卫星分离装置、卫星分离系统及分离方法制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种卫星分离装置，包括用于与运载火箭连接的适配器组件和用于与卫星连接的法兰组件，所述适配器组件包括适配器本体、电磁铁、锁紧电机及机械锁轴，所述适配器本体包括第一表面，所述电磁铁、所述锁紧电机及所述机械锁轴设置在所述第一表面。所述法兰组件包括法兰本体、永磁铁和锁紧滑道，所述法兰本体包括第二表面，所述永磁铁和所述锁紧滑道设置在所述第二表面；所述永磁铁的位置与所述电磁铁的位置对应，且所述锁紧滑道与所述机械锁轴的位置对应。所述锁紧滑道具有限位部，所述锁紧电机用于驱动所述机械锁轴进入和脱出所述锁紧滑道的所述限位部，实现所述适配器组件与所述法兰组件之间的连接与分离。 1

Satellite separation device, satellite separation system and separation method

The invention discloses a satellite separation device, including an adapter assembly connected to a launch vehicle and a flange assembly for connecting with a satellite. The adapter assembly comprises an adapter body, an electromagnet, a locking motor and a mechanical lock shaft. The adapter body comprises a first surface, the electromagnet, and the lock. The motor and the mechanical lock shaft are arranged on the first surface. The flange assembly comprises a flange body, a permanent magnet and a locking slideway, which comprises a second surface, and the permanent magnet and the locking slide are arranged on the second surface; the position of the permanent magnet corresponds to the position of the electromagnet, and the locking slideway corresponds to the position of the mechanical lock shaft. The locking motor is used to drive the mechanical lock shaft to enter and out of the limit part of the locking slide and realize the connection and separation between the adapter component and the flange assembly. One

【技术实现步骤摘要】
卫星分离装置、卫星分离系统及分离方法
本专利技术涉及卫星领域，特别是涉及一种卫星分离装置、卫星分离系统及分离方法。
技术介绍
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，在大部分卫星上广泛采用。随着科学技术的发展，微小卫星的发展越来越迅速，一箭多星的发射也进入了常态，而现有的基于爆炸螺栓的分离方法在爆炸时所产成的细小微粒和所产生的冲击力会对卫星产生不可估量的损伤，比如其分离微粒附在了卫星所带的光学镜头上，或者太阳敏感器、星敏器上，将会破坏卫星的结构，使卫星不能发挥原有的功能，甚至造成整个项目的失败。因此，非常有必要研制新型的卫星分离结构和分离方法。
技术实现思路
基于此，有必要针对提供一种分离装置、卫星分离系统及分离方法，实现卫星和运载火箭的安全分离。一种卫星分离装置，包括：用于与运载火箭连接的适配器组件，包括适配器本体、电磁铁、锁紧电机及机械锁轴，所述适配器本体包括第一表面，所述电磁铁、所述锁紧电机及所述机械锁轴设置在所述第一表面；用于与卫星连接的法兰组件，包括法兰本体、永磁铁和锁紧滑道，所述法兰本体包括第二表面，所述永磁铁和所述锁紧滑道设置在所述第二表面；所述永磁铁的位置与所述电磁铁的位置对应，且所述锁紧滑道与所述机械锁轴的位置对应；所述锁紧滑道具有限位部，所述锁紧电机用于驱动所述机械锁轴进入和脱出所述锁紧滑道的所述限位部，实现所述适配器组件与所述法兰组件之间的连接与分离。在其中一个实施例中，所述锁紧滑道还包括第一滑板、第二滑板、侧壁和弹性结构，所述第一滑板和所述第二滑板沿所述适配器组件与所述法兰组件的连接方向相对设置形成滑行通道，且所述第一滑板和所述第二滑板之间具有倾角使所述滑行通道的高度逐渐变小，所述侧壁设置在所述滑行通道高度较小的一端，且分别与所述第一滑板与所述第二滑板连接，所述限位部为弧形凸起结构，与所述滑行通道的所述高度较小的一端相连，所述弧形凸起结构具有凹面，所述凹面与所述第二滑板相对，所述弹性结构与所述第二滑板的背离所述滑行通道的表面相连，并与所述弧形凸起结构相对设置，所述弹性结构能够沿所述第一滑板和所述第二滑板相对的方向压缩，将所述机械锁轴压紧在所述弧形凸起结构和所述第二滑板之间。在其中一个实施例中，所述机械锁轴为杆状结构，所述杆状结构与所述第一表面平行设置，所述锁紧电机能够驱动所述杆状结构平行于所述第一表面旋转，使所述杆状结构的一端沿所述滑行通道进入所述限位部，或者使所述杆状结构脱出所述第一滑板和所述第二滑板。在其中一个实施例中，所述机械锁轴锁紧在所述限位部后，所述弹性结构能够被继续压缩使所述机械锁轴能够脱出所述限位部。在其中一个实施例中，所述弧形凸起结构的圆心角为60°至80°。在其中一个实施例中，所述法兰组件包括两个所述锁紧滑道，在所述机械连接状态，所述机械锁轴的两端分别卡紧在所述两个所述锁紧滑道的所述限位部。在其中一个实施例中，所述法兰本体开设有安装孔，用于将所述法兰本体与所述卫星连接。在其中一个实施例中，所述适配器组件包括适配器安装板，所述适配器安装板开设有运载火箭安装孔，通过所述运载火箭安装孔将所述运载火箭与所述适配器本体连接。一种卫星分离系统，包括上述的卫星分离装置、卫星及运载火箭，所述运载火箭设置在所述适配器组件与所述第一表面相背离的表面，所述卫星设置在所述法兰组件与所述第二表面相背离的表面，所述运载火箭包括信号发射器、第一控制器和第二控制器，所述信号发射器用于发射分离信号，所述第一控制器用于接收所述分离信号并控制所述锁紧电机驱动所述机械锁轴脱出所述限位部，所述第二控制器用于控制所述电磁铁的磁场方向，使所述电磁铁和所述永磁铁处于吸引或排斥状态。一种卫星分离方法，包括上述的卫星分离系统，并包括以下步骤：所述信号发射器发射分离信号；所述第一控制器接收所述分离信号并控制所述锁紧电机驱动所述机械锁轴脱出所述限位部；以及所述第二控制器控制所述电磁铁的所述磁场方向，使所述电磁铁和所述永磁铁处于排斥状态。所述卫星分离装置设置有机械锁轴和锁紧滑道，所述锁紧电机驱动所述机械锁轴脱出所述锁紧滑道的限位部，从而能够将所述适配器组件和法兰组件的机械锁紧结构打开。通过设置永磁铁和所述电磁铁使所述适配器组件和所述法兰组件产生磁力排斥，从而实现所述适配器组件和所述法兰组件的分离。所述磁力连接和机械锁紧结构简单，双重连接方式保证连接可靠，并且能够简单、安全实现卫星和运载火箭的分离，符合卫星安全分离的要求。附图说明图1为本专利技术一实施例的卫星分离装置结构示意图；图2为本专利技术一实施例的机械锁紧结构示意图；图3为本专利技术另一实施例的机械锁紧结构示意图；图4为本专利技术一实施例的永磁铁和电磁铁结构示意图。具体实施方式为了使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下通过实施例，并结合附图，对本专利技术的卫星分离装置、卫星分离系统及分离方法进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。需要说明的是，当元件被称为“固定于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者也可以存在居中的元件。当一个元件被认为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或者可能同时存在居中元件。相反，当元件被称作“直接在”另一元件“上”时，不存在中间元件。本文所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的。实施例附图中各种不同对象按便于列举说明的比例绘制，而非按实际组件的比例绘制。请参阅图1，本专利技术一实施例提供一种卫星分离装置，包括：用于与运载火箭连接的适配器组件和用于与卫星连接的法兰组件，所述适配器组件包括适配器本体100、电磁铁120、锁紧电机131及机械锁轴132，所述适配器本体100包括第一表面，所述电磁铁120、所述锁紧电机131及所述机械锁轴132设置在所述第一表面。所述法兰组件包括法兰本体200、永磁铁220和锁紧滑道，所述法兰本体200包括第二表面，所述永磁铁220和所述锁紧滑道设置在所述第二表面。所述永磁铁220的位置与所述电磁铁120的位置对应，且所述锁紧滑道与所述机械锁轴132的位置对应。所述锁紧滑道具有限位部231，所述锁紧电机131用于驱动所述机械锁轴132进入和脱出所述锁紧滑道的所述限位部231，实现所述适配器组件与所述法兰组件之间的连接与分离。本专利技术一实施例提供一种卫星分离系统，包括上述的卫星分离装置、卫星及运载火箭，所述运载火箭设置在所述适配器组件与所述第一表面相背离的表面，所述卫星设置在所述法兰组件与所述第二表面相背离的表面，所述运载火箭包括信号发射器、第一控制器和第二控制器，所述信号发射器用于发射分离信号，所述第一控制器用于接收所述分离信号并控制所述锁紧电机131驱动所述机械锁轴132脱出所述限位部231，所述第二控制器用于控制所述电磁铁120的磁场方向，使所述电磁铁120和所述永磁铁220处于吸引或排斥状态。所述卫星分离装置设置有机械锁轴132和锁紧滑道，所述锁紧电机131驱动所述机械锁轴132脱出所述锁紧滑道的限位部231，从而能够将所述适配器组件和法兰组件的机械锁紧结构打开。通过设置永磁铁220和所述电磁铁120使所述适配器组件和所述法兰组件产生磁力排斥，从而实现所述适配器组本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种卫星分离装置，其特征在于，包括：

【技术特征摘要】
1.一种卫星分离装置，其特征在于，包括：用于与运载火箭连接的适配器组件，包括适配器本体、电磁铁、锁紧电机及机械锁轴，所述适配器本体包括第一表面，所述电磁铁、所述锁紧电机及所述机械锁轴设置在所述第一表面；用于与卫星连接的法兰组件，包括法兰本体、永磁铁和锁紧滑道，所述法兰本体包括第二表面，所述永磁铁和所述锁紧滑道设置在所述第二表面；所述永磁铁的位置与所述电磁铁的位置对应，且所述锁紧滑道与所述机械锁轴的位置对应；所述锁紧滑道具有限位部，所述锁紧电机用于驱动所述机械锁轴进入和脱出所述锁紧滑道的所述限位部，实现所述适配器组件与所述法兰组件之间的连接与分离。2.根据权利要求1所述的卫星分离装置，其特征在于，所述锁紧滑道还包括第一滑板、第二滑板、侧壁和弹性结构，所述第一滑板和所述第二滑板沿所述适配器组件与所述法兰组件的连接方向相对设置形成滑行通道，且所述第一滑板和所述第二滑板之间具有倾角使所述滑行通道的高度逐渐变小，所述侧壁设置在所述滑行通道高度较小的一端，且分别与所述第一滑板与所述第二滑板连接，所述限位部为弧形凸起结构，与所述滑行通道的所述高度较小的一端相连，所述弧形凸起结构具有凹面，所述凹面与所述第二滑板相对，所述弹性结构与所述第二滑板的背离所述滑行通道的表面相连，并与所述弧形凸起结构相对设置，所述弹性结构能够沿所述第一滑板和所述第二滑板相对的方向压缩，将所述机械锁轴压紧在所述弧形凸起结构和所述第二滑板之间。3.根据权利要求2所述的卫星分离装置，其特征在于，所述机械锁轴为杆状结构，所述杆状结构与所述第一表面平行设置，所述锁紧电机能够驱动所述杆状结构平行于所述第一表面旋转，使所述杆状结构的一端沿所述滑行通道进入所述限位部，或者使所述杆状结构脱出所...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴前进，
申请(专利权)人：星际漫步北京航天科技有限公司，
类型：发明
国别省市：北京,11