CN109896053B - 一种微纳卫星解锁分离装置及其分离方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种微纳卫星解锁分离装置及其分离方法，包括卫星星体、适配器和基板，卫星星体的底面设置有伸出的连杆，适配器沿轴向设置有多个凹槽，每个凹槽中设置有一个卫星顶簧，基板位于适配器的上部，包括固定于基板上表面固定设置的第一电磁铁和第二电磁铁，第一电磁铁和第二电磁铁分别配合设置有第一电磁铁吸片和第二电磁铁吸片，第一电磁铁吸片和第二电磁铁吸片分别与第一旋转杆和第二旋转杆的后端铰接，第一旋转杆和第二旋转杆的前端分别与第一滚轮和第二滚轮铰接，第一滚轮和第二滚轮分别卡接在一拉片两侧，拉片的中部与一拉杆的后端固定连接。本发明通过电磁铁和电磁铁吸片配合的电磁解锁方式了实现微纳卫星的快速、稳定的解锁分离。

Description

一种微纳卫星解锁分离装置及其分离方法

技术领域

本发明属于微纳卫星技术领域，特别涉及一种微纳卫星解锁分离装置及其分离方法。

背景技术

微纳卫星(NanoSat)通常指质量小于10千克、具有实际使用功能的卫星。近年来，微纳卫星研制的热潮在世界范围内迅速兴起，2017年全球发射的小卫星占总发射卫星数量的70％以上，未来全球对1～50kg微纳卫星的年需求量将持续增加。作为卫星关键技术之一的解锁分离技术，是关系到卫星成功发射、正常入轨的核心技术，对卫星总体性能有着重要影响。微纳卫星体积小、质量轻、星表安装面积受限、抗冲击能力弱、搭载环境多变等特点，给其解锁分离装置的设计带来了难题。

传统的卫星分离多采用离散分布的火工品点式和对接框式包带连接分离方案，前者的分离冲击大、同步指标低，后者附加质量大。虽然火工装置具有功能可靠、作用速度快、重量与体积小、标准化等一系列优点，但是微纳卫星质量轻、体积小，如果采用传统的火工分离方式，分离产生的冲击将会对卫星分离姿态造成较大影响，导致卫星不能按照设定的飞行姿态入轨，而且火药燃烧或者爆炸产生的有害气体可能会污染光学仪器等。因此，传统的卫星分离方案已经无法满足当前和未来微纳卫星的分离需求。

发明内容

针对上述存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种作动时间短、可靠性高的微纳卫星解锁分离装置及其分离方法。

为了实现上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种微纳卫星解锁分离装置，包括卫星星体、适配器和基板，所述卫星星体的底面设置有两根伸出的连杆，所述适配器沿轴向设置有多个凹槽，每个凹槽中设置有一个卫星顶簧，所述卫星顶簧的底部抵靠于所述凹槽的底面，所述基板的上表面设置有第一固定块和第二固定块，所述第一固定块和第二固定块均具有轴向通孔，所述第一固定块和第二固定块之间的所述适配器的上表面设置有左拨叉转轴和右拨叉转轴，所述基板位于适配器的上部，其包括固定于基板上表面的基座，所述基座的两侧上部分别固定设置有第一电磁铁和第二电磁铁，所述第一电磁铁和第二电磁铁相对的两个端面分别配合设置有第一电磁铁吸片和第二电磁铁吸片，所述第一电磁铁吸片和第二电磁铁吸片分别与位于二者之间的第一旋转杆和第二旋转杆的后端铰接，第一旋转杆和第二旋转杆在靠近后端的位置通过一小拉簧实现弹性连接，一与所述基座固定连接的连接片通过设置于其两端的两个销轴分别与第一旋转杆和第二旋转杆的中部铰接，第一旋转杆和第二旋转杆的前端分别与第一滚轮和第二滚轮铰接，所述第一滚轮和第二滚轮分别卡接在一拉片两端的与第一滚轮和第二滚轮配合的弧形凹槽内，所述拉片的中部与一拉杆的后端固定连接，所述拉杆的前端与一顶块固定连接，一被压缩的大顶簧套设于所述拉杆上，所述大顶簧的前端抵靠于所述顶块、后端抵靠于一与基板固定连接的大顶簧固定块，所述顶块位于一与基板固定连接的顶块滑轨内，所述顶块的上、下端面分别设置有第一顶块固定轴和第二顶块固定轴，所述第一顶块固定轴和第二顶块固定轴分别穿过左拨叉和右拨叉一端的上通槽和下通槽设置，所述左拨叉和右拨叉的另一端均具有一缺口槽，所述左拨叉和右拨叉的中部均设置有上下贯穿的通孔，所述左拨叉转轴和右拨叉转轴分别穿过所述左拨叉和右拨叉的通孔设置，所述卫星星体的两根连杆分别穿过适配器的两个轴向设置的通孔后分别依次从所述第一固定块和第二固定块的轴向通孔以及左拨叉和右拨叉的缺口槽穿出后分别通过第一压紧螺母和第二压紧螺母压紧固定。

进一步地，所述适配器沿轴向设置有4个凹槽。

进一步地，所述第一固定块和第二固定块与左拨叉和右拨叉接触的面为固体润滑剂二硫化钼。

进一步地，所述拉杆的后端为一开口结构，所述拉片穿过所述拉杆的开口结构后通过穿过所述拉杆和所述拉片的固定轴实现铰接连接。

进一步地，所述顶块滑轨的滑轨延伸方向与所述拉杆的轴向方向同向。

进一步地，所述卫星星体的两根连杆为圆柱形形的第一连杆和第二连杆。

进一步地，所述左拨叉和右拨叉的缺口槽包括分别与圆柱形形的第一连杆和第二连杆匹配的弧形段。

进一步地，所述卫星星体的两根连杆的材质为钛。

根据上述所述的微纳卫星解锁分离装置的分离方法，包括以下步骤：

步骤一：将所述第一电磁铁和第二电磁铁处于通电状态，此时第一电磁铁和第二电磁铁分别将第一电磁铁吸片和第二电磁铁吸片的端面紧紧吸住，小拉簧为拉伸状态，第一旋转杆和第二旋转杆将拉片卡住，所述卫星星体的两根连杆分别位于所述左拨叉和右拨叉的的缺口槽内，此时卫星星体被两根连杆拉住，卫星星体克服卫星顶簧的弹力紧紧压在适配器的顶面上；

步骤二：将适配器固定在火箭上，火箭发射升空，在太空中需要进行星箭分离的时候，控制第一电磁铁和/或第二电磁铁失电，此时第一电磁铁和/或第二电磁铁与第一电磁铁吸片和/或第二电磁铁吸片之间失去吸力，在小拉簧的拉力作用，第一旋转杆和/或第二旋转杆绕销轴转动，第一旋转杆和/或第二旋转杆前端的第一滚轮和/或第二滚轮解除对拉片的限位，在大顶簧的弹力作用下，顶块沿着顶块滑轨滑动的同时带动左拨叉和右拨叉分别绕左拨叉转轴和右拨叉转轴转动，左拨叉和右拨叉失去对第一压紧螺母和第二压紧螺母的支撑力，卫星星体失去连杆对它的拉力并被卫星顶簧的弹力作用弹射到外太空从而完成分离动作。

本发明与现有技术相比，其显著优点在于：

(1)使用电磁铁进行分离的控制，相比于火工品类分离装置不会产生污染，而且冲击较小，对卫星姿态产生影响较小，相较于记忆合金类分离装置动作时间更短；

(2)采用两个电磁铁进行双备份动作，只要有一电磁铁动作就可以成功实现分离，可靠性较高；

(3)电磁铁可多次重复动作，方便进行地面分离试验验证，而火工类分离机构则无法进行多次动作试验；

(4)左右拨叉主要受压部分采用固体润滑剂进行润滑，增加了分离机构动作的流畅性，提高分离可靠性；

(5)基板与适配器可以分离，基板可以装配于不同的适配器上，通用性较高。

附图说明

图1为本发明微纳卫星解锁分离装置整体结构爆炸图。

图2为本发明微纳卫星解锁分离装置整体结构示意图。

图3为本发明适配器结构示意图。

图4为本发明基板结构示意图。

图5为本发明适电磁解锁部分局部放大图。

图6为本发明左右拨叉连接部分局部放大图。

图7为本发明顶块滑轨结构示意图。

图8为本发明右拨叉结构示意图。

图9为本发明左拨叉结构示意图。

图10为本发明大顶簧固定块结构示意图。

图11为本发明连接片结构示意图。

图12为本发明顶块结构示意图。

图13为本发明拉杆结构示意图。

图14为本发明旋转杆结构示意图。

图15为本发明电磁铁吸片结构示意图。

图16为本发明拉片结构示意图。

图17为本发明基座结构示意图。

图18为本发明电磁铁失电后与其相关的各个结构的动作示意图。

图19为本发明电磁铁失电后基板上部件的动作示意图。

图20为本发明电磁铁失电后卫星星体从适配器上被弹开分离的动作示意图。

具体实施方式

下面结合说明书附图，对本发明作进一步的说明。

结合图1-17，一种微纳卫星解锁分离装置，包括卫星星体1、适配器2和基板3，所述卫星星体1的底面设置有两根伸出的连杆11，所述适配器2沿轴向设置有多个凹槽，每个凹槽中设置有一个卫星顶簧13，所述卫星顶簧13的底部抵靠于所述凹槽的底面，所述基板3的上表面设置有第一固定块24-1和第二固定块24-2，所述第一固定块24-1和第二固定块24-2均具有轴向通孔，所述第一固定块24-1和第二固定块24-2之间的所述适配器2的上表面设置有左拨叉转轴23-1和右拨叉转轴23-2，所述基板3位于适配器2的上部，其包括固定于基板3上表面的基座20，所述基座20的两侧上部分别固定设置有第一电磁铁18-1和第二电磁铁18-2，所述第一电磁铁18-1和第二电磁铁18-2相对的两个端面分别配合设置有第一电磁铁吸片19-1和第二电磁铁吸片19-2，所述第一电磁铁吸片19-1和第二电磁铁吸片19-2分别与位于二者之间的第一旋转杆15-1和第二旋转杆15-2的后端铰接，第一旋转杆15-1和第二旋转杆15-2在靠近后端的位置通过一小拉簧21实现弹性连接，与所述基座20固定连接的连接片16通过设置于其两端的两个销轴17分别与第一旋转杆15-1和第二旋转杆15-2的中部铰接，第一旋转杆15-1和第二旋转杆15-2的前端分别与第一滚轮14-1和第二滚轮14-2铰接，所述第一滚轮14-1和第二滚轮14-2分别卡接在一拉片25两端的与第一滚轮14-1和第二滚轮14-2配合的弧形凹槽内，所述拉片25的中部与一拉杆10的后端通过轴26铰接，所述拉杆10的前端与一顶块6固定连接，一被压缩的大顶簧8套设于所述拉杆10上，所述大顶簧8的前端抵靠于所述顶块6、后端抵靠于一与基板3固定连接的大顶簧固定块9，所述顶块6位于一与基板3固定连接的顶块滑轨4内，所述顶块6的上、下端面分别设置有第一顶块固定轴22-1和第二顶块固定轴22-2(如图12)，所述第一顶块固定轴22-1和第二顶块固定轴22-2分别穿过左拨叉5和右拨叉7一端的上通槽和下通槽设置，所述左拨叉5和右拨叉7的另一端均具有一缺口槽，所述左拨叉5和右拨叉7的中部均设置有上下贯穿的通孔，所述左拨叉转轴23-1和右拨叉转轴23-2分别穿过所述左拨叉5和右拨叉7的通孔设置，所述卫星星体1的两根连杆11分别穿过适配器2的两个轴向设置的通孔后分别依次从所述第一固定块24-1和第二固定块24-2的轴向通孔以及左拨叉5和右拨叉7的缺口槽穿出后分别通过第一压紧螺母12-1和第二压紧螺母12-2压紧固定。

进一步地，所述适配器2沿轴向设置有4个凹槽。

进一步地，所述第一固定块24-1和第二固定块24-2与左拨叉5和右拨叉7接触的面为固体润滑剂二硫化钼。

进一步地，所述拉杆10的后端为一开口结构，所述拉片25穿过所述拉杆10的开口结构后通过穿过所述拉杆10和所述拉片25的固定轴26实现铰接连接。

进一步地，所述顶块滑轨4的滑轨延伸方向与所述拉杆10的轴向方向同向。

进一步地，所述卫星星体1的两根连杆11为圆柱形形的第一连杆11-1和第二连杆11-2。

进一步地，所述左拨叉5和右拨叉7的缺口槽包括分别与圆柱形形的第一连杆11-1和第二连杆11-2匹配的弧形段。

进一步地，所述卫星星体1的两根连杆11的材质为钛。

结合图18-20，本发明的锁定和解锁分离的过程包括：

1)将整个装置调成如图2所示的状态，此时电磁铁为得电状态，并将电磁铁吸片的端面紧紧吸在其端面上，小拉簧21为拉紧状态，此时左右两个小杠杆会将拉片25卡住，同时拉杆10也会拉住与其相连接的顶块6，顶块6会将大顶簧8压紧在大顶簧固定块9上，同时拉杆10又能从大顶簧中心穿过，防止大顶簧8发生弯曲。此时左右拨叉的半圆形一端刚好与固定块顶面接触；

2)将卫星星体1克服4个卫星顶簧13的弹力按在适配器2的顶面(适配器2顶面上有4个圆形凹槽，里面分别装有卫星顶簧13，用来提供卫星弹射出火箭的弹射力)。卫星星体1按在适配器2上之后，卫星上固定的两个钛连杆11穿过适配器2和基板3上相应位置的孔，最后从固定块的圆孔中穿出，然后压紧螺母在钛连杆上拧紧，这时两个压紧螺母将会紧紧压在左右拨叉的半圆形一端的端面上(左右拨叉半圆形一边的半圆孔的直径小于钛螺母的直径)。此时卫星星体1将会被两个钛连杆11拉住，克服4个卫星顶簧13的弹力紧紧压在适配器2的顶面上，实现钛连杆11的固定；

3)将适配器2通过其底面的螺孔固定在火箭上，跟随火箭发射升空。在太空中需要进行星箭分离的时候，控制器控制电磁铁(有一个电磁铁即可)失电，此时电磁铁与电磁铁吸片间便会失去吸力，由于小拉簧21的拉力作用，旋转杆会绕其固定在连接片上的销轴17转动，旋转杆另一端两个小滚轮便会解除对拉片25的固定(拉杆10一端与拉片25轴连接，另一端与顶块6轴连接)，动作示意图如图18所示。此时与拉杆10通过轴连接的顶块6也会失去对大顶簧8的压紧力，并在大顶簧8的弹力作用下，沿着顶块滑轨4进行滑动，同时由于固定在顶块6上下两端的顶块固定轴的作用力，会带动左右两个拨叉克服其半圆形一边与两个钛连杆11的摩擦力绕各自的转轴23-1、23-2进行转动，动作过程如图19所示。转动到一定角度后，左右拨叉另一端便会失去对压紧螺母的支撑力，同时卫星星体1也会失去钛连杆11对它的拉力，并由于4个卫星顶簧的弹力作用弹射到外太空(如图20所示)，分离动作完成。

以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征及优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (7)

1.一种微纳卫星解锁分离装置，其特征在于包括卫星星体（1）、适配器（2）和基板（3），所述卫星星体（1）的底面设置有两根伸出的连杆（11），所述适配器（2）沿轴向设置有多个凹槽，每个凹槽中设置有一个卫星顶簧（13），所述卫星顶簧（13）的底部抵靠于所述凹槽的底面，所述基板（3）的上表面设置有第一固定块（24-1）和第二固定块（24-2），所述第一固定块（24-1）和第二固定块（24-2）均具有轴向通孔，所述第一固定块（24-1）和第二固定块（24-2）之间的所述适配器（2）的上表面设置有左拨叉转轴（23-1）和右拨叉转轴（23-2），所述基板（3）位于适配器（2）的上部，其包括固定于基板（3）上表面的基座（20），所述基座（20）的两侧上部分别固定设置有第一电磁铁（18-1）和第二电磁铁（18-2），所述第一电磁铁（18-1）和第二电磁铁（18-2）相对的两个端面分别配合设置有第一电磁铁吸片（19-1）和第二电磁铁吸片（19-2），所述第一电磁铁吸片（19-1）和第二电磁铁吸片（19-2）分别与位于二者之间的第一旋转杆（15-1）和第二旋转杆（15-2）的后端铰接，第一旋转杆（15-1）和第二旋转杆（15-2）在靠近后端的位置通过一小拉簧（21）实现弹性连接，一与所述基座（20）固定连接的连接片（16）通过设置于其两端的两个销轴（17）分别与第一旋转杆（15-1）和第二旋转杆（15-2）的中部铰接，第一旋转杆（15-1）和第二旋转杆（15-2）的前端分别与第一滚轮（14-1）和第二滚轮（14-2）铰接，所述第一滚轮（14-1）和第二滚轮（14-2）分别卡接在一拉片（25）两端的与第一滚轮（14-1）和第二滚轮（14-2）配合的弧形凹槽内，所述拉片（25）的中部与一拉杆（10）的后端固定连接，所述拉杆（10）的前端与一顶块（6）固定连接，一被压缩的大顶簧（8）套设于所述拉杆（10）上，所述大顶簧（8）的前端抵靠于所述顶块（6）、后端抵靠于一与基板（3）固定连接的大顶簧固定块（9），所述顶块（6）位于一与基板（3）固定连接的顶块滑轨（4）内，所述顶块（6）的上、下端面分别设置有第一顶块固定轴（22-1）和第二顶块固定轴（22-2），所述第一顶块固定轴（22-1）和第二顶块固定轴（22-2）分别穿过左拨叉（5）和右拨叉（7）一端的上通槽和下通槽设置，所述左拨叉（5）和右拨叉（7）的另一端均具有一缺口槽，所述左拨叉（5）和右拨叉（7）的中部均设置有上下贯穿的通孔，所述左拨叉转轴（23-1）和右拨叉转轴（23-2）分别穿过所述左拨叉（5）和右拨叉（7）的通孔设置，所述卫星星体（1）的两根连杆（11）分别穿过适配器（2）的两个轴向设置的通孔后分别依次从所述第一固定块（24-1）和第二固定块（24-2）的轴向通孔以及左拨叉（5）和右拨叉（7）的缺口槽穿出后分别通过第一压紧螺母（12-1）和第二压紧螺母（12-2）压紧固定；

所述适配器（2）沿轴向设置有4个凹槽；

所述第一固定块（24-1）和第二固定块（24-2）与左拨叉（5）和右拨叉（7）接触的面为固体润滑剂二硫化钼。

2.根据权利要求1所述的微纳卫星解锁分离装置，其特征在于，所述拉杆（10）的后端为一开口结构，所述拉片（25）穿过所述拉杆（10）的开口结构后通过穿过所述拉杆（10）和所述拉片（25）的固定轴（26）实现铰接连接。

3.根据权利要求1所述的微纳卫星解锁分离装置，其特征在于，所述顶块滑轨（4）的滑轨延伸方向与所述拉杆（10）的轴向方向同向。

4.根据权利要求1所述的微纳卫星解锁分离装置，其特征在于，所述卫星星体（1）的两根连杆（11）为圆柱形的第一连杆（11-1）和第二连杆（11-2）。

5.根据权利要求4所述的微纳卫星解锁分离装置，其特征在于，所述左拨叉（5）和右拨叉（7）的缺口槽包括分别与圆柱形的第一连杆（11-1）和第二连杆（11-2）匹配的弧形段。

6.根据权利要求1-5任一项所述的微纳卫星解锁分离装置，其特征在于，所述卫星星体（1）的两根连杆（11）的材质为钛。

7.根据权利要求1-6任一项所述的微纳卫星解锁分离装置的分离方法，包括以下步骤：

步骤一：将所述第一电磁铁（18-1）和第二电磁铁（18-2）处于通电状态，此时第一电磁铁（18-1）和第二电磁铁（18-2）分别将第一电磁铁吸片（19-1）和第二电磁铁吸片（19-2）的端面紧紧吸住，小拉簧（21）为拉伸状态，第一旋转杆（15-1）和第二旋转杆（15-2）将拉片（25）卡住，所述卫星星体（1）的两根连杆（11）分别位于所述左拨叉（5）和右拨叉（7）的缺口槽内，此时卫星星体（1）被两根连杆（11）拉住，卫星星体（1）克服卫星顶簧（13）的弹力紧紧压在适配器（2）的顶面上；

步骤二：将适配器（2）固定在火箭上，火箭发射升空，在太空中需要进行星箭分离的时候，控制第一电磁铁（18-1）和/或第二电磁铁（18-2）失电，此时第一电磁铁（18-1）和/或第二电磁铁（18-2）与第一电磁铁吸片（19-1）和/或第二电磁铁吸片（19-2）之间失去吸力，在小拉簧（21）的拉力作用，第一旋转杆（15-1）和/或第二旋转杆（15-2）绕销轴（17）转动，第一旋转杆（15-1）和/或第二旋转杆（15-2）前端的第一滚轮（14-1）和/或第二滚轮（14-2）解除对拉片（25）的限位，在大顶簧（8）的弹力作用下，顶块（6）沿着顶块滑轨（4）滑动的同时带动左拨叉（5）和右拨叉（7）分别绕左拨叉转轴（23-1）和右拨叉转轴（23-2）转动，左拨叉（5）和右拨叉（7）失去对第一压紧螺母（12-1）和第二压紧螺母（12-2）的支撑力，卫星星体（1）失去连杆（11）对它的拉力并被卫星顶簧（13）的弹力作用弹射到外太空从而完成分离动作。