[发明专利]微小卫星分离装置及其释放方法

说明书

本发明涉及一种微小卫星分离装置及其释放方法，用于安全地将微小卫星与运载适配器进行分离。本发明的微小卫星分离装置及其释放方法，通过在卫星安装法兰和运载适配器之间设置锁紧机构和定位推送机构，并给锁紧机构和定位推送机构分别有序地通电和断电，实现了锁紧机构在卫星进入轨道前的飞行过程中将卫星安装法兰反面与运载适配器正面法兰锁紧，定位推送机构在锁紧机构锁紧和打开时起定位作用，以及在锁紧机构打开后卫星安装法兰反面与运载适配器正面法兰分离时，为所述卫星安装法兰反面提供推力。实现了微小卫星与火箭的适配器安全分离的目的。

技术领域

本发明涉及一种卫星与火箭分离装置，特别是涉及一种微小卫星分离装置及其释放方法。

背景技术

传统卫星和运载火箭的分离往往采用包带和爆炸螺栓结合的分离方式。这种分离技术较为成熟，在大卫星上也广泛采用。但是随着技术的发展，基于爆炸螺栓的分离机构在爆炸螺栓爆炸的瞬间会产生较大的不确定的冲击力，和一些不受控制的碎屑，会给待分离的卫星以及火箭的适配器带来一定的伤害。特别是在一箭多星的发射过程中，可能会对其他的卫星造成损伤。

发明内容

基于此，有必要针对现有微小卫星的分离装置，分离过程中会给待分离的卫星以及火箭的适配器带来一定的伤害问题，提供一种能够安全分离的微小卫星分离装置及其释放方法。

本发明提供的一种微小卫星分离装置，包括：

卫星安装第一法兰，所述卫星安装第一法兰上开设有用于连接卫星的卫星安装孔；

卫星安装第二法兰；

运载适配器第一法兰；

运载适配器第二法兰，所述运载适配器第二法兰开设有用于连接运载火箭的安装孔；

锁紧机构，所述锁紧机构能够将所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰锁紧；

定位推送机构，所述定位推送机构用于在所述锁紧机构锁紧时对所述卫星安装第二法兰与所述运载适配器第一法兰进行定位，以及在所述锁紧机构打开后，向所述卫星安装第二法兰提供推力使卫星安装第二法兰与运载适配器第一法兰分离。

在其中一个实施例中，所述卫星安装第二法兰上开设有凹槽，所述定位推送机构为永磁-电磁机构，所述永磁-电磁机构包括永磁铁和电磁铁，所述永磁铁设置于所述卫星安装第二法兰上的凹槽底部，所述电磁铁与所述永磁铁相对应，通过安装法兰与所述运载适配器第一法兰相连接。

在其中一个实施例中，所述电磁铁靠近所述永磁铁的一端呈锥形，所述卫星安装第二法兰上开设的凹槽开口形状与所述永磁铁的锥形端相适配。

在其中一个实施例中，所述凹槽和永磁铁均为多个且沿着所述卫星安装第二法兰的周向均布，所述电磁铁亦为多个，且与所述永磁铁相对应地沿着所述运载适配器第一法兰的周向均布。

在其中一个实施例中，所述卫星安装第二法兰上开设有用于连接运载适配器第一法兰的锁紧孔，所述锁紧机构为机械锁紧机构，所述机械锁紧机构通过锁紧机构安装法兰安装在运载适配器第一法兰上，所述机械锁紧机构包括外壳，所述外壳的内壁上设置有锁紧电机滑道，所述外壳内设置有锁紧电机，所述锁紧电机的底部连接有锁紧螺杆，所述锁紧电机放置在所述锁紧电机滑道内，且能够在所述锁紧电机滑道内往返运动带动所述锁紧螺杆旋入或者旋出所述卫星安装第二法兰上的锁紧孔。

在其中一个实施例中，所述机械锁紧机构的外壳内还设置有拉力弹簧，所述拉力弹簧的两端分别与所述外壳的顶部内侧和所述锁紧电机的顶部连接。

在其中一个实施例中，所述机械锁紧机构为多个，且沿着所述运载适配器第一法兰的周向均布。

在其中一个实施例中，所述微小卫星分离装置还包括卫星安装法兰加强筋，所述卫星安装法兰加强筋的两端分别与所述卫星安装第一法兰和所述卫星安装第二法兰连接。