一种卫星释放装置的制作方法

1.本技术属于星箭分离技术领域，尤其涉及一种卫星释放装置。


背景技术：

2.小卫星释放机构一般通过解锁装置实现小卫星与运载火箭的连接与解锁，通过分离能源装置实现小卫星与运载火箭的分离运动。从驱动形式上区分，解锁驱动装置可以分为火工分离装置和机械驱动分离装置；火工分离装置的优点在于能量密度高、使用维护方便、解锁速度快、工作可靠性高，但缺点是对复杂电磁环境耐受性差、火药或炸药引爆造成的冲击环境量级较高、解锁冲量大，对有效载荷工作可靠性造成不可预知的影响。传统的点式火工品解锁一般采用m8、m12的爆炸螺栓，冲击量级一般在12000g以上。
3.目前除了火工解锁，还有非火工解锁装置(机械解锁装置)，非火工装置在解锁环节避免了火药、炸药的爆炸冲击，而缺点也很明显，大多结构复杂，体积大，消耗了火箭的有效载荷，同时缺乏火工解锁方式的能量密度高、使用维护方便、解锁速度快、工作可靠性高的特点。
4.例如：申请号为cn201910562424.x，专利名称为：一种立方体卫星释放装置的专利，该装置包括舱门锁紧与解锁机构、舱门、前框组件、中框组件、侧蒙皮组件、推板组件、底板和导轨组件。前框组件、中框组件、底板和导轨组件构成框架，底板安装在飞行器安装支架上，导轨组件安装在底板上，前框组件和中框组件固定在导轨组件上，侧蒙皮组件包裹在框架外面，推板组件位于框架内部，与导轨组件滑动配合，通过弹簧与底板接触。舱门安装于前框组件上，能够绕前框组件上的轴转动；舱门锁紧与解锁机构安装于前框组件和中框组件上。该装置结构庞大复杂，不适合小卫星使用。
5.再例如，申请号cn201911067305.3的专利，涉及一种小卫星发射的冗余解锁与时序控制的释放机构，包括舱门、框体、铰接部、推板、推力弹簧、4个滑轨、限位装置、连杆、压板和电磁锁；框体顶端开口；舱门设置在框体的顶端开口处；铰接部设置在舱门与框体的连接处；电磁锁设置在框体的侧壁；4个滑轨沿轴向设置在框体内部的4个侧壁拐角处；推力弹簧设置在框体内部底端；推板水平设置在推力弹簧的顶端；压板设置在框体内部底端；连杆竖直设置在压板的顶端；限位装置设置在连杆的顶端；限位装置通过连杆带动压板共同动作。该机构结构庞大复杂，不适合小卫星使用。
6.目前，尚缺乏一种结合火工解锁和非火工解锁的双重优点，且适用于小卫星，结构简单的卫星释放装置。


技术实现要素：

7.本技术的目的在于提供一种卫星释放装置，该装置解决了现有技术中卫星释放装置不适用于小卫星、结构复杂、能量密度低、使用维护不方便、解锁速度慢和工作可靠性低的缺陷。
8.为达到上述目的，本技术提供一种卫星释放装置，该装置包括：用于与卫星固定连
接的卫星连接主体、用于与火箭固定连接的火箭连接主体、拉钉、钢球和钢球限位与释放机构；所述卫星连接主体和所述火箭连接主体通过所述拉钉连接；所述火箭连接主体具有容纳腔体，所述容纳腔体具有用于伸入所述拉钉的通孔；所述拉钉一端固定连接在所述卫星连接主体内，另一端通过所述通孔伸入所述容纳腔体，所述拉钉伸入所述容纳腔体的端部具有圆弧凹入槽；所述钢球和所述钢球限位与释放机构均设置在所述容纳腔体内，所述钢球限位连接在所述圆弧凹入槽内；所述钢球限位与释放机构限位在所述钢球远离所述通孔的一侧。
9.如上的，其中，所述卫星连接主体包括卫星框和压紧螺帽，所述卫星框用于与卫星固定连接；所述压紧螺帽与所述卫星框接触连接；所述压紧螺帽和所述卫星框沿同一轴线方向分别开设有螺纹通孔和光孔；所述拉钉伸入所述螺纹通孔和所述光孔，所述拉钉与所述螺纹通孔螺纹连接。
10.如上的，其中，所述压紧螺帽与所述卫星框通过球面连接。
11.如上的，其中，所述火箭连接主体包括火箭框、外壳和后盖；所述火箭框用于与火箭固定连接，所述外壳与所述火箭框固定连接，所述后盖固定连接在所述外壳远离所述火箭框的一端。
12.如上的，其中，所述钢球限位与释放机构包括压紧块、弹簧、绝缘固定板和牵拉动力机构；所述绝缘固定板固定在所述容纳腔体的底部内壁，所述压紧块设置在所述钢球远离所述通孔的一侧，所述压紧块和所述绝缘固定板平行设置，所述弹簧压缩连接在所述绝缘固定板和所述压紧块之间，所述牵拉动力机构一端与所述压紧块固定连接，另一端与所述绝缘固定板固定连接。
13.如上的，其中，所述牵拉动力机构包括记忆合金丝，所述记忆合金丝连接有电源。
14.如上的，其中，所述记忆合金丝包括第一记忆合金丝和第二记忆合金丝，所述第一记忆合金丝和所述第二记忆合金丝对称连接在所述弹簧内部的两侧。
15.如上的，其中，所述拉钉伸入所述容纳腔体的端部周侧具有环形的圆弧凹入槽，所述钢球包括第一钢球和第二钢球，所述第一钢球和所述第二钢球通过所述钢球限位与释放机构限位连接在所述环形圆弧凹入槽内。
16.如上的，其中，所述容纳腔体的顶部空间纵截面形状为三角状，所述容纳腔体的底部空间纵截面形状为方形，所述钢球设置在所述容纳腔体的顶部空间，所述钢球限位与释放机构设置在所述容纳腔体的底部空间。
17.如上的，其中，所述容纳腔体的顶部空间为三角锥状，所述容纳腔体的底部空间为圆柱状；所述钢球设置在所述容纳腔体的顶部空间，所述钢球限位与释放机构设置在所述容纳腔体的底部空间。
18.本技术实现的有益效果如下：
19.(1)本技术在不改变分离安全性、不降低整体结构刚度、不减小承载力的能力前提下，实现小卫星快速释放，达到满足运载载荷可适应的冲击范围，满足小卫星分离动作需求，具有结构简单、质量轻和集成化程度高的优点。
20.(2)本技术具有能量密度高、使用维护方便、解锁速度快且工作可靠性高的优点，兼顾火工品分离装置和机械分离装置的双重优点。
21.(3)本技术利用记忆合金丝作为分离动力源，实现可靠的分离收缩动作，具有结构
简单和工作可靠性高的优点。
22.(4)本技术采用拉钉与钢球的分离结合机构，使用维护方便、解锁速度快、工作可靠性高。
23.(5)本技术属于降低冲击载荷的机械解锁装置，为小卫星分离提供平稳安全的环境条件。
附图说明
24.为了更清楚地说明本技术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技术中记载的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
25.图1为本技术实施例的一种卫星释放装置的结构示意图。
26.附图标记：1
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卫星框、2
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压紧螺帽、3
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拉钉、4
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火箭框、5
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螺钉、6
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外壳、7
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后盖、8
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弹簧、9
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记忆合金丝、10
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绝缘固定板、11
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压紧块、12
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钢球。
具体实施方式
27.下面结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
28.如图1所示，本技术提供一种卫星释放装置，该装置包括：用于与卫星固定连接的卫星连接主体、用于与火箭固定连接的火箭连接主体、拉钉3、钢球12和钢球限位与释放机构；火箭连接主体和卫星连接主体通过拉钉3连接，火箭连接在火箭连接主体远离卫星连接主体的一侧，卫星连接在卫星连接主体远离火箭连接主体的一侧，火箭连接主体具有容纳腔体，容纳腔体位于火箭连接主体远离卫星连接主体的一侧，容纳腔体具有用于伸入拉钉3的通孔；拉钉3一端固定连接在卫星连接主体内，另一端通过通孔伸入容纳腔体，拉钉3伸入容纳腔体的端部具有圆弧凹入槽；钢球12和钢球限位与释放机构均设置在容纳腔体内，钢球12限位连接在圆弧凹入槽内；钢球限位与释放机构限位在钢球12远离通孔的一侧。
29.作为本发明的具体实施例，星箭分离时，钢球12从拉钉3的圆弧凹入槽内移出，拉钉3从容纳腔体内脱出；星箭分离后，卫星连接主体和火箭连接主体分离，卫星连接主体和拉钉3与小卫星连接，并在星箭分离分离后和小卫星一起运动，火箭连接主体、钢球12和钢球限位与释放机构与火箭一起运动。
30.如图1所示，卫星连接主体包括卫星框1和压紧螺帽2，卫星框1用于与卫星固定连接；压紧螺帽2与卫星框1接触连接；压紧螺帽2和卫星框1沿同一轴线方向分别开设有螺纹通孔和光孔；拉钉3伸入螺纹通孔和光孔，拉钉3与螺纹通孔螺纹连接。拉钉3可以通过与压紧螺帽2螺纹连接调整进入外壳6的长度，从而找到钢球12最佳的工作点。
31.如图1所示，压紧螺帽2与卫星框1通过球面连接。球面连接可以防止两个压紧螺帽2与卫星框1由于存在不同轴可能而产生的内部应力，提高产品可靠性。
32.作为本发明的具体实施例，压紧螺帽2具有凸出球面，卫星框1具有凹入球面；压紧
螺帽2的凸出球面与卫星框1的凹入球面配合连接，消除压紧螺帽2与卫星框1不同轴而产生的内部应力。
33.作为本发明的具体实施例，卫星框1一端面与火箭连接主体贴合连接，另一端面与卫星固定连接，压紧螺帽2连接在卫星框1远离火箭连接主体的端面。
34.如图1所示，火箭连接主体包括火箭框4、外壳6和后盖7；火箭框4用于与火箭固定连接，外壳6与火箭框4通过螺钉5固定连接，后盖7固定连接在外壳6远离火箭框4的一端。
35.如图1所示，钢球限位与释放机构包括压紧块11、弹簧8、绝缘固定板10和牵拉动力机构；绝缘固定板10固定在容纳腔体的底部内壁，压紧块11设置在钢球12远离通孔的一侧，压紧块11和绝缘固定板10平行设置，弹簧8压缩连接在绝缘固定板10和压紧块11之间，牵拉动力机构一端与压紧块11固定连接，另一端与绝缘固定板10固定连接。
36.作为本发明的具体实施例，弹簧8的压缩力对压紧块11产生推力，压紧块11对钢球12起到限位作用，钢球12相对外壳6的静止，限位在拉钉3的圆弧凹入槽内，卫星连接主体和火箭连接主体被连接在一起，从而把小卫星与火箭连接在一起。
37.作为本发明的具体实施例，压紧块11具有圆槽，拉钉3的尖端(伸入容纳腔体的末端)伸入圆槽内。
38.如图1所示，牵拉动力机构包括记忆合金丝9，记忆合金丝9连接有电源。当需要星箭分离时，记忆合金丝9接通电源，通电后的记忆合金丝9的长度收缩，记忆合金丝9拉动压紧块11向下方(远离钢球12的方向)运动，压紧块11压缩弹簧8，压紧块11不再限定钢球12的位置，钢球12从拉钉3的圆弧凹入槽内移出，向圆弧凹入槽的外侧移动，从而失去对拉钉3的固定作用，拉钉3不再受到位置约束，从而与下部组件(火箭连接主体、钢球12和钢球限位与释放机构)分离，小卫星相连接的组件和火箭连接的组件脱开，实现分离动作。
39.作为本发明的具体实施例，绝缘固定板10采用绝缘材料制造，外壳6采用金属材料制成，绝缘固定板10防止记忆合金丝9与金属的外壳6及相互间发生短路。
40.作为本发明的具体实施例，记忆合金丝9包括第一记忆合金丝和第二记忆合金丝，第一记忆合金丝和第二记忆合金丝对称连接在弹簧8内部或外部的两侧。
41.作为本发明的具体实施例，记忆合金丝9为记忆合金材料制成。
42.作为本发明的一个具体实施例，拉钉3伸入容纳腔体的端部周侧具有环形的圆弧凹入槽，钢球包括第一钢球和第二钢球，第一钢球和所述第二钢球通过钢球限位与释放机构限位连接在环形的圆弧凹入槽内。
43.作为本发明的另一个具体实施例，拉钉3伸入容纳腔体的端部两侧具有第一圆弧凹入槽和第二圆弧凹入槽，钢球12包括第一钢球和第二钢球，第一钢球通过钢球限位与释放机构限位连接在第一圆弧凹入槽内；第二钢球通过钢球限位与释放机构限位连接在第二圆弧凹入槽。
44.作为本发明的具体实施例，容纳腔体的顶部空间纵截面形状为三角状，容纳腔体的底部空间纵截面形状为方形，钢球12设置在容纳腔体的顶部空间，钢球限位与释放机构设置在容纳腔体的底部空间。
45.作为本发明的具体实施例，容纳腔体的顶部内壁具有第一斜面，压紧块11的具有与第一斜面可滑移连接的第二斜面。
46.作为本发明的具体实施例，容纳腔体的顶部空间为三角锥状，容纳腔体的底部空
间为圆柱状；钢球12设置在容纳腔体的顶部空间，钢球限位与释放机构设置在容纳腔体的底部空间。
47.本技术的工作原理为：在小卫星与火箭结合期间，弹簧8的压缩力推动压紧块11限位钢球12，在拉钉3的作用下，卫星连接主体和火箭连接主体连接在一起。星箭分离结构动作过程中，记忆合金丝9通电产生收缩，带动压紧块11向远离钢球12的方向运动，松开起限位作用的钢球12，拉钉3从容纳腔体的通孔中脱出，实现分离所需要的动作，动作可靠，没有任何冲击。所有运动机构都位于外壳6和后盖7组成的容纳腔体内部，方便生产和装拆。
48.本技术实现的有益效果如下：
49.(1)本技术在不改变分离安全性、不降低整体结构刚度、不减小承载力的能力前提下，实现小卫星快速释放，达到满足运载载荷可适应的冲击范围，满足小卫星分离动作需求，具有结构简单、质量轻和集成化程度高的优点。
50.(2)本技术具有能量密度高、使用维护方便、解锁速度快且工作可靠性高的优点，兼顾火工品分离装置和机械分离装置的双重优点。
51.(3)本技术利用记忆合金丝作为分离动力源，实现可靠的分离收缩动作，具有结构简单和工作可靠性高的优点。
52.(4)本技术采用拉钉与钢球的分离结合机构，使用维护方便、解锁速度快、工作可靠性高。
53.(5)本技术属于降低冲击载荷的机械解锁装置，为小卫星分离提供平稳安全的环境条件。
54.上所述仅为本发明的实施方式而已，并不用于限制本发明。对于本领域技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原理的内所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本发明的权利要求范围之内。