一种偏置布局的星箭分离方法及星箭系统与流程

1.本技术涉及航天航空技术领域，特别涉及一种偏置布局的星箭分离方法及星箭系统。


背景技术：

2.随着航天技术的发展，多星组网技术的应用直接推动了一箭多星发射技术，而一箭多星发射技术中，最关键的就是多星分离技术。常规的一箭双星甚至一箭多星发射任务中，卫星采用上下串联布局、轴向分离方案，卫星的质心与火箭纵轴基本重合，分离时，卫星依次解锁并沿轴向释放，安全性有很好的保障。为了尽可能地利用火箭整流罩包络和运载能力，多星串联式偏置布局应运而生，在此情况下，卫星安全间距小，依次沿周向或轴向分离时，火箭质心偏离分离力作用线，导致分离过程中安全间隙过小且姿态干扰增大，安全性较差。


技术实现要素：

3.本技术提供一种偏置布局的星箭分离方法及星箭系统，以解决相关技术中卫星分离时安全间隙小、分离安全性较差的问题。
4.本技术提供一种偏置布局的星箭分离方法，偏置布局包括设置于火箭末级的末端的火箭适配器、以及设置于火箭适配器的多个卫星，每个卫星与火箭适配器之间设置套筒装置，所述套筒装置内具有分离弹簧，且每个卫星都通过相应的卫星适配器与套筒装置连接，所述星箭分离方法包括：
5.s1、在火箭末级邻近两侧的位置各设置一个姿控喷管；
6.s2、初始状态时，分离弹簧处于压缩状态，姿控喷管处于关闭状态；
7.s3、当一个卫星收到分离指令后，该卫星解锁，与之对应的卫星适配器与所述火箭适配器断开连接，分离弹簧反弹，所述卫星适配器和该卫星在弹力作用下朝远离火箭适配器的方向移动；同时，所述姿控喷管朝火箭末级的末端喷气，火箭末级带动火箭适配器主动远离该卫星；
8.s4、当分离弹簧弹开到预设位置时停止反弹，所述卫星完成分离，姿控喷管关闭；
9.s5、其余卫星按预设时序依次按照所述步骤s2至s4完成分离。
10.进一步的，所述姿控喷管朝着火箭末级的末端喷气，包括：
11.所述姿控喷管垂直朝向火箭末级的末端喷气；
12.或者，所述姿控喷管向火箭末级的末端朝外偏离预设角度喷气，所述预设角度为20
°
。
13.进一步的，所述套筒装置包括推杆，所述推杆的一端设有球头，所述卫星适配器安装有与所述球头对应的球头槽；
14.所述步骤s2和s3中，球头位于球头槽内；
15.所述步骤s4中，所述卫星完成分离，球头从球头槽内脱出。
16.本技术还涉及一种星箭系统，其包括：
17.火箭末级，火箭末级的末端安装有火箭适配器，所述火箭末级邻近两侧的位置各设置一个姿控喷管；
18.卫星，数量为多个，且每个卫星连接一个卫星适配器，并依次设置于所述火箭适配器的侧面；
19.套筒装置，数量为多个，每两个套筒装置设置于每个卫星适配器与火箭适配器之间，所述套筒装置内具有分离弹簧；
20.初始状态时，分离弹簧处于压缩状态，姿控喷管处于关闭状态；
21.当某个卫星收到分离指令后，与之对应的卫星适配器与火箭适配器断开连接，分离弹簧反弹，所述卫星适配器和该卫星朝远离火箭适配器的方向移动；同时，所述姿控喷管朝火箭末级的末端喷气，火箭末级带动火箭适配器和其他卫星一起主动远离该卫星。
22.进一步的，所述姿控喷管的喷气口垂直朝向火箭末级的末端，或者所述姿控喷管的喷气口朝外偏离预设角度，所述预设角度为20
°
。
23.进一步的，所述套筒装置包括套筒以及设于套筒内部的推杆，所述套筒的一端与所述火箭适配器固定连接，其另一端抵持于所述卫星适配器，所述推杆的一端通过所述分离弹簧与所述火箭适配器连接，其另一端与所述卫星适配器连接。
24.进一步的，所述推杆与卫星适配器连接的一端还设置有球头支座，所述球头支座的端部安装有球头，所述卫星适配器设有对应的球头槽；
25.卫星分离前，球头位于球头槽内；卫星分离后，球头与球头槽脱离。
26.进一步的，所述套筒的侧壁在靠近火箭适配器的一端设置有条形槽，所述推杆与分离弹簧连接的一端设置有推杆限位桩；
27.初始状态时，所述推杆限位桩伸出所述条形槽；
28.卫星解锁后，推杆限位桩沿着条形槽移动，待移动至条形槽的端部时，推杆停止移动。
29.进一步的，每个所述套筒装置内部的分离弹簧的刚度系数均小于1n/mm，且每个分离弹簧的刚度系数都相同。
30.本技术提供的技术方案带来的有益效果包括：
31.本技术提供了一种偏置布局的星箭分离方法及星箭系统，该方法中的分离弹簧刚度小，可以大大减小分离力对卫星和火箭适配器的冲击，从而减小姿态角速度对星箭分离的干扰，增加了星箭分离的安全性。
32.同时，姿控喷管在卫星分离的时候开启，向火箭末级的末端喷气，增加了星箭之间以及卫星之间的距离，进一步保障了卫星分离时的安全性。
附图说明
33.为了更清楚地说明本技术实施例中的技术方案，下面将对实施例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的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
34.图1为偏置布局的星箭分离方法的总体示意图。
35.图2为图1中的卫星分离结束后的状态示意图。
36.附图标记：
37.1、卫星适配器；2、球头槽；3、球头；4、球头支座；5、卫星；6、推杆；7、套筒；8、推杆限位桩；9、条形槽；10、分离弹簧；11、火箭适配器；12、姿控喷管；13、火箭末级。
具体实施方式
38.为使本技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将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的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的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。
39.本技术实施例提供了一种偏置布局的星箭分离方法，其能解决卫星分离时安全间隙小，分离安全性较差的问题。
40.如图1所示，提供一种偏置布局的星箭分离方法，首先，该偏置布局包括设置在火箭末级13的末端的火箭适配器11、以及设置于火箭适配器11侧面的多个卫星5，每个卫星5与火箭适配器11之间设置套筒装置，并且套筒装置垂直设置于火箭适配器11的侧面，套筒装置的内部具有分离弹簧10，且每个卫星(5)都通过相应的卫星适配器(1)与套筒装置连接。
41.上述星箭分离方法包括：
42.第一步，在火箭末级13的邻近两侧的位置各设置一个姿控喷管12，且两个姿控喷管12关于火箭末级13的纵轴线对称布置。
43.第二步，初始状态时，卫星5与火箭适配器11通过分离螺栓连接，分离弹簧10处于压缩状态，姿控喷管12处于关闭状态。
44.第三步，当一个卫星5收到分离指令后，该卫星5解锁，与之对应的卫星适配器1与火箭适配器11断开连接，分离弹簧10由压缩状态弹开，卫星适配器1和该卫星5在弹力作用下一起朝着远离火箭适配器11的方向移动。
45.同时，姿控喷管12开启并工作，朝着火箭末级13的末端喷气，因此会对火箭末级13形成反推力，在这个反推力的作用下，火箭末级13带动火箭适配器11主动远离该卫星5，以此增加星箭之间以及卫星之间的距离，避免发生碰撞，从而提高了星箭分离的安全性。
46.第四步、当分离弹簧10弹开到预设位置时便停止反弹，此时，卫星5和卫星适配器1一起飞出，完成分离。与此同时，两个姿控喷管12关闭。
47.第五步，当上述第一个卫星5完成分离之后，其余卫星按预设时序按照上述步骤第二步至第四步依次完成分离。
48.具体的，上述步骤的第四步中的预设位置可根据实际情况进行具体的设置。
49.此外，对于上述步骤，在每一个卫星5完成分离之后，姿控喷管12都会关闭，当下一个卫星5收到分离指令，进行解锁后，两个姿控喷管12再次打开，进行工作，以此类推，直至所有卫星5都完成分离。
50.进一步的，上述姿控喷管12朝着火箭末级13的末端喷气，在本实施例中，姿控喷管12向火箭末级13的末端朝外偏离预设角度喷气，该预设角度指的是姿控喷管12的纵轴线与火箭末级13的纵轴线之间的夹角，该夹角优选为20
°
。该角度可在避免姿控喷管羽流污染卫
星的同时，最大化利用姿控喷管推力。
51.在其他实施例中，姿控喷管12也可以垂直朝向火箭末级13的末端喷气，或者是姿控喷管12向火箭末级13的末端朝外偏离0
‑
20
°
之间的其它角度喷气。
52.进一步的，上述套筒装置包括推杆6，推杆6在与卫星适配器1连接的一端设置有球头支座4，球头支座4的顶部设置有球头3，卫星适配器1上安装有与球头3对应的球头槽2。球头槽2的尺寸与球头3的尺寸相配合，球头槽2与球头3一起对卫星5产生约束，可在一定程度上防止卫星5的滑移，从而约束卫星5分离的角速度。
53.在上述第二步和第三步中，卫星5还未完成分离，球头3与球头槽2对接，即球头3位于球头槽2内；第四步中，卫星5完成分离，球头3从球头槽2内脱出，如图2所示。
54.在本实施例中，球头3为球形，相对应的球头槽2为半球形，在其他实施例中，球头3可为半球形或其他形状，相应的球头槽2的形状也与之对应，能保证卫星5不产生滑移即可。
55.本技术还提供一种星箭系统的实施例，可以采用上述方法实施例实现星箭分离，该星箭系统包括火箭末级13、卫星5、套筒装置。
56.其中，火箭末级13的末端安装有火箭适配器11，火箭末级13邻近两侧的位置各设置一个姿控喷管12，在本实施例中，火箭适配器11设置在火箭末级13的末端靠近侧边的位置，两个姿控喷管12关于火箭末级13的纵轴线对称布置。
57.卫星5，数量为多个，且每个卫星5连接有一个卫星适配器1，并且依次设置于火箭适配器11的侧面。
58.套筒装置，数量为多个，每个卫星适配器(1)与火箭适配器11之间都设置有两个套筒装置，套筒装置均与火箭适配器11的侧面垂直，且每个套筒装置的内部均具有分离弹簧10。
59.初始状态时，即卫星5收到分离指令之前，卫星5与火箭适配器11通过分离螺栓连接。此时，分离弹簧10处于压缩状态，姿控喷管12均处于关闭状态。当某个卫星5收到控制系统发出的分离指令后，与之对应的卫星适配器1与火箭适配器11断开连接，分离弹簧10反弹，卫星适配器1和该卫星5一起朝着远离火箭适配器11的方向移动。同时，两个姿控喷管12朝火箭末级13的末端喷气，对火箭末级13产生的反推力使得火箭末级13带着火箭适配器11和其他卫星一起主动远离该卫星5，从而增大了星箭之间以及卫星之间的安全距离。
60.进一步的，在本实施例中，姿控喷管12的喷气口朝外偏离预设角度，预设角度优选为20
°
。在其他实施例中，姿控喷管12的喷气口可垂直朝向火箭末级13的末端。
61.进一步的，套筒装置除了包括上述分离弹簧10以外，还包括套筒7以及设置于套筒7内部的推杆6，套筒7的一端与火箭适配器11的侧面固定连接，套筒7的另一端抵持于卫星适配器1。在卫星5分离的过程中，套筒7始终与火箭适配器11连接在一起。分离弹簧10的一端与火箭适配器11连接，其另一端与推杆6的一端连接，而推杆6的另一端与卫星适配器1连接。卫星5分离的过程中，分离弹簧10可推动推杆6，进一步推动卫星5移动。
62.具体的，推杆6与卫星适配器1连接的一端还设置有球头支座4，球头支座4的端部安装有球头3，卫星适配器1在相对应的位置设置有与该球头3的尺寸相匹配的球头槽2。在其他实施例中，球头3也可以直接安装于推杆6与卫星适配器1连接端的端部。
63.卫星5分离前，球头3位于球头槽2内；卫星5分离后，球头3与球头槽2脱离，如图2所示。
64.进一步的，套筒7的侧壁在靠近火箭适配器11的一部分设置有条形槽9，推杆6与分离弹簧10连接的一端设置有推杆限位桩8。初始状态时，推杆限位桩8伸出条形槽9，不发生移动。当卫星5解锁后，在分离弹簧10的弹力作用下，推杆6上的推杆限位桩8沿着条形槽9移动，当移动至条形槽9的顶端时，推杆6停止移动，分离弹簧10停止反弹。
65.对于条形槽9的长度，可根据实际情况具体设置。
66.进一步的，每个套筒装置内部的分离弹簧10的刚度系数均小于1n/mm，使得推杆6伸长的速度较慢。并且每个分离弹簧10的刚度系数都相同，能在一定程度上保证卫星受力均匀。
67.在本技术的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
68.需要说明的是，在本技术中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
69.以上所述仅是本技术的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本技术。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本技术的精神或范围的情况下，在其他实施例中实现。因此，本技术将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。