CN116750217A - 一种双层卫星分离结构及其卫星分离方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及卫星发射技术领域，提供一种双层卫星分离结构及其卫星分离方法，双层卫星分离结构包括支架、顶盖、第一驱动组件和顶盖锁紧组件；支架围设形成有容纳槽，支架的顶部设有连通于容纳槽以及支架的外部的开口；顶盖的一端通过铰接结构连接于支架对应于开口的边缘处；第一驱动组件连接于顶盖和支架，第一驱动组件用于使顶盖具有相对于铰接结构转动以避开开口的趋势；顶盖锁紧组件连接于顶盖。双层卫星分离结构在释放第一卫星放置位置处的卫星和第二卫星放置位置处的卫星时，没有释放支架结构到太空中，避免了卫星分离过程中产生太空垃圾，降低了空间碎片和在轨飞行器碰撞风险，有利于太空资源的充分利用。

Description

一种双层卫星分离结构及其卫星分离方法

技术领域

本发明涉及卫星发射技术领域，特别是涉及一种双层卫星分离结构及其卫星分离方法。

背景技术

为了提高卫星的发射效率以及降低运载火箭的发射成本，现有运载火箭多采用一箭多星的方式发射卫星，然而一箭多星（特别是大型卫星）分离时无法采用盒式分离，大多数卫星采用并联或者串联设计，串联设计一般需要多层卫星支架，上层卫星分离完毕后需要分离抛弃部分卫星支架。分离出来的部分卫星支架成为太空碎片，无法离轨或多年才能离轨，对空间环境造成了较大污染，增加了空间飞行器的碰撞风险。相关技术中，多层卫星支架需要部分分离而成为太空垃圾，增加空间碎片和飞行器碰撞风险，不利于太空资源的充分利用。

发明内容

本发明旨在至少解决相关技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提出一种双层卫星分离结构，双层卫星分离结构在释放第一卫星放置位置处的卫星和第二卫星放置位置处的卫星时，没有释放支架结构到太空中，避免了卫星分离过程中产生太空垃圾，降低了空间碎片和在轨飞行器碰撞风险，有利于太空资源的充分利用。

本发明还提供了一种双层卫星分离结构的卫星分离方法。

根据本发明第一方面实施例提供的双层卫星分离结构，包括：

支架，所述支架围设形成有容纳槽，所述支架的顶部设有连通于所述容纳槽以及所述支架的外部的开口；

顶盖，所述顶盖的一端通过铰接结构连接于所述支架对应于所述开口的位置；

第一驱动组件，连接于所述顶盖和所述支架，所述第一驱动组件用于使所述顶盖具有相对于所述铰接结构转动以避开所述开口的趋势；

顶盖锁紧组件，所述顶盖锁紧组件连接于所述顶盖，所述顶盖锁紧组件具有打开状态和锁紧状态；

在所述打开状态，所述第一驱动组件使所述顶盖避开所述开口所在的位置；

在所述锁紧状态，所述顶盖锁紧组件将所述顶盖固定在所述开口处，所述顶盖背离所述容纳槽的一侧形成第一卫星放置位置，所述顶盖与所述容纳槽之间形成第二卫星放置位置。

根据本发明的一个实施例，所述顶盖和所述第一驱动组件的数量均为两个，两个所述顶盖分别铰接于所述支架的一侧，两个所述第一驱动组件一一对应连接于两个所述顶盖，且所述顶盖锁紧组件连接于两个所述顶盖。

根据本发明的一个实施例，所述支架包括下部支架和两个上部支架，所述下部支架包括底部结构和位于所述底部结构的两侧的侧部结构，两个所述上部支架一一对应滑动连接于两侧的所述侧部结构；

所述上部支架和所述侧部结构之间设置有支架锁紧组件和第二驱动组件，所述支架锁紧组件具有打开位置和锁紧位置；

在所述锁紧位置，所述上部支架固定连接于所述底部结构；

在所述打开位置，所述第二驱动组件驱动所述上部支架与所述下部支架合拢。

根据本发明的一个实施例，所述上部支架包括顺次连接的第一弯折部、第二弯折部和第三弯折部，其中所述第一弯折部和所述第三弯折部同向设置，所述第二弯折部垂直连接于所述第一弯折部和第二弯折部；

所述侧部结构远离所述底部结构的一端设置有第四弯折部，所述第四弯折部垂直连接于所述侧部结构；

所述支架锁紧组件连接于所述第二弯折部和所述第四弯折部，所述第二驱动组件连接于所述第三弯折部和所述侧部结构。

根据本发明的一个实施例，所述第二驱动组件包括弹簧或者液压杆其中的一个。

根据本发明的一个实施例，所述第三弯折部和所述侧部结构之间设置有导向结构。

根据本发明的一个实施例，两个所述顶盖尺寸相同且对称设置，每个所述顶盖的面积为所述开口的面积的一半。

根据本发明的一个实施例，所述顶盖锁紧组件为爆炸螺栓或者具有供电部件的记忆合金结构。

根据本发明第二方面实施例提供的双层卫星分离结构的卫星分离方法，包括：

在顶盖锁紧组件处于锁紧状态时，将第一卫星放置位置的卫星与顶盖进行分离；

切换所述顶盖锁紧组件至打开状态，将所述顶盖翻转至支架的侧部以避开开口位置；

将第二卫星放置位置的卫星与容纳槽的底部分离。

根据本发明的一个实施例，所述将第二卫星放置位置的卫星与容纳槽的底部分离的步骤，之前还包括：

将支架锁紧组件切换至打开状态，将上部支架和下部支架进行合拢。

本发明中的上述一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果之一：

根据本发明第一方面实施例提供的双层卫星分离结构，包括支架、顶盖、第一驱动组件和顶盖锁紧组件；支架围设形成有容纳槽，支架的顶部设有连通于容纳槽以及支架的外部的开口；顶盖的一端通过铰接结构连接于支架对应于开口的边缘处；第一驱动组件连接于顶盖和支架，第一驱动组件用于使顶盖具有相对于铰接结构转动以避开开口的趋势；顶盖锁紧组件连接于顶盖，顶盖锁紧组件具有打开状态和锁紧状态；在打开状态，第一驱动组件使顶盖避开开口所在的位置；在锁紧状态，顶盖锁紧组件将顶盖固定在开口处，顶盖背离容纳槽的一侧形成第一卫星放置位置，顶盖与容纳槽之间形成第二卫星放置位置。双层卫星分离结构工作时，首先，在顶盖锁紧组件处于锁紧状态时，将第一卫星放置位置的卫星与顶盖进行分离；其次，切换顶盖锁紧组件至打开状态，将顶盖翻转至支架的侧部以避开开口位置；最后，将第二卫星放置位置的卫星与容纳槽的底部分离。双层卫星分离结构在释放第一卫星放置位置处的卫星和第二卫星放置位置处的卫星时，没有释放支架结构到太空中，避免了卫星分离过程中产生太空垃圾，降低了空间碎片和在轨飞行器碰撞的风险，有利于太空资源的充分利用。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或相关技术中的技术方案，下面将对实施例或相关技术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发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，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为本发明实施例提供的双层卫星分离结构的示意性结构图；

图2为本发明实施例提供的双层卫星分离结构的卫星分离方法的流程图一；

图3为本发明实施例提供的双层卫星分离结构的卫星分离方法的流程图二；

图4为本发明实施例提供的双层卫星分离结构的状态图一；

图5为本发明实施例提供的双层卫星分离结构的状态图二；

图6为本发明实施例提供的双层卫星分离结构的状态图三；

图7为本发明实施例提供的双层卫星分离结构的状态图四；

图8为本发明实施例提供的双层卫星分离结构的状态图五。

附图标记：

1、第一卫星；2、第二卫星；

10、支架；11、容纳槽；12、下部支架；121、底部结构；122、侧部结构；13、上部支架；14、支架锁紧组件；15、第二驱动组件；

20、顶盖；21、铰接结构；22、第一驱动组件；23、顶盖锁紧组件；

3、火箭部分。

具体实施方式

为使发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合发明中的附图，对发明中的技术方案进行清楚地描述，显然，所描述的实施例是发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于发明保护的范围。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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发明实施例和简化描述，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实施例的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“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，或一体连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。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发明实施例中的具体含义。

在本发明实施例中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明实施例的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

相关技术中，多层卫星支架需要部分分离而成为太空垃圾，增加空间碎片和飞行器碰撞风险，不利于太空资源的充分利用。

根据本发明第一方面实施例提供的双层卫星分离结构，请参阅图1、图4至图8，双层卫星分离结构包括支架10、顶盖20、第一驱动组件22和顶盖锁紧组件23。

支架10围设形成有容纳槽11，容纳槽11内用于放置卫星，为了便于卫星脱离容纳槽11，在支架10的顶部设置有开口，容纳槽11沿着开口连通于支架10的外部。

顶盖20为平板结构，顶盖20的尺寸与开口的尺寸相关，顶盖20的数量可以为一个或者多个。

在一种情况下，顶盖20的数量为一个，此时顶盖20的尺寸与开口的尺寸相同，顶盖20的一端通过铰接结构21连接于支架10对应于开口的位置处，支架10顶部的两个边缘之间形成上述开口。顶盖20位于开口处时，可以遮挡容纳槽11，顶盖20沿着铰接结构21翻转时，可以避开容纳槽11。

在另一种情况下，顶盖20的数量为两个，两个顶盖20分别铰接于支架10的一侧，两个顶盖20同时位于开口位置处时，可以遮挡容纳槽11，两个顶盖20同时翻转时可以避开容纳槽11。

在顶盖20的数量为两个时，两个顶盖20的尺寸相同且对称设置，每个顶盖20的面积为开口的面积的一半。

第一驱动组件22的数量与顶盖20的数量相同，第一驱动组件22连接于顶盖20和支架10，第一驱动组件22可以是弹簧或者液压杆等，可以使顶盖20具有相对于铰接结构21转动以避开开口的趋势。即没有外力干扰的情况下，第一驱动组件22利用自身的弹性恢复力或者气压使顶盖20摆动至支架10的一侧，避开开口的位置。

顶盖锁紧组件23连接于顶盖20，在顶盖20只有一个时，顶盖锁紧组件23连接于顶盖20和支架10，在顶盖20的数量为两个时，顶盖锁紧组件23连接于两个顶盖20。

顶盖锁紧组件23具有打开状态和锁紧状态，顶盖锁紧组件23从锁紧状态切换至打开状态时，可以实现第二级卫星的释放分离。

在打开状态，顶盖20在第一驱动组件22的作用下沿着铰接结构21翻转，第一驱动组件22使顶盖20避开开口所在的位置。

在锁紧状态，顶盖锁紧组件23将顶盖20固定在开口处，顶盖20背离容纳槽11的一侧形成第一卫星放置位置，顶盖20与容纳槽11之间形成第二卫星放置位置，支架10背离顶盖20的一侧用于连接火箭部分3。

需要说明的是，第一卫星放置位置可以放置一个或者多个第一卫星1，第二卫星放置位置可以放置多个第二卫星2，多个第一卫星1和多个第二卫星2整齐排列，以减少空间占用。

双层卫星分离结构工作时，首先，在顶盖锁紧组件处于锁紧状态时，将第一卫星放置位置的卫星与顶盖进行分离；其次，切换顶盖锁紧组件至打开状态，将顶盖翻转至支架的侧部以避开开口位置；最后，将第二卫星放置位置的卫星与容纳槽的底部分离。双层卫星分离结构在释放第一卫星放置位置处的卫星和第二卫星放置位置处的卫星时，没有释放支架结构到太空中，避免了卫星分离过程中产生太空垃圾，降低了空间碎片和在轨飞行器碰撞风险，有利于太空资源的充分利用。

根据本发明的一个实施例，顶盖20和第一驱动组件22的数量均为两个，两个顶盖20分别铰接于支架10的一侧，两个第一驱动组件22一一对应连接于两个顶盖20，且顶盖锁紧组件23连接于两个顶盖20。

根据本发明的一个实施例，支架10包括下部支架12和两个上部支架13，下部支架12包括底部结构121和位于底部结构121的两侧的侧部结构122，两个上部支架13一一对应滑动连接于两侧的侧部结构122。

下部支架12通过底部结构121和位于底部结构121的两侧的侧部结构122形成U型结构，侧部结构122的长度较短，短于支架10的整个侧部的长度，例如侧部结构122的长度为支架10的整个侧部的一半或者三分之一，上部支架13滑动连接于侧部结构122时，支架10的整个侧部的长度可以调整。

在上部支架13和侧部结构122之间设置有支架锁紧组件14和第二驱动组件15，支架锁紧组件14用于固定或者松开上部支架13和侧部结构122，第二驱动组件15用于使上部支架13沿着侧部结构122滑动合拢。与此同时，支架锁紧组件14具有打开位置和锁紧位置：

在锁紧位置，上部支架13固定连接于底部结构121，此时支架10的整个侧部的长度最大；

在打开位置，第二驱动组件15驱动上部支架13与下部支架12合拢，合拢后上部支架13沿着侧部结构122向底部结构121所在的方向靠拢，进而缩短了支架10的整个侧部的尺寸，支架10的整个侧部遮挡第二卫星2的范围减小，有利于第二卫星2的释放分离，减少了分离干扰。

根据本发明的一个实施例，上部支架13包括顺次连接的第一弯折部、第二弯折部和第三弯折部，其中第一弯折部和第三弯折部同向设置，第二弯折部垂直连接于第一弯折部和第二弯折部，请参阅图1。侧部结构122远离底部结构121的一端设置有第四弯折部，第四弯折部垂直连接于侧部结构122。支架锁紧组件14连接于第二弯折部和第四弯折部，第二驱动组件15连接于第三弯折部和侧部结构122。

需要说明的是，两个第四弯折部均朝向背离容纳槽11的方向弯折，此时可以使支架锁紧组件14与容纳槽11之间保持距离，支架锁紧组件14可能是爆炸螺栓或者其它具有位置或者状态切换的组件，支架锁紧组件14设置在第二弯折部和第四弯折部处，避免爆炸产生的碎屑或者结构影响第二卫星2的释放与分离。

根据本发明的一个实施例，第二驱动组件15包括弹簧或者液压杆其中的一个。

根据本发明的一个实施例，第三弯折部和侧部结构122之间设置有导向结构。

可以理解的是，导向结构可以增加上部支架13沿着侧部结构122运动时的稳定性。

根据本发明第二方面实施例提供的双层卫星分离结构的卫星分离方法，请参阅图2以及图4至图8，包括：

S100、在顶盖锁紧组件处于锁紧状态时，将第一卫星放置位置的卫星与顶盖进行分离；

S200、切换顶盖锁紧组件至打开状态，将顶盖翻转至支架的侧部以避开开口位置；

S300、将第二卫星放置位置的卫星与容纳槽的底部分离。

可以理解的是，双层卫星分离结构在释放第一卫星放置位置处的卫星和第二卫星放置位置处的卫星时，没有释放支架结构到太空中，避免了卫星分离过程中产生太空垃圾，降低了空间碎片和在轨飞行器碰撞风险，有利于太空资源的充分利用。

根据本发明的一个实施例，将第二卫星放置位置的卫星与容纳槽的底部分离的步骤，之前还包括：

S210、将支架锁紧组件切换至打开状态，将上部支架和下部支架进行合拢。

在步骤S210，增加了将上部支架13和下部支架12进行合拢的步骤，此时上部支架13朝向下部支架12的底部结构121所在的方向运动，上部支架13以及其携带的顶盖20遮挡第二卫星2的范围减小，有利于第二卫星2的顺利释放分离。

综上所述，根据本发明实施例提供的双层卫星分离结构，包括支架、顶盖、第一驱动组件和顶盖锁紧组件；支架围设形成有容纳槽，支架的顶部设有连通于容纳槽以及支架的外部的开口；顶盖的一端通过铰接结构连接于支架对应于开口的边缘处；第一驱动组件连接于顶盖和支架，第一驱动组件用于使顶盖具有相对于铰接结构转动以避开开口的趋势；顶盖锁紧组件连接于顶盖，顶盖锁紧组件具有打开状态和锁紧状态；在打开状态，第一驱动组件使顶盖避开开口所在的位置；在锁紧状态，顶盖锁紧组件将顶盖固定在开口处，顶盖背离容纳槽的一侧形成第一卫星放置位置，顶盖与容纳槽之间形成第二卫星放置位置。双层卫星分离结构工作时，首先，在顶盖锁紧组件处于锁紧状态时，将第一卫星放置位置的卫星与顶盖进行分离；其次，切换顶盖锁紧组件至打开状态，将顶盖翻转至支架的侧部以避开开口位置；最后，将第二卫星放置位置的卫星与容纳槽的底部分离。双层卫星分离结构在释放第一卫星放置位置处的卫星和第二卫星放置位置处的卫星时，没有释放支架结构到太空中，避免了卫星分离过程中产生太空垃圾，降低了空间碎片和在轨飞行器碰撞风险，有利于太空资源的充分利用。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种双层卫星分离结构，其特征在于，包括：

支架，所述支架围设形成有容纳槽，所述支架的顶部设有连通于所述容纳槽以及所述支架的外部的开口；

顶盖，所述顶盖的一端通过铰接结构连接于所述支架对应于所述开口的位置；

第一驱动组件，连接于所述顶盖和所述支架，所述第一驱动组件用于使所述顶盖具有相对于所述铰接结构转动以避开所述开口的趋势；

顶盖锁紧组件，所述顶盖锁紧组件连接于所述顶盖，所述顶盖锁紧组件具有打开状态和锁紧状态；

在所述打开状态，所述第一驱动组件使所述顶盖避开所述开口所在的位置；

在所述锁紧状态，所述顶盖锁紧组件将所述顶盖固定在所述开口处，所述顶盖背离所述容纳槽的一侧形成第一卫星放置位置，所述顶盖与所述容纳槽之间形成第二卫星放置位置。

2.根据权利要求1所述的双层卫星分离结构，其特征在于，所述顶盖和所述第一驱动组件的数量均为两个，两个所述顶盖分别铰接于所述支架的一侧，两个所述第一驱动组件一一对应连接于两个所述顶盖，且所述顶盖锁紧组件连接于两个所述顶盖。

3.根据权利要求1或2所述的双层卫星分离结构，其特征在于，所述支架包括下部支架和两个上部支架，所述下部支架包括底部结构和位于所述底部结构的两侧的侧部结构，两个所述上部支架一一对应滑动连接于两侧的所述侧部结构；

所述上部支架和所述侧部结构之间设置有支架锁紧组件和第二驱动组件，所述支架锁紧组件具有打开位置和锁紧位置；

在所述锁紧位置，所述上部支架固定连接于所述底部结构；

在所述打开位置，所述第二驱动组件驱动所述上部支架与所述下部支架合拢。

4.根据权利要求3所述的双层卫星分离结构，其特征在于，所述上部支架包括顺次连接的第一弯折部、第二弯折部和第三弯折部，其中所述第一弯折部和所述第三弯折部同向设置，所述第二弯折部垂直连接于所述第一弯折部和第二弯折部；

所述侧部结构远离所述底部结构的一端设置有第四弯折部，所述第四弯折部垂直连接于所述侧部结构；

所述支架锁紧组件连接于所述第二弯折部和所述第四弯折部，所述第二驱动组件连接于所述第三弯折部和所述侧部结构。

5.根据权利要求3所述的双层卫星分离结构，其特征在于，所述第二驱动组件包括弹簧或者液压杆其中的一个。

6.根据权利要求4所述的双层卫星分离结构，其特征在于，所述第三弯折部和所述侧部结构之间设置有导向结构。

7.根据权利要求2所述的双层卫星分离结构，其特征在于，两个所述顶盖尺寸相同且对称设置，每个所述顶盖的面积为所述开口的面积的一半。

8.根据权利要求3所述的双层卫星分离结构，其特征在于，所述顶盖锁紧组件为爆炸螺栓或者具有供电部件的记忆合金结构。

9.一种如权利要求1至8任一项所述的双层卫星分离结构的卫星分离方法，其特征在于，包括：

在顶盖锁紧组件处于锁紧状态时，将第一卫星放置位置的卫星与顶盖进行分离；

切换所述顶盖锁紧组件至打开状态，将所述顶盖翻转至支架的侧部以避开开口位置；

将第二卫星放置位置的卫星与容纳槽的底部分离。

10.根据权利要求9所述的双层卫星分离结构的卫星分离方法，其特征在于，所述将第二卫星放置位置的卫星与容纳槽的底部分离的步骤，之前还包括：

将支架锁紧组件切换至打开状态，将上部支架和下部支架进行合拢。