一种低轨卫星组批发射星箭分离解锁模块和星箭分离的方法

技术领域

本发明属于航天卫星技术领域，具体涉及一种低轨卫星组批发射分离解锁模块和星箭分离的方法。

背景技术

对于组批发射卫星来讲，星箭在轨安全分离是一个很重要的问题。当前卫星在多星发射时，各卫星与分配器均有独立的接口，其连接分离方法简单且应用广泛且技术成熟。随着卫星星座的急速发展，卫星数量的需求日益增加，其需求甚至达到数万颗，使得原来的独立发射方式已无法满足市场的需求。

传统的卫星发射连接分离方式设计具有以下不足：1)每颗卫星需要设计单独的连接分离结构及火工品，结构复杂，不利于批量化生产；2)分离流程复杂，不利于卫星在轨进行星座的布控。

发明内容

本发明旨在解决现有技术中存在的技术问题，本发明的第一个目的是提供一种低轨卫星组批发射星箭分离解锁模块，以解决每颗卫星需要设计单独的连接分离结构及火工品，结构复杂，不利于批量化生产的技术问题。本发明的第二个目的是提供一种利用前述的低轨卫星组批发射星箭分离解锁模块进行星箭分离的方法。

为达到上述第一个目的，本发明采用如下技术方案：一种低轨卫星组批发射星箭分离解锁模块，在火箭运载上堆叠有若干卫星，最底部的一个卫星与运载之间通过星箭连接机构进行连接，星箭分离解锁模块包括固设在火箭运载上的若干组连接分离装置，每组连接分离装置均包括与运载连接的沿卫星堆叠方向延伸的两根拉杆，拉杆与运载的连接处设有第一火工品，两根拉杆的末端共同连接有一块位于末端卫星外的压紧板，压紧板与末端卫星之间压设有承压体。

上述技术方案中，星箭分离时，第一火工品发生爆炸使连接分离装置离开星箭，星箭总体开始绕Z轴慢旋，星箭总体慢旋稳定后，星箭连接机构解锁，星箭分离。通过设置拉杆、承压体和压紧板，将若干卫星压设在火箭运载与压紧板之间，未解锁分离时，连接分离装置的拉杆承受拉力，承压体承力压力，连接分离装置对若干卫星进行竖向限位。相比现有技术在每颗卫星上设计单独的连接分离结构及火工品，本发明的连接分离装置通过两根拉杆将若干卫星连接在一起，结构更简单，利于批量化生产。

在本发明的一种优选实施方式中，承压体内部设有第二火工品。星箭分离时，第二火工品与第一火工品同时发生爆炸，在拉杆根部断裂的同时承压体也被炸开，快速释放连接分离装置对卫星施加的竖向限位。

在本发明的一种优选实施方式中，承压体为由两个半圆环组成的圆环，第二火工品设在圆环的内部。相比承压体一体成型，本方案的承压体由两个半圆环组成，能够减少第二火工品的用量。

在本发明的一种优选实施方式中，星箭连接机构具有能够为星箭分离提供动力的弹性机构，在连接分离装置离开星箭且星箭总体绕Z轴稳定慢旋后，弹性机构解锁释放弹性势能。

在本发明的一种优选实施方式中，若干卫星重叠设置并分为左右两列交错排列，相邻两个卫星通过星间接口进行连接，星间接口之间采用柱状体结构嵌套的方式连接且重叠为列，每列星间接口处各设置一组连接分离装置，连接分离装置的两根拉杆分别位于星间接口的两侧。

上述技术方案中，堆叠的卫星分成左右两列，两列卫星交错排列，形成一个整体，星间接口之间采用柱状体结构嵌套的方式提供限位和横向剪切力，保证卫星横向位置的稳定；能够满足一箭多星发射的可扩展性，在满足包络的前提下实现批量化卫星的堆叠，可实现任意数量卫星的发射，为组网提供更多可能选择。

在本发明的另一种优选实施方式中，星间接口的包括位于柱状体一端的限位卡槽、以及位于柱状体另一端的与限位卡槽相配合的限位凸台，堆叠设置时，相邻两个星间接口通过限位凸台和限位卡槽实现横向限位。

上述技术方案中，通过限位凸台和限位卡槽实现定位和横向限位，星间接口结构简单，且组批发射的卫星的星间接口保持一致，使卫星的批产化更加高效便捷。

在本发明的另一种优选实施方式中，柱状体的中部具有通孔，限位卡槽为柱状体中部的通孔，限位凸台插入通孔中。柱状体中部的通孔可以减轻重量，而且相比在柱状体上开设卡槽，能进一步简化星间接口的结构。

在本发明的另一种优选实施方式中，每个卫星的内侧和外侧均设有星间接口，分别为第一星间接口和第二星间接口，两列卫星交错设置的相邻两个卫星之间通过第一星间接口进行连接，每列卫星的相邻两个卫星之间通过第二星间接口进行连接。

在本发明的另一种优选实施方式中，每个卫星的内侧设有分别位于卫星内侧两端的两个第一星间接口，每个卫星的外侧中部设有一个第二星间接口。合理的设置每个卫星的星间接口的数量和位置，使受力更均匀，连接更稳固。

为达到上述第二个目的，本发明采用如下技术方案：一种低轨卫星组批发射星箭分离的方法，其利用前述低轨卫星组批发射星箭分离解锁模块，该方法包括如下步骤；

步骤一：所有连接分离装置同时解除锁定，连接分离装置的拉杆和承压体不再承力；

步骤二：所有连接分离装置与星箭分离；

步骤三：星箭按指定方式飞行，星箭总体开始绕Z轴慢旋；

步骤四：星箭总体慢旋稳定后，星箭连接机构解锁释放能量；

步骤五：若干卫星在星箭连接机构解锁释放的能量和慢旋产生的离心力作用下与运载分离，分离完成。

星箭分离后，两列卫星受到的离心力方向不同，两列卫星会慢慢分开，同一列各个卫星受到的离心力不同，离Z轴更远的外端的卫星受到的离心力大、速度较大，各星不会发生碰撞。本发明满足卫星与运载分离的简易、安全性；星箭分离后，各星分离过程中不会发生碰撞，满足安全性要求，在轨解锁安全方便。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是实施例一的一种低轨卫星组批发射的卫星堆叠架构的结构示意图。

图2是实施例一中的第一星间接口之间连接的剖视结构示意图。

图3是实施例一中的第二星间接口之间连接的剖视结构示意图。

图4是实施例二的一种低轨卫星组批发射星箭分离解锁模块的结构示意图。

说明书附图中的附图标记包括：火箭运载10、卫星20、星间接口30、第一星间接口301、第二星间接口302、柱状体31、限位卡槽311、限位凸台312、星箭连接机构40、弹性机构41、连接分离装置50、拉杆51、承压体52、压紧板53。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“纵向”、“横向”、“竖向”、“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发明和简化描述，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发明的限制。

在本发明的描述中，除非另有规定和限定，需要说明的是，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，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的具体含义。

实施例一

本实施例提供了一种低轨卫星组批发射的卫星堆叠架构，如图1所示，在一种优选实施方式中，其包括星间接口30和星箭连接机构40，多个卫星20重叠设置在火箭运载10上并分为左右两列交错排列，每个卫星20的外形及尺寸相同，火箭运载10与底部的卫星20通过星箭连接机构40进行连接，相邻两个卫星20之间通过星间接口30进行连接，星箭连接机构40具有能够为星箭分离提供动力的弹性机构41，弹性机构41一方面为卫星20在轨解锁提供动力，另一方面起到缓冲的作用。

在另一种优选的实施方式中，星间接口30之间采用柱状体31结构嵌套的方式连接且重叠为列。如图2和图3所示，第一星间接口301和第二星间接口302的结构相同，星间接口30均包括位于柱状体31一端的限位卡槽311、以及位于柱状体31另一端的与限位卡槽311卡配合的限位凸台312，比如限位凸台312设在限位卡槽311的上方，下方卫星20上的限位凸台312插入上方卫星20的限位卡槽311中，堆叠设置时，相邻两个星间接口30通过限位凸台312和限位卡槽311实现横向限位。

优选地，柱状体31的中部具有通孔，限位卡槽311为柱状体31中部的通孔，限位凸台312为设在柱状体31顶部的径向向内延伸后又向上延伸的环形凸台，柱状体31顶端与限位凸台312之间具有外台阶，限位凸台312插入通孔中，限位凸台312外的外台阶与柱状体31底端相抵，由限位凸台312实现定位和横向限位。

在另一种优选的实施方式中，星箭连接机构40的安装方式与星间连接方式相同，也为利用柱状体嵌套的方式提供限位和横向剪切力，保证横向位置的稳定。

在另一种优选的实施方式中，如图1所示，每个卫星20的内侧和外侧均设有星间接口30，设在内侧的为第一星间接口301，设在外侧的为第二星间接口302，优选每个卫星20的内侧设有分别位于卫星20内侧两端的两个第一星间接口301，每个卫星20的外侧中部设有一个第二星间接口302。两列卫星20交错设置的相邻两个卫星20(左列的一个卫星和右列相邻的一个卫星)之间通过第一星间接口301进行连接，每列卫星20的相邻两个卫星20之间通过第二星间接口302进行连接，共四列重叠设置的星间接口30，两列第一星间接口301和两列第二星间接口302。

在本实施方式中，如图1所示，星箭连接机构40的数量为四个，四个星箭连接机构40分别位于最底部的两个第一星间接口301和两个第二星间接口302与火箭运载10之间，即在每列星间接口最底部的星间接口处各设置一个星箭连接机构40。

在本实施方式中，星箭连接机构40内含的弹性机构41包括弹簧，弹簧的上端与最底部的星间接口30的限位卡槽311底部抵接，弹簧的下端与火箭运载10上的底座抵接。未解锁分离时，弹簧处于压缩状态，解锁分离时，被压缩的弹簧释放弹性势能，为星箭分离提供动力。

采用这样的技术方案，堆叠的卫星20分成左右两列，两列卫星20交错排列，形成一个整体。每个卫星20上分布三个星间接口30承受发射时载荷，外侧单个第二星间接口302与其上方和下方卫星20的第二星间接口302连接，内侧两个第一星间接口301与其并列的侧上方和侧下方卫星20的第一星间接口301相连，构成相互交错的搭接方式，依靠发射时的轴向过载堆叠的多颗卫星20形成一个整体。

实施例二

本实施例提供了一种低轨卫星组批发射星箭分离解锁模块，其可应用在实施例一的低轨卫星组批发射的卫星堆叠架构上。如图4所示，在一种优选的实施方式中，该星箭分离解锁模块包括固设在火箭运载10上的若干组连接分离装置50，每组连接分离装置50均包括与火箭运载10连接的沿卫星20堆叠方向延伸的两根拉杆51，拉杆51与火箭运载10的连接处(即拉杆根部)均设有第一火工品(图中未示出)，两根拉杆51的末端(图4的上端)共同连接有一块位于末端卫星20外的压紧板53，压紧板53与末端卫星20之间压设有承压体52，承压体52压设在压紧板53与末端卫星的星间接口30之间。图4中所示为设置四组连接分离装置50，每列星间接口30处设置一组连接分离装置50，连接分离装置50的两根拉杆51分别位于每列星间接口30的两侧。

未解锁分离时，连接分离装置50的拉杆51承受拉力，承压体52承力压力，连接分离装置50对两列卫星20进行竖向限位。

在本实施方式中，承压体52内部设有第二火工品(图中未示出)，比如承压体52为由两个半圆环组成的圆环，第二火工品设在圆环的内部。

在本实施方式中，连接火箭运载10与卫星20的星箭连接机构40内部具有爆炸螺栓，爆炸螺栓采用现有技术中起连接紧固作用的且具有火工品的能够将螺栓本体炸断的爆炸分离螺栓，比如CN201810581584.4、CN201710430885.2、CN201510466049.0或CN202020002414.9中公开的爆炸螺栓。当然星箭连接机构40也可以采用CN201610538456.2中公开的星箭点式连接分离模块的结构，实现火箭运载10与卫星20之间的连接与分离。

具体分离过程包括以下几个步骤：

步骤一：所有连接分离装置50同时解除锁定，具体为所有拉杆51与运载的连接的第一火工品和所有承压体52内部的第二火工品同时发生爆炸，承压体52被成两半，拉杆51根部被炸断，连接分离装置50的拉杆51和承压体52不再承力。

步骤二：所有连接分离装置50与星箭分离，且离开星箭总体(在卫星和火箭尚未分离时，把二者当作一个整体，称为星箭总体)。

步骤三：星箭按指定方式飞行，星箭总体开始绕Z轴慢旋(与各星成45°角)。星箭按指定方式飞行是指首先火箭和卫星会进入一个停泊轨道(此轨道和工作轨道同平面，高度不同)，按照预先设置好的飞行程序自动飞行，飞行程序是火箭从发射到入轨已经设置好的，其不是本发明的创新点，在此不详述。

步骤四：星箭总体慢旋稳定后，星箭连接机构40解锁释放能量，具体为爆炸螺栓发生爆炸，被压缩的弹簧释放弹性势能为星箭分离提供动力。

步骤五：若干卫星20在星箭连接机构40解锁释放的能量和慢旋产生的离心力作用下与运载分离，分离完成。由于两列卫星20受到的离心力方向不同，两列卫星20会慢慢分开，同一列各个卫星20受到的离心力不同，离Z轴更远的外端的卫星20受到的离心力大、速度较大，各星不会发生碰撞。

在本说明书的描述中，参考术语“优选的实施方式”、“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。