CN115196052A - 一种堆叠式卫星的固定装置及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种堆叠式卫星的固定装置及其控制方法，用于为堆叠式卫星的固定还有分离，提供一套具有可以显著提高可靠性和安全性的固定装置方案。

Description

一种堆叠式卫星的固定装置及其控制方法

技术领域

本申请涉及堆叠式卫星固定领域，具体涉及一种堆叠式卫星的固定装置及其控制方法。

背景技术

近年来，随着国内外商业航天的快速发展，市场对低轨小卫星的需求急剧增加，扁平化的卫星构型还有上下堆叠的装配形式已愈发成为未来的发展趋势。

通常，堆叠式卫星在上下层卫星之间，采用类似于火箭级间段连接的爆炸螺栓形式，达到固定效果。

然而在现有的相关技术的研究过程中，发明人发现，随着堆叠的卫星数量的增加，如果上下层卫星之间仍采用类似于火箭级间段连接的爆炸螺栓形式，则会大大降低卫星分离的可靠性和安全性。

发明内容

本申请提供了一种堆叠式卫星的固定装置及其控制方法，用于为堆叠式卫星的固定还有分离，提供一套具有可以显著提高可靠性和安全性的固定装置方案。

第一方面，本申请提供了一种堆叠式卫星的固定装置，装置包括中段杆1、首段杆2、尾段杆3和火箭适配器20，中段杆1、首段杆2和尾段杆3之间通过首尾法兰螺纹连接固定，中段杆1、首段杆2和尾段杆3为成对使用并组成拉紧杆；

两件首段杆2上安装有梯形压帽10，梯形压帽10中部向上内凹形成圆柱形凹槽，压力传感器9在圆柱形凹槽通过螺纹连接与上侧的梯形压帽10固连，压力传感器9用于与下侧卫星承力柱18贴合、嵌入到卫星承力柱18的翻边内侧；

两件尾段杆3底部连接有弓形转接梁5，弓形转接梁5的两端设有与尾段杆3底部的两个卡槽16适配的机械接口，通过螺纹连接将两件尾段杆3箍住，弓形转接梁5的弓背位置安装有两件铰链7，在两件铰链7斜下侧设有加强框6，加强框6的上下两侧分别设有两组铰链的安装接口，上侧与两件铰链7相连，下侧与两件铰链8相连；

火箭适配器20采用正锥形设计，上端面设有凸台，凸台由一大两小共3个圆凸台构成，大凸台位于中间用于安装卫星承力柱18，两个小凸台穿过爆炸螺栓21来固定尾段杆3的底部，火箭适配器20的下端面安装L形铰链支架22，L形铰链支架22一侧设有与火箭适配器20连接的通孔，另一侧设有铰链8的安装接口。

结合本申请第一方面，在本申请第一方面第一种可能的实现方式中，梯形压帽10和首段杆2之间设有橡胶套17。

结合本申请第一方面，在本申请第一方面第二种可能的实现方式中，首段杆2在穿过梯形压帽10的部位继续穿过碟簧11，在两件碟簧11的上侧，安装有平板哑铃形态的置物架14，置物架14两端穿过两件首段杆2的顶端，置物架14中部设水平仪13，首段杆2顶端通过螺母12将置物架14、碟簧11和梯形压帽10锁紧。

结合本申请第一方面，在本申请第一方面第三种可能的实现方式中，两件中段杆1之间设有拱形支撑件4，拱形支撑件4的两端设有与中段杆1的两个卡槽15适配的机械接口，通过螺纹连接将两件中段杆1箍住。

结合本申请第一方面，在本申请第一方面第四种可能的实现方式中，中段杆1采用非金属材料，首段杆2和尾段杆3采用合金材料。

结合本申请第一方面，在本申请第一方面第五种可能的实现方式中，加强框6采用平板镂空加筋结构。

结合本申请第一方面，在本申请第一方面第六种可能的实现方式中，中段杆1、首段杆2和尾段杆3总共4组，4组均布设置，每组为两件中段杆1、两件首段杆2和两件尾段杆3。

第二方面，本申请提供了一种堆叠式卫星的固定装置的控制方法，方法包括：

将L形铰链支架22安装至火箭适配器20的下端面，其中，L形铰链支架22一侧设有与火箭适配器20连接的通孔，另一侧设有铰链8的安装接口；

将多颗卫星通过承力柱18依次堆叠在火箭适配器20上，其中，火箭适配器20采用正锥形设计，上端面设有凸台，凸台由一大两小共3个圆凸台构成，大凸台位于中间用于安装卫星承力柱18，两个小凸台用于穿过爆炸螺栓21来固定尾段杆3的底部；

将中段杆1、首段杆2和尾段杆3之间通过首尾法兰螺纹连接固定、成对使用并组成拉紧杆后，在小凸台处通过爆炸螺栓21固定尾段杆3的底部；

将安装有压力传感器9的梯形压帽10穿过两件首段杆2，至压力传感器9的下端面与卫星承力柱18贴合、嵌入到卫星承力柱18的翻边内侧，其中，梯形压帽10中部向上内凹形成圆柱形凹槽，压力传感器9在圆柱形凹槽通过螺纹连接与上侧的梯形压帽10固连；

将两对铰链7和两对铰链8分别安装至加强框6上下两侧的接口处，其中，两件铰链7安装于弓形转接梁5的弓背位置，加强框6安装于两件铰链7斜下侧，加强框6的上下两侧分别设有两组铰链的安装接口，上侧与两件铰链7相连，下侧与两件铰链8相连；

弓形转接梁5的两端基于设有的与尾段杆3底部的两个卡槽16适配的机械接口，通过螺纹连接将两件尾段杆3箍住，调节铰链7和铰链8的旋转角度使的同时连接弓形转接梁5和L形铰链支架22，完成堆叠式卫星的固定装置的固定。

结合本申请第二方面，在本申请第二方面第一种可能的实现方式中，方法还包括：

运载火箭入轨后，控制爆炸螺栓21解锁，使得在铰链7和铰链8共同作用下开始执行展开动作，在展开动作中，堆叠式卫星的固定装置首先会进行斜向上运动，使得压紧在最上层卫星承力柱18上的部分脱离卫星承力柱18翻边内的凹槽，与此同时，拉紧杆与加强框6之间相对角度也随之发生变化，待堆叠式卫星的固定装置运动至一定位置处，铰链7锁定，使得堆叠式卫星的固定装置与加强框6之间不再发生相对运动；

待铰链7锁定后，堆叠式卫星的固定装置变成一套单轴转动机构，在铰链8的作用下，翻转一定角度后锁定，均布于运载火箭的末级四周，并与运载火箭的末级保持一定安全距离，完成堆叠式卫星的固定装置的展开。

第三方面，本申请提供了一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质存储有多条指令，指令适于处理器进行加载，以执行本申请第二方面或者本申请第二方面任一种可能的实现方式提供的方法。

从以上内容可得出，本申请具有以下的有益效果：

本申请通过双连杆结构设计的堆叠式卫星的固定装置，在可以对将堆叠后的卫星还有火箭适配器进行有效锁紧的同时，还可以方便将装置与卫星剥离开，使整套装置保持在卫星分离的安全范围之外，同时有效锁定，以降低对运载的影响，显著提高了可靠性和安全性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请堆叠式卫星的固定装置的一种整体结构示意图；

图2为本申请一组拉紧杆的一种结构示意图；

图3为本申请一组拉紧杆的又一种结构示意图；

图4为本申请一组拉紧杆的结构示意图；

图5为本申请梯形压帽的一种结构示意图；

图6为本申请首段杆的一种局部结构正视图；

图7为首段杆的一种局部结构剖视图；

图8为本申请中段杆的一种局部结构示意图；

图9为本申请尾段杆的一种结构示意图；

图10为本申请尾段杆的又一种结构示意图；

图11为本申请火箭适配器的一种结构示意图；

图12为本申请火箭适配器的又一种结构示意图；

图13为本申请卫星承力柱的一种局部结构示意图；

图14为本申请卫星承力柱的又一种局部结构示意图；

图15为本申请火箭适配器的一种结构示意图；

图16为本申请堆叠式卫星的固定装置展开过程的一种结构示意图；

图17为本申请堆叠式卫星的固定装置展开过程的一种原理示意图；

图18为本申请堆叠式卫星的固定装置展开至锁定状态的一种结构示意图；

图19为本申请堆叠式卫星的固定装置的控制方法的一种流程示意图。

具体实施方式

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的实施例能够以除了在这里图示或描述的内容以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或模块的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或模块，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或模块。在本申请中出现的对步骤进行的命名或者编号，并不意味着必须按照命名或者编号所指示的时间/逻辑先后顺序执行方法流程中的步骤，已经命名或者编号的流程步骤可以根据要实现的技术目的变更执行次序，只要能达到相同或者相类似的技术效果即可。

本申请中所出现的模块的划分，是一种逻辑上的划分，实际应用中实现时可以有另外的划分方式，例如多个模块可以结合成或集成在另一个系统中，或一些特征可以忽略，或不执行，另外，所显示的或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，模块之间的间接耦合或通信连接可以是电性或其他类似的形式，本申请中均不作限定。并且，作为分离部件说明的模块或子模块可以是也可以不是物理上的分离，可以是也可以不是物理模块，或者可以分布到多个电路模块中，可以根据实际的需要选择其中的部分或全部模块来实现本申请方案的目的。

首先，参阅图1示出的本申请堆叠式卫星的固定装置的一种整体结构示意图，图1所示的堆叠式卫星的固定装置处于完成对堆叠式卫星的固定的工作状态，从图1容易看到，本申请所提供的堆叠式卫星的固定装置包括中段杆1、首段杆2、尾段杆3和火箭适配器20，其他组件围绕这四者进行配置。

其中，如图2、图3从不同方面示出的本申请一组拉紧杆的结构示意图，在本申请中，中段杆1、首段杆2和尾段杆3之间通过首尾法兰螺纹连接固定，中段杆1、首段杆2和尾段杆3为成对使用并组成拉紧杆。

从图2、3还可以看出，本申请首段杆2的头部设计有外螺纹，尾部锥形法兰上设计有合适数量的螺纹孔；尾段杆3的头部采取与首段杆2的尾部相同的设计形式，尾部直径增大，并设计有螺纹孔；中段杆1呈细长状态，两端锥形法兰上设计有数量相匹配的通孔。

在该情况下，作为一种适于实用的实现方式，考虑到首段杆2和尾段杆3的设计特征较多，宜采用合金钢等金属材料加工，而中段杆1尺寸较长，设计特征较少，宜采用碳纤维等非金属材料加工。

进一步的，下面则基于中段杆1、首段杆2、尾段杆3和火箭适配器20这四者进行内容的简单划分，以此对本申请所提供的堆叠式卫星的固定装置进行详细的说明。

(1)首段杆2

参阅图4示出的本申请首段杆的一种局部结构示意图、图5示出的本申请梯形压帽的一种结构示意图、图6示出的本申请首段杆的一种局部结构正视图还有图7示出的本申请首段杆的一种局部结构剖视图。

对于本申请首段杆处的相关组件，从图4、5、6、7中可以看到，两件首段杆2上安装有梯形压帽10，梯形压帽10设计有一定数量的螺纹孔，用以安装压力传感器9，梯形压帽10中部向上内凹形成圆柱形凹槽，压力传感器9在圆柱形凹槽通过螺纹连接(螺钉)与上侧的梯形压帽10固连，压力传感器9用于与下侧卫星承力柱18贴合(紧密贴合，但不连接)、嵌入到卫星承力柱18的翻边内侧。

其中，可以理解的是，在锁紧状态下，梯形压帽10中部会受到较大的向上的压力，两侧会受到较大的向下的拉力，即梯形压帽10需要同时承载很大的压力与弯矩，因此本申请将其设计得较为敦实。

此外，作为又一种具体的实现方式，梯形压帽10和首段杆2之间还可设有橡胶套17。

可以理解，在梯形压帽10和首段杆2之间设计有自下而上安装的橡胶套17，用于填充两者之间的间隙，防止在火箭飞行过程中产生的剧烈振动造成两者的碰撞损伤；同时在锁紧力的施加过程中，首段杆2会相对梯形压帽10发生向上的小位移，采用橡胶一类的软材料填充，可有效降低梯形压帽10和首段杆2之间的摩擦力，从而便于锁紧力的施加，达到更好的固定效果。

此外，作为又一种具体的实现方式，梯形的顶部还可继续配置有其他组件以加强固定效果，具体的，首段杆2在穿过梯形压帽10的部位还可继续穿过碟簧11(梯形压帽10两端自上而下设计有阶梯状的圆柱通孔，其上侧直径较大，用于安装能够穿过首段杆2的、刚度适当的碟簧11，下侧直径较小，用于穿过首段杆2)，在两件碟簧11的上侧，安装有平板哑铃形态的置物架14(两端面积较大处设计有圆形通孔，能够同时穿过两件首段杆2，中部设计有适当的机械接口，能够安装水平仪13)，置物架14两端穿过两件首段杆2的顶端，置物架14中部设水平仪13(小型高精度水平仪)，首段杆2顶端通过螺母12将置物架14、碟簧11和梯形压帽10锁紧。

根据碟簧11能够在较小的空间内承载极大的载荷且具有变刚性的特点，此处的碟簧11能够起到两方面的作用，一方面是中段杆1长度较长，长时间处于锁紧力的作用下，可能会发生蠕变，造成应力松弛，受压状态的碟簧11能够对损失的预紧力进行一定的补充，防止螺母12由于预紧力消失出现松动的危险情况；另一方面，在堆叠式卫星的固定装置的解锁初始阶段，拉紧杆的锁紧力瞬间释放，其冲击的能量会造成拉紧杆弯曲抖动，给卫星产品造成不确定的风险，而碟簧11本身具有良好的缓冲吸震能力，因此碟簧11能够起到吸收冲击和耗散能量的作用。

(2)中段杆1

中段杆1的主要作用是起到支撑作用的同时，还可调整拉紧杆与堆叠式卫星的厚度相适配的作用。

参阅图8示出的本申请中段杆的一种局部结构示意图，为进一步加固，作为又一种适于实用的实现方式，在一组拉紧杆中，两件中段杆1之间设有拱形支撑件4，拱形支撑件4的两端设有与中段杆1的两个卡槽15适配的机械接口，通过螺纹连接将两件中段杆1箍住，如此提升拉紧杆的整体刚度，抑制其在运载火箭发射段以及装置展开过程中可能发生的扭转运动。

(3)尾段杆3

参阅图9、10从不同视角示出的本申请尾段杆的结构示意图，本申请尾段杆3用于连接火箭适配器20与拉紧杆，具体的，在一组拉紧杆中，两件尾段杆3底部在指定位置连接有弓形转接梁5，弓形转接梁5的两端设有与尾段杆3底部的两个卡槽16适配的机械接口，通过螺纹连接将两件尾段杆3箍住，一方面弓形转接梁5能够起到与上面支撑件4相似的加固作用，对拉紧杆整体刚度提供贡献，另一方面弓形转接梁5的弓背位置设计有铰链7的安装接口，如此弓形转接梁5的弓背位置可以安装有两件铰链7，在两件铰链7斜下侧设有加强框6，加强框6的上下两侧分别设有两组铰链的安装接口，上侧与两件铰链7相连，下侧与两件铰链8相连，如此，通过对铰链7和铰链8采取不同的扭簧力设计，可以来调整该锁紧与展开装置的运动形态。

其中，作为又一种具体的实现方式，此处的加强框6具体可以采用平板镂空加筋结构，在该设计下，加强框6在减重的基础上可以保持良好的刚度，以抑制整套装置在展开过程中出现的扭转运动。

此外，需要理解的是，以上两型铰链(铰链7和铰链8)常用于航天器中帆板、天线等较大设备的展开，其自带的扭簧为整个机构提供驱动力，待设备旋转至设定角度后，其自带的卡销会嵌入到对应的凹槽内，确保整个机构被锁定住，可以理解为成熟产品，当然本申请在实际应用中也可继续对其铰链结构进行进一步的优化设计。

(4)火箭适配器20

火箭适配器20是处于堆叠式卫星的底部，从底部起到支撑、加固作用。具体的，结合图11、12示出的本申请火箭适配器的两种结构示意图，在本申请中，火箭适配器20采用正锥形设计，上端面设有凸台，采用凸台设计能够在保证加工精度的前提下，增大局部强度。其中，凸台具体由一大两小共3个圆凸台构成，大凸台(面积较大，内部设计有圆柱形的浅凹槽)位于中间用于安装卫星承力柱18(并不固连)，两个小凸台(面积相等，且中心均设计有直径相同的通孔)穿过爆炸螺栓21来固定尾段杆3的底部，可以理解，在火箭适配器20的锥面上的合适位置设计开口，方便爆炸螺栓21能够从下向上安装。火箭适配器20的下端面安装L形铰链支架22，L形铰链支架22一侧设有与火箭适配器20连接的通孔，另一侧设有铰链8的安装接口。

此外，对于卫星承力柱18，还可参考图13、14分别示出的本申请卫星承力柱的局部结构示意图，从图中可以看到，扁平形态的卫星本体19的周围分布有承力柱18，卫星承力柱18采用空心圆柱体的设计形式，其上下端面平行，并在上端面边缘设计有圆环状的一圈翻边，且圆环状翻边(相互平行且上端面带有360°圆环)的内侧设计有一定的倾斜角度，方便上下层承力柱的对接与分离，该翻边设计一方面能够保证上下层卫星在堆叠过程中能够快速对齐，起到提高总装效率的作用，另一方面在卫星组合体堆叠起来并锁紧后，能够防止卫星横移侧滑，起到抵御失稳的作用。考虑到以上这些因素，锁紧与展开装置中的压力传感器9亦嵌入到最上层卫星承力柱18的翻边内侧，如图14所示。

此外，从上面提及的附图中还可看到，在本申请的具体应用中，中段杆1、首段杆2和尾段杆3总共设计为4组，4组均布设置，每组为两件中段杆1、两件首段杆2和两件尾段杆3，当然，在具体应用中，也可采用其他数量级的均布设计，可以在进行固定的同时达到周围的作用力互相平衡即可。

对应的，火箭适配器20上设计有8处爆炸螺栓安装位置、4处铰链支架安装接口以及4处能够承载高压力的安装平面。

在固定状态中，装置上下扣住卫星组合体四周的承力柱，通过8枚爆炸螺栓将火箭适配器20与装置中的拉紧杆底部连接起来，再通过锁紧力施加装置在装置与卫星承力柱18之间产生压力，将卫星组合体与火箭适配器20牢牢固定住。

可以理解，上面的内容是在本申请堆叠式卫星的固定装置在完成对堆叠式卫星的固定后的状态的，下面则可结合上面的所有结构内容(包括可选实现方式)，简要介绍其涉及的动态工作内容。

参阅图15示出的本申请火箭适配器的一种结构示意图，将L形铰链支架22通过螺钉安装至火箭适配器20的下端面，再将多颗卫星通过卫星承力柱18依次堆叠在火箭适配器20上，与此同时，可继续开展装置的部分总装工作，首先通过螺钉依次将首段杆2、中段杆1和尾段杆3首尾相连，获得拉紧杆；再使用拱形的支撑件4和卡槽15将拉紧杆箍住，然后将这拉紧杆通过爆炸螺栓21安装至火箭适配器20的指定位置。

在依次完成上述产品总装实施后，再将橡胶套17、已安装有压力传感器9的压帽10、碟簧11以及已安装有水平仪13的置物架14依次穿过首段杆2，至压力传感器9的下端面与卫星承力柱18贴合，再将橡胶套17由下向上推入压帽10圆孔与首段杆2之间的间隙，然后将两件螺母12分别旋入首段杆2顶端的螺纹上，拧紧并打上相同的设定力矩，此时可通过顶部的水平仪13的参数来判断置物架14的水平状态，从而判断左右两侧拉紧杆所受拉力是否偏斜，两者状态是否一致，若水平状态偏向于某一方，则继续拧紧螺母12，压缩碟簧11，直至置物架14处于水平状态。

完成上述操作后将两对铰链7和铰链8分别安装至加强框6上下两侧的接口处，再将弓形转接梁5和两件卡槽16分别通过螺钉连接箍住两件尾段杆3，然后调节铰链7和铰链8的旋转角度，如图15所示，使之能够同时连接上转弓形接梁5和L形铰链支架22。

如图1所示，操作完成后卫星组合体被初步锁紧于火箭适配器20与压力传感器9之间，通过压力传感器9上的接插件(接插件朝向远离卫星本体19的方向)引出数据监测电缆，该监测电缆通过两侧拉紧杆、弓形转接梁5和L形铰链支架22走线至火箭适配器20上，与箭上相应的相关采集设备相连接。

在地面存贮和试验中，可以通过读取相关采集设备的监测数据，来判断拉紧杆的预紧力是否还在规定的范围内，若预紧力因为外界环境变化而有所减少，则增大螺母12的拧紧力矩，反之则减小；在运载火箭飞行过程中，可记录相关数据为后续改进设计提供参考依据。

可以理解，在具体操作中，除了水平仪13，还可在火箭上还可配置其他的采集设备，以此反映出本申请堆叠式卫星的固定装置的具体固定情况，以便监控还有校正。

参阅图16示出的本申请堆叠式卫星的固定装置展开过程的一种结构示意图，待运载火箭入轨后，八枚爆炸螺栓21同时解锁，装置在铰链7和铰链8的共同作用下，开始执行展开动作。

根据双连杆机构的原理，装置首先会进行斜向上运动，使得压紧在最上层卫星承力柱18上的部分脱离卫星承力柱18翻边内的凹槽，与此同时，拉紧杆与加强框6之间相对角度也随之发生了变化(即铰链7发生转动)，原理详见下面内容，待锁紧装置运动至一定位置处，铰链7锁定，使得锁紧装置与加强框6之间不再发生相对运动。

参阅图17示出的本申请堆叠式卫星的固定装置展开过程的一种原理示意图，可以看出装置中铰链8相当于图17中的转轴A，铰链7相当于图17中的转轴B，拉紧杆相当于图17中的①号连杆，加强框6相当于图17中的②号连杆，在转轴A和转轴B的共同作用下，梯形压帽10(因为固连了压力传感器9)首先越过最上层承力柱18的凹槽，然后旋转运动至远离卫星的位置。

待铰链7锁定后，装置变成了一套单轴转动机构，同时在铰链8的作用下，翻转一定的角度后锁定，均布于运载火箭的末级四周，并与运载火箭的末级保持一定的安全距离，如图18示出的本申请堆叠式卫星的固定装置展开至锁定状态的一种结构示意图，此时星箭分离面以上空间，除未分离的卫星外，已无其他遮挡物，堆叠式卫星可以更加安全地执行相关的分离动作。

对于上述的展开过程，还可以简要地理解为：待火箭发射入轨后，8枚爆炸螺栓同时解锁，装置在失去约束后，首先斜向上运动脱离卫星承力柱18凹槽的约束，并运动至一定位置后，中部的铰链锁定，然后整套装置随着根部铰链旋转至一定的角度并锁定在远离卫星组合体的位置处，此时卫星组合体失去束缚，可以执行进一步的分离动作。

而在上述的硬件结构还有动态工作的内容下，可以得到，本申请通过双连杆结构设计的堆叠式卫星的固定装置，在可以对将堆叠后的卫星还有火箭适配器进行有效锁紧的同时，还可以方便将装置与卫星剥离开，使整套装置保持在卫星分离的安全范围之外，同时有效锁定，以降低对运载的影响，显著提高了可靠性和安全性。

以上是本申请提供的堆叠式卫星的固定装置的介绍，在该堆叠式卫星的固定装置的基础上，本申请还从控制角度提供了一种堆叠式卫星的固定装置的控制方法，该控制方法可涉及到堆叠式卫星的锁紧还有展开，可以由堆叠式卫星的固定系统、控制系统或者等实际应用中涉及的业务系统来执行。

参阅图19，图19示出了本申请堆叠式卫星的固定装置的控制方法的一种流程示意图，本申请所提供的堆叠式卫星的固定装置的控制方法，具体可以包括以下步骤S1901至步骤S1906：

步骤S1901，将L形铰链支架22安装至火箭适配器20的下端面，其中，L形铰链支架22一侧设有与火箭适配器20连接的通孔，另一侧设有铰链8的安装接口；

步骤S1902，将多颗卫星通过承力柱18依次堆叠在火箭适配器20上，其中，火箭适配器20采用正锥形设计，上端面设有凸台，凸台由一大两小共3个圆凸台构成，大凸台位于中间用于安装卫星承力柱18，两个小凸台用于穿过爆炸螺栓21来固定尾段杆3的底部；

步骤S1903，将中段杆1、首段杆2和尾段杆3之间通过首尾法兰螺纹连接固定、成对使用并组成拉紧杆后，在小凸台处通过爆炸螺栓21固定尾段杆3的底部；

步骤S1904，将安装有压力传感器9的梯形压帽10穿过两件首段杆2，至压力传感器9的下端面与卫星承力柱18贴合、嵌入到卫星承力柱18的翻边内侧，其中，梯形压帽10中部向上内凹形成圆柱形凹槽，压力传感器9在圆柱形凹槽通过螺纹连接与上侧的梯形压帽10固连；

步骤S1905，将两对铰链7和两对铰链8分别安装至加强框6上下两侧的接口处，其中，两件铰链7安装于弓形转接梁5的弓背位置，加强框6安装于两件铰链7斜下侧，加强框6的上下两侧分别设有两组铰链的安装接口，上侧与两件铰链7相连，下侧与两件铰链8相连；

步骤S1906，弓形转接梁5的两端基于设有的与尾段杆3底部的两个卡槽16适配的机械接口，通过螺纹连接将两件尾段杆3箍住，调节铰链7和铰链8的旋转角度使的同时连接弓形转接梁5和L形铰链支架22，完成堆叠式卫星的固定装置的固定。

可以理解，此处的控制方法内容主要是涉及到本申请所提供的堆叠式卫星的固定装置对于堆叠式卫星的装配部分，或者说对于堆叠式卫星的加固部分。

而在后续的装置使用过程中，还可涉及到装置的展开部分，具体的，方法还可包括：

运载火箭入轨后，控制爆炸螺栓21解锁，使得在铰链7和铰链8共同作用下开始执行展开动作，在展开动作中，堆叠式卫星的固定装置首先会进行斜向上运动，使得压紧在最上层卫星承力柱18上的部分脱离卫星承力柱18翻边内的凹槽，与此同时，拉紧杆与加强框6之间相对角度也随之发生变化，待堆叠式卫星的固定装置运动至一定位置处，铰链7锁定，使得堆叠式卫星的固定装置与加强框6之间不再发生相对运动；

待铰链7锁定后，堆叠式卫星的固定装置变成一套单轴转动机构，在铰链8的作用下，翻转一定角度后锁定，均布于运载火箭的末级四周，并与运载火箭的末级保持一定安全距离，完成堆叠式卫星的固定装置的展开。

可以理解的是，此处控制方法的内容，是以前面堆叠式卫星的固定装置的硬件结构的基础上进行的，所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的堆叠式卫星的固定装置的控制方法的具体工作过程(包括相关组件的内容)，可以参考如图1至图18对应实施例中堆叠式卫星的固定装置的说明，具体在此不再赘述。

本领域普通技术人员可以理解，上述实施例的各种方法中的全部或部分步骤可以通过指令来完成，或通过指令控制相关的硬件来完成，该指令可以存储于一计算机可读存储介质中，并由处理器进行加载和执行。

为此，本申请提供一种计算机可读存储介质，其中存储有多条指令，该指令能够被处理器进行加载，以执行本申请如图19对应实施例中堆叠式卫星的固定装置的控制方法的步骤，具体操作可参考如图19对应实施例中堆叠式卫星的固定装置的控制方法的说明，在此不再赘述。

其中，该计算机可读存储介质可以包括：只读存储器(Read Only Memory，ROM)、随机存取记忆体(Random Access Memory，RAM)、磁盘或光盘等。

由于该计算机可读存储介质中所存储的指令，可以执行本申请如图19对应实施例中堆叠式卫星的固定装置的控制方法的步骤，因此，可以实现本申请如图19对应实施例中堆叠式卫星的固定装置的控制方法所能实现的有益效果，详见前面的说明，在此不再赘述。

以上对本申请提供的堆叠式卫星的固定装置、堆叠式卫星的固定装置的控制方法以及计算机可读存储介质进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本申请的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想；同时，对于本领域的技术人员，依据本申请的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本申请的限制。

Claims (10)

1.一种堆叠式卫星的固定装置，其特征在于，所述装置包括中段杆1、首段杆2、尾段杆3和火箭适配器20，所述中段杆1、所述首段杆2和所述尾段杆3之间通过首尾法兰螺纹连接固定，所述中段杆1、所述首段杆2和所述尾段杆3为成对使用并组成拉紧杆；

两件所述首段杆2上安装有梯形压帽10，所述梯形压帽10中部向上内凹形成圆柱形凹槽，所述压力传感器9在所述圆柱形凹槽通过螺纹连接与上侧的所述梯形压帽10固连，所述压力传感器9用于与下侧卫星承力柱18贴合、嵌入到所述卫星承力柱18的翻边内侧；

两件所述尾段杆3底部连接有弓形转接梁5，所述弓形转接梁5的两端设有与所述尾段杆3底部的两个卡槽16适配的机械接口，通过螺纹连接将两件所述尾段杆3箍住，所述弓形转接梁5的弓背位置安装有两件铰链7，在两件所述铰链7斜下侧设有加强框6，所述加强框6的上下两侧分别设有两组铰链的安装接口，上侧与两件所述铰链7相连，下侧与两件铰链8相连；

所述火箭适配器20采用正锥形设计，上端面设有凸台，所述凸台由一大两小共3个圆凸台构成，大凸台位于中间用于安装所述卫星承力柱18，两个小凸台穿过爆炸螺栓21来固定所述尾段杆3的底部，所述火箭适配器20的下端面安装L形铰链支架22，所述L形铰链支架22一侧设有与所述火箭适配器20连接的通孔，另一侧设有铰链8的安装接口。

2.根据权利要求1所述的堆叠式卫星的固定装置，其特征在于，所述梯形压帽10和所述首段杆2之间设有橡胶套17。

3.根据权利要求1所述的堆叠式卫星的固定装置，其特征在于，所述首段杆2在穿过所述梯形压帽10的部位继续穿过碟簧11，在两件所述碟簧11的上侧，安装有平板哑铃形态的置物架14，所述置物架14两端穿过两件所述首段杆2的顶端，所述置物架14中部设水平仪13，所述首段杆2顶端通过螺母12将所述置物架14、所述碟簧11和所述梯形压帽10锁紧。

4.根据权利要求1所述的堆叠式卫星的固定装置，其特征在于，两件所述中段杆1之间设有拱形支撑件4，所述拱形支撑件4的两端设有与所述中段杆1的两个卡槽15适配的机械接口，通过螺纹连接将两件所述中段杆1箍住。

5.根据权利要求1所述的堆叠式卫星的固定装置，其特征在于，所述中段杆1采用非金属材料，所述首段杆2和所述尾段杆3采用合金材料。

6.根据权利要求1所述的堆叠式卫星的固定装置，其特征在于，所述加强框6采用平板镂空加筋结构。

7.根据权利要求1所述的堆叠式卫星的固定装置，其特征在于，所述中段杆1、所述首段杆2和所述尾段杆3总共4组，4组均布设置，每组为两件所述中段杆1、两件所述首段杆2和两件所述尾段杆3。

8.一种堆叠式卫星的固定装置的控制方法，其特征在于，所述方法包括：

将L形铰链支架22安装至火箭适配器20的下端面，其中，所述L形铰链支架22一侧设有与所述火箭适配器20连接的通孔，另一侧设有铰链8的安装接口；

将多颗卫星通过承力柱18依次堆叠在所述火箭适配器20上，其中，所述火箭适配器20采用正锥形设计，上端面设有凸台，所述凸台由一大两小共3个圆凸台构成，大凸台位于中间用于安装卫星承力柱18，两个小凸台用于穿过爆炸螺栓21来固定尾段杆3的底部；

将中段杆1、首段杆2和所述尾段杆3之间通过首尾法兰螺纹连接固定、成对使用并组成拉紧杆后，在所述小凸台处通过所述爆炸螺栓21固定所述尾段杆3的底部；

将安装有压力传感器9的梯形压帽10穿过两件所述首段杆2，至所述压力传感器9的下端面与所述卫星承力柱18贴合、嵌入到所述卫星承力柱18的翻边内侧，其中，所述梯形压帽10中部向上内凹形成圆柱形凹槽，所述压力传感器9在所述圆柱形凹槽通过螺纹连接与上侧的所述梯形压帽10固连；

将两对铰链7和两对铰链8分别安装至加强框6上下两侧的接口处，其中，两件铰链7安装于弓形转接梁5的弓背位置，所述加强框6安装于两件所述铰链7斜下侧，所述加强框6的上下两侧分别设有两组铰链的安装接口，上侧与两件所述铰链7相连，下侧与两件铰链8相连；

所述弓形转接梁5的两端基于设有的与所述尾段杆3底部的两个卡槽16适配的机械接口，通过螺纹连接将两件所述尾段杆3箍住，调节所述铰链7和所述铰链8的旋转角度使的同时连接所述弓形转接梁5和所述L形铰链支架22，完成堆叠式卫星的固定装置的固定。

9.根据权利要求8所述的堆叠式卫星的固定装置的控制方法，其特征在于，所述方法还包括：

运载火箭入轨后，控制所述爆炸螺栓21解锁，使得在所述铰链7和所述铰链8共同作用下开始执行展开动作，在所述展开动作中，所述堆叠式卫星的固定装置首先会进行斜向上运动，使得压紧在最上层所述卫星承力柱18上的部分脱离所述卫星承力柱18翻边内的凹槽，与此同时，所述拉紧杆与所述加强框6之间相对角度也随之发生变化，待所述堆叠式卫星的固定装置运动至一定位置处，所述铰链7锁定，使得所述堆叠式卫星的固定装置与所述加强框6之间不再发生相对运动；

待所述铰链7锁定后，所述堆叠式卫星的固定装置变成一套单轴转动机构，在所述铰链8的作用下，翻转一定角度后锁定，均布于所述运载火箭的末级四周，并与所述运载火箭的末级保持一定安全距离，完成所述堆叠式卫星的固定装置的展开。

10.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有多条指令，所述指令适于处理器进行加载，以执行权利要求8或9所述的方法。

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