星载转轮式多次分离装置

技术领域

本发明属于深空探测领域，具体地，涉及星载转轮式多次分离装置。更为具体涉及可应用于小行星原位侵彻探测以及小行星在轨防御活动中，具备短时间内多次连续分离发射撞击器能力的装置。

背景技术

近地小行星是指太阳系中运行轨道与地球轨道距离小于0.3个日地距离的小行星，有些小行星的轨道甚至与地球轨道交会，存在未来与地球碰撞的可能。根据目前的研究结果，当撞击地球的撞击体直径小于25-50米时，撞击体会发生空爆，形成陨石雨；直径超过140米时，灾害影响将是区域级；直径超过300米时，灾害影响将是大陆级；而直径在1000米及以上，将可能引发全球性灾难；直径达到10000米，将导致全球大规模物种灭绝。目前已经发现并追踪的近地小行星有近2.7万多颗，其中至少2000颗近地小行星的轨道距离地球轨道最近距离在750万公里以内、尺寸大于140米，被认为“存在潜在威胁”。

针对“存在潜在威胁”近地小行星，目前提出的处置措施包括撞击、激光烧蚀等。此外，地外天体的土壤探测将为行星科学等方面提供重要的数据支撑，通过撞击进行原位侵彻探测在目前的技术背景下，是比取样返回更加经济可行的方式。

与现有的专利相比较。

专利文献申请号为CN202010418782.6，名称为“碎片移除-小行星防御两用天基激光系统”的专利文献CN111547271A。该专利文献主要设计了一种包括多个具有相同参数的天基激光驱动平台的天基激光系统，未发现小行星撞击威胁时各天基激光驱动平台独立工作移除空间碎片；发现撞击威胁时组成激光阵列进行激光烧蚀，与本发明相比，该专利文献使用多个卫星平台，并属于不同技术途径。

专利文献申请号为CN202011181754.3，名称为“一种弹射式连接分离一体化装置”的专利文献CN112319867A。该专利文献主要设计了一种一体化的弹射分离装置，该装置主要由壳体组件、推板组件、遥测装置、连接解锁装置组成。与本发明相比，该装置机械结构复杂，包括导轨等机械组件，分离运动精度易受影响；同时，弹射分离装置通过爆炸螺栓与卫星连接，解锁时冲击较大。

专利文献申请号为CN202010318314.1，名称为“小行星探测勘察弹加旋释放装置”的专利文献CN111547269A。该专利文献主要设计了一种用于小行星探测的勘察器的释放装置。主要包括加旋机构、电磁释放机构、弹力释放机构、勘察弹拨叉和勘察弹。工作时，电机带动勘察弹拨叉的杯状体转动，继而带动勘察弹转动，胀断器通电拉断连接轴的薄弱处，勘察拨叉在弹簧的弹力作用下上移一段距离后被限位，勘察弹继续上移脱离拨叉，实现勘察弹释放。与本发明相比，该装置的轴向释放需要拉断连接轴，瞬间冲击较大。

专利文献申请号为CN202210624545.4，名称为“一种壁挂式皮卫星环形解锁装置”的专利文献CN115009540A。该专利文献主要设计了一种环形排布的皮卫星解锁装置，主要包括底座、锁紧释放机构、压紧环、推力机构和对接环，解决了皮卫星分离机构结构重复、重量重、解锁冲击大的问题。与本发明相比，该装置不能实现多个子模块的分时弹射。

专利文献申请号为CN201910410710.4，名称为“一种立方星多星轨道释放装置”的专利文献CN110127087A。该专利文献主要设计了一种立方星多星弹射机构，主要包括相互连接的机箱壳体组件、舱门组件、舱门解锁组件、安装凸台、限位解锁组件、主弹簧推出组件、导轨等。该装置可完成3颗1U或2颗1.5U等组合的装载和弹射。与本发明相比，该装置轴向长度过长，空间利用率相对较低。

专利文献申请号为CN201811642601.7，名称为“一种粗略可控旋转角速度的托盘式微纳卫星分离装置”的专利文献CN109649696A。该专利文献主要设计了一种旋转角速度粗略可控的托盘式微纳卫星分离装置。该装置主要包括母星支架、套筒、弹簧、扭簧座、扭簧、棘轮座、棘轮和旋转托盘。该装置通过弹簧和扭簧相结合，为微纳卫星提供分离时的轴向力和旋转力偶，使微纳卫星与母星分离时，可以起旋并弹射。与本发明相比，该装置未实现弹射装置的复用，而微纳卫星一般采用一箭多星的方式发射。

专利文献申请号为CN201710242309.5，名称为“一种可重复使用星载微纳卫星弹射装置”的专利文献CN107128511A。该专利文献主要设计了一种新型可重复使用的用于微小型卫星的连接分离装置，该装置主要包括连接分离装置和发射方位调节装置，其中卫星连接分离装置由四连杆压钩机构、可重置卡钩机构、弹射装置组成。卫星连接分离装置能够在将前一颗微小型卫星弹射释放后，通过机械手等方式重新装载新的卫星，用于下一次弹射。与本发明相比，该专利文献实现多颗卫星弹射的准备工作通过机械手实现，准备工作时间长且准备机构复杂。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种星载转轮式多次分离装置。

根据本发明提供的一种星载转轮式多次分离装置，包括：弹射装置1、驱动锁定机构2、轮式转盘3、星本体5以及多个撞击器4；

多个撞击器4分别安装于轮式转盘3的不同方位的位置上；

弹射装置1安装在星本体5内部；

轮式转盘3通过驱动锁定机构2安装在星本体5内部；

驱动锁定机构2驱动轮式转盘3旋转，使得一方位位置上的撞击器4进入发射位置，即分离工位，弹射装置1对位于发射装置的撞击器4进行弹射分离，使得分离后的撞击器4从星本体5的开口500射出。

优选地，适用于小行星原位侵彻探测以及小行星在轨防御活动，分时弹射多个撞击器4；其中，所述多个撞击器4在探测器发射前预先安装于轮式转盘3。

优选地，当前发射位置的撞击器4射出后，驱动锁定机构2驱动轮式转盘3旋转，使得下一方位位置上的撞击器4进入发射位置。

优选地，所述弹射装置1包括：第一磁铁11、支撑底座12；

所述支撑底座12安装在星本体5内壁上，第一磁铁11与位于发射位置的撞击器4底部的第二磁铁41的相对面两者之间具有相同的磁极，两者相斥以针对发射位置的撞击器4产生弹射分离的推力；不采用爆炸螺栓、拉断连接轴进行分离。

优选地，所述驱动锁定机构2包括：驱动电机21、限位部件23；

驱动电机21的驱动轴211与轮式转盘3相连以带动轮式转盘3转动，限位部件23包括多个位于驱动轴211端面的弹簧球，处于受压状态，待轮式转盘3转到相应点位时，弹簧球被压缩到轮式转盘3的驱动轴211端面的限位孔内，起到限位作用。

优选地，所述驱动锁定机构2还包括：锁定部件22；

锁定部件22包括多个爆炸螺柱，非工作时将轮式转盘3与驱动锁定机构2固定支撑，工作时爆炸螺柱被切割解除锁定，轮式转盘3和驱动锁定机构2能够相对转动。

优选地，所述轮式转盘3包括：支撑结构31、分离支架32；

各个支撑结构31与驱动电机21靠近的位置处设置有限位孔311，配合限位部件23进行限位。

优选地，所述轮式转盘3还包括：分离支架32；

分离支架32采用爆炸螺栓321将撞击器4与支撑结构31相互连接，发射前爆炸螺栓321点火断开，撞击器4与支撑结构31分离。

优选地，多个撞击器4共用一个弹射装置1。

根据本发明提供的一种探测器，包括所述的星载转轮式多次分离装置。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明发射撞击器4时，分离支架32上的爆炸螺栓解锁，通过弹射装置1的磁力将撞击器4推离；更换撞击器4时，通过驱动电机21将下一个撞击器4旋转到撞击开口500处，并通过锁定弹簧部件22与支撑结构31上的限位装置配合使用进行限位锁定，完成第二发撞击器4的发射准备。可满足多个撞击器4连续发射的需求，实现短时间内多次撞击器4的分离发射。

2、本发明采用的轮式转盘3作为转轮式分离装置可设为独立的模块，搭载在不同的探测器上，具备一定的通用性。

3、本发明为单颗探测器携带多枚撞击器4进行小行星原位侵彻探测或小行星处置提供了技术支持。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明提出多次分离装置的三维图。

图2为本发明提出弹射装置的三维图。

图3为本发明提出驱动锁定机构的三维图。

图4为本发明提出轮式转盘的三维图。

图5为本发明提出分离过程的示意图。

图6为本发明提出撞击器更换过程的示意图。

图7为本发明提出分离装置模块安装示意图。

图中示出：

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

图1示出的是多次分离装置的三维图，所述星载转轮式多次分离装置包括弹射装置1、驱动锁定机构2、轮式转盘3、撞击器4和星本体5；星本体5中存在开口500，撞击器4分离后可通过所述开口500的位置发射飞出。

图2示出的是弹射装置1的三维图，所述弹射装置1包括第一磁铁11和支撑底座12，其中支撑底座12安装在星本体5上，第一磁铁11与撞击器4底部的第二磁铁41的相对面之间具有相同的磁极，两者相斥从而给撞击器4产生推力。

图3示出的是驱动锁定机构2的三维图，所述驱动锁定机构2包括驱动电机21、锁定部件22和限位部件23，其中驱动电机21的驱动轴211与轮式转盘3相连，可带动轮式转盘3转动，锁定部件22主要由4个爆炸螺柱组成，常规下起到将轮式转盘3和驱动锁定机构2的固定支撑作用，工作时爆炸螺柱被切割解除锁定，轮式转盘3和驱动锁定机构2可相对转动。限位部件23主要由4个弹簧球组成，处于受压状态，待轮式转盘3转到相应点位时，弹簧球被压缩到轮式转盘3的限位孔内，起到限位作用。

图4示出的是轮式转盘3的三维图，所述轮式转盘3包括支撑结构31和分离支架32。其中支撑结构31与驱动电机21靠近位置，设置4个限位孔311，配合限位部件23进行限位。分离支架32采用爆炸螺栓321将撞击器4与支撑结构31相互连接，发射前爆炸螺栓321点火断开，撞击器4与支撑结构31分离。

图5示出的是分离过程的示意图，发射前，分离支架32上的爆炸螺栓321起爆。两者分离，撞击器4受到弹射装置1上第一磁铁11的推力，从星本体5的开口500位置飞出。

图6示出的是撞击器旋转更换过程的示意图，当前第一撞击器41发射后，驱动锁定机构2上的锁定部件22解锁，驱动电机21带动轮式转盘3进行顺时针旋转90度，限位部件23上的弹簧球进入支撑结构31的限位孔内，实现下一个第二撞击器42进入到待发射工位上。第三撞击器43、第四撞击器44相应旋转。

图7示出的是分离装置模块安装示意图，该装置可通过支撑底座12上的螺纹孔121与星本体5螺栓连接完成安装，也可直接将驱动锁定机构和弹射装置直接安装在星本体舱板上进行整个模块的安装。

综上所述，本发明中的弹射装置1采用磁力驱动撞击器分离的设计，有利于实现撞击器快速可靠的分离发射。驱动锁定机构2通过电机驱动轮式转盘3，实现待分离撞击器转移至分离工位，为短时间内多次连续分离提供支撑。驱动锁定机构2中的锁定弹簧部件22采用弹簧滚珠配合轮式转盘3上的球形凹槽进行限位，锁定可靠，保证下一枚撞击器准确进入预定位置。通过轮式机构设计，四枚撞击器4共用一套弹射装置1，有效减轻弹射功能部件质量。作为撞击安装转盘的轮式转盘3的撞击器安装工位数量可根据实际需求进行设计调整，本发明设计思路可适用于不同数量撞击器分离装置的设计。本发明可作为独立的模块，搭载在不同的探测器上，具备一定的通用性。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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申请和简化描述，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申请的限制。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。