能够实现自动化控制，同时能够避免卫星的损伤，是一种安全的卫星分离方法。

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 (10)

1.一种卫星分离装置，其特征在于，包括：

用于与运载火箭连接的适配器组件，包括适配器本体、电磁铁、锁紧电机及机械锁轴，所述适配器本体包括第一表面，所述电磁铁、所述锁紧电机及所述机械锁轴设置在所述第一表面；

用于与卫星连接的法兰组件，包括法兰本体、永磁铁和锁紧滑道，所述法兰本体包括第二表面，所述永磁铁和所述锁紧滑道设置在所述第二表面；所述永磁铁的位置与所述电磁铁的位置对应，且所述锁紧滑道与所述机械锁轴的位置对应；所述锁紧滑道具有限位部，所述锁紧电机用于驱动所述机械锁轴进入和脱出所述锁紧滑道的所述限位部，实现所述适配器组件与所述法兰组件之间的连接与分离。

2.根据权利要求1所述的卫星分离装置，其特征在于，所述锁紧滑道还包括第一滑板、第二滑板、侧壁和弹性结构，所述第一滑板和所述第二滑板沿所述适配器组件与所述法兰组件的连接方向相对设置形成滑行通道，且所述第一滑板和所述第二滑板之间具有倾角使所述滑行通道的高度逐渐变小，所述侧壁设置在所述滑行通道高度较小的一端，且分别与所述第一滑板与所述第二滑板连接，所述限位部为弧形凸起结构，与所述滑行通道的所述高度较小的一端相连，所述弧形凸起结构具有凹面，所述凹面与所述第二滑板相对，所述弹性结构与所述第二滑板的背离所述滑行通道的表面相连，并与所述弧形凸起结构相对设置，所述弹性结构能够沿所述第一滑板和所述第二滑板相对的方向压缩，将所述机械锁轴压紧在所述弧形凸起结构和所述第二滑板之间。

3.根据权利要求2所述的卫星分离装置，其特征在于，所述机械锁轴为杆状结构，所述杆状结构与所述第一表面平行设置，所述锁紧电机能够驱动所述杆状结构平行于所述第一表面旋转，使所述杆状结构的一端沿所述滑行通道进入所述限位部，或者使所述杆状结构脱出所述第一滑板和所述第二滑板。

4.根据权利要求2所述的卫星分离装置，其特征在于，所述机械锁轴锁紧在所述限位部后，所述弹性结构能够被继续压缩使所述机械锁轴能够脱出所述限位部。

5.根据权利要求2所述的卫星分离装置，其特征在于，所述弧形凸起结构的圆心角为60°至80°。

6.根据权利要求1所述的卫星分离装置，其特征在于，所述法兰组件包括两个所述锁紧滑道，在所述机械连接状态，所述机械锁轴的两端分别卡紧在所述两个所述锁紧滑道的所述限位部。

7.根据权利要求1所述的卫星分离装置，其特征在于，所述法兰本体开设有安装孔，用于将所述法兰本体与所述卫星连接。

8.根据权利要求1所述的卫星分离装置，其特征在于，所述适配器组件包括适配器安装板，所述适配器安装板开设有运载火箭安装孔，通过所述运载火箭安装孔将所述运载火箭与所述适配器本体连接。

9.一种卫星分离系统，其特征在于，包括权利要求1至8任一项所述的卫星分离装置、卫星及运载火箭，所述运载火箭设置在所述适配器组件与所述第一表面相背离的表面，所述卫星设置在所述法兰组件与所述第二表面相背离的表面，所述运载火箭包括信号发射器、第一控制器和第二控制器，所述信号发射器用于发射分离信号，所述第一控制器用于接收所述分离信号并控制所述锁紧电机驱动所述机械锁轴脱出所述限位部，所述第二控制器用于控制所述电磁铁的磁场方向，使所述电磁铁和所述永磁铁处于吸引或排斥状态。

10.一种卫星分离方法，其特征在于，包括权利要求9所述的卫星分离系统，并包括以下步骤：

所述信号发射器发射分离信号；

所述第一控制器接收所述分离信号并控制所述锁紧电机驱动所述机械锁轴脱出所述限位部；以及

所述第二控制器控制所述电磁铁的所述磁场方向，使所述电磁铁和所述永磁铁处于排斥状态。