一种粗略可控旋转角速度的托盘式微纳卫星分离装置的制作方法

本发明涉及空间卫星技术领域，具体为一种粗略可控旋转角速度的托盘式微纳卫星分离装置。

背景技术：

随着空间技术的飞速发展，空间系统在人类日常生活中的作用越来越突出，当前空间技术的研究态势已经从探索、利用空间逐步拓展到探索、利用和控制空间，人造卫星尤其是人造微纳卫星的发展速度，近几年尤为迅速。

微纳卫星一般是在卫星发射升空后，从母星分离，现有的分离方法主要是采用簧片压缩，将本体与微纳卫星相连，利用簧片恢复形变的过程释放弹性势能，将微纳卫星与本体分离，簧片兼有供电功能。

随着航天科技迅速发展，人造卫星、空间站、航天飞机等航天器相继投入使用。但是，巨额的费用，昂贵的成本一直制约着航天科技的发展。据计算，发射一颗1000千克重的人造卫星，费用至少需1亿美元，商业运作促使航天科技必须降低成本，提高效益。在此背景下，在科学技术迅速发展的基础上，微小卫星得到了迅速发展。

而许多微小卫星(尤其是微纳卫星如手机星)自身不携带动力系统，其运动姿态需要在与本体分离时由本体提供。因此需要设计一种用于将微小卫星从主体分离并赋予其旋转角速度的机械装置。

技术实现要素：

针对现有技术中存在的问题，本发明提供一种粗略可控旋转角速度的托盘式微纳卫星分离装置，提微纳卫星与母体分离的成功率

本发明是通过以下技术方案来实现：

一种粗略可控旋转角速度的托盘式微纳卫星分离装置，包括用于与母星连接的母星支架，母星支架的中心设置有弹簧，母星支架的四个拐角分别设置有用于连接微纳卫星的支撑柱，弹簧的顶部设置有扭簧座，扭簧座中设置有扭簧，扭簧的顶部设置棘轮座，棘轮座的底部与扭簧中心的端部连接，母星支架上设置有定位机构，用于对扭簧座和棘轮座周向定位；

棘轮座的顶面圆周均布有多个弧形凹槽，棘轮座的顶部设置有棘轮盘，棘轮盘的底部设置有定位块，定位孔与弧形凹槽相适配，棘轮盘的顶部连接有旋转托盘，旋转托盘上设置有用于连接微纳卫星两个对角的针脚安装孔。

可选的，所述定位机构包括套筒和导向块；套筒套设在弹簧外侧，套筒的两侧设置有垂直的导向槽，扭簧座和棘轮座的侧壁上均设置有导向块，扭簧座和棘轮座通过导向块安装在套筒中。

可选的，所述弧形凹槽的数量为4个。

可选的，所述棘轮座的底部设置卡簧柱，卡簧柱的中心设置有径向贯穿的卡槽，扭簧的端部嵌装在卡槽中。

可选的，所述棘轮盘的中心设置有两个对称的定位孔，所述旋转托盘的底部设置有两个定位柱，定位柱配装在棘轮盘的定位孔中。

可选的，所述旋转托盘包括转盘以及对称设置在其侧壁上的两个悬臂，定位柱设置在转盘底部的中心，两个针脚安装孔分别设置在两个悬臂的两端。

可选的，所述母星支架上支撑柱的位置与微纳卫星的针脚孔的位置相匹配。

可选的，所述母星支架为框架结构。

与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：

本发明提供的一种粗略可控旋转角速度的托盘式微纳卫星分离装置，在爆破螺栓断裂后，弹簧释放弹性势能，弹簧为微纳卫星提供轴向动能，当微纳卫星与母星支架脱离，扭簧释放水平的弹性势能，为微纳卫星提供旋转角速度，使其起旋。该装置通过弹簧和扭簧的结合，为微纳卫星提供分离时的轴向力和旋转力偶，使微纳卫星在与母星分离时，可以完成微纳卫星起旋并弹射。有效的解决了传统方法使用簧片分离导致的分离不可靠的问题；另外，通过发射时所需的轴向弹力计算弹簧的压缩量，进而控制微纳卫星分离时的分离速度；其次，通过发射时所需的旋转力偶计算扭簧的压缩量，进而控制微纳卫星分离时的分离速度；同时采用棘轮盘和棘轮座配合对扭簧的扭力进行锁定，通过调整定位块和弧形凹槽的配合位置，能够对扭力进行调整，解决了传统方法无法控制分离速度、分离角速度的问题，提高了纳星卫星与母体分离的成功率。分离机构适用于现有的纳星卫星及母星，不需要对结构做过多调整，具有较强的兼容性。

附图说明

图1为本发明分离装置的结构示意图；

图2为本发明母星支架和套筒的安装示意图；

图3为本发明旋转拖盘的结构示意图。

图中：1、母星支架；2、套筒；3、弹簧；4、扭簧座；5、扭簧；6、棘轮座；7、旋转托盘；8、棘轮盘。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，所述是对本发明的解释而不是限定。

如图1-3所示，一种托盘式微纳卫星分离装置，包括母星支架1、套筒2、弹簧3、扭簧座4、扭簧5、棘轮座6、棘轮盘8和旋转托盘7。

其中，母星支架1为矩形平板结构，母星支架1的四个边角分别设置有用于连接微纳卫星针脚的支撑柱，母星支架1的中心设置有弹簧座，弹簧3设置在母星支架1的弹簧座上，用于对导纳卫星施加垂直的推力，扭簧座4设置在弹簧3的上端，扭簧5水平设置在扭簧座4中，弹簧3的外侧套设有圆形的套筒2，套筒2的两侧对称设置有垂直的导向槽，扭簧座4的两侧对称设置有导向块，该导向块能够配装入导向槽中，扭簧座4通过导向块安装在套筒2中对弹簧3进行压缩。

棘轮座6安装在扭簧5的顶部，棘轮座6的底部的中心设置有用于连接扭簧5的卡簧柱，卡簧柱的中心设置有径向贯穿的卡槽，卡簧柱设置在扭簧5的中心孔中，扭簧5的端部嵌装在卡槽中，当棘轮座6旋转时能够压缩扭簧；棘轮座6的侧壁上设置有导向块，棘轮座6通过导向块安装在套筒2中，用于对扭簧的压缩状态定位；棘轮座6顶部的端面上圆周均布有多个弧形凹槽，棘轮盘8安装在棘轮座6的顶部。

棘轮盘8的底部设置有多个能够配装在弧形凹槽中的定位块，棘轮盘8通过定位块与棘轮座6连接，棘轮盘8的中心设置有两个对称的定位孔，该定位孔为半圆形结构。

棘轮座6的弧形凹槽的数量为4个，即可以90°为单位，控制扭簧的扭转行程，从而控制卫星发射旋转角速度。

旋转托盘7配装在棘轮盘8上，包括转盘以及对称设置在其侧壁上的悬臂，悬臂的端部设置有用于安装微纳卫星针脚的安装孔，两个悬臂安装孔的间距与微纳卫星对角线上的两个针脚孔的间距相同；转盘的底部设置有两个定位柱，定位柱配装在棘轮盘8的定位孔中，进而实现旋转托盘7与棘轮盘8连接。

母星支架1的尺寸为155mm*90mm，对角线上的两个连接柱的间距与微纳卫星对角线上的两个针脚的间距相同。母星支架采用板式结构和框架结构复合，框架结构用于增加强度并减重。

弹簧选择弹性系数为k＝2000n/m，可在较短行程内释放较大弹性势能，符合装置要求。

下面对本发明提供的一种粗略可控旋转角速度的托盘式微纳卫星分离装置的工作原理进行详细的阐述。

母星支架固连在母星上，套筒2套装在弹簧上，其下端与母星支架连接，扭簧5外圈的端部与扭簧座4的内侧壁固连，将扭簧座4的导向块安装在套筒2的导向槽中，棘轮座6安装在扭簧的顶部，扭簧5内圈的端部卡在棘轮座6连接柱的卡槽中，然后将棘轮盘8的定位块配装入棘轮座6的弧形凹槽中，最后通过定位柱将旋转托盘7安装在棘轮盘8的顶部，微纳卫星设置在旋转托盘7的顶部，针脚穿过针脚安装孔与微纳卫星连接。

转动旋转托盘，旋转托盘通过定位柱带动棘轮盘8转动，进而棘轮盘8通过定位块带动棘轮座6转动，然后棘轮座6通过卡槽带动扭转转动，使扭簧压缩，产生扭力。最后下压旋转托盘，使微纳卫星的两个针脚与母星支架对角线上的两个支撑柱接触，通过爆破螺栓实现微纳卫星与母星支架的固定连接，并将棘轮盘和棘轮座锁定，同时扭簧座4沿导向槽向下移动，弹簧压缩，产生轴向驱动力，通过弹簧的压缩量进行控制轴向弹力的大小。

爆破螺栓断裂，弹簧释放弹性势能，产生沿弹簧轴向的加速度，为微纳卫星提供动能，微纳卫星与母星分离，同时，扭簧释放水平的弹性势能，扭簧座旋转进而拖动托架盘7旋转，为微纳卫星提供旋转角速度，使其起旋。

本发明提供的一种粗略可控旋转角速度的托盘式微纳卫星分离装置，通过弹簧和扭簧的结合，为微纳卫星提供分离时的轴向力和旋转力偶，使微纳卫星在与母星分离时，可以完成微纳卫星起旋并弹射，赋予给定速度和角速度，将微纳卫星与母星分离。本发明用于有效的解决了传统方法使用簧片分离导致的分离不可靠的问题；另外，通过发射时所需的轴向弹力计算弹簧的压缩量，进而控制微纳卫星分离时的分离速度；其次，通过发射时所需的旋转力偶计算扭簧的压缩量，进而控制微纳卫星分离时的分离速度；同时采用棘轮盘和棘轮座配合对扭簧的扭力进行锁定，通过调整定位块和弧形凹槽的配合位置，能够对扭力进行调整，解决了传统方法无法控制分离速度、分离角速度的问题，提高了纳星卫星与母体分离的成功率。分离机构适用于现有的微纳星卫星及母星，不需要对结构做过多调整，具有较强的兼容性。

以上内容仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明权利要求书的保护范围之内。