专利名称：微纳卫星解锁分离装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及卫星解锁分离装置领域，具体而言，涉及一种微纳卫星解锁分离装置。
技术背景
微纳卫星重量轻，体积小，表面积非常有限。卫星发射任务有三个非常重要的可靠 性环节。首先是解锁分离环节，只有解锁分离成功才有后续任务的可能性；其次就是能源供 应环节，没有持续能源供应的卫星只能成为太空垃圾，通常情况下微纳卫星表面需要安装 尽可能多的太阳能电池；最后是通讯环节，只要卫星与地面建立了通讯链路，整个项目就可 以实现基本成功。这三个重要的环节都需要利用卫星的表面资源。
卫星的分离解锁装置既要保证锁紧可靠性，又要保证分离可靠性。大卫星或小卫 星(约IOOKg以上)通常采用锥形底座和包带解锁方案，且已形成标准的系列产品。针对微 纳卫星的分离解锁装置尚未成熟，主要依靠各研发单位自行设计，其技术方案各不相同。
对于体积稍大的微纳卫星，常采用与大卫星类似的包带分离解锁装置，就是对大 卫星的包带解锁分离装置进行缩小和简化。该方案需要在卫星分离表面增加圆形承力安装 基座，对微纳卫星星体内部结构有限制性要求。包带分离解锁装置的可靠性高，且已通过大 量的发射任务检验。但星体必须提供一个外表面安装环形的锥段，考虑到电磁和光学遮挡 效应，该外表面不利于布设太阳能电池片或通讯天线，影响表面使用效率；
另一种方案是针对体积较小的微纳卫星，常采用箱体内导轨解锁分离装置，靠箱 盖锁紧将微纳卫星约束在箱体内，解锁时沿箱体内导轨弹出。国内外IOKg以下的卫星多采 用此方案。采用箱体内导轨式结构可以较好地防护星体，也利于多星发射。但是箱体内导 轨式分离装置由于导轨自身精度、变形等因素，其分离精度与可靠性之间相互矛盾。卫星发 射的首要任务是保障可靠性，所以通常的技术解决方案是增大导轨间隙，降低分离运动精 度。另外，由于导轨本身是过约束方式，分离推力偏心较大或结构变形等会增大分离失败的 风险。发明内容
本发明旨在提供一种占用星体表面积小，锁紧和分离可靠的微纳卫星解锁分离装 置，以解决现有解锁分离装置占用星体表面积大、过约束锁紧导致分离可靠性降低的问题。
本发明提供了一种微纳卫星解锁分离装置，包括固定基座和固定设置在微纳卫星 上的至少三个支撑杆，固定基座上设置有与支撑杆端部对应的限位槽，微纳卫星与固定基 座之间还设置有拉紧解锁装置。
进一步地，微纳卫星解锁分离装置还包括设置在固定基座上的与支撑杆对应的支 撑座，限位槽设置在支撑座上。
进一步地，支撑杆端部呈球头状或圆环状，限位槽为V形限位槽，且所有V形限位 槽的棱线方向不全相同。
进一步地，支撑杆为四个，呈矩形设置在微纳卫星的一个侧面上，四个V形限位槽对应设置在固定基座上；位于相同对角线上的V形限位槽的棱线相互平行，位于不同对角 线上的V形限位槽的棱线相互垂直。
进一步地，拉紧解锁装置包括锁紧拉杆。
进一步地，锁紧拉杆为一个，锁紧拉杆设置在四个支撑杆形成的矩形的对角线的 交点处；锁紧拉杆的一端固定连接在微纳卫星上，另一端对应连接在固定基座上。
进一步地，锁紧拉杆为两个，设置在位于同一对角线上的两个支撑杆内部的拉杆 孔中；锁紧拉杆的一端固定连接在支撑杆内部，另一端固定连接在固定基座上。
进一步地，拉紧解锁装置还包括用于切断锁紧拉杆的解锁装置。
根据本发明的微纳卫星解锁分离装置，通过支撑杆与限位槽的配合，并通过拉紧 解锁装置使支撑杆端部压紧在限位槽上，实现微纳卫星六自由度锁紧，当需要解锁分离时， 只需要解除拉紧解锁装置这一个方向的约束，就可以实现可靠分离。本发明只有支撑杆占 用星体表面，有效地节约了星体表面积。
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实 施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中
图1是根据本发明的微纳卫星解锁分离装置的第一实施例的分解结构示意图2是根据本发明的微纳卫星解锁分离装置的第一实施例的装配结构示意图3是根据本发明的微纳卫星解锁分离装置的第二实施例的分解结构示意图；以 及
图4是根据本发明的微纳卫星解锁分离装置的第二实施例的装配结构示意图。
具体实施方式
下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
如图1至2所示，根据本发明的微纳卫星解锁分离装置的第一实施例，包括固定基 座20和固定设置在微纳卫星10上的至少三个支撑杆30，固定基座20上设置有与支撑杆 30端部对应的限位槽22，微纳卫星10与固定基座20之间还设置有拉紧解锁装置40。本发 明通过支撑杆30与限位槽22的配合，并通过拉紧解锁装置40使支撑杆30端部压紧在限 位槽22上，实现微纳卫星10六自由度锁紧，当需要解锁分离时，只需要解除拉紧解锁装置 40这一个方向的约束，就可以实现可靠分离。本发明只有支撑杆30占用星体表面，有效地 节约了星体表面积。
如图1至2所示，微纳卫星解锁分离装置还包括设置在固定基座20上的与支撑杆 30对应的支撑座21，限位槽22设置在支撑座21上，从而使限位槽22设置更方便灵活。
优选地，支撑杆30端部呈球头状或圆环状，限位槽22为V形限位槽，且所有V形 限位槽的棱线方向不全相同，支撑杆30呈球头状或圆环状的端部与V形限位槽形成点面接 触，当出现振动或者基座变形时，在拉紧解锁装置40预紧力的作用下，呈球头状或圆环状 的端部会自动滑向V形限位槽的底部，从而自动抵消基座形变的影响，能够自动适应火箭 发射过程中温度、振动等引起分离解锁装置局部形变。所有V形限位槽的棱线方向不全相 同，从而使V形限位槽对支撑杆30端部形成不同方形的约束，进而限制微纳卫星10的自由度。
如图1至2所示，当微纳卫星10大致呈方形时，采用四个支撑杆30能够使微纳卫 星10锁紧更稳定。四个支撑杆30呈矩形分布在微纳卫星10的一个侧面上，四个V形限位 槽对应设置在固定基座20上。优选地，为了限制微纳卫星10沿固定基座20在固定平面上 各个方向的自由度，位于相同对角线上的V形限位槽的棱线相互平行，位于不同对角线上 的V形限位槽的棱线相互垂直。即一条对角线上的V形限位槽限制微纳卫星10相对固定 基座20沿X轴方向的自由度，另一条对角线上的V形限位槽限制微纳卫星10相对固定基 座20沿Y轴方向的自由度，配合拉紧解锁装置40限制Z轴方向的自由度，而且限制了微纳 卫星10的转动自由度，从而保证微纳卫星10刚好六自由度约束，且不存在过约束，从而使 微纳卫星10锁紧在固定基座20上，并且只需要解除拉紧解锁装置40的约束，即可使微纳 卫星10可靠释放。
优选地，拉紧解锁装置40包括锁紧拉杆，在本发明的第一实施例中，锁紧拉杆为 一个，锁紧拉杆设置在四个支撑杆30形成的矩形的对角线的交点处，锁紧拉杆的一端固定 连接在微纳卫星10上，另一端对应连接在固定基座20上，并保持锁紧拉杆具有一定的预紧 力，从而使支撑杆压紧在V形限位槽上。拉紧解锁装置40还包括用于切断锁紧拉杆的解锁 装置，如切割器，当需要解锁时，解锁装置切断锁紧拉杆，解除锁紧拉杆的约束，即可使V形 限位槽与支撑杆30的约束解除，从而解除微纳卫星10的所有约束，使微纳卫星10与固定 基座20分离，消除分离运动过程的卡死风险，显著提高分离可靠性。
如图3至4所示，根据本发明的第二实施例，与第一实施例不同的是，拉紧解锁装 置40包括两个锁紧拉杆，设置在位于同一对角线上的两个支撑杆30内部的拉杆孔中；拉杆 孔贯穿支撑杆30和对于的支撑座21，从而使锁紧拉杆一端固定连接在微纳卫星10上，另一 端固定连接在固定基座20上，使支撑杆30压紧在V形限位槽，解锁时，用于切断锁紧拉杆 的解锁装置如切割器切断两根锁紧拉杆，即可使微纳卫星10解除所有约束，从而使微纳卫 星10可靠分离。
从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实施例实现了如下技术效果
根据本发明的微纳卫星解锁分离装置，通过支撑杆与限位槽的配合，并通过拉紧 解锁装置使支撑杆端部压紧在限位槽上，实现微纳卫星六自由度锁紧，当需要解锁分离时， 只需要解除拉紧解锁装置这一个方向的约束，就可以解除所有约束，从而实现可靠分离。而 且采用球头和V形限位槽的配合，能够自动适应火箭发射过程中温度、振动等引起分离解 锁装置局部形变。本发明中只有支撑杆占用星体表面，有效地节约了星体表面积。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技 术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修 改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
权利要求
1.一种微纳卫星解锁分离装置，其特征在于，包括固定基座(20)和固定设置在微纳卫星(10)上的至少三个支撑杆(30)，所述固定基座(20)上设置有与所述支撑杆(30)端部对应的限位槽(22)，所述微纳卫星(10)与所述固定基座(20)之间还设置有拉紧解锁装置(40)。
2.根据权利要求1所述的微纳卫星解锁分离装置，其特征在于， 所述微纳卫星解锁分离装置还包括设置在所述固定基座(20)上的与所述支撑杆(30)对应的支撑座(21)，所述限位槽(22)设置在所述支撑座(21)上。
3.根据权利要求1或2所述的微纳卫星解锁分离装置，其特征在于， 所述支撑杆(30)端部呈球头状或圆环状，所述限位槽(22)为V形限位槽，且所有所述V形限位槽的棱线方向不全相同。
4.根据权利要求3所述的微纳卫星解锁分离装置，其特征在于， 所述支撑杆(30)为四个，呈矩形设置在所述微纳卫星(10)的一个侧面上，四个所述V形限位槽对应设置在所述固定基座(20)上； 位于相同对角线上的所述V形限位槽的棱线相互平行，位于不同对角线上的所述V形限位槽的棱线相互垂直。
5.根据权利要求4所述的微纳卫星解锁分离装置，其特征在于， 所述拉紧解锁装置(40)包括锁紧拉杆。
6.根据权利要求5所述的微纳卫星解锁分离装置，其特征在于， 所述锁紧拉杆为一个，所述锁紧拉杆设置在四个所述支撑杆(30)形成的矩形的对角线的交点处； 所述锁紧拉杆的一端固定连接在所述微纳卫星(10)上，另一端对应连接在所述固定基座(20)上。
7.根据权利要求5所述的微纳卫星解锁分离装置，其特征在于， 所述锁紧拉杆为两个，设置在位于同一对角线上的两个所述支撑杆(30)内部的拉杆孔中； 所述锁紧拉杆的一端固定连接在所述支撑杆(30 )内部，另一端固定连接在所述固定基座(20)上。
8.根据权利要求5所述的微纳卫星解锁分离装置，其特征在于， 所述拉紧解锁装置(40 )还包括用于切断所述锁紧拉杆的解锁装置。
全文摘要
本发明提供了一种微纳卫星解锁分离装置，包括固定基座和固定设置在微纳卫星上的至少三个支撑杆，固定基座上设置有与支撑杆端部对应的限位槽，微纳卫星与固定基座之间还设置有拉紧解锁装置。根据本发明的微纳卫星解锁分离装置，通过支撑杆与限位槽的配合，并通过拉紧解锁装置使支撑杆端部压紧在限位槽上，实现微纳卫星六自由度锁紧，当需要解锁分离时，只需要解除拉紧解锁装置这一个方向的约束，就可以实现可靠分离。本发明只有支撑杆占用星体表面，有效地节约了星体表面积。
文档编号B64G1/64GK103010488SQ20121049049
公开日2013年4月3日 申请日期2012年11月27日 优先权日2012年11月27日
发明者陈小前, 庹洲慧, 赵勇, 张为华, 胡星志 申请人:中国人民解放军国防科学技术大学