一种多平板堆叠卫星解锁系统 |
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| 申请号 | CN202211455716.1 | 申请日 | 2022-11-21 | 公开(公告)号 | CN115783314B | 公开(公告)日 | 2024-04-26 |
| 申请人 | 北京中科宇航技术有限公司; | 发明人 | 孙志超; 杨浩亮; 张延瑞; 王英诚; 秦保平; | ||||
| 摘要 | 本 申请 涉及卫星解 锁 技术领域，尤其涉及一种多平板堆叠卫星解锁系统，包括：堆叠卫星组、锁紧装置、解锁翻转装置、限位装置和卫星 基座 ；卫星基座包括：上板和底座；堆叠卫星组包括：多个平板状卫星；锁紧装置包括：两个拉杆、压紧 块 和两个预紧 螺母 ；解锁翻转装置包括： 转轴 、拔销器、连接块、固定座和上推 弹簧 ；限位装置包括：限位块和球头 柱塞 。由于本申请所提供的多平板堆叠卫星解锁系统，在进行分离时，将拉杆旋转至后方，跟随火箭继续飞行，避免了抛出拉杆，从而实现了高轨道多星堆叠分离解锁时无多余物产生，进而避免了太空垃圾的产生，防止了污染太空轨道资源。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种多平板堆叠卫星解锁系统，其特征在于，包括：堆叠卫星组、锁紧装置、解锁翻转装置、限位装置和卫星基座； |
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| 说明书全文 | 一种多平板堆叠卫星解锁系统技术领域[0001] 本申请涉及卫星解锁技术领域，尤其涉及一种多平板堆叠卫星解锁系统。 背景技术[0002] 美国SpaceX公司使用堆叠式卫星方式实现“一箭60星”的成功发射，充分利用了整流罩内空间，大大提高了发射效率，为“星链”计划提供了有力保证。美国SpaceX公司基于星箭一体化设计了一种标准化的堆叠式卫星‑Starlink卫星，该卫星携带一块太阳能电池板，太阳能电池板在发射时可折叠起来，使卫星在发射时保持平板结构，平板结构卫星仅通过紧凑的堆叠即可实现整流罩空间的高效利用。当Starlink卫星在轨释放后，将通过以氪为工质的霍尔推进器进行推进、轨道维持、离轨等操作，通过内置的导航系统可实现自动避撞。当Starlink卫星在轨寿命到期时，可自动离轨，坠入大气层并燃尽。 [0003] 但是，由于SpaceX堆叠卫星分离时，解锁系统会将4根解锁拉杆抛出，当卫星轨道较低时，抛出的锁紧拉杆可以进入大气层烧毁，但当轨道较高时，被抛出的锁紧拉杆将会成为永久性太空垃圾，威胁航天器安全。 [0004] 因此，如何避免卫星分离时产生脱离物，以减少太空垃圾，是目前本领域技术人员需要解决的技术问题。发明内容 [0005] 本申请提供了多平板堆叠卫星解锁系统，以避免抛出拉杆，从而实现高轨道多星堆叠分离解锁时无多余物产生。 [0006] 一种本发明为了。设计了不锁紧拉杆的方案，系统解锁后，将锁紧拉杆转至后方，跟随火箭继续飞行，不会产生太空垃圾，污染轨道资源。 [0007] 为解决上述技术问题，本申请提供如下技术方案： [0008] 一种多平板堆叠卫星解锁系统，包括：堆叠卫星组、锁紧装置、解锁翻转装置、限位装置和卫星基座；其中，卫星基座包括：上板和底座；上板靠近边缘的位置开设有多个上下贯通的定位套筒安装孔，每个定位套筒安装孔均配置有两个上下贯通上板的拉杆安装孔并且这两个拉杆安装孔分布至与其配套的定位套筒安装孔的两边，且这两个拉杆安装孔均朝外开口；底座的上端与上板的下表面固定连接，底座的下端用于与火箭固定连接；堆叠卫星组包括：多个平板状卫星，每个平板状卫星的边缘位置具有贯通上下的多个定位套筒；并且位于上层的平板状卫星的定位套筒插入至位于下层的平板状卫星的定位套筒中，位于底层的平板状卫星的定位套筒插入至上板的定位套筒安装孔中；锁紧装置包括：两个拉杆、压紧块和两个预紧螺母；压紧块具有两个贯通上下的连接孔，拉杆的上端穿过压紧块上的连接孔，与预定螺母固定连接，并且压紧块压紧至上层平板状卫星的定位套筒上；解锁翻转装置包括：转轴、拔销器、连接块、固定座和上推弹簧；固定座的上端固定连接至上板的下表面上，转轴与固定座的转动连接；转轴上具有上下贯通的套筒，拉杆的下端穿过上板上的拉杆安装孔后再穿过转轴的套筒，并且与转轴的套筒滑动配合，上推弹簧套装至拉杆的下端，并且上推弹簧在套筒内被压缩至拉杆和套筒之间；转轴还具有贯穿上下的连接块安装孔，连接块插入，并且连接块还连接至拉杆的下端；转轴上具有由外贯通至连接块安装孔的拔销器插头安装孔，拔销器的插头插入拔销器插头安装孔，并伸入至连接块的控制孔中，以锁定连接块；限位装置包括：限位块和球头柱塞；限位块的内端固定连接至底座的外侧面，限位块的外端具有上下延伸的回收槽，以卡入旋转后的拉杆；回收槽的侧壁具有内凹的锁紧孔，球头柱塞设置于锁紧孔内，并且球头柱塞的球头的部分伸出锁紧孔，以限制卡入回收槽的拉杆。 [0009] 如上所述的多平板堆叠卫星解锁系统，其中，优选的是，平板状卫星朝向外侧的长边位置具有一个长定位套筒，平板状卫星朝向外侧的每个短边位置均具有一个短定位套筒。 [0010] 如上所述的多平板堆叠卫星解锁系统，其中，优选的是，定位套筒的上端具有向下凹的锥型槽，定位套筒的下端具有锥型凸起，上层的平板状卫星的定位套筒的锥型凸起插入至下层的平板状卫星的定位套筒的锥型槽内。 [0011] 如上所述的多平板堆叠卫星解锁系统，其中，优选的是，上板的上表面具有向下凹的分离助推装置安装孔；分离助推装置安装至分离助推装置安装孔中，并且分离助推装置包括：分离座、分离弹簧、顶杆和分离拔销器；分离座具有开口朝向上方的顶杆配合孔，分离弹簧套装至顶杆上，顶杆的下端插入至顶杆配合孔中，并且顶杆与分离座滑动配合；顶杆的下端具有径向延伸的锁定孔，分离座具有贯通内外的分离拔销器插入孔，分离拔销器的插销由外插入至分离拔销器插入孔，并伸入至顶杆的锁定孔内，以锁定顶杆。 [0012] 如上所述的多平板堆叠卫星解锁系统，其中，优选的是，锁紧装置还包括：连接卡箍，连接卡箍的两端具有贯通孔，拉杆穿过贯通孔，以将连接卡箍连接至两个拉杆之间。 [0013] 如上所述的多平板堆叠卫星解锁系统，其中，优选的是，压紧块具有向下延伸的卡入凸起，以插入上层平板状卫星的定位套筒中。 [0014] 如上所述的多平板堆叠卫星解锁系统，其中，优选的是，固定座上具有旋转连接孔，旋转连接孔内设置有轴承，转轴插入至轴承中，以使转轴与固定座转动连接。 [0015] 如上所述的多平板堆叠卫星解锁系统，其中，优选的是，转轴插入至固定座的旋转连接孔内的部分轴段上还套装有卷簧，并且卷簧预紧安装，以在拉杆解锁向上滑动后，在卷簧的作用下驱动拉杆转动。 [0016] 如上所述的多平板堆叠卫星解锁系统，其中，优选的是，在固定座的外侧扣装有簧盖，以从外侧封闭旋转连接孔。 [0017] 如上所述的多平板堆叠卫星解锁系统，其中，优选的是，拉杆由压紧堆叠卫星组的状态旋转至卡入回收槽的状态，其展开角度θ小于180°。 [0018] 相对上述背景技术，由于本申请所提供的多平板堆叠卫星解锁系统，在进行分离时，将拉杆旋转至后方，跟随火箭继续飞行，避免了抛出拉杆，从而实现了高轨道多星堆叠分离解锁时无多余物产生，进而避免了太空垃圾的产生，防止了污染太空轨道资源。附图说明 [0019] 为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。 [0020] 图1是本申请实施例提供的多平板堆叠卫星解锁系统的立体图； [0021] 图2是本申请实施例提供的平板状卫星的示意图一； [0022] 图3是本申请实施例提供的平板状卫星的示意图二； [0023] 图4是本申请实施例提供的平板状卫星的定位套筒的示意图； [0024] 图5是本申请实施例提供的平板状卫星的定位套筒的连接示意图； [0025] 图6是本申请实施例提供的卫星基座的立体图； [0026] 图7是本申请实施例提供的锁紧装置的立体图； [0027] 图8是本申请实施例提供的锁紧装置的压紧块的示意图； [0028] 图9是图8中的B‑B剖视图； [0029] 图10是本申请实施例提供的锁紧装置的连接卡箍的示意图； [0030] 图11是图7中的A部放大图； [0031] 图12是本申请实施例提供的解锁翻转装置的立体图； [0032] 图13是本申请实施例提供的解锁翻转装置的剖视图； [0033] 图14是本申请实施例提供的解锁翻转装置的转轴的立体图； [0034] 图15是本申请实施例提供的限位装置的立体图； [0035] 图16是本申请实施例提供的限位装置的俯视图； [0036] 图17是本申请实施例提供的拉杆旋转至限位装置处的示意图； [0037] 图18是本申请实施例提供的分离助推装置的安装示意图； [0038] 图19是本申请实施例提供的分离助推装置的示意图； [0040] 图21是本申请实施例提供的火箭对多平板堆叠卫星解锁系统在滚转方向施加的角速度的示意图。 具体实施方式[0041] 下面详细描述本申请的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本申请，而不能解释为对本申请的限制。 [0042] 如图1所示，本申请提供了一种多平板堆叠卫星解锁系统，包括：堆叠卫星组110、锁紧装置120、解锁翻转装置130、限位装置140和卫星基座150。 [0043] 其中，如图2所示，堆叠卫星组110包括：多个(例如：18个、4个)平板状卫星111，每个平板状卫星111的形状为板状长方体，其高度远远小于其长度和宽度，每个平板状卫星111的边缘位置具有贯通上下的多个定位套筒；并且，位于上层的平板状卫星111的定位套筒插入至位于下层的平板状卫星111的定位套筒中，位于底层的平板状卫星111的定位套筒插入至卫星基座150的上板的定位套筒安装孔中，从而便于将多个平板状卫星111在卫星基座150的上板上堆叠形成堆叠卫星组110，正是由于多个平板状卫星111可以堆叠发射，从而提高了卫星发射的效率，降低了卫星发射的成本，并且还由于多个平板状卫星111可以堆叠，可减少卫星安装占用的空间，从而充分利用火箭整流罩内的空间。 [0044] 可选的，平板状卫星111朝向外侧的长边位置具有一个长定位套筒1111，平板状卫星111朝向外侧的每个短边位置均具有一个短定位套筒1112。还可选的，长定位套筒1111位于平板状卫星111的长边位置的中间位置。依然可选的，短定位套筒1112位于平板状卫星111的短边位置远离长定位套筒1111的一侧，也就是平板状卫星111朝向内侧(也就是朝向另一个平板状卫星111)的长边可延伸至平板状卫星111位于短边位置的短定位套筒1112的轴线处，从而左侧平板状卫星的短边位置的短定位套筒1112可插入至右侧平板状卫星的短边位置的短定位套筒1112中，右侧平板状卫星的短边位置的短定位套筒1112可插入至左侧平板状卫星的短边位置的短定位套筒1112中，进而左侧平板状卫星和右侧平板状卫星可以交互叠放到卫星基座150的上板上。 [0045] 可选的，如图3所示，长定位套筒1111的长度是短定位套筒1112的长度的2倍。还可选的，卫星基座150的上板的左半部分堆叠多个左侧平板状卫星，卫星基座150的上板的右半部分堆叠多个右侧平板状卫星。又可选的，平板状卫星111的形状为长方体状，从而左侧平板状卫星和右侧平板状卫星组合形成水平截面为正方形的堆叠卫星组110。依然可选的，堆叠卫星组110的每层具有一颗左侧平板状卫星和一颗右侧平板状卫星。 [0046] 在上述基础上，定位套筒形状为圆管形，如图4和图5所示，定位套筒的上端具有向下凹的锥型槽1113，定位套筒的下端具有锥型凸起1114，从而上层的平板状卫星111的定位套筒的锥型凸起1114插入至下层的平板状卫星111的定位套筒的锥型槽1113内，以将多层平板状卫星111堆叠组成堆叠卫星组110。另外，上板上的定位套筒安装孔的上端也具有向下凹的锥型槽，以插入底层的平板状卫星111的定位套筒的锥型凸起1114。 [0047] 如图6所示，卫星基座150包括：上板151和底座152，上板151布置于堆叠卫星组110的下端，用于支撑堆叠卫星组110，底座152用于在火箭的整流罩内与火箭固定连接。 [0048] 上板151靠近边缘的位置开设有多个上下贯通的定位套筒安装孔1511，用于插入堆叠卫星组110的底层平板状卫星的定位套筒；每个定位套筒安装孔1511均配置有两个上下贯通上板151的拉杆安装孔1512，并且这两个拉杆安装孔1512分布至与其配套的定位套筒安装孔1511的两边，且这两个拉杆安装孔1512均朝外开口，以从开口处卡入锁紧装置120的拉杆以及保证锁紧装置120的拉杆向外的旋转。另外，上板151的上表面具有向下凹的分离助推装置安装孔1513，以安装分离助推装置160(如图17所示)。可选的，上板151为正方形板，并且在正方形板的四个角的位置开设定位套筒安装孔1511。依然可选的，在正方形板的四个角的位置开设拉杆安装孔1512。 [0049] 底座152的上端与上板151的下表面固定连接，底座152的下端用于与火箭固定连接。可选的，底座152与上板151为整体成型结构。还可选的，底座152的上端的尺寸小于上板151的尺寸，以便于安装锁紧装置120的拉杆和解锁翻转装置130；底座152下端的尺寸大于底座152上端的尺寸，以保证底座152与火箭稳定的固定连接。又可选的，底座152的形状为圆台状。依然可选的，底座152的下端的水平截面的形状为圆形，以适应火箭的整流罩的形状。可选的，底座152的下端具有由下至上凹的安装凹槽，以与火箭的凸出部分对接固定连接。 [0050] 如图7、图8和图9所示，锁紧装置120包括：两个拉杆121、压紧块122和两个预紧螺母123；压紧块122具有两个贯通上下的连接孔1221，用于穿过拉杆121的上端；拉杆121的上端穿过压紧块122上的连接孔1221，与预定螺母123固定连接，并且压紧块122压紧至堆叠卫星组110的上层平板状卫星的定位套筒上，从而限制了堆叠卫星组110的上端。拉杆121的下端穿过上板151上的拉杆安装孔1512后再穿过解锁翻转装置130的转轴131的套筒1311，并且与转轴131的套筒1311滑动配合。在解锁时，拉杆121的下端在转轴131的套筒1311上向上滑动，这种情况下拉杆121可以旋转，从而拉杆121的上端可以从堆叠卫星组110的顶层平板状卫星的上端离开，进而解除对堆叠卫星组110的限制。 [0051] 可选的，本申请中具有四组锁紧装置120，以与上板151上的四组拉杆安装孔1512配合。还可选的，如图7和10所示，锁紧装置120还包括：连接卡箍124，连接卡箍124的两端具有贯通孔1241，拉杆121穿过贯通孔1241，从而将连接卡箍124连接至两个拉杆121之间，以避免因堆叠卫星组110过高，拉杆121过长而产生的结构不稳定性。依然可选的，连接卡箍124为弧形，以适应堆叠卫星组110上的定位套筒。又可选的，如图8和图9所示，压紧块122具有向下延伸的卡入凸起1222，以插入上层平板状卫星的定位套筒中，从而限制了堆叠卫星组110的上端。还可选的，如图11所示，拉杆121的下端具有向外延伸的定位翼1211，从而在拉杆121插入至转轴131的套筒1311内后，从而防止拉杆121从套筒1311内脱落。另外，拉杆 121靠近定位翼1211部分为拉杆头1212，拉杆头1212的直径小于拉杆121的其他部分的直接，以在拉杆头1212上套装上推弹簧，以在解锁后推动拉杆121向上运行。 [0052] 如图12和图13所示，解锁翻转装置130包括：转轴131、拔销器132(可以是记忆合计拔销器、火工品拔销器等)、连接块133、固定座134和上推弹簧135；其中，固定座134的上端固定连接至上板151的下表面上，转轴131与固定座134的转动连接；如图14所示，转轴131上还具有上下贯通的套筒1311，用于贯穿拉杆121的下端，使得拉杆121的下端可以在套筒1311内上下滑动；为了解锁后，拉杆121可以向上滑动，上推弹簧135套装至拉杆121的下端，并且上推弹簧135在套筒1311内被压缩至拉杆121和套筒1311之间；转轴131还具有贯穿上下的连接块安装孔1312，以插入连接块133，连接块133还连接至拉杆121的下端，从而通过控制连接块133而控制拉杆121；转轴131上还具有由外贯通至连接块安装孔1312的拔销器插头安装孔1313，以插入拔销器132的插头；拔销器132的插头插入拔销器插头安装孔1313，并伸入至连接块133的控制孔中，以锁定连接块133，从而锁定与连接块133连接的拉杆121，待拔销器132的插头从连接块133的控制孔中拔出后，解锁了连接块133，从而也就解锁了与连接块133连接的拉杆121。 [0053] 可选的，固定座134上具有旋转连接孔，转轴131插入至旋转连接孔内，从而实现转轴131与固定座134的转动连接。还可选的，固定座134的旋转连接孔内设置有轴承136，转轴131插入至轴承136中，实现转轴131与固定座134的转动连接。又可选的，转轴131插入至固定座134的旋转连接孔内的部分上还套装有卷簧137，并且卷簧137预紧安装，从而在拉杆 121解锁向上滑动后，在卷簧137的作用下驱动拉杆121转动。还可选的，转轴131靠近两端的轴段1314的直径小于其他轴段的直径，以便于安装卷簧137。依然可选的，在固定座134的外侧，还扣装有簧盖138，以从外侧封闭旋转连接孔，从而对其内的卷簧137进行保护。 [0054] 可选的，转轴131上具有两个上下贯通的套筒1311，以与两个拉杆121配合。还可选的，上推弹簧135的下端和套筒1311的下端口接触，上推弹簧135的上端和拉杆头1212与拉杆121的其他部分连接处接触，以将上推弹簧135压缩至拉杆121和套筒1311之间。又可选的，连接块安装孔1312位于两个套筒1311的中间。可选的，拔销器132的外壳固定至转轴131上，以使得拔销器132与转轴的连接更加稳定。 [0055] 当拔销器132触发时，拔销器132的插头缩回，连接块133与转轴131之间不再有约束，在上推弹簧135作用下拉杆121向上运动，从而使得与拉杆121上端固定连接的压紧块122也向上移动，进而使得转轴131在转动方向上的约束消失，这样在卷簧137的作用下，转轴131带动拉杆121转动，从而使得拉杆121的上端转动至相反的方向，也就是转向与火箭飞行方向相反的方向，进而实现对堆叠卫星组110的解锁。 [0056] 如图15和图16所示，限位装置140包括：限位块141和球头柱塞142；限位块141的内端固定连接至底座152的外侧面，限位块141的外端具有上下延伸的回收槽1411，回收槽1411的侧壁具有内凹的锁紧孔，球头柱塞142设置于锁紧孔内，并且球头柱塞142的球头的部分伸出锁紧孔。这样，当拉杆121旋转至回收槽1411处时，拉杆121撞击伸出锁紧孔的球头柱塞142的球头的部分，从而将球头柱塞142全部都挤压至锁紧孔内，拉杆121继续卡入回收槽1411内，随着拉杆121持续卡入回收槽1411内，被全部挤压至锁紧孔内的球头柱塞142的球头的部分又逐渐伸出锁紧孔，从而将拉杆121完全限制在回收槽1411内，进而实现了拉杆 121分离后的定位回收作业，避免了拉杆解锁后抛出，从而避免了太空垃圾的产生，避免了污染太空轨道资源。 [0057] 可选的，回收槽1411的侧壁具有两个相对的锁紧孔，每个锁紧孔内均设置有球头柱塞142。还可选的，拉杆121由压紧堆叠卫星组110的状态旋转至卡入回收槽1411的状态，其展开角度θ(如图17所示)小于180°，从而避免拉杆121碰撞至位于底座112下方的火箭上。 [0058] 如图18和图19所示，分离助推装置160安装至上板151的分离助推装置安装孔1513中。并且，分离助推装置160包括：分离座161、分离弹簧162、顶杆163和分离拔销器164；分离座161具有开口朝向上方的顶杆配合孔，分离弹簧162套装至顶杆163上，顶杆163的下端插入至顶杆配合孔中，并且顶杆163与分离座163滑动配合。在堆叠卫星组110未分离时，顶杆163的插入并滑动至顶杆配合孔的下方，分离弹簧162被压缩，在堆叠卫星组110分离时，顶杆163滑动至顶杆配合孔的上方，分离弹簧162依然被压缩或者恢复自然状态。另外，顶杆 163的下端具有径向延伸的锁定孔，分离座161具有贯通内外的分离拔销器插入孔，分离拔销器164的插销由外插入至分离拔销器插入孔，并伸入至顶杆163的锁定孔内，从而锁定顶杆163。当堆叠卫星组110需要分离时，分离拔销器164的插销从顶杆163的锁定孔中拔出，顶杆163在分离弹簧162的推力作用下由分离座161的顶杆配合孔中滑向上方，即堆叠卫星组 110被顶杆163从机座150的上板151上分离。 [0059] 可选的，分离座161的侧壁具有径向延伸的定位翼1611，顶杆163的上端具有径向延伸的定位翼1631，分离弹簧162套装在顶杆163上，并且位于分离座161的定位翼1611与顶杆163的定位翼1631之间。 [0060] 如图20和图21所示，拉杆121解锁前，火箭200会对整体施加如图20所标示方向(俯仰方向)上的角速度ω1，同时火箭200会对整体施加如图21所标示方向(滚转方向)上的角速度ω2，这样在拉杆121解锁后，分离助推装置160作用后，堆叠卫星组110可以在这两个角速度的作用下逐步分离。 [0061] 对于本领域技术人员而言，显然本申请不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本申请的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本申请。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本申请的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本申请内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。 [0062] 此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。 |
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