CN110282162B - 一种立方体卫星释放装置 - Google Patents

Abstract

一种立方体卫星释放装置，包括舱门锁紧与解锁机构、舱门、前框组件、中框组件、侧蒙皮组件、推板组件、底板和导轨组件。前框组件、中框组件、底板和导轨组件构成框架，底板安装在飞行器安装支架上，导轨组件安装在底板上，前框组件和中框组件固定在导轨组件上，侧蒙皮组件包裹在框架外面，推板组件位于框架内部，与导轨组件滑动配合，通过弹簧与底板接触。舱门安装于前框组件上，能够绕前框组件上的轴转动；舱门锁紧与解锁机构安装于前框组件和中框组件上，当舱门关闭时，舱门锁紧与解锁机构用于锁紧舱门；当接到分离指令时，舱门锁紧与解锁机构解除对舱门的约束，实现舱门打开。本发明能够可靠释放，舱门能够可靠锁定，具有检测和减振功能。

Description

一种立方体卫星释放装置

技术领域

本发明涉及一种立方体卫星释放装置，属于星箭分离领域。

背景技术

立方体卫星指的是一种采用通用设计标准制作的、形状规则的微纳卫星。标准立方体卫星规格是1 U(100×100×113.5mm)，在此基础上，可扩展为2U(100×100×170.2mm)、3U(100×100×340.5mm)、6U(100×226.3×340.5mm)、8U(226.3×226.3×226.3mm)、12U(226.3×226.3×340.5mm)等规格，它可以提供正常卫星所有的功能，包括：姿态确定与控制、上行和下行通信、电力子系统、控制和数据管理、天线系统、负载等功能。由于采用了新型一体化集成设计方法及高度集成元器件，立方体卫星具有体积小、重量轻、功耗低、研发周期短、费用低、风险小、地面设备简单、可以组网运行以完成大卫星所无法完成的任务等优点，在新技术验证、环境监测、在轨服务、军事侦查、深空探索、教学和科研方面具有重要作用，能够满足大学、研究机构和商业航天公司培养航天人才、低成本开展空间科学研究和探索新技术、新器件航天应用的需求。

立方体卫星是低成本、快速进入空间的有效方式，受到了世界各国的大力重视，研制出多种功能的立方体卫星，并有多个基于立方体卫星发展研发、发射及运营等相关业务的商业航天公司成立，已形成了完备的元器件、单机、分系统、整星、释放装置、发射、测控和在轨运营产业链。然而，由于其质量轻、体积小，且受经费限制，一般通过搭载的方式将单个或多个立方体卫星送到预定太空轨道并释放，这使得用于装载及释放立方体卫星的释放装置在其发射乃至卫星释放分离过程中必须确保运载火箭、其它卫星及整个发射任务的安全性与可靠性，尤其是在发射过程中，当立方体卫星出现星上器件脱落甚至解体故障时，不会给整个发射任务和主卫星带来致命性影响。

因此，为确保安全，立方体卫星释放装置一般采用封闭方筒式结构：将立方体卫星封装在一个矩形金属箱内，金属箱一端有一可旋转打开的舱门，侧面有专门用于立方体卫星测试的、可拆卸的口盖，箱底部装有分离弹簧。在飞行阶段，立方体卫星被固定在箱内(通过舱门或者其它机构)。接到分离指令后，舱门打开机构开始工作使舱门解锁，然后舱门在扭簧的作用下快速旋转打开，立方体卫星在分离弹簧的推动下沿着释放装置内部直线导轨被弹射出去，完成星箭分离。

现有立方体卫星释放装置主要存在以下问题：

一是，舱门锁紧与解锁机构采用一个动力源(如电机、电磁拔销器等)，非冗余构型，易发生单点失效故障，即当动力源发生故障时，舱门无法打开。

二是，舱门打开、推板组件运动到位无自我检测能力，当在分离后的预定时刻，地面站没有接收到立方体卫星信号时，无法判断该故障是由立方体卫星是没有从释放装置里分离出去的故障所导致，还是分离后立方体卫星自身出故障所导致，不利于故障的事后分析与处理。

三是，多数立方体卫星释放装置没有防反弹机构，用于避免舱门撞击缓冲板后的反弹，当舱门撞击缓冲板反弹，易与弹射过程中的立方体卫星发生碰撞。

四是，通过四周壁板上的导轨、推板和舱门将立方体卫星固定在装置内部，立方体卫星与释放装置之间没有缓冲措施，由此带来的后果是，或者立方体卫星无法适应运载火箭发射过程的振动环境，发生失效故障，或者立方体卫星自身采取能适应振动环境的高等级元器件，使得立方体卫星研发成本增加。

因此，需要研究一种可靠释放、舱门可靠锁定、具有检测和减振功能的立方体卫星释放装置，以适应立方体卫星的应用与发展需求。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种立方体卫星释放装置，能够可靠释放，舱门能够可靠锁定，具有检测和减振功能。

本发明的技术解决方案是：

一种立方体卫星释放装置，包括舱门锁紧与解锁机构、舱门、前框组件、中框组件、侧蒙皮组件、推板组件、底板和导轨组件；

前框组件、中框组件、底板和导轨组件构成框架，底板安装在飞行器安装支架上，导轨组件安装在底板上，前框组件和中框组件固定在导轨组件上；侧蒙皮组件包裹在框架外面，推板组件位于框架内部，与导轨组件滑动配合，通过弹簧与底板接触；舱门安装于前框组件上，能够绕前框组件转动；舱门锁紧与解锁机构安装于前框组件和中框组件上，当舱门关闭时，舱门锁紧与解锁机构用于锁紧舱门；当接到分离指令时，舱门锁紧与解锁机构解除对舱门的约束，舱门打开；释放之前，立方体卫星放置于框架内，位于舱门与推板组件之间，所述推板组件为立方体卫星弹射出筒的动力源。

舱门包括舱门本体、挂钩、舱门扭簧、舱门转轴、限位块、锁扣组件和抗剪销；

舱门本体安装于前框组件上，挂钩与前框组件配合，当舱门转过特定角度后，挂钩挂在前框组件上，防止舱门向前框组件反弹；舱门转轴将舱门本体和前框组件组装在一起，且舱门本体能够绕舱门转轴自由转动；舱门扭簧安装在舱门转轴上；限位块安装在舱门本体上，用于对舱门本体转动角度进行限定，防止其转动角度过大；锁扣组件安装于舱门本体上，与舱门锁紧与解锁机构配合使用，实现释放之前的舱门锁紧；

抗剪销安装在舱门本体上，舱门本体关闭后，抗剪销插入前框组件内，减少舱门本体与前框组件的相对运动量，提高舱门本体及舱门锁紧与解锁机构1的振动环境适应性。

舱门还包括预压组件；预压组件安装在舱门本体上的台阶孔内，包括预压块、预压弹簧和螺纹块，预压块为T型结构，其“|”型部分插入台阶孔中，并与舱门本体台阶孔内的螺纹块螺纹连接，预压弹簧套在所述“|”型部分，预压块的“一”型部分位于台阶孔端面外，当舱门本体关闭时，立方体卫星顶着预压块的“一”型端面，预压弹簧被压缩，螺纹块远离舱门本体台阶孔端面，当舱门本体打开时，在预压弹簧的作用下，螺纹块被拉到舱门本体台阶孔端面。

锁扣组件包括锁扣轴、锁扣、锁紧螺钉和轴承，锁扣和轴承通过锁紧螺钉组装成一个整体，该整体通过锁扣的中心圆孔套在锁扣轴上，能够绕锁扣轴自由转动，所述锁扣轴安装与舱门本体上；锁扣组件通过轴承与舱门锁紧与解锁机构配合，实现释放之前的舱门锁紧。

舱门锁紧与解锁机构包括基座、左锁钩、右锁钩、盖板、电连接器、两个拔销器、M型支座、两个锁钩转轴和解锁弹簧，基座安装于前框组件和中框组件上，电连接器、两个拔销器、M型支座安装在基座上；盖板固定在基座上方，用于盖住拔销器和M型支座；

左锁钩上加工有左U型槽、左锁钩转轴孔、左锁钩弹簧孔和左销轴孔，右锁钩上加工有右U型槽、右锁钩转轴孔、右锁钩弹簧孔和右销轴孔；M型支座上加工有两个孔，两个锁钩转轴中的一个穿过M型支座上的一个孔以及左锁钩转轴孔后固定于基座上，另一个穿过M型支座上的另一个孔以及右锁钩转轴孔后固定于基座上，将左锁钩和右锁钩夹在M型支座的M型结构里，使得左锁钩、右锁钩能够绕锁钩转轴转动，实现左锁钩和右锁钩的开合；锁钩弹簧一端插入左锁钩弹簧孔，另一端插入右锁钩弹簧孔；

拔销器采用电磁或电机驱动的拔销器；拔销器通过电缆线与电连接器连接；

释放之前，两个拔销器的销轴分别插入左销轴孔和右销轴孔，左锁钩和右锁钩上的U型槽分别锁住锁扣组件的轴承，从而固定左锁钩和右锁钩，实现舱门与前框组件的锁紧；释放时，电连接器接收到分离指令，控制拔销器的销轴缩回，拔销器对左锁钩和右锁钩的约束解除，锁钩弹簧的弹簧力使得左锁钩和右锁钩向外打开，锁扣组件的轴承从左锁钩和右锁钩上的U型槽中转出，实现舱门与前框组件的解锁。

前框组件包括前框、舱门转轴安装座、拉簧、弹片和第一微动开关；

前框固定在导轨组件上，舱门转轴安装座安装在前框上，用于安装舱门转轴；拉簧将弹片挂在舱门转轴上；弹片与舱门上的挂钩配合使用，当舱门转到了特定角度后，挂钩被弹片挂住，避免舱门反弹回去与立方体卫星发生碰撞；第一微动开关安装在前框上，用于检测舱门本体的开合，舱门本体关闭和打开时，第一微动开关通断状态发生变化。

前框组件还包括弹片扭簧和弹片转轴，弹片扭簧和弹片转轴用于将弹片压在舱门转轴安装座上，避免其自由晃动。

推板组件包括推板、4个支腿和分离弹簧，分离弹簧一端与推板接触，另一端与底板接触，从而被推板和底板前后约束住；推板下表面的四个角上安装有支腿，所述支腿与导轨组件滑动配合，释放之前，支腿的下端面顶在底板上，释放之后，支腿的上端面被导轨组件上的限位条限位，避免推板弹出立方体释放装置。

推板上有中心圆孔、挡块和弹簧安装圆，中心圆孔一方面用于减重，另一方面用于放置立方体卫星凸出的天线、相机系统；挡块用于压住立方体卫星上的行程开关，使运载火箭飞行过程中立方体卫星断电；弹簧安装圆用于放置分离弹簧，避免偏移，确保其对中性。

推板上还设置有固定螺纹孔，立方体卫星放置于释放装置之前，将推板组件压至底板上，固定螺杆穿过底板与推板上的固定螺纹孔拧紧，将推板组件固定至底板上，然后再放置立方体卫星，锁紧舱门后将固定螺杆拧下。

导轨组件由四根导轨组成，每根导轨包括限位条、润滑条和导轨本体，限位条位于导轨本体上端面，润滑条螺纹连接于导轨本体内侧，4个支腿能沿润滑条滑动，其中一根导轨的限位条上安装有第二微动开关，第二微动开关用于检测推板组件是否运动到位，当推板运动到位后，支腿上端面碰撞第二微动开关，第二微动开关发出通断信号，表明推板组件已经运动到指定位置处。

侧蒙皮组件包括U型蒙皮、前蒙皮和后蒙皮，包裹框架时，先将U型蒙皮包裹在框架的三个侧面，然后在第四个侧面的上半部分安装前蒙皮，第四个侧面的下半部分作为放置立方体卫星的操作窗口，立方体卫星放置完成后，在所述下半部分安装后蒙皮。

所述操作窗口可以作为测试口盖，也可以在非安装面及非舱门锁紧与解锁机构安装面的位置设置测试口盖，便于立方体卫星装载后的测试。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)立方体卫星释放装置采用冗余拔销器作为驱动源，任意一个拔销器工作时，对应的锁钩旋转，锁扣一端失去束缚，绕锁扣轴自由转动，从而实现舱门的解锁，提高舱门解锁的可靠性；

(2)相对于采用火工药剂驱动的拔销器，本发明采用电磁或电机驱动的拔销器使得立方体卫星释放装置可以多次重复使用，同时也可检可测，提高释放装置的工作可靠性；

(3)本发明采用微动开关检测推板组件运动到位和舱门打开到位信号，用于判断立方体卫星释放装置到达预定轨道后是否正常工作；

(4)导轨采用非金属润滑条贴合导轨本体的方式，一方面可以减小立方体卫星从释放装置弹出时所经受的摩擦力，减小立方体卫星弹出过程卡滞风险，另一方面还可以起到减振效果，改善发射过程中立方体卫星所经受的力学环境；

(5)立方体卫星释放装置采用“框架+蒙皮”构型，有效减轻了立方体卫星释放装置的质量，降低研制及发射成本；

(6)本发明采用限位块、挂钩和弹片的方式，一方面可以限制舱门张开角度(限位块对舱门转动角度进行限制)，另一方面可以防止舱门受撞后反弹(挂钩勾住弹片减小舱门反弹量)，避免反弹后舱门与弹出过程的立方体卫星发生碰撞的风险；

(7)采用固定螺杆将推板组件拉到释放装置最底部，然后放置立方体卫星，使得立方体卫星可以无障碍放到释放装置内，无需采用立方体卫星将推板组件推到释放装置底部，避免该操作过程中可能给立方体卫星造成的损伤；

(8)舱门上采用带有弹簧的预压组件，使得舱门打开角速度(来自于预压组件中预压弹簧的弹力和分离弹簧的弹力)快于立方体卫星的弹出速度(分离弹簧的弹力)，消除立方体卫星推着舱门弹出时所受到的侧向力，提高立方体卫星弹出的稳定性；

(9)“框架+蒙皮”构型使得释放装置开口位置更加灵活，可以在非安装面及非舱门锁紧与解锁机构安装面的位置设置测试口盖，便于立方体卫星装载后的测试操作性。

附图说明

图1是立方体卫星释放装置与安装支架的安装结构示意图；

图2是立方体卫星从释放装置中部分弹出示意图；

图3是立方体卫星从释放装置中部分弹出的剖面示意图；

图4是立方体卫星从释放装置中完全弹出示意图；

图5是立方体卫星释放装置隐藏蒙皮后的结构示意图(内部装有立方体卫星)；

图6是立方体卫星释放装置的蒙皮结构示意图；

图7是舱门锁紧与解锁机构示意图；

图8是舱门锁紧与解锁机构工作前的内部示意图(未显示盖板)；

图9是左锁钩和右锁钩结构示意图；

图10是舱门锁紧与解锁机构工作后的内部示意图(未显示盖板)；

图11是舱门结构示意图；

图12是锁扣组件结构示意图；

图13是预压组件结构示意图，其中(a)为舱门关闭时预压组件状态，(b)为舱门打开后预压组件状态；

图14是前框组件结构示意图；

图15是前框结构示意图；

图16是舱门打开到位及其被锁定示意图；

图17是中框组件结构示意图；

图18是推板组件结构示意图；

图19是推板结构示意图；

图20是支腿结构示意图；

图21是底板结构示意图(含两个固定螺杆)；

图22是导轨组件结构示意图；

图23是导轨组件的局部放大图；

图24是立方体卫星弹出示意图(未显示侧蒙皮组件)；

图25是单个拔销器工作时舱门打开示意图。

具体实施方式

本发明提供了一种立方体卫星释放装置，采用“框架+蒙皮”构型，包括舱门锁紧与解锁机构1、舱门2、前框组件3、中框组件4、侧蒙皮组件5、推板组件6、底板7和导轨组件8。立方体卫星释放装置安装在安装支架10上，内装立方体卫星9，如图1所示。立方体卫星9从立方体卫星释放装置中部分弹出如图2所示，部分弹出的剖面示意图如图3所示，完全弹出如图4所示。

前框组件3、中框组件4、底板7和导轨组件8构成框架，如图5所示。底板7安装在飞行器安装支架上，导轨组件8安装在底板7上，前框组件3和中框组件4固定在导轨组件8上；侧蒙皮组件5包裹在框架外面，推板组件6位于框架内部，与导轨组件8滑动配合，通过弹簧与底板7接触，舱门2安装于前框组件3上，能够绕前框组件3转动；舱门锁紧与解锁机构1安装于前框组件3和中框组件4上，当舱门关闭时，舱门锁紧与解锁机构1用于锁紧舱门；当接到分离指令时，舱门锁紧与解锁机构1解除对舱门的约束，在舱门扭簧的作用下舱门2打开。释放之前，立方体卫星放置框架内，位于舱门2与推板组件6之间，所述推板组件6为立方体卫星9弹射出筒的动力源。

侧蒙皮组件5由U型蒙皮51、前蒙皮52和后蒙皮53构成，如图6所示，蒙皮包裹在框架外面。“框架+蒙皮”构型可以使得立方体卫星释放装置结构简单、重量轻，比传统壁板构型轻30％。包裹框架时，先将U型蒙皮51包裹在框架的三个侧面，然后在第四个侧面的上半部分安装前蒙皮52，第四个侧面的下半部分作为放置立方体卫星的操作窗口，立方体卫星放置完成后，在所述下半部分安装后蒙皮53。

舱门锁紧与解锁机构1由基座11，左锁钩12，右锁钩13、盖板14、电连接器15，拔销器16、M型支座17，锁钩转轴18，解锁弹簧19组成，如图7和图8所示。基座11安装于前框组件3和中框组件4上，电连接器15、两个拔销器16、M型支座17安装在基座11上。左锁钩12上加工有左U型槽121、左锁钩转轴孔122、左锁钩弹簧孔123和左销轴孔124，右锁钩13上加工有右U型槽131、右锁钩转轴孔132、右锁钩弹簧孔133和右销轴孔134，如图9所示。U型槽121(131)用于挂住舱门2上的轴承264，M型支座17上加工有两个孔，两个锁钩转轴18中的一个穿过M型支座17上的一个孔以及左锁钩转轴孔122后固定于基座11上，另一个穿过M型支座17上的另一个孔以及右锁钩转轴孔132后固定于基座11上，将左锁钩12和右锁钩13夹在M型支座17的M型结构里，使得左锁钩12、右锁钩13能够绕锁钩转轴18转动，实现左锁钩12和右锁钩13的开合；锁钩弹簧19一端插入左锁钩弹簧孔123，另一端插入右锁钩弹簧孔133。拔销器16采用电磁或电机驱动的拔销器；拔销器16通过电缆线与电连接器15连接。盖板14固定在基座11上方，用于盖住拔销器16和M型支座17。

舱门锁紧与解锁机构1的工作流程如下：电连接器15通电给拔销器电缆线162后，拔销器16的销轴161回缩，从左锁钩12的左销轴孔124和右锁钩13的右销轴孔134中拔出，解除对左锁钩12和右锁钩13的约束，在锁钩弹簧19弹簧力的推动下，左锁钩12和右锁钩13向外张开，如图10所示。

舱门2由舱门本体21、挂钩22、舱门扭簧23、舱门转轴24、限位块25、锁扣组件26、预压组件27和抗剪销28组成，如图11所示。挂钩22与前框组件3中的弹片34配合使用，当舱门本体21转过特定角度后，挂钩22挂住弹片34，防止舱门21向前框31反弹，避免其与弹出的立方体卫星发生碰撞；舱门扭簧23一般是两个或4个，安装在舱门转轴24上；舱门转轴24将舱门本体21和前框31组装在一起，且舱门本体21可以绕舱门转轴24自由转动；限位块25安装在舱门本体21上，用于对舱门本体21转动角度进行限定，防止其转动角度过大；锁扣组件26如图12所示，由锁扣轴261、锁扣262、锁紧螺钉263和轴承264组成，锁扣262、锁紧螺钉263和轴承264组装在一起，通过锁扣的中心圆孔套在锁扣轴261上，可以绕锁扣轴261自由转动，舱门锁紧与解锁机构1中的左锁钩12和右锁钩13分别通过左U型槽和右U型槽锁住轴承264，实现舱门组件2与前框组件3的锁紧。抗剪销28安装在舱门本体21上，如图13所示，舱门本体21关闭后，抗剪销28进入前框31的抗剪孔内，减少舱门本体21与前框31的相对运动量，提高舱门本体21及舱门锁紧与解锁机构1的振动环境适应性。预压组件由预压块271、预压弹簧272和螺纹块273组成，安装在舱门本体21上的台阶孔内。如图13所示，预压块271为T型结构，其“|”型部分插入台阶孔中，并与螺纹块273螺纹连接，预压弹簧272套在所述“|”型部分；当舱门本体21关闭时，立方体卫星顶着预压块271的“一”型端面，预压弹簧272被压缩，螺纹块273远离舱门本体21台阶孔端面，如图13中(a)所示；当舱门本体21打开时，在预压弹簧272的作用下，螺纹块273被拉到舱门本体21台阶孔端面，如图13中(b)所示。

前框组件3由前框31、舱门转轴安装座32、拉簧33、弹片34、弹片扭簧35、弹片转轴36、第一微动开关37组成，如图14所示。前框31上有抗剪销28安装孔311，舱门锁紧与解锁机构1安装孔312，导轨组件8的安装孔314和安装面313(共有四处)，第一微动开关37安装孔315，舱门转轴安装座32的安装孔316，如图15所示。舱门转轴安装座32安装在前框31上，用于安装舱门转轴24，将舱门本体21安装在前框31上，舱门本体21可以绕舱门转轴24自由转动；拉簧33将弹片34挂在舱门转轴24上；弹片34与舱门2上的挂钩22配合使用，当舱门转到了特定角度后便被挂钩挂住，避免其反弹回去与立方体卫星发生碰撞；弹片扭簧35和弹片转轴36用于将弹片34压在舱门转轴安装座32上，避免其自由晃动；第一微动开关37用于检测舱门本体21的开合，当舱门本体21关闭后，第一微动开关37为断开状态，当舱门本体21打开后，第一微动开关37为接通状态。弹片扭簧35和拉簧33互为冗余。第一微动开关37通断状态变化通过运载火箭的遥测系统传回至地面控制中心，从而判断舱门是否解除约束。

舱门本体21打开到位后(即绕轴转动一定角度)，先依靠限位块25避免其进一步转动，后挂钩22和弹片34勾住避免其因快速打开撞击前框31(即限位块25与前框31相撞击)，撞击反弹引起的与弹射出筒的立方体卫星9碰撞。舱门本体21打开到位及其被锁定示意图如图16所示。

中框组件4由前中框41和后中框42组成，如图17所示。其中前中框41上有安装支架10的安装孔411(两个)、舱门锁紧与解锁机构1的安装孔412(两个)，导轨组件8的安装面413和安装孔414(四个)；后中框42上有安装支架10的安装孔421(两个)、舱门打开机构1的安装孔422(两个)，与导轨组件8的安装面423和安装孔424(四个)。

推板组件6由推板61、支腿62(四个)和分离弹簧63组成。为了降低材料及加工成本，推板组件6采用分体式设计，即分为推板61和支腿62，如图18所示。分离弹簧63一端与推板61接触，另一端与底板7接触，从而被推板61和底板7前后约束住。推板组件6是立方体卫星9弹射出筒的动力源，可以根据弹射速度要求来设计分离弹簧63。当推板组件6运动到位后，支腿62上端面碰撞第二微动开关823，根据微动开关的通断可以检测推板组件是否运动到位。推板61上有中心圆孔611、挡块612、弹簧安装圆613、固定螺纹孔614、支腿612安装面615(四个)，如图19所示。中心圆孔611一方面可以减重，另一方面可以放置立方体卫星凸出的天线、相机等系统；挡块612主要用于压住立方体卫星9上的行程开关，使运载火箭飞行过程中立方体卫星9断电，挡块612在推板61上的位置可以根据立方体卫星9上的行程开关位置选定；弹簧安装圆613用于放置分离弹簧63，避免偏移，确保其对中性；固定螺纹孔614用于安装固定螺杆72，将推板组件6压到底板7上，避免采用通过立方体卫星9压推板61的方式，往立方体卫星释放装置内放置立方体卫星9。支腿62上有推板61的安装面621、与导轨组件8的滑动配合面622(两个)和与底板7的配合面623，如图20所示。

底板7上有与安装支架10的安装孔711(两个)、分离弹簧安装圆712、导轨的安装面713和安装孔714(四个)、与支腿62下端面621的配合面715，如图21所示。在实际应用中，固定螺杆72穿过底板7与推板61上的固定螺纹孔614拧紧，将推板组件6拉至底板7上的端面715，然后再把立方体卫星9放到立方体卫星释放装置内部，关闭舱门2，给舱门锁紧与解锁机构1通电，锁紧舱门2，最后将固定螺杆72拧下。

导轨组件8由导轨A 81、导轨B 82、导轨C 83和导轨D 84组成，如图22所示。以导轨A 81、导轨B 82和导轨C 83为例说明其构成，导轨A 81由导轨A本体811和导轨A润滑条812(两个)组成，其中导轨A本体811上有导轨A限位条8111、前框31的安装面8112和中前框的安装面8113。导轨B 82由导轨B本体821、导轨B润滑条822(两个)和第二微动开关823组成，其中导轨B本体821上有导轨B限位条8211、前框31的安装面8212和中前框的安装面8213。如图23所示。导轨B限位条8211用于阻挡推板组件6进一步往立方体卫星分离方向运动。润滑条一方面使得立方体卫星释放过程所经受的摩擦力小，另一方面可以起到减振效果。第二微动开关823可在其它导轨上安装，当推板61运动到位触碰第二微动开关823后，发出通断信号，表明推板组件6已经运动到指定位置处。第二微动开关823的通断状态变化通过运载火箭的遥测系统传回至地面控制中心，从而判断推板组件6是否运动到指定位置。导轨C 83由导轨C本体831和导轨C润滑条832(2个)组成，其中导轨C本体831上有导轨C限位条8311。导轨D 84与导轨C83结构相同。

图24为立方体卫星弹出示意图，图中未显示侧蒙皮组件。

本发明中，采用冗余拔销器作为驱动源，任意一个拔销器工作时，对应的锁钩旋转，锁扣一端失去束缚，绕锁扣轴自由转动，从而实现舱门的解锁，冗余拔销器方案能提高舱门解锁的可靠性，图25中(a)为左锁钩12和右锁钩13锁定示意图，(b)是单个拔销器工作时舱门打开示意图。

本发明也可以在非安装面及非舱门锁紧与解锁机构安装面的位置设置测试口盖，便于立方体卫星装载后的测试。

本发明提供了一种以拔销器作为驱动动力源，具有冗余解锁和减振功能、舱门展开后可靠锁定的立方体卫星释放装置，提高解锁装置的可靠性，进而提高立方体卫星的发射成功率。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (12)

1.一种立方体卫星释放装置，其特征在于：包括舱门锁紧与解锁机构（1）、舱门（2）、前框组件（3）、中框组件（4）、侧蒙皮组件（5）、推板组件（6）、底板（7）和导轨组件（8）；

前框组件（3）、中框组件（4）、底板（7）和导轨组件（8）构成框架，底板（7）安装在飞行器安装支架上，导轨组件（8）安装在底板（7）上，前框组件（3）和中框组件（4）固定在导轨组件（8）上；侧蒙皮组件（5）包裹在框架外面，推板组件（6）位于框架内部，与导轨组件（8）滑动配合，通过弹簧与底板（7）接触；舱门（2）安装于前框组件（3）上，能够绕前框组件（3）转动；舱门锁紧与解锁机构（1）安装于前框组件（3）和中框组件（4）上，当舱门（2）关闭时，舱门锁紧与解锁机构（1）用于锁紧舱门（2）；当接到分离指令时，舱门锁紧与解锁机构（1）解除对舱门（2）的约束，舱门（2）打开；释放之前，立方体卫星（9）放置于框架内，位于舱门（2）与推板组件（6）之间，所述推板组件（6）为立方体卫星（9）弹射出筒的动力源；

舱门（2）包括舱门本体（21）、挂钩（22）、舱门扭簧（23）、舱门转轴（24）、限位块（25）、锁扣组件（26）和抗剪销（28）；

舱门本体（21）安装于前框组件（3）上，挂钩（22）与前框组件（3）配合，当舱门转过特定角度后，挂钩（22）挂在前框组件（3）上，防止舱门（2）向前框组件（3）反弹；舱门转轴（24）将舱门本体（21）和前框组件（3）组装在一起，且舱门本体（21）能够绕舱门转轴（24）自由转动；舱门扭簧（23）安装在舱门转轴（24）上；限位块（25）安装在舱门本体（21）上，用于对舱门本体（21）转动角度进行限定，防止其转动角度过大；锁扣组件（26）安装于舱门本体（21）上，与舱门锁紧与解锁机构（1）配合使用，实现释放之前的舱门（2）锁紧；

抗剪销（28）安装在舱门本体（21）上，舱门本体（21）关闭后，抗剪销（28）插入前框组件（3）内，减少舱门本体（21）与前框组件（3）的相对运动量，提高舱门本体（21）及舱门锁紧与解锁机构（1）的振动环境适应性。

2.根据权利要求1所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：舱门（2）还包括预压组件（27）；

预压组件（27）安装在舱门本体（21）上的台阶孔内，包括预压块（271）、预压弹簧（272）和螺纹块（273），预压块（271）为T型结构，其“|”型部分插入台阶孔中，并与舱门本体（21）台阶孔内的螺纹块（273）螺纹连接，预压弹簧（272）套在所述“|”型部分，预压块（271）的“一”型部分位于台阶孔端面外，当舱门本体（21）关闭时，立方体卫星（9）顶着预压块（271）的“一”型端面，预压弹簧（272）被压缩，螺纹块（273）远离舱门本体（21）台阶孔端面，当舱门本体（21）打开时，在预压弹簧（272）的作用下，螺纹块（273）被拉到舱门本体（21）台阶孔端面。

3.根据权利要求1所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：锁扣组件（26）包括锁扣轴（261）、锁扣（262）、锁紧螺钉（263）和轴承（264），锁扣（262）和轴承（264）通过锁紧螺钉（263）组装成一个整体，该整体通过锁扣的中心圆孔套在锁扣轴（261）上，能够绕锁扣轴（261）自由转动，所述锁扣轴（261）安装于舱门本体（21）上；锁扣组件（26）通过轴承（264）与舱门锁紧与解锁机构（1）配合，实现释放之前的舱门（2）锁紧。

4.根据权利要求3所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：舱门锁紧与解锁机构（1）包括基座（11）、左锁钩（12）、右锁钩（13）、盖板（14）、电连接器（15）、两个拔销器（16）、M型支座（17）、两个锁钩转轴（18）和解锁弹簧（19），基座（11）安装于前框组件（3）和中框组件（4）上，电连接器（15）、两个拔销器（16）、M型支座（17）安装在基座（11）上；盖板（14）固定在基座（11）上方，用于盖住拔销器（16）和M型支座（17）；

左锁钩（12）上加工有左U型槽（121）、左锁钩转轴孔（122）、左锁钩弹簧孔（123）和左销轴孔（124），右锁钩（13）上加工有右U型槽（131）、右锁钩转轴孔（132）、右锁钩弹簧孔（133）和右销轴孔（134）；M型支座（17）上加工有两个孔，两个锁钩转轴（18）中的一个穿过M型支座（17）上的一个孔以及左锁钩转轴孔（122）后固定于基座（11）上，另一个穿过M型支座（17）上的另一个孔以及右锁钩转轴孔（132）后固定于基座（11）上，将左锁钩（12）和右锁钩（13）夹在M型支座（17）的M型结构里，使得左锁钩（12）、右锁钩（13）能够绕锁钩转轴（18）转动，实现左锁钩（12）和右锁钩（13）的开合；锁钩弹簧（19）一端插入左锁钩弹簧孔（123），另一端插入右锁钩弹簧孔（133）；

拔销器（16）采用电磁或电机驱动的拔销器；拔销器（16）通过电缆线与电连接器（15）连接；

释放之前，两个拔销器（16）的销轴（161）分别插入左销轴孔（124）和右销轴孔（134），左锁钩（12）和右锁钩（13）上的U型槽分别锁住锁扣组件（26）的轴承（264），从而固定左锁钩（12）和右锁钩（13），实现舱门（2）与前框组件（3）的锁紧；释放时，电连接器（15）接收到分离指令，控制拔销器（16）的销轴（161）缩回，拔销器（16）对左锁钩（12）和右锁钩（13）的约束解除，锁钩弹簧（19）的弹簧力使得左锁钩（12）和右锁钩（13）向外打开，锁扣组件（26）的轴承（264）从左锁钩（12）和右锁钩（13）上的U型槽中转出，实现舱门（2）与前框组件（3）的解锁。

5.根据权利要求1所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：前框组件（3）包括前框（31）、舱门转轴安装座（32）、拉簧（33）、弹片（34）和第一微动开关（37）；

前框（31）固定在导轨组件（8）上，舱门转轴安装座（32）安装在前框（31）上，用于安装舱门转轴（24）；拉簧（33）将弹片（34）挂在舱门转轴（24）上；弹片（34）与舱门（2）上的挂钩（22）配合使用，当舱门转到了特定角度后，挂钩（22）被弹片（34）挂住，避免舱门（2）反弹回去与立方体卫星（9）发生碰撞；第一微动开关（37）安装在前框（31）上，用于检测舱门本体（21）的开合，舱门本体（21）关闭和打开时，第一微动开关（37）通断状态发生变化。

6.根据权利要求5所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：前框组件（3）还包括弹片扭簧（35）和弹片转轴（36），弹片扭簧（35）和弹片转轴（36）用于将弹片（34）压在舱门转轴安装座（32）上，避免其自由晃动。

7.根据权利要求1所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：推板组件（6）包括推板（61）、4个支腿（62）和分离弹簧（63），分离弹簧（63）一端与推板（61）接触，另一端与底板（7）接触，从而被推板（61）和底板（7）前后约束住；推板（61）下表面的四个角上安装有支腿（62），所述支腿（62）与导轨组件（8）滑动配合，释放之前，支腿（62）的下端面顶在底板上，释放之后，支腿（62）的上端面被导轨组件（8）上的限位条限位，避免推板（61）弹出立方体释放装置。

8.根据权利要求7所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：推板（61）上有中心圆孔（611）、挡块（612）和弹簧安装圆（613），中心圆孔（611）一方面用于减重，另一方面用于放置立方体卫星（9）凸出的天线、相机系统；挡块（612）用于压住立方体卫星（9）上的行程开关，使运载火箭飞行过程中立方体卫星（9）断电；弹簧安装圆（613）用于放置分离弹簧（63），避免偏移，确保其对中性。

9.根据权利要求7所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：推板（61）上还设置有固定螺纹孔（614），立方体卫星放置于释放装置之前，将推板组件（6）压至底板（7）上，固定螺杆（72）穿过底板（7）与推板（61）上的固定螺纹孔（614）拧紧，将推板组件（6）固定至底板（7）上，然后再放置立方体卫星（9），锁紧舱门后将固定螺杆（72）拧下。

10.根据权利要求7所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：导轨组件（8）由四根导轨组成，每根导轨包括限位条、润滑条和导轨本体，限位条位于导轨本体上端面，润滑条螺纹连接于导轨本体内侧，4个支腿（62）能沿润滑条滑动，其中一根导轨的限位条上安装有第二微动开关（823），第二微动开关（823）用于检测推板组件是否运动到位，当推板（61）运动到位后，支腿（62）上端面碰撞第二微动开关（823），第二微动开关（823）发出通断信号，表明推板组件（6）已经运动到指定位置处。

11.根据权利要求1所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：侧蒙皮组件（5）包括U型蒙皮（51）、前蒙皮（52）和后蒙皮（53），包裹框架时，先将U型蒙皮（51）包裹在框架的三个侧面，然后在第四个侧面的上半部分安装前蒙皮（52），第四个侧面的下半部分作为放置立方体卫星的操作窗口，立方体卫星放置完成后，在所述第四个侧面的下半部分安装后蒙皮（53）。

12.根据权利要求11所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：所述操作窗口为测试口盖，或者在非安装面及非舱门锁紧与解锁机构安装面的位置设置测试口盖，便于立方体卫星（9）装载后的测试。

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