一种使用弹性热刀解锁装置解锁星上部件的方法

本发明总的来说涉及星上部件解锁。具体而言，本发明涉及一种使用弹性热刀解锁装置解锁星上部件的方法。

背景技术：

1、星上部件解锁装置广泛应用于卫星入轨分离、星上太阳能帆板展开、星上天线展开、星上载荷展开等星上部件解锁场景。现有技术中，传统的解锁装置主要通过火工品来实现解锁，例如通过火药点火产生瞬时高压气体，以冲断螺栓、推动分瓣螺母，从而实现星上部件的在轨解锁。然而，传统的火工品解锁装置存在解锁产生的冲击过大、价格昂贵、占用体积大以及供货周期长等问题。

2、现有技术中提出了采用热刀来实现星上部件解锁的解锁装置，其通过绳索将两个或多个部件连接预紧，通过加热热刀达到绳索的熔点熔断绳索，以实现卫星上部组件的解锁释放。然而，现有技术中的热刀解锁装置中热刀解锁装置存在体积过大、抗冲击强度不足以及可靠性低等问题。

技术实现思路

1、为至少部分解决现有技术中火工品解锁装置在解锁时产生的冲击过大、价格昂贵、占用体积大以及供货周期长，并且热刀解锁装置占用体积大、抗冲击强度不足以及可靠性低的这些问题，本发明提出一种使用弹性热刀解锁装置解锁星上部件的方法，所述弹性热刀解锁装置包括：

2、热刀，所述热刀构造为通过加电以升温，所述热刀包括刀棒以及引线；

3、绳索，所述绳索用于连接待解锁部件与卫星的固定装置；以及

4、铰链，所述铰链包括：

5、公铰，所述公铰布置于卫星的安装板；

6、母铰，所述母铰用于布置所述热刀；

7、转轴，所述转轴用于连接所述公铰与所述母铰；以及

8、扭簧，所述扭簧用于使得母铰相对于公铰转动，以使得所述热刀与所述绳索紧压接触；

9、其中在卫星发射进入轨道后，需要解锁星上部件时，通过热刀的引线加电以使得热刀的刀棒升温达到绳索的熔点，绳索熔断后实现星上部件的解锁。

10、在本发明一个实施例中规定，所述热刀包括：

11、刀棒，所述刀棒用于与所述绳索紧压接触，其外部包括氮化硅陶瓷以及内部包括金属电阻丝；

12、引线，所述引线被构造为通过引线在其正负极上加电压以使得刀棒升温；以及

13、安装装置，所述安装装置用于将所述热刀布置于所述母铰。

14、在本发明一个实施例中规定，所述绳索包括第一绳环和第二绳环，所述第一绳环用于与待解锁部件相连接以及所述第二绳环与卫星的固定装置相连接。

15、在本发明一个实施例中规定，所述绳索的直径为1.5mm-3mm，所述绳索的材料包括高模量纤维，所述高模量纤维包括迪尼玛纤维以及凯夫拉纤维。

16、在本发明一个实施例中规定，所述扭簧使得所述热刀与所述绳索紧压接触的接触压力为30n-80n。

17、本发明至少具有如下有益效果：通过以热刀解锁装置替代火工品解锁装置，其造价相对低廉并且生产周期短。同时在解锁时的冲击小，有利于提高卫星运行过程中的稳定性。另外相比现有技术中的热刀解锁装置，本发明采用的热刀外部与绳索接触的部分为耐高温、耐热冲击的氮化硅陶瓷，并且热刀通过铰链与绳索弹性接触，其强度和可靠性高；并且本发明所提出的弹性热刀解锁装置其占用体积小，安装简便，具有较高的应用价值。

技术特征：

1.一种使用弹性热刀解锁装置解锁星上部件的方法，其特征在于，所述弹性热刀解锁装置包括：

2.根据权利要求1所述的使用弹性热刀解锁装置解锁星上部件的方法，其特征在于，所述热刀包括：

3.根据权利要求1所述的使用弹性热刀解锁装置解锁星上部件的方法，其特征在于，所述绳索包括第一绳环和第二绳环，所述第一绳环用于与待解锁部件相连接以及所述第二绳环与卫星的固定装置相连接。

4.根据权利要求1和3之一所述的使用弹性热刀解锁装置解锁星上部件的方法，其特征在于，所述绳索的直径为1.5mm-3mm，所述绳索的材料包括高模量纤维，所述高模量纤维包括迪尼玛纤维以及凯夫拉纤维。

5.根据权利要求1所述的使用弹性热刀解锁装置解锁星上部件的方法，其特征在于，所述扭簧使得所述热刀与所述绳索紧压接触的接触压力为30n-80n。

技术总结
本发明涉及星上部件解锁技术领域，提出一种使用弹性热刀解锁装置解锁星上部件的方法，其中在卫星发射进入轨道后，需要解锁星上部件时，通过弹性热刀解锁装置的热刀的引线加电以使得热刀的刀棒升温达到绳索的熔点，绳索熔断后实现星上部件的解锁。本发明使用的弹性热刀解锁装置造价相对低廉并且生产周期短；在解锁时的冲击小，有利于提高卫星运行过程中的稳定性；强度和可靠性高；以及占用体积小，安装简便，具有较高的应用价值。

技术研发人员：郭彤,赵学聪,张晓艳,孙晓晨
受保护的技术使用者：中国科学院微小卫星创新研究院
技术研发日：
技术公布日：2024/1/14