一种模块化低冲击联动式微小卫星分离装置 |
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| 申请号 | CN201510777309.6 | 申请日 | 2015-11-12 | 公开(公告)号 | CN105346736A | 公开(公告)日 | 2016-02-24 |
| 申请人 | 哈尔滨工业大学; | 发明人 | 岳洪浩; 邓宗全; 张文星; 杨飞; 彭金圣; | ||||
| 摘要 | 本 发明 提供一种模 块 化低冲击联动式微 小卫星 分离装置，其包括一弹射导向模块、一 锁 紧模块、一预紧模块和一释放模块，其中，弹射导向模块、锁紧模块、预紧模块以及释放模块均安装在一 底板 上，且预紧模块的一端通过一压杆与锁紧模块相连，另一端通过一拉绳与释放模块相连，构成一联动机构。本发明所述的分离装置中由多个模块化单元组成，结构简单、紧凑，使得被固定物的所有 自由度 完全被限制，而且将锁紧模块、预紧模块、释放模块构成一联动机构，动作传递流畅、便捷，其中，释放模块是基于所述形状记忆 合金 胀断所述切槽 螺栓 ，使得微小卫星在释放过程中冲击极小，对 航天器 本体及被分离对象的 姿态 以及 稳定性 控制无影响。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种模块化低冲击联动式微小卫星分离装置，其特征在于，所述分离装置包括一弹射导向模块、一锁紧模块、一预紧模块和一释放模块，其中，所述弹射导向模块、锁紧模块、预紧模块以及释放模块均安装在一底板上，且所述预紧模块的一端通过一压杆与所述锁紧模块相连，另一端通过一拉绳与所述释放模块相连，构成一联动机构；所述弹射导向模块用以提供微小卫星发射动力，实现微小卫星的分离；所述预紧模块通过改变所述拉绳的长度进而达到预紧所述拉绳的效果；所述锁紧模块通过调节所述拉绳的张力从而锁紧微小卫星；所述释放模块基于形状记忆合金胀断切槽螺栓，使得微小卫星在释放过程中冲击极小。 |
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| 说明书全文 | 一种模块化低冲击联动式微小卫星分离装置技术领域[0001] 本发明涉及一种分离装置，特别涉及一种模块化低冲击联动式微小卫星分离装置。 背景技术[0002] 随着微纳技术、集成化综合电子等技术的发展以及卫星设计思路的创新，小型化成为未来卫星发展的必然趋势。2013年全球发射的小卫星占总发射卫星数量的70％以上，未来全球对1～50kg微纳卫星的年需求量将持续增加。 [0003] 传统的卫星分离多采用离散分布的火工品点式和对接框式包带连接分离方案，前者的分离冲击大、同步指标低，后者附加质量大。虽然火工装置具有功能可靠、作用速度快、重量与体积小、标准化等一系列优点，但是微纳卫星质量轻、体积小，如果采用传统的火工分离方式，分离产生的冲击将会对卫星分离姿态造成较大影响，导致卫星不能按照设定的飞行姿态入轨，而且火药燃烧或者爆炸产生的有害气体可能会污染光学仪器等。因此，传统的卫星分离方案已经无法满足当前和未来微纳卫星的分离需求。 [0004] 目前国外针对质量1kg、边长100mm的微纳卫星分离装置的标准化、模块化设计技术已经比较成熟。国外针对质量在1～50kg的微纳卫星无标准化和模块化分离装置，国外研制出来的针对该质量范围的分离装置质量占到卫星质量的50％以上，特别是日本的卡爪分离装置T-POD(Tokyo Pico-satellite Orbital Deplorer，T-POD)，分离装置质量占到卫星质量的71.4％。国外目前针对质量在1～50kg的微纳卫星分离装置质量较重，给卫星发射增加额外成本，国内由于微纳卫星的研制处于起步阶段，针对微纳卫星连接分离技术尚处于空白。 发明内容[0006] 本发明的目的在于，提供一种模块化低冲击联动式微小卫星分离装置，用以克服上述技术缺陷。 [0007] 为实现上述目的，本发明采用的技术方案在于，提供一种模块化低冲击联动式微小卫星分离装置，所述分离装置包括一弹射导向模块、一锁紧模块、一预紧模块和一释放模块，其中，所述弹射导向模块、锁紧模块、预紧模块以及释放模块均安装在一底板上，且所述预紧模块的一端通过一压杆与所述锁紧模块相连，另一端通过一拉绳与所述释放模块相连，构成一联动机构；所述弹射导向模块用以提供微小卫星发射动力，实现微小卫星的分离；所述预紧模块通过改变所述拉绳的长度进而达到预紧所述拉绳的效果；所述锁紧模块通过调节所述拉绳的张力从而锁紧微小卫星；所述释放模块基于形状记忆合金胀断切槽螺栓，使得微小卫星在释放过程中冲击极小。 [0008] 本发明所述的分离装置中由多个模块化单元组成，结构简单、紧凑，使得被固定物的所有自由度完全被限制，而且将所述锁紧模块、预紧模块、释放模块构成一联动机构，动作传递流畅、便捷；其中，所述释放模块基于所述形状记忆合金胀断所述切槽螺栓，使得微小卫星在释放过程中冲击极小，对航天器本体及被分离对象的姿态以及稳定性控制无影响。 [0009] 较佳的，所述弹射导向模块、所述锁紧模块以及所述预紧模块均匀对称分布于所述底板上，且每一所述弹射导向模块、所述锁紧模块以及所述预紧模块的位置一一对应。 [0010] 较佳的，所述弹射导向模块包括一弹射底座和一弹射底座上盖，其中，所述弹射底座的一端与所述底板相连，另一端与所述弹射底座上盖相连；所述弹射底座内设置一圆柱压缩弹簧和一导杆，所述圆柱压缩弹簧与所述导杆相嵌套，且所述导杆的一端与所述弹射底座相连，另一端贯穿所述弹射底座上盖，且所述导杆与所述弹射底座上盖之间为间隙配合。 [0011] 较佳的，所述弹射底座的一侧还设置一凹槽，且所述凹槽的槽底开穿所述弹射底座的该侧侧面，且所述凹槽的一端贯穿所述弹射底座上盖，另一端与一凸台相连，且所述凸台与所述弹射底座一体成型。 [0012] 较佳的，所述锁紧模块包括一轴底座，其上还设置两支撑板，并与所述轴底座一体成型；所述支撑板的上端设置一轴孔，其内嵌套一轴，且所述轴的两端分别与两侧的所述支撑板相连，作为所述锁紧模块的转动件。 [0013] 较佳的，所述轴上嵌套一扭簧，所述扭簧的一端与所述轴底座相连，另一端与所述压杆相连，其中，所述压杆的一端嵌套在所述轴上，另一端与所述预紧模块中的锁紧螺栓相嵌套，且所述压杆呈水平状；所述压杆的一侧有一凸起，其上嵌套一卫星底脚，用以连接微小卫星。 [0014] 较佳的，所述预紧模块包括一锁紧球头、一锁紧圆柱筒、一螺帽和一锁紧螺栓，其中，所述锁紧螺栓的一端依次贯穿所述锁紧圆柱筒、所述螺帽以及所述压杆，并与所述拉绳相连，所述锁紧螺栓的另一端与所述锁紧球头相连，且所述锁紧球头的球面与所述锁紧圆柱筒的弧面相配合。 [0015] 较佳的，所述释放模块包括一限位筒，用以防止所述释放模块中的切槽螺栓在胀断状态下的窜动；所述限位筒的两端各设置一支座，用以支撑所述限位筒的两端；所述限位筒的内部还设置一形状记忆合金、一预紧螺母和所述切槽螺栓，其中，所述形状记忆合金穿过所述切槽螺栓的一端，所述切槽螺栓的另一端穿过所述支撑件，并与所述预紧螺母相连。 [0016] 较佳的，所述切槽螺栓的端头与所述预紧螺母的末端各加工一通孔，用以安装所述拉绳的一端，所述拉绳的另一端依次穿过所述限位筒上的凹腔以及所述底板上的基座中的通槽，并与所述锁紧螺栓相连，使得所述释放模块与所述预紧模块构成一联动机构。 [0017] 较佳的，所述限位筒的内侧设置一缓冲垫，用以降低所述切槽螺栓分离时产生的冲击。 [0018] 与现有技术比较本发明的有益效果在于：(1)本发明所述的分离装置中由多个模块化单元组成，结构简单、紧凑，使得被固定物的所有自由度完全被限制，而且将所述锁紧模块、预紧模块、释放模块构成一联动机构，动作传递流畅、便捷；其中，所述释放模块是基于所述形状记忆合金胀断所述切槽螺栓，使得微小卫星在释放过程中冲击极小，对航天器本体及被分离对象的姿态以及稳定性控制无影响；(2)所述弹射导向模块中的弹射底座与微小卫星采用面-面的配合导向，从而保证发射的微小卫星不产生自旋和较大的偏转；(3)所述锁紧模块中的压杆为水平安装，从而使得微小卫星的安装重心较低，而且所述压杆可以根据不同锁紧力的需要来调节增力比。附图说明 [0019] 图1为本发明模块化低冲击联动式微小卫星分离装置的结构框图； [0020] 图2为本发明模块化低冲击联动式微小卫星分离装置的结果示意图； [0021] 图3为本发明模块化低冲击联动式微小卫星分离装置中弹射导向模块、锁紧模块以及预紧模块的结构放大示意图； [0022] 图4为本发明模块化低冲击联动式微小卫星分离装置中释放模块的结构放大示意图； [0023] 图5为本发明模块化低冲击联动式微小卫星分离装置与微小卫星相结合的结构示意图。 具体实施方式[0024] 以下结合附图，对本发明上述的和另外的技术特征和优点作更详细的说明。 [0025] 请参阅图1所示，其为本发明模块化低冲击联动式微小卫星分离装置的结构框图；所述分离装置包括一弹射导向模块1、一锁紧模块2、一预紧模块3和一释放模块4，其中，所述弹射导向模块1、锁紧模块2、预紧模块3以及释放模块4均安装在一底板5上，且所述预紧模块3的一端通过一压杆24与所述锁紧模块2相连，另一端通过一拉绳6与所述释放模块4相连，构成一联动机构；所述弹射导向模块1用以提供微小卫星7发射动力，实现微小卫星7的分离；所述预紧模块3通过改变所述拉绳6的长度进而达到预紧所述拉绳6的效果；所述锁紧模块2通过调节所述拉绳6的张力从而锁紧微小卫星7；所述释放模块 4用以解除所述拉绳6的张力，进而解除所述锁紧模块2对微小卫星7的约束。 [0026] 结合图2所示，其为本发明模块化低冲击联动式微小卫星分离装置的结果示意图；所述分离装置中包含多个所述弹射导向模块1、多个所述锁紧模块2以及多个所述预紧模块3，其中，所述弹射导向模块1、所述锁紧模块2以及所述预紧模块3对称分布于所述底板5上，且每一所述弹射导向模块1、所述锁紧模块2以及所述预紧模块3的位置一一对应，如图2所示，所述弹射导向模块1、所述锁紧模块2以及所述预紧模块3分别为4个，均匀分布于所述底板5的四个角上，但此结构非唯一结构，其中，所述弹射导向模块1、所述锁紧模块2以及所述预紧模块3的数量也不一定为均4个，可以均为3个、5个及其以上；所述释放模块4位于所述底板5的中部，通过所述拉绳6分别与所述底板5四个角上的所述预紧模块3相连，且所述拉绳6交叉分布；所述底板5上设置两方孔，所述方孔分别位于所述释放模块4的两侧，用以减轻所述底板5的重量，但不影响所述底板5的强度。 [0027] 结合图3所示，其为本发明模块化低冲击联动式微小卫星分离装置中弹射导向模块、锁紧模块以及预紧模块的结构放大示意图；以及图5所示，其为本发明模块化低冲击联动式微小卫星分离装置与微小卫星相结合的结构示意图；所述弹射导向模块1包括一弹射底座11和一弹射底座上盖12，其中，所述弹射底座11的一端通过螺钉与所述底板5相连，将所述弹射底座11固定在所述底板5上，所述弹射底座11的另一端与所述弹射底座上盖12相连，连接方式采用螺钉连接，方便所述弹射底座11与所述弹射底座上盖12之间的拆卸与组装；所述弹射底座11上开有多道槽口，且所述弹射底座11内部中空，其内设置一圆柱压缩弹簧13和一导杆14，所述圆柱压缩弹簧13与所述导杆14相嵌套，且所述导杆14的一端与所述弹射底座11相连，另一端贯穿所述弹射底座上盖12，且所述导杆14与所述弹射底座上盖12之间为间隙配合；所述弹射底座11的一侧还设置一凹槽15，且所述凹槽15的槽底开穿所述弹射底座11的该侧侧面，且所述凹槽15的一端贯穿所述弹射底座上盖12，另一端与一凸台16相连，且所述凸台16与所述弹射底座11一体成型，所述凹槽15用以扣接微小卫星7，且微小卫星7的扣接面与所述导杆14相碰触，所述凸台16用以定位微小卫星7的底部。 [0028] 所述锁紧模块2包括一轴底座21，其上设置多个安装孔，且左右对称分布，用以固定所述轴底座21；所述轴底座21上还设置两支撑板211，且对称分布于所述轴底座21的两侧，并与所述轴底座21一体成型，所述支撑板211的上端设置一轴孔，且贯穿所述支撑板211，所述轴孔内嵌套一轴22，所述轴22的两端分别与两侧的所述支撑板211相连，并且贯穿所述支撑板211，作为所述锁紧模块2的转动件；所述轴22上嵌套一扭簧23，所述扭簧23的一端与所述轴底座21相连，另一端与所述压杆24相连，其中，所述压杆24的一端嵌套在所述轴22上，另一端与所述预紧模块3中的锁紧螺栓34相嵌套，且所述压杆24呈水平状； 所述压杆24的一侧有一凸起，其上嵌套一卫星底脚25，所述卫星底脚25上设置多个连接孔，且对称分布于所述卫星底脚25上，用以连接微小卫星7。 [0029] 所述支撑板211的内侧还设置一肋板212，所述肋板212的一侧与所述支撑板211相连，另一侧与所述轴底座21相连，用以加强所述支撑板211的承载力。 [0030] 安装微小卫星7时，将微小卫星7的四条竖向棱面分别插入对应的四个所述弹射导向模块1的凹槽15中，并将所述棱面相对应的四个底脚分别与四个所述锁紧模块2中的卫星底脚25相连，完成微小卫星7的安装。 [0031] 所述预紧模块3包括一锁紧球头31、一锁紧圆柱筒32、一螺帽33和一锁紧螺栓34，其中，所述锁紧螺栓34的一端依次贯穿所述锁紧圆柱筒32、所述螺帽33以及所述压杆 24，并与所述拉绳6相连，所述锁紧螺栓34的另一端与所述锁紧球头31相连，且所述锁紧球头31的球面与所述锁紧圆柱筒32的弧面相配合；其中，对于所述拉绳6的预紧力的改变可通过两种方式进行调整：其一，通过旋转所述螺帽33与所述锁紧螺栓34的相对位置来调节所述锁紧圆柱筒32的高度；其二，通过旋转所述锁紧螺栓34与所述压杆24的相对位置来调节所述锁紧螺栓34的位置。 [0032] 通过改变所述拉绳6的长度，进而改变所述拉绳6的预紧力。 [0033] 结合图4所示，其为本发明模块化低冲击联动式微小卫星分离装置中释放模块的结构放大示意图；所述释放模块4包括一限位筒41，用以防止所述释放模块4中的切槽螺栓47在胀断状态下的窜动；所述限位筒41包括两个中空柱体，即为第一筒体411与第二筒体412，其中，所述第一筒体411的尾部与所述第二筒体412的首部相连，并通过一支撑件42支撑所述第一筒体411与所述第二筒体412的连接部，所述第一筒体411的首部与所述第二筒体412的尾部分别与一限位筒盖43相连接；所述第一筒体411与所述第二筒体412的两端各设置两个耳朵，呈对称分布，作为所述第一筒体411与所述第二筒体412的连接部以及所述第一筒体411、所述第二筒体412与所述限位筒盖43的连接部；所述第一筒体411与所述第二筒体412上各设置多个凹腔413，所述凹腔413分别开穿其对应的所述第一筒体 411与所述第一筒体411的侧壁，用以穿插所述拉绳6；所述释放模块4还包括两支座44，所述支座44分别位于所述限位筒41的两端，其中，所述支座44的一侧为弧形，该侧弧形部的弧度与所述限位筒41、所述限位筒盖43的连接部相配套，所述支座44的另一侧为平面，与所述底板5相连接，用以固定所述支座44；所述释放模块4还包括一形状记忆合金45、一预紧螺母46和所述切槽螺栓47，其中，所述形状记忆合金45穿过所述切槽螺栓47的一端，所述切槽螺栓47的另一端穿过所述支撑件42，并与所述预紧螺母46相连。 [0034] 所述切槽螺栓47的端头与所述预紧螺母46的末端各加工一直径为2.5mm的通孔，用以安装所述拉绳6的一端，所述拉绳6的另一端依次穿过所述限位筒41上的凹腔413以及所述底板5上的基座51中的通槽，并与所述锁紧螺栓34相连，使得所述释放模块4与所述预紧模块3构成一联动机构。 [0035] 所述限位筒41与所述限位筒盖43的连接部的内侧设置一缓冲垫48，当所述形状记忆合金45工作胀断所述切槽螺栓47时，胀断的所述切槽螺栓47在所述拉绳6的张力作用下分离，而所述缓冲垫48起到降低所述切槽螺栓47分离时产生的冲击。 [0036] 微小卫星7的工作原理一般分为两个步骤：锁紧过程与释放过程。 [0037] 锁紧过程：首先将所述拉绳6按照设计的轨迹布置好后，然后将微小卫星7中的四条竖向棱面分别对应插入四个所述弹射导向模块1的凹槽15中，并将所述棱面相对应的四个底脚分别与四个所述锁紧模块2中的卫星底脚25相连，完成微小卫星7的安装，再在所述预紧模块3的作用下，调节所述拉绳6的张力，其中，由于所述拉绳6与所述锁紧螺栓34相连，且所述锁紧螺栓34与所述压杆24相嵌套，使得所述拉绳6的张力通过所述锁紧螺栓34传递到所述压杆24上，即给所述压杆24提供一定的拉力，而所述压杆24与所述卫星底脚25相嵌套，从而给所述卫星底脚25一定的压力，最终锁紧微小卫星7。 [0038] 释放过程：当地面给予释放信号后，所述释放模块4中的形状记忆合金45工作胀断切槽螺栓47，所述切槽螺栓47在所述拉绳6的张力作用下分离，与此同时所述锁紧模块2中的扭簧23旋转，带动所述压杆24旋转，从而解除对微小卫星7的束缚，使得微小卫星7在所述弹射导向模块1内置圆柱压缩弹簧13作用下实现分离。 [0039] 本发明所述的分离装置中涉及的弹射导向模块1、锁紧模块2、预紧模块3和释放模块4，结构简单、紧凑，能够使被固定物的所有自由度完全被限制；其中，所述弹射导向模块1中的弹射底座11与微小卫星7采用面-面的配合导向，从而保证发射的微小卫星7不产生自旋和较大的偏转；所述锁紧模块2中的压杆24为水平安装，从而使得微小卫星7的安装重心较低，而且所述压杆24可以根据不同锁紧力的需要来调节增力比；所述释放模块4是基于所述形状记忆合金45胀断所述切槽螺栓47，使得微小卫星7在释放过程中冲击极小，对航天器本体及被分离对象的姿态以及稳定性控制无影响，而且所述释放模块4解除所述拉绳6的约束后，锁紧模块2同时作用，并解除对微小卫星7的约束，产生一种联动式分离装置。 |
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