立方星弹射器及其弹射方法与流程

本发明涉及卫星发射技术领域，特别是涉及一种立方星弹射器及其弹射方法。

背景技术：

传统卫星和运载火箭的分离往往采用包带和爆炸螺栓结合的分离方式。这种分离技术较为成熟，在大卫星上也广泛采用，然而火攻器在爆炸的瞬间可能产生细小微粒，这些细小微粒进入到卫星后，如果光学镜头等，会对卫星的器件造成极大的损伤，另外爆炸螺栓的爆炸冲击力可能会影响到立方星的释放。目前的12u以下的立方星的释放都通常采用特制的弹射器来实现卫星的在轨释放，通用性极差，另外对于12u的弹射器主要是采用进口或者利用同小卫星一样的释放方法，极其浪费资源。

技术实现要素：

基于此，有必要针对目前采用火攻器的爆炸实现立方星的分离导致立方星损伤以及影响弹射的以及通用性差的问题，提供一种实现立方星安全分离、避免损伤，且能够弹射多种尺寸立方星、增加通用性的立方星弹射器，同时还提供一种应用上述立方星弹射器的弹射方法。

上述目的通过下述技术方案实现：

一种立方星弹射器，包括：

壳体结构，包括舱体、能够打开或关闭所述舱体的舱盖以及可拆卸设置于所述舱体中的组合板，所述组合板能够将所述舱体分隔形成多个弹射槽，每个所述弹射槽中均具有弹射导轨；

多个弹射结构，分别位于多个所述弹射槽中；所述弹射结构包括螺旋弹簧及弹射托板，所述螺旋弹簧的一端固定于所述舱体的底部，所述螺旋弹簧的另一端固定所述弹射托板，所述弹射托板用于承载立方星，并能够沿所述弹射导轨滑动；且，所述螺旋弹簧的截面形状呈多边形；以及

锁定结构，设置于所述壳体结构上，用于锁定或解锁所述舱盖与所述舱体；

所述锁定结构解锁所述舱盖与所述舱体，且所述舱盖打开至预设角度后，所述螺旋弹簧带动所述弹射托板沿所述弹射导轨滑动并弹射所述立方星。

在其中一个实施例中，所述组合板包括立柱及安装于所述立柱上的四个隔板，所述立柱可拆卸的安装于所述舱体的底部，四个所述隔板分别设置于所述立柱上，并将所述舱体分隔成四个所述弹射槽；

所述弹射托板能够沿对应的所述弹射滑轨滑动。

在其中一个实施例中，所述立方星弹射器还包括舱盖自锁结构及导轨抱死结构，所述舱盖自锁结构连接所述舱盖与所述舱体，用于锁定打开至预设角度的所述舱盖；

所述导轨抱死结构可伸出或缩回所述弹射导轨，所述舱盖自锁结构与所述导轨抱死结构联动；

所述舱盖自锁结构锁定所述舱盖后，所述导轨抱死结构缩回所述弹射导轨，所述弹射托板能够沿所述弹射导轨滑动并弹射所述立方星。

在其中一个实施例中，所述立方星弹射器还包括联动件，所述舱盖自锁结构与所述导轨抱死结构通过所述联动件连接实现联动。

在其中一个实施例中，所述弹射导轨上具有开口，所述导轨抱死结构位于所述开口处；

所述导轨抱死结构伸出，所述导轨抱死结构凸出于所述弹射导轨并限制所述弹射托板；

所述导轨抱死结构缩回，所述导轨抱死结构与所述弹射导轨共面设置，所述弹射托板能够沿所述弹射导轨滑出所述舱体。

在其中一个实施例中，所述舱盖自锁结构包括异型轮，所述异型轮连接所述舱盖与所述舱体；

所述导轨抱死结构包括传递臂及与所述传递臂连接的限位部，所述联动件连接所述异型轮与所述传递臂，所述限位部能够限制所述弹射结构；

所述舱盖打开并带动所述异型轮运动，所述舱盖打开至预设角度后，所述联动件卡设于所述异型轮上，并带动所述传递臂及所述限位部释放所述弹射结构。

在其中一个实施例中，所述螺旋弹簧为矩形螺旋弹簧，且，所述螺旋弹簧的截面尺寸从远离所述弹射托板的一端到靠近所述弹射托板的一端逐渐增加。

在其中一个实施例中，所述锁定结构包括电磁机构及电磁锁扣，所述电磁机构与所述电磁锁扣分别设置于所述舱体及所述舱盖上，所述电磁机构与所述电磁锁扣配合锁定或解锁所述舱盖与所述舱体；

所述电磁机构包括电磁锁盒以及设置于所述电磁锁盒中的电磁锁和锁紧轴承，所述电磁锁盒设置于所述舱体上，所述电磁锁扣具有锁定部，并设置于所述舱盖上；

所述锁紧轴承能够卡设或者脱离所述锁定部，以锁定或解锁所述舱盖与所述舱体；所述电磁锁通电后能够释放所述锁紧轴承，使所述锁紧轴承脱离所述锁定部。

在其中一个实施例中，所述壳体结构还包括开关轴及套设于所述开关轴上的打开弹簧，所述开关轴转动连接所述舱盖与所述舱体；

所述锁定结构解锁所述舱体与所述舱盖，所述舱盖在所述打开弹簧的作用下自动打开；

所述舱盖朝向所述舱体的一表面上凸出设置压紧部，所述压紧部用于压紧所述舱体中所述立方星；

所述压紧部为弹性部件；

所述舱体具有多个用于测试的观察挡板，多个所述观察挡板分别通过连接件可拆卸的安装于所述舱体的外侧。

一种立方星弹射器的弹射方法，应用于如上述任一技术特征述的立方星弹射器，所述弹射方法包括如下步骤：

立方星进入预定轨道；

立方星弹射器接收弹射信号后解锁舱盖与舱体；

打开所述舱盖至预设角度后，锁定所述舱盖并解锁弹射导轨；

弹射托板沿所述弹射导轨滑出所述舱体，并将所述立方星弹出所述舱体。

在其中一个实施例中，所述弹射方法还包括如下步骤：

在所述舱体中安装组合板，所述立方星弹射器同时弹射多颗所述立方星；

拆除所述舱体中的组合板，所述立方星弹射器弹射一颗立方星。

采用上述技术方案后，本发明的有益效果为：

本发明的立方星弹射器及其弹射方法，立方星放置于弹射托板上并压缩螺旋弹簧，将舱盖盖设于舱体上，并通过锁定结构锁定将舱盖锁定于舱体上；弹射时，锁定结构解锁舱体与舱盖使得舱盖打开舱体，螺旋弹簧在其自身弹性力作用下伸展并带动弹射托板运动，使得弹射托板上的立方星从舱体中弹出；本发明的立方星弹射器采用截面形状为多边形的螺旋弹簧作为立方星弹射的动力源，具有较大的横向稳定性；有效的解决目前采用火攻器的爆炸实现立方星的分离导致立方星损伤以及影响弹射的问题，以实现立方星安全的分离，避免对立方星本身产生损伤，同时还能避免冲击力对立方星产生的影响，保证立方星安全弹射出舱。并且，组合板可拆卸的安装在舱体中，多个弹射槽中可以放置小尺寸立方星，实现弹射多个小尺寸的立方星；拆卸组合板后，舱体中可以放置一个大尺寸的立方星如12u，实现大尺寸立方星的弹射，这样能够增加立方星弹射器的通用性，充分利用资源，节约成本。

附图说明

图1为本发明一实施例的立方星弹射器的舱盖打开后的结构示意图；

图2为图1所示的立方星弹射器的舱体中安装组合板的俯视图；

图3为图1所示的立方星弹射器中螺旋弹簧的俯视图；

图4为图3所示的螺旋弹簧的主视图；

图5为图1所示的立方星弹射器中舱盖自锁结构与导轨抱死结构的连接示意图；

图6为图1所示的立方星弹射器中锁定结构解锁时的结构示意图；

图7为图6所示的锁定结构锁定时的结构示意图；

其中：

100-立方星弹射器；

110-壳体结构；

111-舱体；1111-弹射导轨；1112-观察挡板；

112-舱盖；1121-压紧部；

113-开关轴；

114-打开弹簧；

120-弹射结构；

121-螺旋弹簧；

122-弹射托板；

130-锁定结构；

131-电磁机构；1311-电磁锁盒；1312-电磁锁；1313-锁紧轴承；

132-电磁锁扣；1321-锁定部；

140-舱盖自锁结构；

150-导轨抱死结构；

160-组合板；

161-立柱；

162-隔板。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下通过实施例，并结合附图，对本发明的立方星弹射器及其弹射方法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用以解释本发明，并不用于限定本发明。

参见图1，本发明提供了一种立方星弹射器100，该立方星弹射器100用于弹射立方星，使得立方星弹射出舱，以用于大学开展航天科学研究与教育，用于对海洋、大气环境、船舶、航空飞行器等的监测通信，空间成像，通信，大气研究，生物学研究，新技术试验平台等方面，具有成本低、功能密度大、研制周期短、入轨快的特点。通常，1单位立方星简称为1u，2单位立方星简称为2u，等等，在此不一一说明。当立方星进入外太空预定轨道时，运载火箭能够按照飞行程序将弹射信号发送给将立方星弹射器100，并将立方星弹射。并且，采用本发明的立方星弹射器100弹射立方星，能够实现立方星安全的分离，避免对立方星本身产生损伤，同时还能避免冲击力对立方星产生的影响，保证立方星安全弹射出舱。同时，本发明的立方星弹射器100适用范围广，能够对实现各种尺寸的立方星的弹射，如1u、1.5u等等；而且，还能弹射12u的立方星，节省资源，降低成本。

在本发明中，立方星弹射器100包括壳体结构110、弹射结构120及锁定结构130。壳体结构110起收纳作用，立方星弹射器100的大部分结构及立方星均位于壳体结构110中，以便于将立方星运载到外太空中。锁定结构130设置于壳体结构110上，用于锁定或者打开壳体结构110。可以理解的是，立方星弹射器100在进入外太空预定轨道之前均需处于封闭状态，以避免立方星出现不在轨运行的问题以及弹射失败的问题，只有在进入外太空预定轨道后准备弹射时才打开，以保证立方星能够从壳体结构110中弹射出。弹射结构120设置于壳体结构110中，用于弹射立方星。立方星位于壳体结构110中并放置于弹射结构120上，弹射结构120向立方星提供推力，该推力为立方星的弹射力，使得立方星安全弹出，有效的避免通过火工品爆炸实现立方星的分离，能够避免对立方星本身产生损伤，同时还能避免冲击力对立方星产生的影响，保证立方星安全弹射出舱。

具体的，壳体结构110包括舱体111及能够打开或关闭舱体111的舱盖112。舱盖112关闭舱体111后，壳体结构110处于封闭状态；舱盖112打开舱体111后，弹射结构120能够将立方星从舱体111中弹出。锁定结构130用于锁定或解锁舱盖112与舱体111，以保证舱盖112可靠的盖设于舱体111上。并且，锁定结构130解锁舱盖112与舱体111后，舱盖112打开至预设角度后，弹射结构120才能够将立方星从舱体111中弹出；若舱盖112打开的角度小于等于预设角度，此时弹射结构120不能弹射立方星。运载过程中，锁定结构130始终将舱盖112与舱体111锁定，使得舱盖112盖设于舱体111上，避免立方星出舱；弹射时，锁定结构130解锁舱盖112与舱体111，使得舱盖112相对于舱体111打开，而且，当舱盖112打开至预设角度后，弹射结构120将立方星从舱体111中弹出，实现立方星的弹射，以避免立方星与舱盖112之间发生磕碰，避免立方星损伤。示例的，舱体111呈中空的长方体设置，其一端具有开口，弹射结构120设置于中空的长方体中，舱盖112盖设于开口处，以封闭呈长方体的舱体111。当然，在本发明的其他实施方式中，舱体111还可呈柱状等形状设置。

参见图1和图2，而且，壳体结构110还包括可拆卸设置于舱体111中的组合板160，组合板160能够将舱体111分隔形成多个弹射槽。由于组合板160可拆卸设置，当组合板160安装于舱体111中后，组合板160能够将舱体111内的空间分隔成多个小空间，即为多个弹射槽，每个弹射槽中均可用于放置与弹射槽尺寸相适配或者小于弹射槽尺寸的立方星，如小尺寸的立方星1u、1.5u等等；当将组合板160从舱体111中拆卸下来后，或者舱体111中直接不安装组合板160，此时，舱体111中可以放置较大尺寸的立方星如12u等等。这样，本发明的立方星弹射器100通过在舱体111中设置可拆卸的组合板160，以实现不同尺寸立方星的弹射，增加立方星弹射器100的适用范围，同时还能实现12u的立方星的弹射，节省资源。

可选地，舱体111具有多个用于测试的观察挡板1112，多个观察挡板1112分别通过连接件可拆卸的安装于舱体111的外侧。进一步地，多个观察挡板1112分别设置于舱体111的两个侧面，且多个观察挡板1112在舱体111两侧成列排布。在本实施例中，舱体111的两侧分别设置三块观察挡板1112。并且，连接件为螺纹连接件，测试时，可以通过打开舱体111两侧的连接件和观察挡板1112来进行测试。

参见图1、图4和图5，弹射结构120包括螺旋弹簧121及弹射托板122，螺旋弹簧121的一端固定于舱体111的底部，螺旋弹簧121的另一端固定弹射托板122，弹射托板122用于承载立方星，并弹射立方星。锁定结构130解锁舱盖112与舱体111，且舱盖112打开至预设角度后，螺旋弹簧121带动弹射托板122弹射立方星。螺旋弹簧121在舱体111中可压缩设置，立方星装载时，将立方星放置于弹射托板122上，并向立方星施加作用力，以压缩螺旋弹簧121，然后将舱盖112盖设于舱体111上，并通过锁定结构130锁定舱盖112与舱体111。当立方星进入外太空预定轨道时，运载火箭安装预设轨迹控制锁定结构130解锁舱盖112与舱体111，然后舱盖112打开并至预设角度后，螺旋弹簧121能够在自身弹性力作用下伸展，并带动弹性托盘逐渐伸出，使得弹簧托板将立方星推出舱体111，实现立方星安全弹射出舱。

并且，螺旋弹簧121的截面形状呈多边形。可以理解的是，多边形的边数大于等于四。这样螺旋弹簧121的弹力作为立方星的推力，使得立方星能够顺利从舱体111中弹射出，而且，螺旋弹簧121具有较大的横向力，保证立方星弹射过程中的稳定性，进而保证立方星弹射的可靠性，使得立方星准确的弹射的预定轨道上。弹射托板122的形状与舱体111的截面形状相适配，以保证螺旋弹簧121带动弹射托板122在舱体111中伸出或缩回。可选地，弹射托板122上具有多个减重孔，该减重孔用于减轻弹射托板122的重量，进而使得螺旋弹簧121的推力大部分作用于立方星上，减小能量损耗。

另外，弹射结构120还包括固定件，螺旋弹簧121的一端通过固定件固定于舱体111的底部，螺旋弹簧121的另一端通过固定件与弹射托板122固定连接。这样能够避免螺旋弹簧121脱离而影响立方星的弹射，使得螺旋弹簧121产生的推力能够准确的作用在立方星上，保证立方星弹射的准确性。示例的，固定件包括螺纹件和/或固定片，螺旋弹簧121通过螺纹件和/或固定片固定于舱体111中或者弹射托板122上，保证螺旋弹簧121可靠固定。在本实施例中，螺旋弹簧121的一端通过固定片固定于舱体111的底部，螺旋弹簧121的另一端通过螺纹件与弹射托板122固定连接。

当然，在本发明的其他实施方式中，螺旋弹簧121还可通过凸柱、凹槽等结构固定或者通过胶粘方式固定。

进一步地，螺旋弹簧121的截面尺寸从远离弹射托板122的一端到靠近弹射托板122的一端逐渐增加。螺旋弹簧121压缩后，螺旋弹簧121处于同一平面。也就是说，螺旋弹簧121伸展后呈类似于锥形的结构，螺旋弹簧121压缩后，螺旋弹簧121的各圈层层套设并位于同一平面内。螺旋弹簧121采用上述结构设置后，有利于节省空间，并且，具有较强的承载能力，继而保证产生较大的推力，以保证弹射时将立方星从舱体111中弹出。示例的，螺旋弹簧121为矩形螺旋弹簧121。即矩形螺旋弹簧121压缩后为一个矩形框，矩形螺旋弹簧121能够具有较大的横向稳定性。

另外，舱体111中具有弹射导轨1111，弹射导轨1111与弹射托板122相配合，以将弹射托板122限制于舱体111中。锁定结构130解锁舱盖112与舱体111，且舱盖112打开至预设角度后，螺旋弹簧121带动弹射托板122沿弹射导轨1111滑动并弹射立方星。弹射时，弹射托板122能够沿弹射导轨1111滑动。这样能够保证弹射托板122的运行轨迹，避免弹射托板122在舱体111中向弹射导轨1111的外侧发生偏移，进而保证弹射托板122弹射立方星的准确性，使得立方星能够准确的进入预定轨道。示例的，弹射导轨1111的数量多个，多个弹射导轨1111分别位于舱体111的四个沿弹射方向的棱边处、隔板162与舱体111内壁的连接处以及隔板162与立柱161的连接处，弹射托板122的四个角部分别与弹射导轨1111相配合，弹射时，弹簧托板能够沿着弹射导轨1111滑动；装载时，立方星在外力作用下能够使得弹射托板122沿弹射导轨1111运动，并压缩螺旋弹簧121。较佳地，弹射导轨1111的截面形状呈l型设置，弹射托板122的角部与l型弹射导轨1111的内侧表面抵接，以保证弹射托板122的运动轨迹。

参见图1和图2，进一步地，组合板160包括立柱161及安装于立柱161上的四个隔板162，立柱161可拆卸的安装于舱体111的底部，四个隔板162分别设置于立柱161上，并将舱体111分隔成四个弹射槽。每个弹射槽中均具有弹射导轨1111，弹射托板122能够沿对应的弹射滑轨滑动。立柱161位于舱体111的中部区域，且立柱161的底部可拆卸的安装于舱体111的底部；四个隔板162呈十字形设置于立柱161上，以将舱体111分隔成四个弹射槽，每个弹射槽中具有一个弹射结构120，通过对应的弹射结构120弹射对应弹射槽内的立方星；当拆卸隔板162后，舱体111为一个大空间，四个弹射结构120能够共同弹射舱体111中的立方星。示例的，弹射导轨1111上具有导轨槽，弹射导轨1111安装于导轨槽中，并通过螺纹件固定与立柱161上。当然，在本发明的其他实施方式中，弹射导轨1111也可包括但不限于铆接、胶粘等方式固定。

本发明的立方星弹射器100通过组合板160使得舱体111内的空间为一个大空间还是分隔成四个弹射槽，分隔后的四个弹射槽能够分别容纳小尺寸的立方星，如1u、2u等等，未分隔的舱体111可以容纳大尺寸的立方星如12u，这样能够使得本发明的立方星弹射器100能够弹射各种尺寸的立方星，适用范围广，满足1u至12u的立方星的发射任务，还能实现总容积为12u的多种立方星组合的发射任务；并且，由于本发明的立方星还能弹射12u的立方星，无需采用进口或利用同小卫星一样的释放方法，以避免资源浪费。

作为一种可实施方式，立方星弹射器100还包括舱盖自锁结构140及导轨抱死结构150，舱盖自锁结构140连接舱盖112与舱体111，用于锁定打开至预设角度的舱盖112；导轨抱死结构150可伸出或缩回弹射导轨1111，舱盖自锁结构140与导轨抱死结构150联动；舱盖自锁结构140锁定舱盖112后，导轨抱死结构150缩回弹射导轨1111，弹射托板122能够沿弹射导轨1111滑动并弹射立方星。舱盖112打开后，通过舱盖自锁结构140锁定舱盖112，避免舱盖112的位置发生窜动，保证立方星弹射的可靠性，使得立方星准确进入预定轨道；还能避免舱盖112与立方星发生磕碰导致立方星损伤，实现立方星安全出舱。导轨抱死结构150能够限制弹射结构120的运动。可以理解的是，舱盖112在打开的过程中，导轨抱死结构150限制弹射结构120的运动，当舱盖112打开至预设角度后，导轨抱死结构150不再限制弹射结构120，此时，弹射结构120能够将其上的立方星弹射出舱。也就是说，导轨抱死结构150能够避免舱盖112在打开的一瞬间弹射结构120就将立方星弹出，使得弹射结构120在经过一段时间后才弹射立方星，避免立方星与舱盖112发生磕碰。

并且，舱盖自锁结构140与导轨抱死结构150联动。舱盖自锁结构140锁定舱盖112后，舱盖自锁结构140能够带动导轨抱死结构150运动，使得导轨抱死结构150不再限制弹射结构120；若舱盖112的打开后一直未到预设角度，此时，导轨抱死结构150一直会限制弹射结构120弹射立方星，避免出现立方星与舱盖112发生磕碰的可能性；而且，舱盖自锁结构140锁定舱盖112后，舱盖自锁结构140先带动导轨抱死结构150向舱体111内压缩弹射结构120，然后导轨抱死结构150再松开弹射结构120使得弹射结构120将立方星弹出，这样能够增加立方星的弹射力，保证立方星弹射准确可靠。可选地，预设角度是指舱盖112相对于舱体111的运动角度，该预设角度需≥110°。本实施例中，预设角度≥130°，也就是说，舱盖112打开超过130°后，导轨抱死结构150才会不再限制弹射结构120的运动。

导轨抱死结构150可伸出或缩回弹射导轨1111。导轨抱死结构150伸出弹射导轨1111，导轨抱死结构150能够限制弹射结构120的位置，避免弹射结构120弹射立方星；导轨抱死结构150缩回弹射导轨1111后，导轨抱死结构150不再限制弹射结构120的位置，此时，弹射结构120能够沿弹射导轨1111滑动并弹射立方星。并且，舱盖自锁结构140与导轨抱死结构150联动后，舱盖自锁结构140自锁舱盖112的同时能够带动导轨抱死结构150缩回弹射导轨1111；舱盖自锁结构140未锁定舱盖112时，导轨抱死结构150始终伸出弹射结构120。

进一步地，立方星弹射器100还包括联动件，舱盖自锁结构140与导轨抱死结构150通过联动件连接实现联动。较佳地，在本实施例中联动件为弹簧拉杆。也就是说，舱盖自锁结构140运动通过弹簧拉杆带动导轨抱死结构150运动，使得导轨抱死结构150伸出或缩回。当然，在本发明的其他实施方式中，还可通过连杆结构替换弹簧拉杆。

再进一步地，弹射导轨1111上具有开口，导轨抱死结构150位于开口处。导轨抱死结构150伸出，导轨抱死结构150凸出于弹射导轨1111并限制弹射托板122；导轨抱死结构150缩回，导轨抱死结构150与弹射导轨1111共面设置，弹射托板122能够沿弹射导轨1111滑出舱体111。由于弹射导轨1111的数量为多个，在每个弹射槽的其中一个弹射导轨1111上开设开口用于收容导轨抱死结构150就能够限制弹射托板122的运动。

较佳地，舱盖自锁结构140包括异型轮，异型轮连接舱盖112和舱体111。可选地，异型轮的外轮廓由多段半径不同的圆弧围设而成。而且，异型轮上具有用于卡设固定联动件的卡槽。在本实施例中，异型轮的外轮廓由至少三段不同直径的圆弧拼接而成，并在异型轮上形成卡槽。导轨抱死结构150包括传递臂及与传递臂连接的限位部。联动件的一端连接传递臂，另一端与异型轮活动连接。可选地，联动件的顶部设置轴承，方便联动件与异型轮之间的运动。舱盖112打开时，舱盖112能够带动异型轮相对舱体111运动。舱盖112打开并带动异型轮运动，舱盖112打开至预设角度后，联动件卡设于异型轮上，并带动传递臂及限位部释放弹射结构120。具体的：当舱盖112打开至预设角度后，联动件顶部的轴承卡设于卡槽中，实现舱盖112的锁定；同时，异型轮带动联动件向下运动，并带动传递臂向下运动，这样，限位部能够带动弹射结构120反向运动并释放弹射结构120，使得弹射结构120将立方星弹射出舱。

示例的，限位部为角钢片器件，角钢片器件的截面形状及尺寸与弹射导轨1111的截面形状相一致，且角钢片器件的尺寸还与弹射导轨1111上开口处的尺寸相一致。导轨抱死结构150缩回后，限位部位于开口中，限位部的表面能够与弹射导轨1111的表面共面，这样，弹射结构120能够沿着弹射导轨1111及限位部滑动，实现将立方星弹出舱体111。导轨抱死结构150伸出后，限位部的表面凸出于弹射导轨1111的表面，此时，限位部的端部表面能够与弹射结构120抵接，以限制弹射结构120继续沿弹射导轨1111运动。当然，在本发明的其他实施方式中，导轨抱死结构150还可为挡片或者其他能够对弹射结构120限位以及缩回开口中的结构。可以理解的是，由于立方星弹射器100弹射的立方星的尺寸不同，若弹射小尺寸的立方星时，导轨抱死结构150限制弹射结构120的位置；若立方星的尺寸较大，与舱体111的截面形状相适配，此时，导轨抱死结构150与立方星的外表面抵接，以限制弹射结构120弹射立方星。

作为一种可实施方式，壳体结构110还包括开关轴113及套设于开关轴113上的打开弹簧114，开关轴113转动连接舱盖112与舱体111。开关轴113转动连接舱盖112与舱体111能够方便舱盖112的打开与关闭，方便操作。锁定结构130解锁舱体111与舱盖112，舱盖112在打开弹簧114的作用下自动打开。示例的，打开弹簧114为扭簧，在扭簧的弹性力作用下，能够实现舱盖112的自动打开。当然，在本发明的其他实施方式中，打开弹簧114可以为压缩弹簧或由弹性材料制成等等。可选地，舱盖112与舱体111之间也通过折页连接，方便舱盖112的打开与关闭。

可以理解的是，在本本发明的一实施例中，舱盖112的数量为两个，且两个舱盖112的一边分别可转动固定于舱体111相对设置的两边上，即通过上述的开关轴113及打开弹簧114安装。这样能够使得两个舱盖112共同作用能够实现舱体111的打开与关闭，能够方便舱盖112打开。相应的，锁定结构130的数量为两个，并分别对应舱体111及两个舱盖112设置。

进一步地，舱盖112朝向舱体111的一表面上凸出设置压紧部1121，压紧部1121用于压紧舱体111中立方星。压紧部1121能够将立方星压紧，避免立方星在舱体111中晃动，保证立方星运载的可靠性，避免晃动影响立方星的使用性能。示例的，压紧部1121还可为多个凸柱，多个凸柱均匀分布在舱盖112朝向舱体111的一表面上。这样能够增加压紧部1121与立方星的接触面积，同时还能保证立方星与压紧环均匀接触，保证立方星受力均匀，避免因受力不均导致的立方星在舱体111中倾斜，以保证立方星在舱体111中的姿态，继而保证立方星弹射的准确性。当然，在本发明的其他实施方式中，压紧部1121为截面形状为矩形的压紧环等等结构。可选地，压紧部1121凸出的高度范围为1mm～100mm。又可选地，压紧部1121为弹性部件。弹性部件可为由弹性材料制成的弹簧，也可为由弹性材料制成的弹性柱。这样，锁定结构130解锁舱盖112与舱体111后，舱盖112在压紧部1121的弹性力作用下以及打开弹簧114的弹性力作用下自动打开。并且，当舱盖112打开预设角度后，舱盖自锁结构140在锁定舱盖112的同时，导轨抱死结构150缩回，螺旋弹簧121带动弹射托板122沿弹射导轨1111滑动，并使将立方星弹出舱体111。

参见图1、图6和图7，作为一种可实施方式，锁定结构130包括电磁机构131及电磁锁扣132，电磁机构131与电磁锁扣132分别设置于舱体111及舱盖112上，电磁机构131与电磁锁扣132配合锁定或解锁舱盖112与舱体111。电磁机构131与电磁锁扣132的配合能够使得舱盖112与舱体111之间封闭或者打开。可以理解的是，电磁机构131与电磁锁扣132配合锁定舱盖112与舱体111时，舱盖112与舱体111之间封闭，此时可以实现立方星的运载；当立方星进入外太空预定轨道后，立方星弹射器100接收弹射信号后，电磁机构131与电磁锁扣132配合解锁舱盖112与舱体111，此时，舱盖112打开舱体111，并且，当舱盖112打开预设角度后，舱盖自锁结构140锁定舱盖112，并通过弹簧拉杆使导轨抱死结构150缩回，随后螺旋弹簧121带动弹射托板122沿弹射导轨1111滑动，并通过弹射托板122将其上的立方星弹出舱体111。

进一步地，电磁机构131包括电磁锁盒1311以及设置于电磁锁盒1311中的电磁锁1312和锁紧轴承1313，电磁锁盒1311设置于舱体111上，电磁锁扣132具有锁定部1321，并设置于舱盖112上。锁紧轴承1313能够卡设或者脱离锁定部1321，以锁定或解锁舱盖112与舱体111；电磁锁1312通电后能够释放锁紧轴承1313，使锁紧轴承1313脱离锁定部1321。示例的，电磁锁扣132具有两个锁定部1321，相应的，锁紧轴承1313也为两个，装载完成后，盖上舱盖112，锁紧轴承1313分别卡设到对应的锁定部1321中，以实现舱盖112与舱体111之间的锁定。当立方星运行到预定轨道后，运载火箭能够按照飞行程序将弹射信号发送给将立方星弹射器100，立方星弹射器100接收到弹射信号后，电磁锁盒1311内的电磁锁1312通电并释放锁紧轴承1313，使得锁紧轴承1313脱离电磁锁扣132的锁定部1321，实现舱盖112与舱体111的解锁。示例的，锁定部1321为锁定槽。

本发明还提供一种立方星弹射器100的弹射方法，应用于上述实施例中的立方星弹射器100，弹射方法包括如下步骤：

立方星进入预定轨道；

立方星弹射器100接收弹射信号后解锁舱盖112与舱体111；

打开舱盖112至预设角度后，锁定舱盖112并解锁弹射导轨1111；

弹射托板122沿弹射导轨1111滑出舱体111，并将立方星弹出舱体111。

当立方星进入外太空预定轨道时，运载火箭能够按照飞行程序将弹射信号发送给将立方星弹射器100，弹射器接收弹射信号后控制锁定结构130的电磁机构131通电，电磁机构131中的电磁锁1312通电后能够释放锁紧轴承1313，使得锁紧轴承1313脱离电磁锁扣132的锁定部1321，实现舱盖112与舱体111的解锁。随后，舱盖112在开关轴113及其上的开关弹簧的弹性力作用下以及舱盖112上的压紧部1121的微弹性力的作用下使得舱盖112自动打开。当舱盖112打开至预设角度如130°后，舱盖自锁结构140将舱盖112锁定，并通过弹簧拉杆释放导轨抱死结构150，使得导轨抱死结构150缩回，立方星被释放，弹射结构120的螺旋弹簧121在其自身弹性力作用下伸展，并带动弹射托板122沿弹射导轨1111滑动，将立方星弹射出舱，实现立方星安全弹射出舱。

进一步地，弹射方法还包括如下步骤：

在舱体111中安装组合板160，立方星弹射器100同时弹射多颗立方星；

拆除舱体111中的组合板160，立方星弹射器100弹射一颗立方星。

在舱体111中安装组合板160后，组合板160的隔板162能够将舱体111内的空间分隔成多个弹射槽，小尺寸的立方星能够被放置于各个弹射槽中；将舱体111中的组合板160拆除后，舱体111的还原成一个大的空间，此时，舱体111中可以放置一个大尺寸的立方星。通过组合板160与舱体111配合后，能够实现1u～12u各种组合(如1个12u，12个1u，4个1u，8个1.5u等等)的立方星的弹射，适用范围广。

以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书的记载范围。

以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。