整体轨道式立方星发射装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明属于标准立方星运载与发射技术领域，特别是一种整体轨道式立方星发射
>J-U ρ?α装直。
【背景技术】
[0002]随着微电子技术、新材料、新能源等技术的发展，微小卫星的应用得到了迅速发展，目前主要用于通信、对地遥感、行星际探测、科学研究和技术试验等，在军事上也有广泛应用前景，因此很多国家已将其列入国家级研究计划，视为21世纪技术与经济发展的一个制高点。而我国航天东方红卫星公司、中科院上海微小卫星工程中心、国防科技大学、清华大学、哈尔滨工业大学、浙江大学、南京航空航天大学等多家单位先后研制并发射了小卫星。目前中国，微小卫星发展方兴未艾。
[0003]一般认为，质量在100kg以下的卫星统称为微小卫星，而质量小于Ikg的卫星称为皮卫星，1999年该卫星被定义为立方体星(CubeSat)，由若干颗立方体星可以组成纳型卫星(Nanosat)。近几年来，这2种卫星得到飞速发展，并且在分布式空间系统中获得了非常成功的应用。其中立方星指的是一个皮星或纳星，通常I单元的立方星典型体积为ldm3，典型质量为Ikg ；2单元的立方星典型体积为2dm3，典型质量为2kg ；3单元的立方星典型体积为3dm3，典型质量为3kg。同样，立方星的发展与研究刻不容缓。而在国际上，立方星有标准的外形、尺寸以及重量要求等，这就使得制作标准、统一化的立方星发射装置成为可能。
[0004]目前国外研制的微小卫星释放装置已处于试验阶段或已经成品，如美国的P-P0D、日本的J-SS0D、加拿大的X-P0D、挪威的ISIPOD等，国内仍在积极研制中。微小卫星释放装置原理基本相同，平时将微小卫星锁定在装置内，在预定轨道解锁，并利用弹簧将小卫星推出装置，进入太空，分离可靠且成本较低，但仍需进行改进，主要有以下几点:
[0005](I)成本问题:结构精巧复杂，加工成本和加工精度都较高；
[0006](2)舱门转动问题:当解锁装置解锁后，舱门打开，可能转动过度，碰撞到运载平台，造成不必要的伤害；
[0007](3)舱门反恢复问题:微小卫星释放过程中，若舱门在转动过程中回复，会影响微小卫星的释放，甚至可能对微小卫星造成破坏；
[0008](4)推板脱出问题:推板处于压簧与微小卫星中间，利用压簧内能将小卫星推出释放装置，当小卫星完全释放后，推板可能在惯性作用下脱出释放装置；
[0009](5)适用性问题:目前的卫星释放装置通用性不高，只适用方形且没有任何附加装置的小卫星。
[0010](6)微小卫星自由度问题:运载火箭在升空过程中，受力环境比较复杂，若微小卫星没有自由度限制措施，会在发射装置内乱窜，可能造成装置和小卫星损坏。
【发明内容】
[0011]本发明的目的在于提供一种能够发射前保持运输安全，防止舱门与运载平台碰撞，防止舱门在卫星释放过程中反转，且通用性好、成本低廉的整体轨道式立方星发射装置。
[0012]实现本发明目的的技术解决方案为:
[0013]一种整体轨道式立方星发射装置，包括主体框架、弹簧机构、解锁机构；主体框架包括舱门、门挡板、底板、侧板、上盖板和后盖，侧板对称安装在底板两侧，侧板上方安装上盖板，四块板沿长轴对称分布薄凸台，两两构成滑轨，框架前后分别固定设置有门挡板与后盖，门挡板的底端超出底板的位置设置轴座，轴座内固定设置有舱门转动轴，舱门通过舱门内侧底端的转动座和舱门转动轴转动配合，门挡板底端边沿的轴座上与转动轴平行且错开的位置设置有反恢复销安装孔，其内设置有反恢复销，反恢复销与舱门的转动座的侧面垂直，在舱门转动的初始段位置，反恢复销在轴向上位于转动座的侧面的范围内，被转动座限位，舱门转动到离开初始段位置后，反恢复销在轴向上位于转动座的侧面的范围外，门挡板的轴座在舱门的转动方向上设置平面限位凸起；舱门上端边角处和门挡板相应的位置设置有运输保险孔，运输保险孔内设置有运输保险销，舱门的内侧设置有凸台结构；弹簧机构包括推板、压簧，推板与框架内部滑轨形成滑动副，压簧两端分别卡在推板和后盖板上的卡槽中；解锁机构包括电磁铁和电磁铁吸附件，电磁铁设置在上盖板顶端，紧贴着门挡板，电磁铁吸附件设置在舱门上，其位置与电磁铁位置相对，其中，压簧最大压缩高度+卫星长度+舱门背后凸台结构的厚度=发射装置内部总长。
[0014]本发明与现有技术相比，其显著优点:
[0015](I)本发明的运输保险销可以在运输的过程中锁定舱门，保证运输过程的安全。
[0016](2)本发明通过底板两侧的螺栓连接用机械接口与运载可靠机械连接，保证运载过程的稳定。
[0017](3)本发明的反恢复销与舱门的转动座配合设置，能够防止微小卫星释放过程中舱门的回复，避免影响微小卫星的释放和对微小卫星造成破坏。
[0018](4)本发明门挡板的轴座在舱门的转动方向上设置的限位凸起能够防止舱门打开后的转动过度，避免碰撞到运载平台，造成不必要的伤害。
[0019](5)本发明在推板对称的两边设置有支耳，能够防止小卫星完全释放后推板在惯性作用下脱出释放装置。
[0020](6)本发明中压簧最大压缩高度+卫星长度+舱门背后凸台结构的厚度=发射装置内部总长，能够限制小卫星在装置内轴向的自由度，使得运输过程中小卫星不会在装置内窜动，造成损坏。
[0021](7)本发明的推板和后盖板上均开有圆孔，且圆孔尺寸较大，使得装置适用性增大，可容纳卫星尾部突出部分。
[0022]下面结合附图对本发明作进一步详细描述。
【附图说明】
[0023]图1是本发明整体轨道式立方星发射装置的外形结构示意图。
[0024]图2是本发明整体轨道式立方星发射装置的整体结构示意图。
[0025]图3是本发明整体轨道式立方星发射装置的内部结构示意图。
[0026]图4是本发明整体轨道式立方星发射装置运输保险销的结构示意图。
[0027]图5是本发明整体轨道式立方星发射装置推板的结构示意图。
[0028]图6是本发明整体轨道式立方星发射装置后盖的结构示意图。
[0029]图7是本发明整体轨道式立方星发射装置门挡板的结构示意图。
[0030]图8是本发明整体轨道式立方星发射装置舱门限位结构的示意图。
[0031]图9是本发明整体轨道式立方星发射装置舱门反恢复结构的示意图。
[0032]图10是本发明整体轨道式立方星发射装置反恢复销被限位的示意图。
[0033]图11是本发明整体轨道式立方星发射装置反恢复销被未限位的示意图。
[0034]图12是本发明整体轨道式立方星发射装置舱门转动座的结构示意图。
[0035]图13是本发明整体轨道式立方星发射装置反恢复销的结构示意图。
[0036]图14是本发明整体轨道式立方星发射装置滑轨和螺栓连接用机械接口的结构示意图。
【具体实施方式】
[0037]结合图1?图14:
[0038]本发明一种整体轨道式立方星发射装置，包括主体框架、弹簧机构、解锁机构；主体框架包括舱门1、门挡板2、底板3、侧板4、上盖板5和后盖6，侧板4对称安装在底板3两侧，侧板4上方安装上盖板5，四块板沿长轴对称分布薄凸台11，两两构成滑轨，框架前后分别固定设置有门挡板2与后盖6，门挡板2的底端超出底板3的位置设置轴座，轴座内固定设置有舱门转动轴，舱门I通过舱门内侧底端的转动座和舱门转动轴转动配合，门挡板2底端边沿的轴座上与转动轴平行且错开的位置设置有反恢复销安装孔，其内设置有反恢复销，反恢复销与舱门I的转动座的侧面垂直，在舱门I转动的初始段位置，反恢复销在轴向上位于转动座的侧面的范围内，被转动座限位，舱门I转动到离开初始段位置后，反恢复销在轴向上位于转动座的侧面的范围外，门挡板2的轴座在舱门的转动方向上设置平面限位凸起12 ;舱门I上端边角处和门挡板2相应的位置设置有运输保险孔，运输保险孔内设置有运输保险销10，舱门I的内侧设置有凸台结构；弹簧机构包括推板7、压簧8，推板7与框架内部滑轨形成滑动副，压簧8两端分别卡在推板7和后盖板6上的卡槽中；解锁机构包括电磁铁9和电磁铁吸附件，电磁铁9设置在上盖板5顶端，紧贴着门挡板2，电磁铁吸附件设置在舱门I上，其位置与电磁铁9位置相对，其中，压簧8最大压缩高度+卫星长度+舱门I背后凸台结构的厚度=发射装置内部总长。
[0039]反恢复销由销轴、销头、活动销座、固定销座和弹簧组成，销轴的两端分别固定设置有销头和固定销座，销轴上滑动设置有活动销座，弹簧套在销轴上，两端分别与销头和活动销座接触，活动销座固定设置在反恢复销安装孔内。
[0040]运输保险销10由螺栓和螺母构成，利用螺纹连接克服压簧8对舱门产生的推力。
[0041]底板3两侧有螺栓连接用机械接口 13，用于装置与平台的机械连接。
[0042]推板7和后盖6上开有圆孔，圆孔尺寸大于卫星的突出部分。
[0043]推板7在对称的边上设置支耳，支耳在推板7的滑动方向上被门挡板2限位，支耳不影响推板7在装置内的滑动，但其超出门挡板2开口部分，进一步运动时会被门挡板2挡住。
[0044]舱门I平时处于关闭状态，在收到解锁指令之前，保证火箭在运输过程中舱门I闭合完整。微小卫星在装置内沿着整体式轨道滑动，在上下左右四个面板上设计长方体突出结构11，两两构成卫星滑轨。
[0045]舱门I在转动方向上设置有扭簧，扭簧是受扭工作的弹簧，当舱门I打开后，扭簧还需要有一定的预紧力，保证舱门可靠地保持打开状态，并吸收一定的反弹力。
[0046]在立方星滑射过程中，舱门I受较大作用力，易撞击到运载火箭平台，为防止产生可能的碰擦，设计舱门限位结构。即利用门挡板2下部轴座后部的平面限位凸起12，舱门I在转动时，下部平面会与平面限位凸起12凸起平面重合，进而阻挡舱门I进一步转动。为保证稳定，设计4个平面凸起，且凸起平面与竖