CN111086657A - 小卫星舱间连接方法、系统及介质 - Google Patents

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CN111086657A CN201911294639.4A CN201911294639A CN111086657A CN 111086657 A CN111086657 A CN 111086657A CN 201911294639 A CN201911294639 A CN 201911294639A CN 111086657 A CN111086657 A CN 111086657A
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李彦之
王伟
黄帆
方宝东
陈晓
张小柯
杜宣
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/641—Interstage or payload connectors

Abstract

本发明提供了一种小卫星舱间连接方法，包括：步骤1：使用工装保持磁浮作动器的磁钢与线圈为固定距离；步骤2：将连接工装的磁浮作动器底部紧固在平台舱舱板上；步骤3：将两舱解锁装置底部紧固在平台舱舱板上；步骤4：将两舱连接释放装置的电磁吸盘和吸附端分别装在平台舱舱板与载荷舱舱板上；步骤5：将两舱解锁装置上的安装孔与载荷舱舱板上对应的安装孔对准并紧固；步骤6：通过磁钢将磁浮作动器顶部紧固在载荷舱舱板上；步骤7：拆除磁浮作动器上的工装。本发明在运载火箭发射段两舱固连承力，载荷舱力学环境好；入轨后两舱可分离，通过磁浮控制使两舱在一定范围内相对运动，实现对载荷舱高精度高稳定度的控制。

Description

小卫星舱间连接方法、系统及介质
技术领域
本发明涉及航空航天用零部件领域，具体地，涉及一种小卫星舱间连接方法、系统及介质，尤其地，涉及一种过约束条件下的高性能对地遥感微小卫星舱间连接方法。
背景技术
当前的小卫星平台受尺寸包络约束普遍采用结构一体化设计或平台舱与载荷舱固定连接的方式，而高性能对地遥感小卫星通过两舱分离并对载荷舱磁浮控制来提高其稳定度和指向精度，具体体现为以下需求：
1、在运载火箭发射段两舱固连；
2、入轨后两舱分离并通过磁浮控制使两舱在一定范围内相对运动；
3、当两舱需要作为整体机动时恢复固连状态。
专利文献CN109649697A(申请号：201910033214.1)公开了一种过约束条件下的卫星舱间连接方法，包括：将磁浮机构、一次性解锁装置以及磁浮机构工装安装于平台舱顶板；将可重复解锁装置电磁吸盘端以及可重复解锁装置工装安装于平台舱顶板；将可重复连接释放装置吸附端安装于载荷舱悬浮板；将载荷舱悬浮板整体安装于平台舱顶板上方，将磁浮机构与载荷舱悬浮板连接；撤除磁浮机构工装，并将载荷舱悬浮板整体下降，使载荷舱悬浮板的底面与可重复解锁装置工装的顶面接触；将一次性解锁装置与载荷舱悬浮板的侧面连接，并撤除可重复解锁装置工装。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种小卫星舱间连接方法、系统及介质。
根据本发明提供的小卫星舱间连接方法，包括：
步骤1：使用工装保持磁浮作动器的磁钢与线圈为固定距离；
步骤2：将连接工装的磁浮作动器底部紧固在平台舱舱板上；
步骤3：将两舱解锁装置底部紧固在平台舱舱板上；
步骤4：将两舱连接释放装置的电磁吸盘和吸附端分别装在平台舱舱板与载荷舱舱板上；
步骤5：将两舱解锁装置上的安装孔与载荷舱舱板上对应的安装孔对准并紧固；
步骤6：通过磁钢将磁浮作动器顶部紧固在载荷舱舱板上；
步骤7：拆除磁浮作动器上的工装。
优选地，所述步骤4包括：平台舱舱板与载荷舱舱板为分离状态。
优选地，所述磁浮作动器数量为6个，每套磁浮作动器包括磁钢与线圈。
优选地，所述磁浮作动器的磁钢与线圈之间存在限位装置，在预设范围内相对运动且无法完全分离，磁钢与载荷舱舱板连接，线圈与平台舱舱板连接。
优选地，所述磁浮作动器的磁钢与线圈由工装连接，限制磁钢与线圈的相对运动，磁浮作动器为一个独立的整体。
优选地，所述两舱解锁装置数量为3个，两舱解锁装置的底部与平台舱舱板连接，顶部与载荷舱舱板连接。
优选地，所述两舱连接释放装置数量为3个，每套两舱连接释放装置包括电磁吸盘和吸附端。
优选地，所述电磁吸盘和吸附端之间无连接或者限位，电磁吸盘与平台舱舱板连接，吸附端与载荷舱舱板连接。
根据本发明提供的小卫星舱间连接系统，包括：
模块M1：保持磁浮作动器的磁钢与线圈为固定距离；
模块M2：将连接工装的磁浮作动器底部紧固在平台舱舱板上；
模块M3：将两舱解锁装置底部紧固在平台舱舱板上；
模块M4：将两舱连接释放装置的电磁吸盘和吸附端分别装在平台舱舱板与载荷舱舱板上；
模块M5：将两舱解锁装置上的安装孔与载荷舱舱板上对应的安装孔对准并紧固；
模块M6：通过磁钢将磁浮作动器顶部紧固在载荷舱舱板上；
模块M7：拆除磁浮作动器上的工装。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、在运载火箭发射段两舱固连承力，载荷舱力学环境好；
2、入轨后两舱可分离，通过磁浮控制使两舱在一定范围内相对运动，实现对载荷舱高精度高稳定度的控制；
3、当整星需要机动时，两舱可恢复固连状态作为一个整体。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明星舱间连接方法示意图；
图2为本发明中磁浮作动器结构示意图；
图3为本发明中两舱解锁装置结构示意图；
图4为本发明中两舱连接释放装置结构示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1所示，为本发明小卫星舱间连接方法示意图，根据本发明提供的过约束条件下的高性能对地遥感微小卫星舱间连接方法，包括如下步骤：
步骤1、通过工装F使磁浮作动器的磁钢A01与线圈A02保持固定距离；
步骤2、将工装连接状态下的磁浮作动器A1-A6作为整体，通过线圈部分将磁浮作动器底部紧固在平台舱舱板E；
步骤3、将两舱解锁装置B底部紧固在平台舱舱板E；
步骤4、将两舱连接释放装置C的电磁吸盘C01和吸附端C02分别装至平台舱舱板D与载荷舱舱板E，此时两块舱板为分离状态；
步骤5、将载荷舱舱板D上对应的安装孔与两舱解锁装置B安装孔对准并紧固；
步骤6、通过磁钢A01部分将磁浮作动器顶部紧固在载荷舱舱板D；
步骤7、拆除磁浮作动器的工装F。
如图2所示，为本发明中磁浮作动器结构示意图，所述磁浮作动器A1-A6数量为6个，单套磁浮作动器由磁钢A01与线圈A02两部分组成，磁钢A01与线圈A02之间存在限位装置，两者可以在一定范围内相对运动而无法完全分离，磁钢部分A01与载荷舱舱板连接，线圈部分A02与平台舱舱板连接。
所述磁浮作动器的磁钢A01与线圈A02可由工装F连接限制两者的相对运动，磁浮作动器成为一个独立的整体。
如图3所示，为本发明中两舱解锁装置结构示意图，所述两舱解锁装置B1-B3数量为3个，其底部与平台舱舱板E连接，顶部与载荷舱舱板D连接。
如图4所示，为本发明中两舱连接释放装置结构示意图，所述两舱连接释放装置C1-C3数量为3个，单套两舱连接释放装置由电磁吸盘C02和吸附端C01组成，两者之间无连接或限位，可完全分离，电磁吸盘与平台舱舱板E连接，吸附端与载荷舱舱板D连接。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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申请和简化描述，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申请的限制。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种小卫星舱间连接方法，其特征在于，包括：
步骤1：使用工装保持磁浮作动器的磁钢与线圈为固定距离；
步骤2：将连接工装的磁浮作动器底部紧固在平台舱舱板上；
步骤3：将两舱解锁装置底部紧固在平台舱舱板上；
步骤4：将两舱连接释放装置的电磁吸盘和吸附端分别装在平台舱舱板与载荷舱舱板上；
步骤5：将两舱解锁装置上的安装孔与载荷舱舱板上对应的安装孔对准并紧固；
步骤6：通过磁钢将磁浮作动器顶部紧固在载荷舱舱板上；
步骤7：拆除磁浮作动器上的工装。
2.根据权利要求1所述的小卫星舱间连接方法，其特征在于，所述步骤4包括：平台舱舱板与载荷舱舱板为分离状态。
3.根据权利要求1所述的小卫星舱间连接方法，其特征在于，所述磁浮作动器数量为6个，每套磁浮作动器包括磁钢与线圈。
4.根据权利要求1所述的小卫星舱间连接方法，其特征在于，所述磁浮作动器的磁钢与线圈之间存在限位装置，在预设范围内相对运动且无法完全分离，磁钢与载荷舱舱板连接，线圈与平台舱舱板连接。
5.根据权利要求1所述的小卫星舱间连接方法，其特征在于，所述磁浮作动器的磁钢与线圈由工装连接，限制磁钢与线圈的相对运动，磁浮作动器为一个独立的整体。
6.根据权利要求1所述的小卫星舱间连接方法，其特征在于，所述两舱解锁装置数量为3个，两舱解锁装置的底部与平台舱舱板连接，顶部与载荷舱舱板连接。
7.根据权利要求1所述的小卫星舱间连接方法，其特征在于，所述两舱连接释放装置数量为3个，每套两舱连接释放装置包括电磁吸盘和吸附端。
8.根据权利要求1所述的小卫星舱间连接方法，其特征在于，所述电磁吸盘和吸附端之间无连接或者限位，电磁吸盘与平台舱舱板连接，吸附端与载荷舱舱板连接。
9.一种小卫星舱间连接系统，其特征在于，包括：
模块M1：保持磁浮作动器的磁钢与线圈为固定距离；
模块M2：将连接工装的磁浮作动器底部紧固在平台舱舱板上；
模块M3：将两舱解锁装置底部紧固在平台舱舱板上；
模块M4：将两舱连接释放装置的电磁吸盘和吸附端分别装在平台舱舱板与载荷舱舱板上；
模块M5：将两舱解锁装置上的安装孔与载荷舱舱板上对应的安装孔对准并紧固；
模块M6：通过磁钢将磁浮作动器顶部紧固在载荷舱舱板上；
模块M7：拆除磁浮作动器上的工装。
10.一种存储有计算机程序的计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至8中任一项所述的方法的步骤。
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