一种立方体卫星释放装置制造方法及图纸

一种立方体卫星释放装置，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，当舱门关闭时，舱门锁紧与解锁机构用于锁紧舱门；当接到分离指令时，舱门锁紧与解锁机构解除对舱门的约束，实现舱门打开。本发明专利技术能够可靠释放，舱门能够可靠锁定，具有检测和减振功能。

A Cube Satellite Release Device

【技术实现步骤摘要】
一种立方体卫星释放装置
本专利技术涉及一种立方体卫星释放装置，属于星箭分离领域。
技术介绍
立方体卫星指的是一种采用通用设计标准制作的、形状规则的微纳卫星。标准立方体卫星规格是1U(100×100×113.5mm)，在此基础上，可扩展为2U(100×100×170.2mm)、3U(100×100×340.5mm)、6U(100×226.3×340.5mm)、8U(226.3×226.3×226.3mm)、12U(226.3×226.3×340.5mm)等规格，它可以提供正常卫星所有的功能，包括：姿态确定与控制、上行和下行通信、电力子系统、控制和数据管理、天线系统、负载等功能。由于采用了新型一体化集成设计方法及高度集成元器件，立方体卫星具有体积小、重量轻、功耗低、研发周期短、费用低、风险小、地面设备简单、可以组网运行以完成大卫星所无法完成的任务等优点，在新技术验证、环境监测、在轨服务、军事侦查、深空探索、教学和科研方面具有重要作用，能够满足大学、研究机构和商业航天公司培养航天人才、低成本开展空间科学研究和探索新技术、新器件航天应用的需求。立方体卫星是低成本、快速进入空间的有效方式，受到了世界各国的大力重视，研制出多种功能的立方体卫星，并有多个基于立方体卫星发展研发、发射及运营等相关业务的商业航天公司成立，已形成了完备的元器件、单机、分系统、整星、释放装置、发射、测控和在轨运营产业链。然而，由于其质量轻、体积小，且受经费限制，一般通过搭载的方式将单个或多个立方体卫星送到预定太空轨道并释放，这使得用于装载及释放立方体卫星的释放装置在其发射乃至卫星释放分离过程中必须确保运载火箭、其它卫星及整个发射任务的安全性与可靠性，尤其是在发射过程中，当立方体卫星出现星上器件脱落甚至解体故障时，不会给整个发射任务和主卫星带来致命性影响。因此，为确保安全，立方体卫星释放装置一般采用封闭方筒式结构：将立方体卫星封装在一个矩形金属箱内，金属箱一端有一可旋转打开的舱门，侧面有专门用于立方体卫星测试的、可拆卸的口盖，箱底部装有分离弹簧。在飞行阶段，立方体卫星被固定在箱内(通过舱门或者其它机构)。接到分离指令后，舱门打开机构开始工作使舱门解锁，然后舱门在扭簧的作用下快速旋转打开，立方体卫星在分离弹簧的推动下沿着释放装置内部直线导轨被弹射出去，完成星箭分离。现有立方体卫星释放装置主要存在以下问题：一是，舱门锁紧与解锁机构采用一个动力源(如电机、电磁拔销器等)，非冗余构型，易发生单点失效故障，即当动力源发生故障时，舱门无法打开。二是，舱门打开、推板组件运动到位无自我检测能力，当在分离后的预定时刻，地面站没有接收到立方体卫星信号时，无法判断该故障是由立方体卫星是没有从释放装置里分离出去的故障所导致，还是分离后立方体卫星自身出故障所导致，不利于故障的事后分析与处理。三是，多数立方体卫星释放装置没有防反弹机构，用于避免舱门撞击缓冲板后的反弹，当舱门撞击缓冲板反弹，易与弹射过程中的立方体卫星发生碰撞。四是，通过四周壁板上的导轨、推板和舱门将立方体卫星固定在装置内部，立方体卫星与释放装置之间没有缓冲措施，由此带来的后果是，或者立方体卫星无法适应运载火箭发射过程的振动环境，发生失效故障，或者立方体卫星自身采取能适应振动环境的高等级元器件，使得立方体卫星研发成本增加。因此，需要研究一种可靠释放、舱门可靠锁定、具有检测和减振功能的立方体卫星释放装置，以适应立方体卫星的应用与发展需求。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种立方体卫星释放装置，能够可靠释放，舱门能够可靠锁定，具有检测和减振功能。本专利技术的技术解决方案是：一种立方体卫星释放装置，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，能够绕前框组件转动；舱门锁紧与解锁机构安装于前框组件和中框组件上，当舱门关闭时，舱门锁紧与解锁机构用于锁紧舱门；当接到分离指令时，舱门锁紧与解锁机构解除对舱门的约束，舱门打开；释放之前，立方体卫星放置于框架内，位于舱门与推板组件之间，所述推板组件为立方体卫星弹射出筒的动力源。舱门包括舱门本体、挂钩、舱门扭簧、舱门转轴、限位块、锁扣组件和抗剪销；舱门本体安装于前框组件上，挂钩与前框组件配合，当舱门转过特定角度后，挂钩挂在前框组件上，防止舱门向前框组件反弹；舱门转轴将舱门本体和前框组件组装在一起，且舱门本体能够绕舱门转轴自由转动；舱门扭簧安装在舱门转轴上；限位块安装在舱门本体上，用于对舱门本体转动角度进行限定，防止其转动角度过大；锁扣组件安装于舱门本体上，与舱门锁紧与解锁机构配合使用，实现释放之前的舱门锁紧；抗剪销安装在舱门本体上，舱门本体关闭后，抗剪销插入前框组件内，减少舱门本体与前框组件的相对运动量，提高舱门本体及舱门锁紧与解锁机构1的振动环境适应性。舱门还包括预压组件；预压组件安装在舱门本体上的台阶孔内，包括预压块、预压弹簧和螺纹块，预压块为T型结构，其“|”型部分插入台阶孔中，并与舱门本体台阶孔内的螺纹块螺纹连接，预压弹簧套在所述“|”型部分，预压块的“一”型部分位于台阶孔端面外，当舱门本体关闭时，立方体卫星顶着预压块的“一”型端面，预压弹簧被压缩，螺纹块远离舱门本体台阶孔端面，当舱门本体打开时，在预压弹簧的作用下，螺纹块被拉到舱门本体台阶孔端面。锁扣组件包括锁扣轴、锁扣、锁紧螺钉和轴承，锁扣和轴承通过锁紧螺钉组装成一个整体，该整体通过锁扣的中心圆孔套在锁扣轴上，能够绕锁扣轴自由转动，所述锁扣轴安装与舱门本体上；锁扣组件通过轴承与舱门锁紧与解锁机构配合，实现释放之前的舱门锁紧。舱门锁紧与解锁机构包括基座、左锁钩、右锁钩、盖板、电连接器、两个拔销器、M型支座、两个锁钩转轴和解锁弹簧，基座安装于前框组件和中框组件上，电连接器、两个拔销器、M型支座安装在基座上；盖板固定在基座上方，用于盖住拔销器和M型支座；左锁钩上加工有左U型槽、左锁钩转轴孔、左锁钩弹簧孔和左销轴孔，右锁钩上加工有右U型槽、右锁钩转轴孔、右锁钩弹簧孔和右销轴孔；M型支座上加工有两个孔，两个锁钩转轴中的一个穿过M型支座上的一个孔以及左锁钩转轴孔后固定于基座上，另一个穿过M型支座上的另一个孔以及右锁钩转轴孔后固定于基座上，将左锁钩和右锁钩夹在M型支座的M型结构里，使得左锁钩、右锁钩能够绕锁钩转轴转动，实现左锁钩和右锁钩的开合；锁钩弹簧一端插入左锁钩弹簧孔，另一端插入右锁钩弹簧孔；拔销器采用电磁或电机驱动的拔销器；拔销器通过电缆线与电连接器连接；释放之前，两个拔销器的销轴分别插入左销轴孔和右销轴孔，左锁钩和右锁钩上的U型槽分别锁住锁扣组件的轴承，从而固定左锁钩和右锁钩，实现舱门与前框组件的锁紧；释放时，电连接器接收到分离指令，控制拔销器的销轴缩回，拔销器对左锁钩和右锁钩的约束解除，锁钩弹簧的弹簧力使得左锁钩和右锁钩向外打开，锁扣组件的轴承从左锁钩和右锁钩上的U型槽中转出，实现舱门与前框组件的解锁。前框组件本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种立方体卫星释放装置，其特征在于：包括舱门锁紧与解锁机构(1)、舱门(2)、前框组件(3)、中框组件(4)、侧蒙皮组件(5)、推板组件(6)、底板(7)和导轨组件(8)；前框组件(3)、中框组件(4)、底板(7)和导轨组件(8)构成框架，底板(7)安装在飞行器安装支架上，导轨组件(8)安装在底板(7)上，前框组件(3)和中框组件(4)固定在导轨组件(8)上；侧蒙皮组件(5)包裹在框架外面，推板组件(6)位于框架内部，与导轨组件(8)滑动配合，通过弹簧与底板(7)接触；舱门(2)安装于前框组件(3)上，能够绕前框组件(3)转动；舱门锁紧与解锁机构(1)安装于前框组件(3)和中框组件(4)上，当舱门(2)关闭时，舱门锁紧与解锁机构(1)用于锁紧舱门(2)；当接到分离指令时，舱门锁紧与解锁机构(1)解除对舱门(2)的约束，舱门(2)打开；释放之前，立方体卫星(9)放置于框架内，位于舱门(2)与推板组件(6)之间，所述推板组件(6)为立方体卫星(9)弹射出筒的动力源。

【技术特征摘要】
1.一种立方体卫星释放装置，其特征在于：包括舱门锁紧与解锁机构(1)、舱门(2)、前框组件(3)、中框组件(4)、侧蒙皮组件(5)、推板组件(6)、底板(7)和导轨组件(8)；前框组件(3)、中框组件(4)、底板(7)和导轨组件(8)构成框架，底板(7)安装在飞行器安装支架上，导轨组件(8)安装在底板(7)上，前框组件(3)和中框组件(4)固定在导轨组件(8)上；侧蒙皮组件(5)包裹在框架外面，推板组件(6)位于框架内部，与导轨组件(8)滑动配合，通过弹簧与底板(7)接触；舱门(2)安装于前框组件(3)上，能够绕前框组件(3)转动；舱门锁紧与解锁机构(1)安装于前框组件(3)和中框组件(4)上，当舱门(2)关闭时，舱门锁紧与解锁机构(1)用于锁紧舱门(2)；当接到分离指令时，舱门锁紧与解锁机构(1)解除对舱门(2)的约束，舱门(2)打开；释放之前，立方体卫星(9)放置于框架内，位于舱门(2)与推板组件(6)之间，所述推板组件(6)为立方体卫星(9)弹射出筒的动力源。2.根据权利要求1所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：舱门(2)包括舱门本体(21)、挂钩(22)、舱门扭簧(23)、舱门转轴(24)、限位块(25)、锁扣组件(26)和抗剪销(28)；舱门本体(21)安装于前框组件(3)上，挂钩(22)与前框组件(3)配合，当舱门转过特定角度后，挂钩(22)挂在前框组件(3)上，防止舱门(2)向前框组件(3)反弹；舱门转轴(24)将舱门本体(21)和前框组件(3)组装在一起，且舱门本体(21)能够绕舱门转轴(24)自由转动；舱门扭簧(23)安装在舱门转轴(24)上；限位块(25)安装在舱门本体(21)上，用于对舱门本体(21)转动角度进行限定，防止其转动角度过大；锁扣组件(26)安装于舱门本体(21)上，与舱门锁紧与解锁机构(1)配合使用，实现释放之前的舱门(2)锁紧；抗剪销(28)安装在舱门本体(21)上，舱门本体(21)关闭后，抗剪销(28)插入前框组件(3)内，减少舱门本体(21)与前框组件(3)的相对运动量，提高舱门本体(21)及舱门锁紧与解锁机构(1)的振动环境适应性。3.根据权利要求2所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：舱门(2)还包括预压组件(27)；预压组件(27)安装在舱门本体(21)上的台阶孔内，包括预压块(271)、预压弹簧(272)和螺纹块(273)，预压块(271)为T型结构，其“|”型部分插入台阶孔中，并与舱门本体(21)台阶孔内的螺纹块(273)螺纹连接，预压弹簧(272)套在所述“|”型部分，预压块(271)的“一”型部分位于台阶孔端面外，当舱门本体(21)关闭时，立方体卫星(9)顶着预压块(271)的“一”型端面，预压弹簧(272)被压缩，螺纹块(273)远离舱门本体(21)台阶孔端面，当舱门本体(21)打开时，在预压弹簧(272)的作用下，螺纹块(273)被拉到舱门本体(21)台阶孔端面。4.根据权利要求2所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：锁扣组件(26)包括锁扣轴(261)、锁扣(262)、锁紧螺钉(263)和轴承(264)，锁扣(262)和轴承(264)通过锁紧螺钉(263)组装成一个整体，该整体通过锁扣的中心圆孔套在锁扣轴(261)上，能够绕锁扣轴(261)自由转动，所述锁扣轴(261)安装与舱门本体(21)上；锁扣组件(26)通过轴承(264)与舱门锁紧与解锁机构(1)配合，实现释放之前的舱门(2)锁紧。5.根据权利要求4所述的一种立方体卫星释放装置，其特征在于：舱门锁紧与解锁机构(1)包括基座(11)、左锁钩(12)、右锁钩(13)、盖板(14)、电连接器(15)、两个拔销器(16)、M型支座(17)、两个锁钩转轴(18)和解锁弹簧(19)，基座(11)安装于前框组件(3)和中框组件(4)上，电连接器(15)、两个拔销器(16)、M型支座(17)安装在基座(11)上；盖板(14)固定在基座(11)上方，用于盖住拔销器(16)和M型支座(17)；左锁钩(12)上加工有左U型槽(121)、左锁钩转轴孔(122)、左锁钩弹簧孔(123)和左销轴孔(124)，右锁钩(13)上加工有右U型槽(131)、右锁钩转轴孔(132)、右锁钩弹簧孔(133)和右销轴孔(134)；M型支座(17)上加工有两个孔，两个锁钩转轴(18)中的一个穿过M型支座(17)上的一个孔以及左锁钩转轴孔(122)后固定于基座(11)上，另一个穿过M型支座(17)上的另一个孔以及右锁钩转轴孔(132)后固定于基座(11)上，将左锁钩(12)和右锁钩(13)夹在M型支座(17)的M型结构里，...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴晗玲，陈海鹏，王国辉，陆浩然，于秀丽，常晓华，陈思思，王少杰，范书群，张义忠，廖传军，孙海亮，代贵杰，介党阳，李强，唐颀，杨宇和，
申请(专利权)人：北京宇航系统工程研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11