一种立方星多星轨道释放装置的制作方法

本发明涉及航空航天、飞行器解锁释放、精密机械领域，尤其涉及一种立方星多星轨道释放装置。

背景技术：

立方星标准最早由加州理工大学和斯坦福大学于1998年提出，第一颗立方星于2003年发射。由于立方星具有标准化程度高、研制周期短、研制成本低等优点，随着商业航天的兴起，立方星研制得到了迅速发展，在商业航天发射数量上的比重已经超过了60％。

立方星发射必须采用专用轨道释放装置，本发明提供了一种立方星多星弹射机构，可同时装载多颗立方星，并可实现各颗立方星的分时弹射，可以大大降低立方星的发射费用，并可为立方星在轨多星组网提供支持。

中国专利cn201711394762.4公开了一种立方星弹射器，包括：壳体结构，包括舱体、舱盖以及组合板，所述组合板能够将所述舱体分隔形成多个弹射槽，所述舱体中具有弹射导轨；多个弹射结构，所述弹射结构包括螺旋弹簧及弹射托板，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。在避免对立方星本身产生损伤的同时，弹射多种尺寸的立方星，增加立方星弹射器的通用性。cn201711128688.1公开了一种立方星在轨释放装置，包括由盖板、后框、侧框和挡板组成的外壳、设有立方星滑动的导轨、前门组件和锁紧解锁组件；其中，立方星通过包括由推板、分离弹簧和端盖组成的弹性组件提供滑动的动力，在释放装置的上下所述的盖板上均设有封口的所述的前门组件，且在释放装置的两层所述的侧框上设有实现前门组件锁紧与释放动作的锁紧解锁组件；立方星安装在推板与导轨上，并按压分离弹簧，装入释放装置后，由前门组件限位卡滞在释放装置的内腔；本发明的装置，具有可重复性、释放耗能低、结构简单、释放运动简单可靠等优点。但现有技术中存在着立方星在释放过程中却存在不能分时多角度，不能一个一个地释放的技术问题。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明实施例的目的在于提供一种立方星多星轨道释放装置，以使上述问题得到改善。

为了实现上述目的，本发明实施例采用如下技术方案实现：

一种立方星多星轨道释放装置，包括相互连接的机箱壳体组件、舱门组件、舱门解锁组件、安装凸台、限位解锁组件、主弹簧推出组件、弹簧柱塞、舱门、导轨；

所述限位解锁组件包括限位解锁组件5a和限位解锁组件5b；

所述机箱壳体组件是整机的主体框架，设有导轨，所述机箱壳体组件采用高牌号铝合金，所述机箱壳体组件内部为一端开口的长方体；

所述舱门组件在关闭时将立方星压在机箱壳体内，当解锁时，在扭簧作用下打开到一定角度(110°～120°)后锁死；所述扭簧与舱门组件通过扭簧铰接；

所述舱门解锁组件包括电磁铁、旋转释放机构、旋转轴、压簧、固定块，用来控制舱门的压紧和解锁，当电磁铁通电后，电磁铁的芯轴在电磁力作用下回拉，旋转释放机构在压簧作用下旋转，舱门解锁组件打开，即当电磁铁的芯轴向下移动时，所述压簧在原来预紧力的作用下弹开旋转释放机构的下部，使旋转释放机构沿顺时针转动，所述舱门释放。

优选的，所述电磁铁的芯轴嵌入到弯管式的旋转释放机构的下端开口，所述弯管式的旋转释放机构上端为弯钩形，上端卡住舱门的的下滑轮结构，所述弯管式的旋转释放机构中间与固定在舱门解锁组件上表面的旋转轴铰接；所述固定块左侧具有中心轴，所述固定块左侧具有的中心轴穿过设置在旋转释放机构的弯管厚度方向上的长圆形通孔，与舱门解锁组件的箱体内侧壁固定连接。

优选的，所述舱门组件包括舱门及其固定在上面的连接件；

所述舱门解锁组件整体固定在所述机箱壳体组件的上方，所述舱门解锁组件能控制舱门的开关；

优选的，所述主弹簧推出组件由推板和主推出弹簧组成，推板和卫星接触，主推出弹簧用来提供卫星的推出力。

优选的，所述推板右侧与主推出弹簧固定连接，所述主推出弹簧右侧与所述机箱壳体组件的右内侧壁固定连接，所述推板外形轮廓与机箱壳体组件的内腔表面间隙配合。

优选的，所述导轨固定于所述机箱壳体组件的内侧底部，所述立方星能沿导轨水平移动；

优选的，所述安装凸台上部与箱壳体组件的底面固定连接，下部有将该装置和火箭连接的螺纹孔；

优选的，所述限位解锁组件的限位解锁机构包括支撑框架、h形限位杆、拉簧、电磁铁；

所述支撑框架为“几”字形，下部固定于机箱壳体组件的上表面，所述h形限位杆插入立方星上的限位孔a、限位孔b,所述h形限位杆上部杆嵌入在支撑框架上部杆的通孔，所述h形限位杆上部有两个阻挡阶梯突起，所述h形限位杆的中间横杆与支撑框架上部分通过拉簧连接，所述h形限位杆由中间横杆、与横杆两端分别固定连接的两根竖杆组成，中间横杆中心位置具有和电磁铁芯轴连接的开孔，电磁铁芯轴插入孔内；

优选的，h型限位杆中心位置开孔为方孔，电磁铁中间芯轴顶端为方形。

当限位解锁组件的电磁铁通电后，电磁铁中心轴回拉，h形限位杆在拉簧作用下向上移动，解除卫星的限位状态，卫星被弹出。

优选的，当进行多颗立方星装载时，除立方星a外，其余立方星b,c需要在上侧导轨中间位置预留限位孔a、限位孔b，除了靠近推板位置的立方星a外其余立方星b、c需要在与导轨端部连接的地方安装四个弹簧柱塞

一种立方星多星轨道释放装置，其工作流程包括以下步骤：

1)将需要装载的立方星编号a、b、c，最里面靠近挡板的立方星a不安装弹簧柱塞，其余安装弹簧柱塞，检查立方星b、立方星c限位孔a、限位孔b是否正确；

2)舱门解锁组件电磁铁通电，解除舱门的锁定状态，舱门打开，限位解锁组件中的电磁铁通电解除限位装置的限位状态；

3)将立方星a、b、c按顺序压入释放装置内部，将舱门压紧，通过舱门解锁组件将舱门锁紧；

4)将限位解锁组件的h形限位杆压下，h形限位杆插入立方星上的限位孔a、限位孔b,并通过电磁铁中间芯轴将h形限位杆缩紧；

5)通过安装凸台上的螺纹孔将该装置和火箭连接，火箭发射后，通过顺序给舱门解锁组件和限位解锁组件供电，可实现多立方星的分时弹射；

6)最后释放的立方星c采用主推出弹簧弹射分离，前面的立方星a、立方星b采用自身携带的弹簧柱塞弹射分离。

本发明的技术方案至少具有如下优点和有益效果：

1.该立方星多星轨道释放装置可以完成3颗1u、2颗1.5u、1颗2u加1颗1u、1颗3u立方星的装载和弹射，并能根据需要，通过加长机箱尺寸，进一步增加立方星的发射数量，本发明保留进一步加长尺寸的权利；

2.该立方星多星轨道释放装置实现了1台释放装置装载和弹射多颗立方星；

3.该立方星多星轨道释放装置可以实现多颗立方星分时释放弹射，有利于立方星的组网工作；

4.该立方星多星轨道释放装置中所有解锁装置均采用电磁解锁，冲击小、响应快、可靠性高。

附图说明

图1—轨道释放装置整机组成图；

图2—轨道释放装置舱门打开图；

图3—轨道释放装置装星后内部图；

图4—轨道释放装置立方星弹出图；

图5—舱门锁紧组件图；

图6—限位解锁装置图；

图7—限位解锁装置的h形限位杆左侧及中间部分结构图；

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行说明。

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。

因此，以下对本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的部分实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通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，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”、“背面”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，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系。这类术语仅是为了便于描述本发明和简化描述，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的限制。

还需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“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，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1-6所示，本发明提供一种立方星多星轨道释放装置，包括相互连接的机箱壳体组件1、舱门组件2、舱门解锁组件3、安装凸台4、限位解锁组件5、主弹簧推出组件6、弹簧柱塞7、舱门8、导轨9；

所述限位解锁组件5包括限位解锁组件5a和限位解锁组件5b；

如图1所示，作为本发明一个优选的实施例，所述机箱壳体组件1是整机的主体框架，用来提供该装置和火箭之间的机械接口，为立方星提供良好的力学支撑，为立方星提供滑出轨道，即导轨9(如图2所示)，为了提高该装置的刚度和强度并降低产品重量，所述机箱壳体组件1采用高牌号铝合金7075，所述机箱壳体组件1内部为一端开口的长方体；

如图4所示，作为本发明一个优选的实施例，所述舱门组件2在关闭时将立方星压在机箱壳体内，当解锁时，在扭簧10作用下打开到一定角度(110°～120°)后锁死；

进一步的，所述扭簧10与舱门组件2通过扭簧10铰接；

如图1，5所示，作为本发明一个优选的实施例，所述舱门解锁组件3包括电磁铁31、旋转释放机构32、旋转轴33、压簧34、固定块35，用来控制舱门的压紧和解锁，当电磁铁31通电后，电磁铁31的芯轴在电磁力作用下回拉，旋转释放机构32在压簧34作用下旋转，舱门解锁组件3打开，即当电磁铁31的芯轴向下移动时，所述压簧34在原来预紧力的作用下弹开旋转释放机构32的下部，使旋转释放机构32沿顺时针转动，所述舱门8释放；

进一步的，所述电磁铁31的芯轴嵌入到弯管式的旋转释放机构32的下端开口，所述弯管式的旋转释放机构32上端为弯钩形，上端卡住舱门8的的下滑轮结构，所述弯管式的旋转释放机构32中间与固定在舱门解锁组件3上表面的旋转轴33铰接；所述固定块左侧具有中心轴，所述固定块左侧具有的中心轴穿过设置在旋转释放机构32的弯管厚度方向上的长圆形通孔，与舱门解锁组件3的箱体内侧壁固定连接；

作为本发明一个优选的实施例，所述舱门组件2包括舱门8及其固定在上面的连接件；

所述舱门解锁组件3整体固定在所述机箱壳体组件1的上方，所述舱门解锁组件3能控制舱门8的开关；

作为本发明一个优选的实施例，所述主弹簧推出组件6由推板61和主推出弹簧62组成，推板61和卫星接触，主推出弹簧62用来提供卫星的推出力；

作为本发明一个优选的实施例，所述推板61右侧与主推出弹簧62固定连接，所述主推出弹簧62右侧与所述机箱壳体组件1的右内侧壁固定连接，所述推板61外形轮廓与机箱壳体组件1的内腔表面间隙配合；

作为本发明一个优选的实施例，所述导轨9固定于所述机箱壳体组件1的内侧底部，所述立方星能沿导轨9水平移动；

作为本发明一个优选的实施例，所述安装凸台4上部与箱壳体组件1的底面固定连接，下部有将该装置和火箭连接的螺纹孔；

作为本发明一个优选的实施例，所述限位解锁组件5的限位解锁机构包括支撑框架51、h形限位杆52、拉簧53、电磁铁54，所述支撑框架51为“几”字形，下部固定于机箱壳体组件1的上表面，所述h形限位杆插入立方星上的限位孔a、限位孔b,所述h形限位杆52上部杆嵌入在支撑框架51上部杆的通孔，所述h形限位杆52上部有两个阻挡阶梯突起，所述h形限位杆52的中间芯轴与支撑框架51上部分通过拉簧53固定连接，所述h形限位杆52由包括中间横杆、与中间横杆两端分别固定连接的两根竖杆组成，横杆中心具有和电磁铁芯轴连接的开孔，电磁铁芯轴插入孔内；当限位解锁组件5的电磁铁54通电后，电磁铁54中心轴回拉，h形限位杆在拉簧53作用下向上移动，解除卫星的限位状态，卫星被弹出。

进一步的，该装置适用于多星同时发射状况，当舱门8打开时，第一颗星立方星在弹簧柱塞7作用下完成弹射分离，其余卫星则在限位解锁组件5下保持不动；

如图3所示，进一步的，当进行多颗立方星装载时，除立方星a外，其余立方星b,c需要在上侧导轨中间位置预留限位孔a、限位孔b，除了靠近推板61位置的立方星a外其余立方星b、c需要在与导轨9端部连接的地方安装四个弹簧柱塞7。

一种立方星多星轨道释放装置，其工作流程包括以下步骤：

1)将需要装载的立方星编号a、b、c，最里面靠近挡板的立方星a不安装弹簧柱塞，其余安装弹簧柱塞，检查立方星b、立方星c限位孔a、限位孔b是否正确；

2)舱门解锁组件3电磁铁31通电，解除舱门8的锁定状态，舱门8打开，限位解锁组件5中的电磁铁54通电解除限位装置5的限位状态；

3)将立方星a、b、c按顺序压入释放装置内部，将舱门8压紧，通过舱门解锁组件3将舱门8锁紧；

4)将限位解锁组件5的h形限位杆52压下，h形限位杆插入立方星上的限位孔a、限位孔b,并通过电磁铁54中间芯轴将h形限位杆52缩紧；

5)通过安装凸台4上的螺纹孔将该装置和火箭连接，火箭发射后，通过顺序给舱门解锁组件3和限位解锁组件5供电，可实现多立方星的分时弹射；

6)最后释放的立方星c采用主推出弹簧62弹射分离，前面的立方星a、立方星b采用自身携带的弹簧柱塞7弹射分离。

以上实施方案仅用于说明而非限制本发明的技术方案。不脱离本发明精神的任何修改或局部替换，均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。