CN115009549A - 锁紧释放机构及其控制方法、运载火箭 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供了一种锁紧释放机构及其控制方法、运载火箭。该锁紧释放机构包括支撑组件和至少两个锁紧释放装置，支撑组件包括底座和至少两个设置在底座一侧的载荷支架，载荷支架用于与卫星组件的底部组合或分离，载荷支架设有轨道组件；锁紧释放装置包括压紧组件、驱动装置和固定臂组件，压紧组件用于压紧或释放卫星组件的端部，压紧组件与固定臂组件的一端连接，驱动装置与固定臂组件的另一端驱动连接。本申请的驱动装置驱动固定臂组件，固定臂组件带动压紧组件，以及固定臂组件沿轨道组件的轨迹运动来释放卫星组件，驱动装置、固定臂组件和压紧组件之间配合紧密，能够利于提高释放卫星组件的发射效率和安全性能。

Description

锁紧释放机构及其控制方法、运载火箭

技术领域

本申请涉及航天运载技术领域，具体而言，本申请涉及一种锁紧释放机构及其控制方法、运载火箭。

背景技术

一箭多星发射技术，是指使用一枚火箭一次发射将多颗卫星送入预定轨道的技术，在运载能力允许的条件下，采用一箭多星的发射方式便于多颗卫星入轨后迅速组网，以适应卫星快速部署的要求。随着堆叠式卫星组件的出现，可以充分提高整流罩空间利用率。

连接与分离释放技术是航天运载技术领域的一项关键技术，特别是对于堆叠式卫星组件连接与分离技术更是至关重要，但是目前用于堆叠式卫星组件的锁紧释放机构存在较大的局限性，比如占用较大的火箭运载空间、降低卫星组件的发射效率或者成本较高。

发明内容

本申请针对现有方式的缺点，提出一种锁紧释放机构及其控制方法、运载火箭，用以解决现有用于堆叠式卫星组件的锁紧释放机构存在火箭运载空间较小、卫星组件的发射效率较低或者成本较高的技术问题。

第一个方面，本申请实施例提供了一种用于堆叠式卫星组件的锁紧释放机构，包括：支撑组件和至少两个锁紧驱动装置；

所述支撑组件包括底座和至少两个设置在所述底座一侧的载荷支架，所述载荷支架用于与所述卫星组件的底部组合或分离，所述载荷支架设有轨道组件，所述轨道组件包括第一端和比所述第一端远离所述底座的第二端；

所述锁紧驱动装置包括压紧组件、驱动装置和固定臂组件，所述压紧组件用于压紧或释放所述卫星组件的端部，所述压紧组件与所述固定臂组件的一端连接，所述驱动装置与所述固定臂组件的另一端驱动连接；

释放所述卫星组件时，所述驱动装置通过沿所述轨道组件的第一端向所述第二端运动驱动所述固定臂组件沿远离所述底座的方向运动后，所述固定臂组件在所述卫星组件轴向平面内以与所述驱动装置的连接处为轴向外转动，使得所述压紧组件随所述固定臂组件向外转动。

可选地，所述轨道组件包括至少两个相对设置的轨道，所述轨道包括依次连接的位于所述第一端的第一直子轨道、弯曲子轨道和位于所述第二端的第二直子轨道，所述第一直子轨道和所述第二直子轨道均沿垂直于所述底座的方向延伸，所述第一直子轨道在所述底座上的正投影与所述第二直子轨道在所述底座上的正投影互不交叠。

可选地，所述卫星组件包括多个卫星，所述卫星的支腿与所述载荷支架的端部配合，所述支腿的至少部分位于所述第二直子轨道内，所述驱动装置驱动所述卫星的支腿以使得所述卫星离开所述载荷支架。

可选地，所述固定臂组件包括第一固定臂和第二固定臂，所述第一固定臂和所述第二固定臂相对设置在两个所述轨道的外侧；

所述驱动装置包括气动组件、传力杆和连杆，所述气动组件和所述传力杆设置在所述载荷支架内部；所述连杆穿设于两个所述轨道，一端与所述第一固定臂连接，另一端与所述第二固定臂连接；所述传力杆的一端套设于所述连杆上，所述传力杆的另一端与所述气动组件传动连接，所述气动组件驱动所述传力杆沿远离所述底座的方向运动，使得所述传力杆驱动所述连杆沿两个所述轨道运动。

可选地，所述气动组件包括：活塞套筒组件、换向器和气瓶；

所述活塞套筒组件包括活塞套筒和活塞，所述活塞套筒包括设置在远离所述底座一端的第一通气孔和设置在靠近所述底座一端的第二通气孔；所述活塞包括推杆和密封活动件，所述密封活动件设置在所述活塞套筒的内部且位于所述第一通气孔和所述第二通气孔之间，所述推杆的一端与所述密封活动件连接，所述推杆的另一端穿过所述活塞套筒的端面与所述传力杆连接；

所述换向器包括换向套筒和换向活塞，所述换向套筒包括设置在远离所述底座一端的第三通气孔和第四通气孔，以及设置在靠近所述底座一端的第五通气孔和第六通气孔，所述第三通气孔与所述第一通气孔连通，所述第四通气孔与所述气瓶连接，所述第五通气孔与所述第二通气孔连通，所述第六通气孔与所述气瓶连接。

可选地，所述换向套筒还包括第一排气孔和第二排气孔；所述换向活塞包括端部活动件和与所述端部活动件连接的底部活动件，所述端部活动件和所述第三通气孔均设置在所述第四通气孔和所述第一排气孔之间，所述底部活动件和所述第五通气孔均设置在所述第六通气孔和所述第二排气孔之间。

可选地，所述压紧组件包括压紧件和第一固定件，所述压紧件包括固定部和设置在所述固定部一侧的凸环部，所述固定部远离所述凸环部的一侧与第一固定件连接，所述第一固定件与所述固定臂组件连接，所述凸环部用于插入所述卫星组件的支腿内。

可选地，所述锁紧释放机构还包括下述任意一项：

所述活塞套筒组件还包括限位环，所述限位环设置在所述活塞套筒的内壁上并位于所述密封活动件与所述第二通气孔之间；

所述支撑组件还包括第二固定件，所述第二固定件用于连接所述底座和所述载荷支架，所述第二固定件包括本体和开设在所述本体上的第一通孔，所述活塞套筒的至少部分穿过所述第一通孔并与所述本体连接；

所述底座包括容纳腔，所述活塞套筒的至少部分、换向器和气瓶设置在所述容纳腔内。

第二个方面，本申请实施例提供了一种运载火箭，包括：堆叠式卫星组件和如第一个方面所述的锁紧释放机构；

所述锁紧释放机构的压紧组件对所述卫星组件的端部施加压紧力或释放所述卫星组件；所述卫星组件的底部与所述锁紧释放机构的载荷支架组合或分离。

第三个方面，本申请实施例提供了一种用于第一个方面所述的锁紧释放机构的控制方法，包括：

接收到卫星组件的释放指令时，控制驱动装置通过沿载荷支架上的轨道组件的第一端向第二端运动，驱动固定臂组件沿远离所述底座的方向运动后，在所述卫星组件的轴向平面内以与所述驱动装置的连接处为轴向外转动，使得压紧组件随所述固定臂组件向外转动，让出所述卫星组件的分离通道。

本申请实施例提供的技术方案带来的有益技术效果包括：

本申请中驱动装置与固定臂组件的一端驱动连接，释放卫星组件时，驱动装置驱动固定臂组件沿轨道组件的第一端向第二端运动，在运动过程中，位于卫星组件的端部的压紧组件与卫星组件分离，不再对卫星组件施加压紧力；固定臂组件在卫星组件轴向平面内以与驱动装置的连接处为轴向外转动，带动压紧组件也向外转动，让出卫星组件的释放通道，由此卫星组件可以通过释放通道进行分离。本申请通过驱动装置驱动固定臂组件，固定臂组件带动压紧组件，以及固定臂组件沿轨道组件的轨迹运动来释放卫星组件，驱动装置、固定臂组件和压紧组件之间配合紧密，能够利于提高释放卫星组件的发射效率和安全性能。

以及，本申请的锁紧释放机构中的底座既起到支撑轨道组件的作用，也能够容纳驱动装置，则该锁紧释放机构所占用的空间小，能够利于节约空间。

本申请附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。

附图说明

本申请上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为本申请实施例提供的一种运载火箭的立体结构示意图；

图2为本申请实施例提供的一种固定臂组件在卫星组件轴向平面内以与驱动装置的连接处为轴向外转动过程中的结构示意图；

图3为本申请实施例提供的一种运载火箭的正视结构示意图；

图4为图3中A-A处剖视示意图；

图5为本申请实施例提供的一种锁紧释放装置的结构示意图；

图6为图4中B处放大图；

图7为本申请实施例提供的一种锁紧释放装置的局部剖视示意图；

图8为本申请实施例提供的一种从外侧朝向内侧的方向的载荷支架的结构示意图；

图9为本申请实施例提供的一种压紧组件与卫星的支腿的配合结构示意图。

附图标记说明：

1-压紧组件；11-压紧件；111-固定部；112-凸环部；12-第一固定件；

2-驱动装置；21-气动组件；211-活塞套筒组件；2111-活塞套筒；2111a-第一通气孔；2111b-第二通气孔；2112-活塞；2112a-推杆；2112b-密封活动件；212-换向器；2121-换向套筒；2121a-第三通气孔；2121b-第四通气孔；2121c-第五通气孔；2121d-第六通气孔；2121e-第一排气孔；2121f-第二排气孔；2122-换向活塞；2122a-端部活动件；2122b-底部活动件；213-气瓶；2131-阀门；214-限位环；22-传力杆；23-连杆；

3-固定臂组件；31-第一固定臂；32-第二固定臂；

4-支撑组件；41-载荷支架；411-轨道；4111-第一直子轨道；4112-弯曲子轨道；4113-第二直子轨道；412-凸块；42-第二固定件；43-底座；43a-容纳腔；

100-运载火箭；101-锁紧释放机构；1011-锁紧释放装置；102-卫星组件；1021-卫星；1021a-支腿。

具体实施方式

下面结合本申请中的附图描述本申请的实施例。应理解，下面结合附图所阐述的实施方式，是用于解释本申请实施例的技术方案的示例性描述，对本申请实施例的技术方案不构成限制。

本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本申请的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但不排除实现为本技术领域所支持其他特征、信息、数据、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组合等。这里使用的术语“和/或”指该术语所限定的项目中的至少一个，例如“A和/或B”可以实现为“A”，或者实现为“B”，或者实现为“A和B”。

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本申请实施方式作进一步地详细描述。

本申请的研发思路包括：一箭多星发射技术，是指使用一枚火箭一次发射将多颗卫星送入预定轨道的技术，在运载能力允许的条件下，采用一箭多星的发射方式便于多颗卫星入轨后迅速组网，以适应卫星快速部署的要求。随着堆叠式卫星组件的出现，可以充分提高整流罩空间利用率。

连接与分离释放技术是航天运载技术领域的一项关键技术，特别是对于堆叠式卫星组件连接与分离技术更是至关重要，但是目前用于堆叠式卫星组件的锁紧释放机构存在较大的局限性，比如占用较大的火箭运载空间、降低卫星组件的发射效率或者成本较高。

下面以具体地实施例对本申请的技术方案以及本申请的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。需要指出的是，下述实施方式之间可以相互参考、借鉴或结合，对于不同实施方式中相同的术语、相似的特征以及相似的实施步骤等，不再重复描述。

本申请实施例提供了一种用于堆叠式卫星组件102的锁紧释放机构101，该锁紧释放机构101的结构示意图如图1至图9所示，包括：支撑组件4和至少两个锁紧释放装置1011。

如图1、图6和图7所示，支撑组件4包括底座43和至少两个设置在底座43一侧的载荷支架41，载荷支架41用于与卫星组件102的底部组合或分离，载荷支架41设有轨道组件，轨道组件包括第一端和比第一端远离底座43的第二端。

如图1、图2和图5所示，锁紧释放装置1011包括压紧组件1、驱动装置2和固定臂组件3，压紧组件1用于压紧或释放卫星组件102的端部，压紧组件1与固定臂组件3的一端连接，驱动装置2与固定臂组件3的另一端驱动连接。

释放卫星组件102时，驱动装置2通过沿轨道组件的第一端向第二端运动驱动固定臂组件3沿远离底座43的方向运动后，固定臂组件3在卫星组件102轴向平面内以与驱动装置2的连接处为轴向外转动，使得压紧组件1随固定臂组件3向外转动。

本实施例中，驱动装置2与固定臂组件3的一端驱动连接，释放卫星组件102时，驱动装置2驱动固定臂组件3沿轨道组件的第一端向第二端运动，在运动过程中，位于卫星组件102的端部的压紧组件1与卫星组件102分离，不再对卫星组件102施加压紧力；固定臂组件3在卫星组件102轴向平面内以与驱动装置2的连接处为轴向外转动，带动压紧组件1也向外转动，让出卫星组件102的释放通道，由此卫星组件102可以通过释放通道进行分离。本申请通过驱动装置2驱动固定臂组件3，固定臂组件3带动压紧组件1，以及固定臂组件3沿轨道组件的轨迹运动来释放卫星组件102，驱动装置2、固定臂组件3和压紧组件1之间配合紧密，能够利于提高释放卫星组件102的发射效率和安全性能。

以及，本申请的锁紧释放机构101中的底座43既起到支撑轨道组件的作用，也能够容纳驱动装置2，则该锁紧释放机构101所占用的空间小，能够利于节约空间。而且释放过程，操作简单，能够利于提高释放效率和降低成本。

可选地，如图4和图6所示，轨道组件包括至少两个相对设置的轨道411，轨道411包括依次连接的位于第一端的第一直子轨道4111、弯曲子轨道4112和位于第二端的第二直子轨道4113，第一直子轨道4111和第二直子轨道4113均沿垂直于底座43的方向延伸，第一直子轨道4111在底座43上的正投影与第二直子轨道4113在底座43上的正投影互不交叠。

本实施例中，第二直子轨道4113与底座43的垂直距离大于第一直子轨道4111与底座43的垂直距离；驱动装置2沿轨道组件的第一端向第二端运动，驱动固定臂组件3运动，即驱动固定臂组件3沿第一直子轨道4111、弯曲子轨道4112和第二直子轨道4113的轨迹运动，当固定臂组件3沿第一直子轨道4111的轨迹向上运动时，带动压紧组件1向上运动，进而压紧组件1离开卫星组件102，对卫星组件102不再有压紧力；当固定臂组件3沿弯曲子轨道4112的轨迹运动时，因弯曲子轨道4112向卫星组件102的中心轴方向向内弯曲，则固定臂组件3的下端向内运动，固定臂组件3的上端向外运动，由此固定臂组件3让出卫星组件102的释放通道；当固定臂组件3从沿弯曲子轨道4112到第二直子轨道4113的轨迹运动时，固定臂组件3的下端继续向上运动，固定臂组件3的下端继续向外运动，直至到达第二直子轨道4113的顶端，让出足以让卫星组件102的释放通道。本申请利用在载荷支架41上设置轨道组件，使得固定臂组件3沿着轨道组件完成释放卫星组件102，此过程中，无需额外设置推开压紧组件1的力，以及无需额外设置供固定臂组件3运动的轨道，则本申请的锁紧释放机构101的结构更加简单，有利于节省空间和成本。

可选地，如图1、图4和图6所示，卫星组件102包括多个卫星1021，卫星1021的支腿1021a与载荷支架41的端部配合，支腿1021a的至少部分位于第二直子轨道4113内，驱动装置2驱动卫星1021的支腿1021a以使得卫星1021离开载荷支架41。

本实施例中，因卫星1021的支腿1021a的至少部分位于第二直子轨道4113内，当驱动装置2沿第二直子轨道4113运动时，驱动装置2能够给予卫星1021的支腿1021a向上的力量，推动卫星1021离开载荷支架41，由此本申请的驱动装置2能够给卫星1021推力，则能够有利于卫星1021向上运动，有利于提高卫星组件102的释放速率。

可选地，如图1、图2、图5、图6和图7所示，固定臂组件3包括第一固定臂31和第二固定臂32，第一固定臂31和第二固定臂32相对设置在两个轨道411的外侧。

驱动装置2包括气动组件21、传力杆22和连杆23，气动组件21和传力杆22设置在载荷支架41内部；连杆23穿设于两个轨道411，一端与第一固定臂31连接，另一端与第二固定臂32连接；传力杆22的一端套设于连杆23上，传力杆22的另一端与气动组件21传动连接，气动组件21驱动传力杆22沿远离底座43的方向运动，使得传力杆22驱动连杆23沿两个轨道411运动。

本实施例中，通过设置在两个轨道411的外侧的第一固定臂31和第二固定臂32，能够利于保持对卫星组件102的平衡压紧力，以及固定臂组件3在运动过程中，也能够利于保持运动平衡。

连杆23穿设于两个轨道411，气动组件21通过驱动传力杆22，进而带动连杆23在连杆23在两个轨道411上运动，气动组件21设置在载荷支架41内部，能够利于节省空间。

可选地，如图6和图7所示，气动组件21包括：活塞套筒组件211、换向器212和气瓶213。

活塞套筒组件211包括活塞套筒2111和活塞2112，活塞套筒2111包括设置在远离底座43一端的第一通气孔2111a和设置在靠近底座43一端的第二通气孔2111b；活塞2112包括推杆2112a和密封活动件2112b，密封活动件2112b设置在活塞套筒2111的内部且位于第一通气孔2111a和第二通气孔2111b之间，推杆2112a的一端与密封活动件2112b连接，推杆2112a的另一端穿过活塞套筒2111的端面与传力杆22连接。

换向器212包括换向套筒2121和换向活塞2122，换向套筒2121包括设置在远离底座43一端的第三通气孔2121a和第四通气孔2121b，以及设置在靠近底座43一端的第五通气孔2121c和第六通气孔2121d，第三通气孔2121a与第一通气孔2111a连通，第四通气孔2121b与气瓶213连接，第五通气孔2121c与第二通气孔2111b连通，第六通气孔2121d与气瓶213连接。

可选地，换向套筒2121还包括第一排气孔2121e和第二排气孔2121f；换向活塞2122包括端部活动件2122a和与端部活动件2122a连接的底部活动件2122b，端部活动件2122a和第三通气孔2121a均设置在第四通气孔2121b和第一排气孔2121e之间，底部活动件2122b和第五通气孔2121c均设置在第六通气孔2121d和第二排气孔2121f之间。

本实施例中，当需要释放卫星组件102时，气瓶213向换向器212的第六通气孔2121d充气，气体推动底部活动件2122b向上运动，带动端部活动件2122a向上运动，使得第三通气孔2121a和第一排气孔2121e连通；通过第六通气孔2121d进入到换向器212内的气体，再通过第五通气孔2121c和第二通气孔2111b，进入至活塞套筒2111内，气体推动活塞2112的密封活动件2112b向上移动，带动推杆2112a向上移动，进而推杆2112a推动传力杆22和连杆23向上运动；在密封活动件2112b向上移动的同时，活塞套筒2111内上方的气体通过第一通气孔2111a和第三通气孔2121a排入到换向套筒2121内，再通过换向套筒2121的第一排气孔2121e将气体排出至环境中，直至连杆23运动至第二直子轨道4113的顶端，完成释放卫星组件102。

当需要锁紧卫星组件102时，气瓶213向换向器212的第四通气孔2121b充气，气体推动端部活动件2122a向下运动，带动底部活动件2122b向下运动，使得第五通气孔2121c与第二通气孔2111b连通；通过第四通气孔2121b进入到换向器212内的气体，再通过第三通气孔2121a和第一通气孔2111a，进入至活塞套筒2111内，气体推动活塞2112的密封活动件2112b向下移动，带动推杆2112a向下移动，进而推杆2112a推动传力杆22和连杆23向下运动；在密封活动件2112b向下移动的同时，活塞套筒2111内下方的气体通过第二通气孔2111b和第五通气孔2121c排入到换向套筒2121内，再通过换向套筒2121的第二排气孔2121f将气体排出至环境中，直至连杆23运动至第二直子轨道4113的底端，压紧组件1将卫星组件102压紧，完成锁紧卫星组件102。

可选地，支撑组件4还包括凸块412，凸块412设置在载荷支架41的外壁上并位于第二直子轨道4113的正上方。

本实施例中，在锁紧卫星组件102时，固定臂组件3在卫星组件102轴向平面内以与驱动装置2的连接处为轴向内转动，通过设置凸块412，能够利于阻挡固定臂组件3超过第二直子轨道4113所在的平面，进而能够利于压紧组件1与卫星组件102进行精准对位，使得压紧组件1压紧卫星组件102。

可选地，如图5和图9所示，压紧组件1包括压紧件11和第一固定件12，压紧件11包括固定部111和设置在固定部111一侧的凸环部112，固定部111远离凸环部112的一侧与第一固定件12连接，第一固定件12与固定臂组件3连接，凸环部112用于插入卫星组件102的支腿1021a内。

本实施例中，通过设置凸环部112与支腿1021a配合，进行插合和分离，来实现压紧组件1对卫星组件102的压紧和释放，压紧组件1的结构简单，操作简便。

可选地，如图6和7所示，活塞套筒组件211还包括限位环214，限位环214设置在活塞套筒2111的内壁上并位于密封活动件2112b与第二通气孔2111b之间。

本实施例中，通过设置限位环214来阻挡密封活动件2112b，能够使得气体通过第二通气孔2111b进入至活塞套筒2111内。

可选地，支撑组件4还包括第二固定件42，第二固定件42用于连接底座43和载荷支架41，第二固定件42包括本体和开设在本体上的第一通孔，活塞套筒2111的至少部分穿过第一通孔并与本体连接。

本实施例中，第二固定件42通过开设第一通孔，活塞套筒2111的至少部分穿过第一通孔能够与第二固定件42的本体连接，有利于固定活塞套筒2111。

可选地，底座43包括容纳腔431，活塞套筒2111的至少部分、换向器212和气瓶213设置在容纳腔431内。

本实施例中，通过将活塞套筒2111的至少部分、换向器212和气瓶213设置在容纳腔431内，能够有利于节省空间。

基于同一发明构思，本申请实施例提供了一种运载火箭100，该运载火箭100的结构示意图如图1至图4所示，该运载火箭100包括：堆叠式卫星组件102和上述实施例提供的锁紧释放结构101。

锁紧释放机构101的压紧组件1对卫星组件102的端部施加压紧力或释放卫星组件102；卫星组件102的底部与锁紧释放机构101的载荷支架41组合或分离。

本实施例中，运载火箭100包括上述实施例提供的锁紧释放结构101，则运载火箭100的有益效果也包括锁紧释放结构101的有益效果，在此不再赘述。

基于同一发明构思，本申请实施例提供了一种用于上述实施例提供的锁紧释放机构101的控制方法，包括：接收到卫星组件102的释放指令时，控制驱动装置2通过沿载荷支架41上的轨道组件的第一端向第二端运动，驱动固定臂组件3沿远离底座43的方向运动后，在卫星组件102的轴向平面内以与驱动装置2的连接处为轴向外转动，使得压紧组件1随固定臂组件3向外转动，让出卫星组件102的分离通道。

可选地，控制方法还包括接收到锁紧卫星组件102的信号，控制驱动装置2通过沿载荷支架41上的轨道组件的第二端向第一端运动，驱动固定臂组件3在卫星组件102的轴向平面内向内转动以与驱动装置2的连接处为轴向内运动，使得压紧组件1随固定臂组件3向内转动后，压紧组件1沿靠近底座43的方向运动以压紧卫星组件102，卫星组件102与载荷支架41组合。

应用本申请实施例，至少能够实现如下有益效果：

1.本申请实施例通过驱动装置驱动固定臂组件，固定臂组件带动压紧组件，以及固定臂组件在支撑组件的轨道组件上运动来释放卫星组件，该锁紧释放机构配合紧密，能够利于提高释放卫星组件时的安全性能。

2.本申请实施例锁紧释放机构中的底座既起到支撑轨道组件的作用，也能够容纳驱动装置，则该锁紧释放机构所占用的空间小，能够利于节约空间。

3.本申请实施例利用在载荷支架上设置轨道组件，使得固定臂组件沿着轨道组件完成释放卫星组件，此过程中，无需额外设置推开压紧组件的力，以及无需额外设置供固定臂组件运动的轨道，则本申请的锁紧释放机构的结构更加简单，有利于节省空间和成本。

本技术领域技术人员可以理解，本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案可以被交替、更改、组合或删除。进一步地，具有本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的其他步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。进一步地，现有技术中的具有与本申请中公开的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。

在本申请的描述中，词语“中心”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方向或位置关系，为基于附图所示的示例性的方向或位置关系，是为了便于描述或简化描述本申请的实施例，而不是指示或暗示所指的装置或部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。

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。在本申请的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

在本说明书的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

应该理解的是，虽然附图的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤的实施顺序并不受限于箭头所指示的顺序。除非本文中有明确的说明，否则在本申请实施例的一些实施场景中，各流程中的步骤可以按照需求以其他的顺序执行。而且，各流程图中的部分或全部步骤基于实际的实施场景，可以包括多个子步骤或者多个阶段。这些子步骤或者阶段中的部分或全部可以在同一时刻被执行，也可以在不同的时刻被执行在执行时刻不同的场景下，这些子步骤或者阶段的执行顺序可以根据需求灵活配置，本申请实施例对此不限制。

以上所述仅是本申请的部分实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请的方案技术构思的前提下，采用基于本申请技术思想的其他类似实施手段，同样属于本申请实施例的保护范畴。

Claims (10)

1.一种用于堆叠式卫星组件的锁紧释放机构，其特征在于，包括支撑组件和至少两个锁紧驱动装置；

所述支撑组件包括底座和至少两个设置在所述底座一侧的载荷支架，所述载荷支架用于与所述卫星组件的底部组合或分离，所述载荷支架设有轨道组件，所述轨道组件包括第一端和比所述第一端远离所述底座的第二端；

所述锁紧驱动装置包括压紧组件、驱动装置和固定臂组件，所述压紧组件用于压紧或释放所述卫星组件的端部，所述压紧组件与所述固定臂组件的一端连接，所述驱动装置与所述固定臂组件的另一端驱动连接；

释放所述卫星组件时，所述驱动装置通过沿所述轨道组件的第一端向所述第二端运动驱动所述固定臂组件沿远离所述底座的方向运动后，所述固定臂组件在所述卫星组件轴向平面内以与所述驱动装置的连接处为轴向外转动，使得所述压紧组件随所述固定臂组件向外转动。

2.根据权利要求1所述的锁紧释放机构，其特征在于，所述轨道组件包括至少两个相对设置的轨道，所述轨道包括依次连接的位于所述第一端的第一直子轨道、弯曲子轨道和位于所述第二端的第二直子轨道，所述第一直子轨道和所述第二直子轨道均沿垂直于所述底座的方向延伸，所述第一直子轨道在所述底座上的正投影与所述第二直子轨道在所述底座上的正投影互不交叠。

3.根据权利要求2所述的锁紧释放机构，其特征在于，所述卫星组件包括多个卫星，所述卫星的支腿与所述载荷支架的端部配合，所述支腿的至少部分位于所述第二直子轨道内，所述驱动装置驱动所述卫星的支腿以使得所述卫星离开所述载荷支架。

4.根据权利要求2所述的锁紧释放机构，其特征在于，所述固定臂组件包括第一固定臂和第二固定臂，所述第一固定臂和所述第二固定臂相对设置在两个所述轨道的外侧；

所述驱动装置包括气动组件、传力杆和连杆，所述气动组件和所述传力杆设置在所述载荷支架内部；所述连杆穿设于两个所述轨道，一端与所述第一固定臂连接，另一端与所述第二固定臂连接；所述传力杆的一端套设于所述连杆上，所述传力杆的另一端与所述气动组件传动连接，所述气动组件驱动所述传力杆沿远离所述底座的方向运动，使得所述传力杆驱动所述连杆沿两个所述轨道运动。

5.根据权利要求4所述的锁紧释放机构，其特征在于，所述气动组件包括：活塞套筒组件、换向器和气瓶；

所述活塞套筒组件包括活塞套筒和活塞，所述活塞套筒包括设置在远离所述底座一端的第一通气孔和设置在靠近所述底座一端的第二通气孔；所述活塞包括推杆和密封活动件，所述密封活动件设置在所述活塞套筒的内部且位于所述第一通气孔和所述第二通气孔之间，所述推杆的一端与所述密封活动件连接，所述推杆的另一端穿过所述活塞套筒的端面与所述传力杆连接；

所述换向器包括换向套筒和换向活塞，所述换向套筒包括设置在远离所述底座一端的第三通气孔和第四通气孔，以及设置在靠近所述底座一端的第五通气孔和第六通气孔，所述第三通气孔与所述第一通气孔连通，所述第四通气孔与所述气瓶连接，所述第五通气孔与所述第二通气孔连通，所述第六通气孔与所述气瓶连接。

6.根据权利要求5所述的锁紧释放机构，其特征在于，所述换向套筒还包括第一排气孔和第二排气孔；所述换向活塞包括端部活动件和与所述端部活动件连接的底部活动件，所述端部活动件和所述第三通气孔均设置在所述第四通气孔和所述第一排气孔之间，所述底部活动件和所述第五通气孔均设置在所述第六通气孔和所述第二排气孔之间。

7.根据权利要求1所述的锁紧释放机构，其特征在于，所述压紧组件包括压紧件和第一固定件，所述压紧件包括固定部和设置在所述固定部一侧的凸环部，所述固定部远离所述凸环部的一侧与第一固定件连接，所述第一固定件与所述固定臂组件连接，所述凸环部用于插入所述卫星组件的支腿内。

8.根据权利要求5所述的锁紧释放机构，其特征在于，还包括下述任意一项：

所述活塞套筒组件还包括限位环，所述限位环设置在所述活塞套筒的内壁上并位于所述密封活动件与所述第二通气孔之间；

所述支撑组件还包括第二固定件，所述第二固定件用于连接所述底座和所述载荷支架，所述第二固定件包括本体和开设在所述本体上的第一通孔，所述活塞套筒的至少部分穿过所述第一通孔并与所述本体连接；

所述底座包括容纳腔，所述活塞套筒的至少部分、换向器和气瓶设置在所述容纳腔内。

9.一种运载火箭，其特征在于，包括堆叠式卫星组件和如权利要求1-8中任一所述的锁紧释放机构；

所述锁紧释放机构的压紧组件对所述卫星组件的端部施加压紧力或释放所述卫星组件；所述卫星组件的底部与所述锁紧释放机构的载荷支架组合或分离。

10.一种用于所述权利要求1-8任一所述的锁紧释放机构的控制方法，其特征在于，包括：

接收到卫星组件的释放指令时，控制驱动装置通过沿载荷支架上的轨道组件的第一端向第二端运动，驱动固定臂组件沿远离所述底座的方向运动后，在所述卫星组件的轴向平面内以与所述驱动装置的连接处为轴向外转动，使得压紧组件随所述固定臂组件向外转动，让出所述卫星组件的分离通道。

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