一种太空中多卫星锁紧弹射机构的制作方法

本发明涉及一种太空中多卫星锁紧弹射机构，属于航天技术领域。

背景技术：

近年来，随着航天技术的深入发展，新型立方体卫星在拥有更小体积和质量的同时，其星载能源变得更加珍贵，传统的卫星锁紧释放机构多采用爆炸螺栓和熔断机构，爆炸螺栓释放过程中产生的巨大冲击力会对微小卫星产生巨大的冲击损伤，同时火工品对存储环境提出了比较高的要求；而熔断机构工作时需要较大的功率会过多地消耗卫星的能源。尤其近年来国际航天新兴一箭多星的星链式发射方式，传统的卫星锁紧弹射机构已不再适用。

技术实现要素：

本发明是为了解决现有的传统卫星锁紧弹射机构不适用于一箭多星的星链式发射方式的问题，进而提供了一种太空中多卫星锁紧弹射机构。

本发明为解决上述技术问题所采用的技术方案是：

一种太空中多卫星锁紧弹射机构，它包括运载平台、锁紧组件、卫星组件、星箭弹射组件及若干星间弹射组件，

其中所述卫星组件包括n个由上到下依次叠设的卫星机构，每个卫星机构的外部均固装有星间弹射组件，

所述星间弹射组件包括若干卫星承力杆及若干星间弹射弹簧，若干卫星承力杆均竖直设置且沿卫星机构周向布置，每上下相临的两个卫星承力杆之间配合连接以实现对相临两个卫星机构之间的周向固定，若干星间弹射弹簧对应设置在每上下相临的两个卫星承力杆之间；

所述星箭弹射组件包括若干星箭弹射弹簧及若干竖直固装在运载平台上的星箭弹射芯轴，若干星箭弹射芯轴与第n个卫星机构上固装的若干卫星承力杆上下正对设置，锁紧组件锁紧状态下，第n个卫星机构上固装的若干卫星承力杆与若干星箭弹射芯轴配合连接以实现对第n个卫星机构的周向固定，若干星箭弹射弹簧对应设置在第n个卫星机构上固装的若干卫星承力杆与若干星箭弹射芯轴之间。

进一步地，所述锁紧组件包括联动钢丝绳及若干压紧杆，若干压紧杆沿周向布置在卫星组件的外侧，且每个压紧杆的下端均转动连接在运载平台上，若干压紧杆的顶端通过联动钢丝绳连接，所述联动钢丝绳通过固装在压紧杆上的钢丝绳解锁器实现约束与解锁，每个卫星承力杆上均固装有限位块，每个压紧杆上均由上到下开设有若干限位槽，若干限位块与若干限位槽一一对应布置，锁紧组件锁紧状态下，若干限位块与若干限位槽对应配合连接，锁紧组件解锁状态下，若干限位块与若干限位槽相互分离。

进一步地，所述限位块为楔形块结构。

进一步地，运载平台的上表面固装有若干解锁支座，每个压紧杆的下部均固装有压紧块，锁紧组件锁紧状态下，压紧块与解锁支座上下对应布置且通过解锁释放装置固接。

进一步地，所述卫星承力杆的上部为柱状体结构，下部为桶状结构，每个卫星承力杆的下部均套设在其下方相临的卫星承力杆的上部。

进一步地，卫星承力杆的顶端竖直固装有星间弹射芯轴，所述星间弹射弹簧套装在所述星间弹射芯轴上，相临两个卫星承力杆配合连接时，星间弹射芯轴插装在其上方卫星承力杆的下部。

进一步地，星间弹射芯轴的下部同轴固装有星间弹射堵盖，星间弹射弹簧的下端固装在星间弹射堵盖上。

进一步地，星箭弹射芯轴的下部同轴固装有星箭弹射堵盖，星箭弹射弹簧的下端固装在星箭弹射堵盖上。

进一步地，卫星承力杆的数量为四个，且两两对称布置在卫星机构的四个转角处。

进一步地，每个卫星机构的底端均固设有若干抗剪锥，运载平台的上表面及每个卫星机构的上表面均开设有若干凹槽，锁紧组件锁紧状态下，每个卫星机构上的抗剪锥对应与其下方的若干凹槽配合连接。

本发明与现有技术相比具有以下效果：

本申请在发射之前安装在火箭的舱段内，在起飞之前以及发射过程中，将卫星组件锁紧，到达空间预定轨道后通过指令驱动解锁，在星箭弹射弹簧的作用下，将卫星组件释放，然后卫星机构彼此之间的星间弹射弹簧的作用下，相互弹射，达到对卫星机构释放的效果。

本申请结构简单、能源消耗小、冲击破坏小、便于安装存储、可靠性高。

附图说明

图1为本申请在锁紧状态下的立体结构示意图；

图2为图1的p处放大示意图；

图3为图1的i处放大示意图；

图4为压紧杆与卫星承力杆之间的配合连接示意图；

图5为本申请在锁紧状态下的俯视示意图；

图6为运载平台的立体结构示意图；

图7为本申请在解锁状态下的立体结构示意图；

图8为星箭弹射组件的立体结构示意图；

图9为星间弹射组件的立体结构示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1～9说明本实施方式，一种太空中多卫星锁紧弹射机构，它包括运载平台1、锁紧组件、卫星组件、星箭弹射组件及若干星间弹射组件，

其中所述卫星组件包括n个由上到下依次叠设的卫星机构2，每个卫星机构2的外部均固装有星间弹射组件，

所述星间弹射组件包括若干卫星承力杆3及若干星间弹射弹簧4，若干卫星承力杆3均竖直设置且沿卫星机构2周向布置，每上下相临的两个卫星承力杆3之间配合连接以实现对相临两个卫星机构2之间的周向固定，若干星间弹射弹簧4对应设置在每上下相临的两个卫星承力杆3之间；

所述星箭弹射组件包括若干星箭弹射弹簧5及若干竖直固装在运载平台1上的星箭弹射芯轴6，若干星箭弹射芯轴6与第n个卫星机构2上固装的若干卫星承力杆3上下正对设置，锁紧组件锁紧状态下，第n个卫星机构2上固装的若干卫星承力杆3与若干星箭弹射芯轴6配合连接以实现对第n个卫星机构2的周向固定，若干星箭弹射弹簧5对应设置在第n个卫星机构2上固装的若干卫星承力杆3与若干星箭弹射芯轴6之间。

上下相临的两个卫星承力杆3相互配合连接，对相临的两个卫星机构2进行周向固定，但不限制相临两个卫星机构2之间的轴向位移，即限制卫星组件及每相临两个卫星机构2之间的上下位移。通过卫星承力杆3之间的配合完成卫星机构2之间的配置装配。卫星承力杆3解决了相临两个卫星机构2之间装配时的定位和配合问题，同时通过卫星承力杆3抵抗了卫星机构2所受的大部分横向剪力，对卫星机构2起到了保护作用。

多个卫星机构2叠设状态下，星间弹射弹簧4被压缩在上下相临的两个卫星承力杆3之间。当锁紧组件解锁状态下，星间弹射弹簧4为卫星机构2之间的弹射提供弹性势能。

星箭弹射芯轴6的数量与每组星间弹射组件中的卫星承力杆3的数量相同设置。

星箭弹射弹簧5为卫星组件的弹射提供弹性势能。

本申请在发射之前安装在火箭的舱段内，在起飞之前以及发射过程中，将卫星组件锁紧，到达空间预定轨道后通过指令驱动解锁，在星箭弹射弹簧5的作用下，将卫星组件释放，然后卫星机构2彼此之间的星间弹射弹簧4的作用下，相互弹射，达到对卫星机构2释放的效果。

所述锁紧组件包括联动钢丝绳7及若干压紧杆8，若干压紧杆8沿周向布置在卫星组件的外侧，且每个压紧杆8的下端均转动连接在运载平台1上，若干压紧杆8的顶端通过联动钢丝绳7连接，所述联动钢丝绳7通过固装在压紧杆8上的钢丝绳解锁器9实现约束与解锁，每个卫星承力杆3上均固装有限位块10，每个压紧杆8上均由上到下开设有若干限位槽11，若干限位块10与若干限位槽11一一对应布置，锁紧组件锁紧状态下，若干限位块10与若干限位槽11对应配合连接，锁紧组件解锁状态下，若干限位块10与若干限位槽11相互分离。通过限位块10与限位槽11之间的配合连接，实现对卫星组件及每相临两个卫星机构2之间的上下方向位移的限制。压紧杆8顶端开设通孔，联动钢丝绳7可以为一个，穿过通孔内，其为一种锁紧释放装置，在它的作用下钢丝绳被锁紧，释放后钢丝绳被解除约束。联动钢丝绳7的两端分别固连至钢丝绳解锁器9，对压紧杆8的顶端实施约束，即对压紧杆8实施沿横向的摆动约束。钢丝绳解锁器9解锁时会释放有限长度的钢丝绳，使得压紧杆8只能沿横向摆动有限角度，实现了对压紧杆8摆动角度的控制。保证压紧杆8只能以较小角度绕其底部与运载平台1的转动连接点转动。通过在一个压紧杆8上加工多个限位槽11的方式，使得一个压紧杆8同时与多个卫星机构2配合实施压紧锁定，简化装置结构。

所述限位块10为楔形块结构。

运载平台1的上表面固装有若干解锁支座12，每个压紧杆8的下部均固装有压紧块13，锁紧组件锁紧状态下，压紧块13与解锁支座12上下对应布置且通过解锁释放装置14固接。每组解锁支座12的两个支座单体之间还设置有一组铰支座15，若干压紧杆8的底部对应通过若干组铰支座15转动连接在运载平台1上。每个压紧杆8的下部可以只一侧设置压紧块13，也可以两侧均设置压紧块13，对应的，运载平台1上的解锁支座12数量及位置与压紧块13一一对应设置。通过解锁支座12与压紧块13的配合连接实现锁紧与解锁，并且通过解锁支座12与铰支座15为压紧杆8和解锁释放装置提供安装位置，节省卫星上的空间。

解锁释放装置可以实现通过接收到的指令自动释放，其也可以为压紧螺栓结构，只要能够实现坟紧杆的压紧固定即可。

解锁时，压紧杆8解锁器解除对压紧杆8的轴向约束后，在星箭弹射组件的驱动作用下，卫星承力杆3通过与压紧杆8配合的斜面对压紧杆8产生横向驱动力，使压紧杆8沿运载平台1上的铰支座15旋转一定的角度，从而使得压紧杆8解除对卫星组件的轴向约束，在星箭弹射组件的驱动下，实现卫星组件与运载平台1的弹射，结构简单，功能可靠。

所述卫星承力杆3的上部为柱状体结构，下部为桶状结构，每个卫星承力杆3的下部均套设在其下方相临的卫星承力杆3的上部。所述卫星承力杆3的上部优选为阶梯圆柱状结构，下部的桶状结构内壁为与上部配合的阶梯状。

卫星承力杆3的顶端竖直固装有星间弹射芯轴16，所述星间弹射弹簧4套装在所述星间弹射芯轴16上，相临两个卫星承力杆3配合连接时，星间弹射芯轴16插装在其上方卫星承力杆3的下部。如此设计，使得弹射性能更可靠。

星间弹射芯轴16的下部同轴固装有星间弹射堵盖17，星间弹射弹簧4的下端固装在星间弹射堵盖17上。通过星间弹射堵盖17对星间弹射弹簧4进行轴向限位。

星箭弹射芯轴6的下部同轴固装有星箭弹射堵盖18，星箭弹射弹簧5的下端固装在星箭弹射堵盖18上。通过星箭弹射堵盖18对星箭弹射弹簧5进行轴向限位。

卫星承力杆3的数量为四个，且两两对称布置在卫星机构2的四个转角处。

每个卫星机构2的底端均固设有若干抗剪锥19，运载平台1的上表面及每个卫星机构2的上表面均开设有若干凹槽20，锁紧组件锁紧状态下，每个卫星机构2上的抗剪锥19对应与其下方的若干凹槽20配合连接。凹槽20的内表面为圆锥孔面。通过设置抗剪锥19起到安装定位与承受横向剪力的作用。对卫星机构2起到了保护作用。采用抗剪锥与卫星承力杆3双重抗剪结构，使得卫星机构270％的横向剪力都由卫星承力杆3克服，有效减少发射过程中横向剪力损伤卫星机构2的可能性。卫星机构与卫星机构之间通过抗剪锥与进行安装定位，通过卫星机构之间的卫星承力杆结构的配合抵抗横向剪力，大大减小卫星机构所受的横向载荷，对卫星机构产生保护作用。

工作原理：

通过星间弹射组件将若干卫星机构2装配到一起，然后通过星箭弹射组件将卫星组件与运载平台1装配到一起，将压紧杆8的下部通过铰支座15转动安装在运载平台1上，使压紧杆8上的限位槽11与卫星承力杆3上的限位块10配合后，通过压紧杆8解锁器对压紧杆8实施纵向锁定，对卫星组件进行纵向压紧。拉紧上方的联动钢丝绳7，对压紧杆8实施沿横向摆动限制，通过钢丝绳解锁器9锁定联动钢丝绳7。

在般天器到达空间预定轨道之后，收到弹射指令后，锁紧弹射机构进行卫星组件的释放动作。首先，压紧杆8解锁器收到指令后动作，解除对压紧杆8的纵向约束，继而钢丝绳解锁器9产生动作，释放一定长度的钢丝绳，使得联动钢丝绳7的长度得到伸长，允许压紧杆8绕运载平台1上的铰支座15进行一定角度的摆动，在星箭弹射组件的弹射作用下，压紧杆8绕运载平台1上的铰支座15向外产生一定角度的摆动，压紧杆8上的限位槽11与卫星承力杆3上的限位块10脱离接触，进而解除对卫星组件的约束，卫星组件实现弹射。之后在星间弹射弹簧4的作用下，实现卫星机构2与卫星机构2之间的弹射。整个过程动作迅速，功能可靠，通过指令控制，消耗功率小，节省卫星能源，动作冲击小，通过承力杆结构对卫星实施保护作用。

本申请中，通过限位块与限位槽配合对卫星机构实施约束，采用压紧杆解锁器、联动钢丝绳及钢丝绳解锁器对压紧杆实施锁定和释放。相临两个卫星机构之间通过抗剪锥与凹槽进行安装定位，通过卫星机构之间的卫星承力杆的配合抵抗横向剪力，大大减小卫星机构所受的横向载荷，对卫星机构产生保护作用。