一种星箭分离系统及其分离方法与流程

本发明涉及卫星分离技术领域，具体涉及一种星箭分离系统及其分离方法。

背景技术：

随着航天技术的发展和各类卫星大规模的应用，一箭双星甚至一箭多星发射和多星轨道部署等均是提高目前运载火箭性能和任务适应能力的有效途径，多星发射能使卫星的发射费用大大降低，有助于运载火箭发射多颗卫星，也能使相关联的多颗卫星保持密切配合，而为了实现星箭入轨后的可靠分离，星箭分离方案设计起着重要的作用。

常规的一箭双星甚至一箭多星发射任务中，卫星多采用上下串联布置方案，此时卫星质心与火箭纵轴基本重合，分离时卫星依次解锁并沿轴向释放，分离安全性能够得到有效保障。但是，受航天发射低成本化发展趋势的影响，为尽可能利用整流罩的内部空间，不可避免地会出现多个卫星需并联紧密布置依次轴向分离的情况。此种情况下，卫星质心与火箭纵轴不重合，分离过程中导致火箭发生转动而产生碰撞，安全性较差，从而影响星箭分离的成功率。

技术实现要素：

针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种星箭分离系统及其分离方法，可以有目的地控制星箭分离时的偏转角速度，满足卫星并联紧密布置时卫星分离的安全性保障需求。

为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：

运载火箭；

至少两个分离组件，每一所述分离组件均包括第一伸缩杆和第二伸缩杆，且每一所述分离组件的第一伸缩杆和第二伸缩杆的顶端均活动连接一卫星，每一所述分离组件具有第一状态和第二状态，处于第一状态时，所述分离组件与运载火箭贴合，且第一伸缩杆和第二伸缩杆均位于所述运载火箭内，处于第二状态时，所述分离组件的第一伸缩杆和第二伸缩杆均至少部分伸出于所述运载火箭的顶部，且所述第二伸缩杆的伸出高度大于所述第一伸缩杆的伸出高度，以使对应的所述卫星朝远离其余所述卫星的方向偏转。

在上述技术方案的基础上，所述第一伸缩杆包括：

第一分离弹簧，其设于所述运载火箭的顶部内；

第一推杆，其设于所述第一分离弹簧的顶部，处于第一状态时，所述第一推杆位于所述运载火箭内，处于第二状态时，所述第一分离弹簧伸长，所述第一推杆至少部分伸出于所述运载火箭的顶部；

第一球头，其设于所述第一推杆的顶部，并与对应的所述卫星转动连接。

在上述技术方案的基础上，所述第二伸缩杆包括：

第二分离弹簧，其设于所述运载火箭的顶部，所述第二分离弹簧距离所述运载火箭轴心的距离小于所述第一分离弹簧距离所述运载火箭轴心的距离，且所述第二分离弹簧的刚度大于所述第一分离弹簧的刚度；

第二推杆，其设于所述第二分离弹簧的顶部，处于第一状态时，所述第二推杆位于所述运载火箭内，处于第二状态时，所述第二分离弹簧伸长，所述第二推杆至少部分伸出于所述运载火箭的顶部；

第二球头，其设于所述第二推杆的顶部，并与对应的所述卫星活动连接。

在上述技术方案的基础上，所述卫星的底部设有卫星适配器，所述运载火箭的顶部设有火箭适配器，处于第一状态时，所述卫星适配器与火箭适配器贴合，处于第二状态时，所述卫星适配器与火箭适配器分离。

在上述技术方案的基础上，所述卫星适配器与火箭适配器贴合时通过分离螺栓连接。

在上述技术方案的基础上，所述卫星适配器的底部分别设有球头槽和球头滑槽，处于第一状态时，所述第一球头嵌设于所述球头槽内，所述第二球头滑设于所述球头滑槽内，且位于所述球头滑槽靠近所述球头槽的一端，处于第二状态时，所述第二球头位于所述球头滑槽远离所述球头槽的一端。

在上述技术方案的基础上，所述第一伸缩杆还包括第一套筒，处于第一状态时，所述第一推杆和第一分离弹簧均位于所述第一套筒内，第二伸缩杆还包括第二套筒，处于第一状态时，所述第二推杆和第二分离弹簧均位于所述第二套筒内。

在上述技术方案的基础上，第一套筒的侧壁对称设有第一滑槽，第二套筒的侧壁对称设有第二滑槽，所述第二滑槽的长度大于所述第一滑槽的长度。

在上述技术方案的基础上，所述第一推杆的底部两侧对称设有第一限位件，且所述第一限位件滑设于与其同侧的所述第一滑槽内，所述第二推杆的底部两侧对称设有第二限位件，且所述第二限位件滑设于与其同侧的所述第二滑槽内。

另一方面，本发明的目的在于提供一种星箭分离系统的分离方法，可以有目的地控制星箭分离时的偏转角速度，满足卫星并联紧密布置时卫星分离的安全性保障需求。

为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：

s1、调节其中一个分离组件的第一伸缩杆和第二伸缩杆的伸出高度，使所述第一伸缩杆和第二伸缩杆伸出所述运载火箭的顶部，且使所述第二伸缩杆的伸出高度大于所述第一伸缩杆的伸出高度，以使对应的所述卫星朝远离其余所述卫星的方向偏转，使该卫星与所述运载火箭分离；

s2、重复步骤s1，依次使其余分离组件对应的所述卫星与所述运载火箭分离。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

本发明提供的一种星箭分离系统，针对一箭多星任务卫星并联紧密布置依次前向分离时，星箭分离安全性较差的问题，通过选用不同刚度和行程的差异化弹簧作为分离驱动力，并设置活动球头、球头槽和球头滑槽，进一步的有效约束了卫星分离的过程，主动控制卫星往预设方向偏转，调整卫星分离时的偏转角速度，避免卫星之间在分离时发生碰撞，提升星箭分离的安全性，且结构简单，容易操作及实施。

附图说明

图1为本发明实施例中的星箭分离系统的卫星未发生偏转时的结构示意图；

图2为本发明实施例中的星箭分离系统的卫星发生偏转时的结构示意图；

图3为本发明实施例中的星箭分离系统的卫星与运载火箭分离的示意图。

图中：1-运载火箭，20-第一伸缩杆，200-第一分离弹簧，201-第一推杆，202-第一球头，203-第一套筒，204-第一滑槽，205-第一限位件，21-第二伸缩杆，210-第二分离弹簧，211-第二推杆，212-第二球头，213-第二套筒，214-第二滑槽，215-第二限位件，3-卫星，30-卫星适配器，31-火箭适配器，32-球头槽，33-球头滑槽。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例作进一步详细说明。

参见图1所示，本发明实施例提供了一种星箭分离系统，星箭分离系统适用于双星或多星分离，在运载火箭1的顶部并列依次间隔设置卫星3。星箭分离系统包括运载火箭1和至少两个分离组件，其中，每一分离组件均包括第一伸缩杆20和第二伸缩杆21，且每一分离组件2的第一伸缩杆20和第二伸缩杆21的顶端均活动连接一卫星3，每一分离组件具有第一状态和第二状态，处于第一状态时，分离组件与运载火箭1贴合，且第一伸缩杆20和第二伸缩杆21均位于运载火箭1内，处于第二状态时，分离组件2的第一伸缩杆20和第二伸缩杆21均至少部分伸出于运载火箭1的顶部，且第二伸缩杆21的伸出高度大于第一伸缩杆20的伸出高度，以使对应的卫星3朝远离其余卫星3的方向稍加偏转。

参见图1-图2所示，第一伸缩杆20包括第一分离弹簧200、第一推杆201和第一球头202，其中，第一分离弹簧200设于运载火箭1的顶部内，第一推杆201设于第一分离弹簧200的顶部，第一球头202设于第一推杆201的顶部，并与对应的卫星3转动连接。处于第一状态时，第一分离弹簧200处于压缩状态，第一推杆201完全位于运载火箭1内，卫星3和运载火箭1贴合；处于第二状态时，第一分离弹簧200相对于压缩状态伸长，第一分离弹簧200的弹力驱动第一推杆201至少部分伸出于运载火箭1的顶部。

相应的，第二伸缩杆21包括第二分离弹簧210、第二推杆211和第二球头212，第二分离弹簧210设于运载火箭1的顶部，第二推杆211设于第二分离弹簧210的顶部，第二球头212设于第二推杆211的顶部，并与对应的卫星3活动连接，其中，每一分离组件上的第二分离弹簧210距离运载火箭1轴心的距离均小于第一分离弹簧200距离运载火箭1轴心的距离，且第二分离弹簧210的刚度大于第一分离弹簧200的刚度，第二分离弹簧210的伸长量大于第一分离弹簧200的伸长量。参见图3所示，处于第一状态时，第二分离弹簧210处于压缩的状态，第二推杆211位于运载火箭1内。处于第二状态时，第二分离弹簧210相对于压缩状态伸长，第二分离弹簧210的弹力驱动第二推杆211至少部分伸出于运载火箭1的顶部。因此，当第一分离弹簧200和第二分离弹簧210均伸长，第一推杆201和第二推杆211均伸出于运载火箭1的顶部时，设于该分离组件顶部的卫星3远离运载火箭1的同时朝远离其余卫星3的方向稍加偏转，直至完成后续该卫星3的安全分离。

其原理为：运载火箭1受到第一分离弹簧200和第二分离弹簧210的合力矩作用时会使其绕自身质心逆时针转动，由于分离过程中第二推杆211受到的第二分离弹簧210的作用力大于第一推杆201受到的第一分离弹簧200的作用力，因此卫星3受到第一分离弹簧200和第二分离弹簧210的合力矩作用时，会以相对于运载火箭1稍快的角速度绕自身质心逆时针转动，卫星3与其余卫星3的转动方向基本保持相对一致，因此确保分离过程不会发生碰撞。

参见图1-图2所示，为了保证卫星3和运载火箭1之间可以良好的连接，形成相对稳定的结构，卫星3的底部还设有卫星适配器30，相应的，运载火箭1的顶部设有火箭适配器31，处于第一状态时，卫星适配器30与火箭适配器31贴合，处于第二状态时，卫星适配器30与火箭适配器31分离。进一步的，卫星适配器30与火箭适配器31贴合时通过分离螺栓连接。

参见图1-图2所示，卫星适配器30的底部分别设有球头槽32和球头滑槽33，其中，球头槽32的形状与第一球头202的尺寸匹配，球头滑槽33具有一定的长度，其尺寸与第二球头212相匹配，第一推杆201和第二推杆211在伸长的过程中，第一球头202可在球头槽32内转动，且同时受球头槽32的约束，保证在旋转的过程中不发生滑移，第二球头212则沿着球头滑槽33从一端滑行至另一端。具体的，处于第一状态时，第一球头202嵌设于球头槽32内，第二球头212滑设于球头滑槽33内，且位于球头滑槽33靠近球头槽32的一端，处于第二状态时，第二球头212位于球头滑槽33远离球头槽32的一端，即球头滑槽33的长度与卫星3在偏转时的角度对应。

进一步的，参见图1-图2所示，第一伸缩杆20还包括第一套筒203，第二伸缩杆21还包括第二套筒213，其中，第一套筒203和第二套筒213均竖直设置。处于第一状态时，第一推杆201和第一分离弹簧200均位于第一套筒203内，第二推杆211和第二分离弹簧210均位于第二套筒213内，在从第一状态变换至第二状态的过程中，第一推杆201和第二推杆211分别沿着对应的第一套筒203和第二套筒213伸出，第一套筒203和第二套筒213在一定程度上起保护的作用，也同时保证了第一推杆201和第二推杆211在伸出的过程内处于竖直的状态，以保证卫星3的正常偏转。

进一步的，参见图1-图2所示，第一套筒203的侧壁对称设有第一滑槽204，第二套筒213的侧壁对称设有第二滑槽214，其中，第二滑槽214的长度大于第一滑槽204的长度。对应的，第一推杆201的底部两侧对称设有第一限位件205，且第一限位件205滑设于与其同侧的第一滑槽204内，第二推杆211的底部两侧对称设有第二限位件215，且第二限位件215滑设于与其同侧的第二滑槽214内。第一滑槽204和第二滑槽214的长度与第一分离弹簧200和第二分离弹簧210的伸长量即卫星3所需偏转的角度对应，和第一限位件205以及第二限位件215起到固定限位的作用。

本发明还提供一种星箭分离系统的分离方法，其步骤包括：

s1、解锁分离螺栓，其中一个分离组件的第一伸缩杆20和第二伸缩杆21内预先受压的第一分离弹簧200和第二分离弹簧210分别伸长，使第一伸缩杆20和第二伸缩杆21伸出运载火箭1的顶部，且使第二伸缩杆21的伸出高度大于第一伸缩杆20的伸出高度，以使对应的卫星3远离运载火箭1的同时朝远离其余卫星3的方向稍加偏转，使该卫星3与运载火箭1和其余卫星3安全分离；

s2、重复步骤s1，依次使其余分离组件对应的卫星3与运载火箭1分离。

具体的，根据预先的设定，使运载火箭1末级进入预定的轨道内，控制系统发出其中一卫星3的分离指令，与该卫星3对应的连接装置解锁，在这一过程中，释放第一分离弹簧200和第二分离弹簧210的弹性势能，第一分离弹簧200和第二分离弹簧210均伸长，在伸长的过程中通过弹力驱动对应的第一伸缩杆20和第二伸缩杆21伸出运载火箭1外，在伸长的过程中，当第一限位件205卡设于第一滑槽204的顶部，第二限位件215卡设于第二滑槽214的顶部时，第一伸缩杆20和第二伸缩杆21停止伸出，该卫星3远离运载火箭1的同时完成朝远离其余卫星3方向的稍加偏转，实现星箭分离，进入预定的轨道。

由于每次只偏转一颗卫星3，因此，后续重复步骤s1，依次使其余分离组件对应的卫星3完成偏转，并实现与运载火箭1的分离，避免偏转过程中间可能发生的碰撞，确保分离过程的安全性。

本发明不仅局限于上述最佳实施方式，任何人在本发明的启示下都可得出其他各种形式的产品，但不论在其形状或结构上作任何变化，凡是具有与本发明相同或相近似的技术方案，均在其保护范围之内。