CN113998156A - 一种气动式星箭分离系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种气动式星箭分离系统，包括配合使用的卫星适配器和火箭适配器，所述卫星适配器设置在卫星上，所述火箭适配器设置在发射火箭上，所述火箭适配器中设置有至少三个分离装置，各所述分离装置互相配合控制星箭分离时所述卫星的入轨姿态。本发明分离系统能够对卫星分离时的速度、角度和角速度进行调节控制，提高卫星分离时的稳定性，从而提高卫星入轨姿态精度；本系统可重复使用，降低了制造成本，并且能够使用飞行产品进行地面试验验证，保证了地面试验的有效性；本系统的推力可以调控，能够适用于不同质量卫星的分离和不同类型的发射任务，适用范围更广。

Description

一种气动式星箭分离系统

技术领域

本发明涉及航天领域，尤其涉及一种气动式星箭分离系统。

背景技术

火箭发射卫星过程中，卫星通过星箭适配器安装与火箭上。当火箭将卫星送到预定轨道后，首先使用解锁装置将卫星与火箭连接的适配器解锁，之后使用分离装置让卫星与火箭分离。目前星箭分离使用的装置主要是弹簧等弹射装置或反推火箭。弹簧的弹力可以将卫星弹出，反推火箭可以使火箭减速，从而实现卫星与火箭的分离。

现有两种星箭分离装置存在的问题是：(1)两种星箭分离装置的主要目标是完成星箭分离，基本不考虑对卫星入轨时分离姿态的控制，因此反推火箭和弹簧其工作参数是固定的，不能根据分离时的情况进行卫星分离速度、姿态的调节，在一定程度上影响了入轨时姿态(角度、角速度)精度；(2)反冲火箭为一次性产品，不能重复使用，这带来两方面问题：一方面无法应用于可重复使用火箭来降低成本，另一方面，地面试验和实际飞行的产品不是同一个产品，最多只能是同一批次生产的产品，因此其地面试验并不能很好的模拟飞行产品的性能，地面验证性较差；(3)对弹簧式分离来说，弹簧的规格是固定的，而发射任务是多样化的，适用于本次分离的弹簧一般很难直接适用于其他的星箭分离，并且由于弹簧每次使用后，其弹性模量和行程都会发生变化，因此很难重复使用，另外，分离时需要多个弹簧，而弹簧之间存在质量一致性的问题，即每个弹簧的弹性模量、工作行程存在一定的差异，需要通过大量弹簧的筛选，挑出符合要求的，也给研制工作增加了额外的难度和成本。

发明内容

基于上述问题，本发明的目的是提供一种气动式星箭分离系统，本发明采用如下技术方案：

本发明提供了一种气动式星箭分离系统，包括配合使用的卫星适配器和火箭适配器，所述卫星适配器设置在卫星上，所述火箭适配器设置在发射火箭上，所述火箭适配器中设置有至少三个分离装置，各所述分离装置互相配合控制星箭分离时所述卫星的入轨姿态；

所述分离装置包括分离伸缩件、控制伸缩件，以及驱动所述分离伸缩件和控制伸缩件伸缩动作的控制驱动系统；所述分离伸缩件本体的底端与所述火箭适配器活动连接，所述分离伸缩件的伸缩端与所述卫星适配器嵌入连接，所述控制伸缩件位于所述分离伸缩件的一侧，所述控制伸缩件本体的底端与所述火箭适配器活动连接，所述分离伸缩件的伸缩端与所述分离伸缩件本体活动连接。

进一步的，所述卫星适配器的底部设置有与所述分离伸缩件的伸缩端嵌入配合的凹槽。

进一步的，所述分离伸缩件包括分离伸缩本体，所述分离伸缩本体的底端以及伸缩端均设置有万向节。

进一步的，所述控制伸缩件包括控制伸缩本体，所述控制伸缩本体的底端通过万向节与所述火箭适配器连接，所述控制伸缩本体的伸缩端通过铰链与所述卫星适配器连接。

进一步的，所述分离伸缩件包括分离伸缩本体，所述分离伸缩本体的底端设置有万向球头结构，所述分离伸缩本体的伸缩端设置为球头。

进一步的，所述控制伸缩件包括控制伸缩本体，所述控制伸缩本体的底端以及伸缩端均设置有万向球头结构。

进一步的，所述所述分离伸缩本体和控制伸缩本体为气缸。

进一步的，所述控制驱动系统包括储气瓶，所述储气瓶通过控制管路分别与所述分离伸缩本体和控制伸缩本体连通，所述控制管路上设置有控制阀体。

与现有技术相比，本发明的有益技术效果：

(1)本发明分离系统能够对卫星分离时的速度、角度和角速度进行调节控制，提高卫星分离时的稳定性，从而提高卫星入轨姿态(角度、角速度)精度；

(2)本发明分离系统可重复使用，降低了制造成本，并且能够使用飞行产品进行地面试验验证，保证了地面试验的有效性；

(3)本发明分离系统的推力可以调控，能够适用于不同质量卫星的分离和不同类型的发射任务，适用范围更广。

附图说明

下面结合附图说明对本发明作进一步说明。

图1为本发明实施例一中气动式星箭分离系统未分离状时的态结构示意图；

图2为本发明实施一中气动式星箭分离系统完成分离时的结构示意图。

图3为本发明实施例一中分离伸缩件和控制伸缩件的结构示意图；

图4为本发明实施例一中控制驱动系统的结构示意图；

图5为本发明实施三中气动式星箭分离系统的结构示意图。

附图标记说明：1、卫星；2、发射火箭；3、分离装置；301、分离伸缩件；301-1、分离伸缩本体；302、控制伸缩件；302-1、控制伸缩本体；303、控制驱动系统；303-1、储气瓶；303-2、控制阀体；4、卫星适配器；401、凹槽；5、火箭适配器。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明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仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

需要说明的是，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”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发明和简化描述，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发明的限制。

实施例一

如图1和2所示，本发明实施例中公开了一种气动式星箭分离系统，包括配合使用的卫星适配器4和火箭适配器5，卫星适配器4设置在卫星1上，火箭适配器5设置在发射火箭2上。火箭适配器5中设置有至少三个分离装置3，各分离装置3互相配合控制星箭分离时卫星1的入轨姿态。在本实施例中，分离装置3的数量为三个，且呈三角形均匀分布。

分离装置3包括分离伸缩件301、控制伸缩件302，以及驱动分离伸缩件301和控制伸缩件302动作的控制驱动系统303。分离伸缩件301本体的底端与火箭适配器5活动连接，分离伸缩件301的伸缩端与卫星适配器4嵌入连接。控制伸缩件302位于所述分离伸缩件301的一侧，控制伸缩件302本体的底端与火箭适配器5活动连接，分离伸缩件301的伸缩端与分离伸缩件301本体活动连接。分离伸缩件301的功能为推离卫星，为星箭分离提供分离动力，控制伸缩件302的功能为控制分离伸缩件301的转动倾斜角度，在星箭分离时调整卫星入轨时姿态。

卫星适配器4的底部设置有与分离伸缩件301的伸缩端嵌入配合的凹槽401，分离伸缩件301可以主动推动卫星，也可以视情况需要跟着卫星运动而不作用推力，在推力停止后，需要分离时，分离伸缩件301的伸缩端可从凹槽401中抽出，可以保证与卫星适配器4分离。

如图3所示，在本实施例中，分离伸缩件301包括分离伸缩本体301-1，分离伸缩本体301-1的底端通过万向节连接在火箭适配器5中，该万向节的两端部分别与分离伸缩本体301-1、火箭适配器5固定。分离伸缩本体301-1的伸缩端也设置有万向，该万向节的上端与凹槽401嵌入配合，该万向节的下端与分离伸缩本体301-1的伸缩端固定连接。

控制伸缩件302包括控制伸缩本体302-1，控制伸缩本体302-1的底端通过万向节连接在火箭适配器5中，该万向节的两端部分别与控制伸缩本体302-1、火箭适配器5固定，控制伸缩本体302-1的伸缩端通过铰链连接在分离伸缩件301本体上。

如图4所示，作为一种可能实现的方式，在本实施例中，分离伸缩本体301-1和控制伸缩本体302-1均为气缸。则在本实施例中，控制驱动系统303包括储气瓶303-1，储气瓶303-1通过控制管路分别与分离伸缩本体301-1和控制伸缩本体302-1连通，控制管路上设置有控制阀体303-2。

除本实施例外，分离伸缩本体301-1和控制伸缩本体302-1可采用电动伸缩推杆，则控制驱动系统303为电控系统。

实施例二

在本实施例中，分离装置3的数量为四个，且呈正方向均匀分布。其余结构与实施例一相同，在此不在赘述。

实施例三

如图5所示，在本实施例中，分离伸缩件301包括分离伸缩本体301-1，分离伸缩本体301-1的底端设置有万向球头结构，底部通过万向球头结构与火箭适配器5连接，分离伸缩本体301-1的伸缩端设置为球头，该球头与凹槽401嵌入配合。

控制伸缩件302包括控制伸缩本体302-1，控制伸缩本体302-1的底端以及伸缩端均设置有万向球头结构。控制伸缩本体302-1的两端部通过万向球头结构分别与火箭适配器5、分离伸缩本体301-1活动连接。

其余结构与实施例一相同，在此不在赘述。

以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

Claims (8)

1.一种气动式星箭分离系统，包括配合使用的卫星适配器(4)和火箭适配器(5)，所述卫星适配器(4)设置在卫星(1)上，所述火箭适配器(5)设置在发射火箭(2)上，其特征在于：所述火箭适配器(5)中设置有至少三个分离装置(3)，各所述分离装置(3)互相配合控制星箭分离时所述卫星(1)的入轨姿态；

所述分离装置(3)包括分离伸缩件(301)、控制伸缩件(302)，以及驱动所述分离伸缩件(301)和控制伸缩件(302)伸缩动作的控制驱动系统(303)；所述分离伸缩件(301)本体的底端与所述火箭适配器(5)活动连接，所述分离伸缩件(301)的伸缩端与所述卫星适配器(4)嵌入连接，所述控制伸缩件(302)位于所述分离伸缩件(301)的一侧，所述控制伸缩件(302)本体的底端与所述火箭适配器(5)活动连接，所述分离伸缩件(301)的伸缩端与所述分离伸缩件(301)本体活动连接。

2.根据权利要求1所述的气动式星箭分离系统，其特征在于：所述卫星适配器(4)的底部设置有与所述分离伸缩件(301)的伸缩端嵌入配合的凹槽(401)。

3.根据权利要求2所述的气动式星箭分离系统，其特征在于：所述分离伸缩件(301)包括分离伸缩本体(301-1)，所述分离伸缩本体(301-1)的底端以及伸缩端均设置有万向节。

4.根据权利要求3所述的气动式星箭分离系统，其特征在于：所述控制伸缩件(302)包括控制伸缩本体(302-1)，所述控制伸缩本体(302-1)的底端通过万向节与所述火箭适配器(5)连接，所述控制伸缩本体(302-1)的伸缩端通过铰链与所述卫星适配器(4)连接。

5.根据权利要求2所述的气动式星箭分离系统，其特征在于：所述分离伸缩件(301)包括分离伸缩本体(301-1)，所述分离伸缩本体(301-1)的底端设置有万向球头结构，所述分离伸缩本体(301-1)的伸缩端设置为球头。

6.根据权利要求5所述的气动式星箭分离系统，其特征在于：所述控制伸缩件(302)包括控制伸缩本体(302-1)，所述控制伸缩本体(302-1)的底端以及伸缩端均设置有万向球头结构。

7.根据权利要求4或6所述的气动式星箭分离系统，其特征在于：所述所述分离伸缩本体(301-1)和控制伸缩本体(302-1)为气缸。

8.根据权利要求7所述的气动式星箭分离系统，其特征在于：所述控制驱动系统(303)包括储气瓶(303-1)，所述储气瓶(303-1)通过控制管路分别与所述分离伸缩本体(301-1)和控制伸缩本体(302-1)连通，所述控制管路上设置有控制阀体(303-2)。

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