[发明专利]微纳卫星解锁分离装置

说明书

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。

背景技术

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100Kg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10Kg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。

附图说明

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；

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；

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。