CN111891390A - 卫星接口及其连接方法、卫星系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种卫星接口及其连接方法、卫星系统，包括：释放装置基座，被布置在卫星的第一部件上；释放装置适配器，被布置在所述卫星的第二部件上；当所述第一部件和所述第二部件需要结合时，所述释放装置基座和所述释放装置适配器之间产生吸力；当所述第一部件和所述第二部件需要分离时，所述释放装置基座和所述释放装置适配器之间产生弹开力。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种卫星接口及其连接方法、卫星系统。
背景技术
受限于卫星部组件寿命、燃料、运载能力、发射以及在轨运行环境等多个因素，卫星在从发射入轨、轨道转移、初轨部署、按计划运行、拓展运行到结束运行的全寿命过程中，在轨故障不可避免。此外，还不时有航天器发生机构展开失利、空间碎片碰撞损伤、部组件失效等故障，其累计数量也相当可观。针对上述情况，需针对失效卫星或故障卫星进行在轨故障检测和判断，自主执行对航天器的燃料加注或维修操作，根据目标卫星不同情况提供辅助飞行、模块更换等服务。在对卫星进行服务时，首先需对目标卫星进行有效捕获和对接，与目标卫星形成相对固定的运动和姿态关系，方便后续服务的进行。
地球静止轨道(GEO)卫星在轨发生故障或失效后将造成空间资源的巨大浪费，对其抓捕、刚性连接后可实施维修或离轨等操作，使故障卫星载荷任务能力得以延续，或释放重要轨道资源，可取得十分重要的经济效益和社会效益。因此卫星对接机构的设计，是卫星捕获的核心部件，是影响对其能否进行正常修复的重要因素之一。
结合对该类卫星的救援服务与离轨操作需求，需要采用机械臂、锥杆等方式的抓捕机构，建立两飞行器的软抓捕状态，同时设计锁紧与释放分离机构，在受到卫星翻滚和抓捕机构收回动作的动态环境下，完成两飞行器的进一步精确捕获和刚性连接，使两飞行器固连在一起，进而接管目标卫星的控制与推进，为故障卫星轨道救援、废弃卫星主动清除等任务做好准备。
由此可知，卫星对接结构都是针对结构较为复杂的大卫星而言，对于微小卫星来讲，上述对接装置结构复杂、对接方式难度大，成本高，不适用于微小卫星的对接。且当某些模块需要与卫星分离时，对接装置没有相应的分离和更换功能。
发明内容
本发明的目的在于提供一种卫星接口及其连接方法、卫星系统，以解决现有的卫星对接装置不适用于微小卫星的问题。
本发明的目的还在于提供一种卫星接口及其连接方法、卫星系统，以解决现有的卫星对接装置无法实现模块更换的问题。
本发明的目的还在于提供一种卫星接口及其连接方法、卫星系统，以解决现有的卫星对接装置无法实现模块独立性的问题。
为解决上述技术问题，本发明提供一种卫星接口，包括：
释放装置基座，被布置在卫星的第一部件上；以及
释放装置适配器，被布置在所述卫星的第二部件上；
其中：
当所述第一部件和所述第二部件需要结合时，所述释放装置基座和所述释放装置适配器之间产生吸力；以及
当所述第一部件和所述第二部件需要分离时，所述释放装置基座和所述释放装置适配器之间产生弹开力。
可选的，在所述的卫星接口中，所述释放装置基座包括第一基座、第一弹簧装置、第二弹簧装置及第一电磁锁紧释放装置；
第一电磁锁紧释放装置位于所述第一基座的中心，并位于所述第一弹簧装置和所述第二弹簧装置之间；
所述第一弹簧装置及所述第二弹簧装置分别位于所述第一基座的两个端部。
可选的，在所述的卫星接口中，所述释放装置适配器包括第二基座、以及相对于所述第一电磁锁紧释放装置布置的第二电磁锁紧释放装置；
所述第二电磁锁紧释放装置位于所述第二基座的中心；
当所述第一部件和所述第二部件结合时，所述第一电磁锁紧释放装置与所述第二电磁锁紧释放装置正相对。
可选的，在所述的卫星接口中，所述第一部件为卫星本体和/或推进模块；所述第二部件为卫星本体和/或推进模块；
所述推进模块包括推力器和推进剂储箱。
可选的，在所述的卫星接口中，所述释放装置基座还包括第一电信号接口，所述释放装置适配器还包括第二电信号接口，其中：
所述第一电信号接口位于所述第一弹簧装置和所述第一电磁锁紧释放装置之间，以及所述第二弹簧装置和所述第一电磁锁紧释放装置之间；
所述第一电信号接口相对于所述第一电信号接口布置；
当所述第一部件和所述第二部件结合时，所述第一电信号接口与所述第二电信号接口电连接；
卫星平台通过所述第一电信号接口和所述第二电信号接口对所述推进模块发送控制信号及供电，执行卫星轨控。
本发明还提供一种卫星接口的连接方法，包括：
将释放装置基座布置在卫星的第一部件上；
将释放装置适配器布置在所述卫星的第二部件上；
当所述第一部件和所述第二部件需要结合时，使所述释放装置基座和所述释放装置适配器之间产生吸力；
当所述第一部件和所述第二部件需要分离时，使所述释放装置基座和所述释放装置适配器之间产生弹开力。
本发明还提供一种卫星系统，包括卫星本体和多个推进模块，所述卫星本体以及多个推进模块之间通过如上任一项中所述的卫星接口连接。
可选的，在所述的卫星系统中，所述推进模块为长方体，所述卫星本体的底面具有释放装置基座或释放装置适配器，第一个推进模块顶面具有与卫星本体的底面相应的释放装置适配器或释放装置基座，以和卫星本体产生吸力；
第一个推进模块底面具有释放装置基座或释放装置适配器，第二个推进模块顶面具有与第一个推进模块底面相应的释放装置适配器或释放装置基座，以和第一个推进模块产生吸力；
后续的推进模块以此类推，以实现多个所述推进模块竖列排放；
所述卫星本体还具有两个侧翼滑道，以夹持多个所述推进模块。
可选的，在所述的卫星系统中，多个所述推进模块的推力方向相异，执行卫星轨控；
当某个推进模块的推进剂储箱燃料充足时，卫星平台向该推进模块的控制单元发送电磁锁紧指令，所述第一电磁锁紧释放装置和所述第二电磁锁紧释放装置通电并互相吸附；
当某个推进模块的推进剂储箱燃料不足时，卫星平台向该推进模块的控制单元发送电磁释放指令，所述第一弹簧装置及所述第二弹簧装置将失去吸力状态的推进模块推离，完成下层推进模块的弹出分离。
可选的，在所述的卫星系统中，所述推进模块与所述卫星本体分离后，所述控制单元控制所述推力器的推力方向及推力大小，以调整所述推进模块的姿态，并将所述推进模块推送至安全轨道。
在本发明提供的卫星接口及其连接方法、卫星系统中，通过当所述第一部件和所述第二部件需要结合时，卫星的第一部件上的释放装置基座和卫星的第二部件上的释放装置适配器之间产生吸力，当所述第一部件和所述第二部件需要分离时，所述释放装置基座和所述释放装置适配器之间产生弹开力，该卫星接口只需要简单的吸力和弹开力来实现第一部件和第二部件的对接和分离，实现了卫星接口结构的简单设计，适用于微小卫星的模块部件的丢弃和更换。
附图说明
图1是本发明一实施例释放装置基座与卫星本体连接示意图
图2是本发明一实施例卫星接口与推进模块连接示意图；
图3是本发明一实施例卫星接口结构及释放状态示意图；
图4是本发明一实施例卫星接口锁紧状态示意图；
图5是本发明一实施例卫星系统示意图；
图中所示：1-卫星本体；2-推进模块；21-推进剂储箱；22-推力器；3-释放装置基座；31-第一弹簧装置/第二弹簧装置；32-第一电磁锁紧释放装置；33-第一电信号接口；4-释放装置适配器；41-第二电信号接口；42-第二电磁锁紧释放装置。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的卫星接口及其连接方法、卫星系统作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。
本发明的核心思想在于提供一种卫星接口及其连接方法、卫星系统，以解决现有的卫星对接装置不适用于微小卫星的问题。
本发明的核心思想还在于提供一种卫星接口及其连接方法、卫星系统，以解决现有的卫星对接装置无法实现模块更换的问题。
本发明的核心思想还在于提供一种卫星接口及其连接方法、卫星系统，以解决现有的卫星对接装置无法实现模块独立性的问题。
为实现上述思想，本发明提供了一种卫星接口及其连接方法、卫星系统，包括：释放装置基座，被布置在卫星的第一部件上；以及释放装置适配器，被布置在所述卫星的第二部件上；其中：当所述第一部件和所述第二部件需要结合时，所述释放装置基座和所述释放装置适配器之间产生吸力；以及当所述第一部件和所述第二部件需要分离时，所述释放装置基座和所述释放装置适配器之间产生弹开力。
本实施例提供一种卫星接口，如图3所示，包括：释放装置基座3，被布置在卫星的第一部件上；释放装置适配器4，被布置在所述卫星的第二部件上；当所述第一部件和所述第二部件需要结合时，所述释放装置基座3和所述释放装置适配器4之间产生吸力；当所述第一部件和所述第二部件需要分离时，所述释放装置基座3和所述释放装置适配器4之间产生弹开力。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星接口中，如图3、4所示，所述释放装置基座3包括第一基座34、第一弹簧装置31、第二弹簧装置31及第一电磁锁紧释放装置32；第一电磁锁紧释放装置32位于所述第一基座34的中心，并位于所述第一弹簧装置31和所述第二弹簧装置之间；所述第一弹簧装置31及所述第二弹簧装置分别位于所述第一基座的两个端部。所述释放装置适配器4包括第二基座43、以及相对于所述第一电磁锁紧释放装置32布置的第二电磁锁紧释放装置42；所述第二电磁锁紧释放装置42位于所述第二基座43的中心；当所述第一部件和所述第二部件结合时，所述第一电磁锁紧释放装置32与所述第二电磁锁紧释放装置42正相对。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星接口中，如图1、2、3所示，所述第一部件为卫星本体1和/或推进模块2；所述第二部件为卫星本体1和/或推进模块2；所述推进模块2包括推力器22和推进剂储箱21。在所述的卫星接口中，所述释放装置基座3还包括第一电信号接口33，所述释放装置适配器4还包括第二电信号接口41，其中：所述第一电信号接口33位于所述第一弹簧装置31和所述第一电磁锁紧释放装置32之间，以及所述第二弹簧装置31和所述第一电磁锁紧释放装置32之间；所述第一电信号接口33相对于所述第一电信号接口33布置；当所述第一部件和所述第二部件结合时，所述第一电信号接口33与所述第二电信号接口41电连接；卫星平台通过所述第一电信号接口33和所述第二电信号接口41对所述推进模块2发送控制信号及供电，执行卫星轨控。
本实施例还提供一种卫星接口的连接方法，包括：将释放装置基座3布置在卫星的第一部件上；将释放装置适配器4布置在所述卫星的第二部件上；当所述第一部件和所述第二部件需要结合时，使所述释放装置基座3和所述释放装置适配器4之间产生吸力；当所述第一部件和所述第二部件需要分离时，使所述释放装置基座3和所述释放装置适配器4之间产生弹开力。
本实施例还提供一种卫星系统，如图1、4所示，包括卫星本体1和多个推进模块2，所述卫星本体1以及多个推进模块2之间通过如上任一项中所述的卫星接口连接。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星系统中，如图5所示，所述推进模块2为长方体，所述卫星本体1的底面具有释放装置基座3或释放装置适配器4，第一个推进模块2顶面具有与卫星本体1的底面相应的释放装置适配器4或释放装置基座3，以和卫星本体1产生吸力；第一个推进模块2底面具有释放装置基座3或释放装置适配器4，第二个推进模块2顶面具有与第一个推进模块2底面相应的释放装置适配器4或释放装置基座3，以和第一个推进模块2产生吸力；后续的推进模块2以此类推，以实现多个所述推进模块2竖列排放；所述卫星本体1还具有两个侧翼滑道，以夹持多个所述推进模块2。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星系统中，多个所述推进模块2的推力方向相异，执行卫星轨控；当某个推进模块2的推进剂储箱21燃料充足时，卫星平台向该推进模块2的控制单元发送电磁锁紧指令，所述第一电磁锁紧释放装置32和所述第二电磁锁紧释放装置42通电并互相吸附；当某个推进模块2的推进剂储箱21燃料不足时，卫星平台向该推进模块2的控制单元发送电磁释放指令，所述第一弹簧装置31及所述第二弹簧装置31将失去吸力状态的推进模块2推离，完成下层推进模块2的弹出分离。
在本发明的一个实施例中，在所述的卫星系统中，所述推进模块2与所述卫星本体1分离后，所述控制单元控制所述推力器22的推力方向及推力大小，以调整所述推进模块2的姿态，并将所述推进模块2推送至安全轨道。例如，推进模块2外壳上不同的所述太阳电池片分别采集其自身的星间光照差分信息，并将所述星间光照差分信息发送至所述控制单元；所述控制单元根据多个所述星间光照差分信息计算所述卫星推进模块2的当前姿态以进行姿态控调整。导航模块确定当前所述卫星推进模块2所处轨道，并发送至所述控制单元；所述控制单元根据当前所述卫星推进模块2所处轨道进行轨道控制，以将所述卫星推进模块2推送至所述安全轨道。
在本发明提供的卫星接口及其连接方法、卫星系统中，通过当所述第一部件和所述第二部件需要结合时，卫星的第一部件上的释放装置基座3和卫星的第二部件上的释放装置适配器4之间产生吸力，当所述第一部件和所述第二部件需要分离时，所述释放装置基座3和所述释放装置适配器4之间产生弹开力，该卫星接口只需要简单的吸力和弹开力来实现第一部件和第二部件的对接和分离，实现了卫星接口结构的简单设计，适用于微小卫星的模块部件的丢弃和更换。
综上，上述实施例对卫星接口及其连接方法、卫星系统的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。
Claims (10)
1.一种卫星接口，其特征在于，包括：
释放装置基座，被布置在卫星的第一部件上；以及
释放装置适配器，被布置在所述卫星的第二部件上；
其中：
当所述第一部件和所述第二部件需要结合时，所述释放装置基座和所述释放装置适配器之间产生吸力；以及
当所述第一部件和所述第二部件需要分离时，所述释放装置基座和所述释放装置适配器之间产生弹开力。
2.如权利要求1所述的卫星接口，其特征在于，所述释放装置基座包括第一基座、第一弹簧装置、第二弹簧装置及第一电磁锁紧释放装置；
第一电磁锁紧释放装置位于所述第一基座的中心，并位于所述第一弹簧装置和所述第二弹簧装置之间；
所述第一弹簧装置及所述第二弹簧装置分别位于所述第一基座的两个端部。
3.如权利要求2所述的卫星接口，其特征在于，所述释放装置适配器包括第二基座、以及相对于所述第一电磁锁紧释放装置布置的第二电磁锁紧释放装置；
所述第二电磁锁紧释放装置位于所述第二基座的中心；
当所述第一部件和所述第二部件结合时，所述第一电磁锁紧释放装置与所述第二电磁锁紧释放装置正相对。
4.如权利要求3所述的卫星接口，其特征在于，所述第一部件为卫星本体和/或推进模块；所述第二部件为卫星本体和/或推进模块；
所述推进模块包括推力器和推进剂储箱。
5.如权利要求4所述的卫星接口，其特征在于，所述释放装置基座还包括第一电信号接口，所述释放装置适配器还包括第二电信号接口，其中：
所述第一电信号接口位于所述第一弹簧装置和所述第一电磁锁紧释放装置之间，以及所述第二弹簧装置和所述第一电磁锁紧释放装置之间；
所述第一电信号接口相对于所述第一电信号接口布置；
当所述第一部件和所述第二部件结合时，所述第一电信号接口与所述第二电信号接口电连接；
卫星平台通过所述第一电信号接口和所述第二电信号接口对所述推进模块发送控制信号及供电，执行卫星轨控。
6.一种卫星接口的连接方法，其特征在于，包括：
将释放装置基座布置在卫星的第一部件上；
将释放装置适配器布置在所述卫星的第二部件上；
当所述第一部件和所述第二部件需要结合时，使所述释放装置基座和所述释放装置适配器之间产生吸力；
当所述第一部件和所述第二部件需要分离时，使所述释放装置基座和所述释放装置适配器之间产生弹开力。
7.一种卫星系统，其特征在于，包括卫星本体和多个推进模块，所述卫星本体以及多个推进模块之间通过如权利要求1～5任一项中所述的卫星接口连接。
8.如权利要求7所述的卫星系统，其特征在于，所述推进模块为长方体，所述卫星本体的底面具有释放装置基座或释放装置适配器，第一个推进模块顶面具有与卫星本体的底面相应的释放装置适配器或释放装置基座，以和卫星本体产生吸力；
第一个推进模块底面具有释放装置基座或释放装置适配器，第二个推进模块顶面具有与第一个推进模块底面相应的释放装置适配器或释放装置基座，以和第一个推进模块产生吸力；
后续的推进模块以此类推，以实现多个所述推进模块竖列排放；
所述卫星本体还具有两个侧翼滑道，以夹持多个所述推进模块。
9.如权利要求7所述的卫星系统，其特征在于，多个所述推进模块的推力方向相异，执行卫星轨控；
当某个推进模块的推进剂储箱燃料充足时，卫星平台向该推进模块的控制单元发送电磁锁紧指令，所述第一电磁锁紧释放装置和所述第二电磁锁紧释放装置通电并互相吸附；
当某个推进模块的推进剂储箱燃料不足时，卫星平台向该推进模块的控制单元发送电磁释放指令，所述第一弹簧装置及所述第二弹簧装置将失去吸力状态的推进模块推离，完成下层推进模块的弹出分离。
10.如权利要求7所述的卫星系统，其特征在于，所述推进模块与所述卫星本体分离后，所述控制单元控制所述推力器的推力方向及推力大小，以调整所述推进模块的姿态，并将所述推进模块推送至安全轨道。
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