多卫星发射的连接分离装置的制作方法

本发明涉及航天技术领域，特别是涉及一种多卫星发射的连接分离装置。

背景技术：

卫星与火箭的连接解锁结构是卫星的重要组成部分，一方面为卫星发射提供固定支撑，另一方面在卫星与火箭分离时提供解锁动力。当前卫星发射以单星发射为主，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、应用广泛且技术成熟。随着卫星及星座的急速发展，卫星数量的需求日益增加，特别是全球移动互联网的快速发展，使得卫星的数量需求达到数万颗，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：现有卫星发射的连接分离装置至少存在以下问题：

1、难以实现一次分离多颗卫星（比如3颗以上），现有技术一般都是一次分离只能够分离一颗卫星。

2、需要使用较多的火工品，每颗卫星一般都需要配备4组火工品，火工品成本较高。

3、只要一个火工品没有成功切断卫星就无法分离，可靠性低。

4、每一颗卫星都要安装有分离机构，这些分离机构重量较大，多颗卫星分离时需要较多的附加重量，而航天中这些重量需要更多的火箭燃料才能运送到轨道，造成发射成本升高，而且这些分离机构占据很多的空间，在有限的运载火箭许用空间内，会影响卫星的设计尺寸。

5、多颗卫星一起发射入轨时，需要为每颗卫星设计支撑结构，需要在中心部位设计较强壮的支撑结构，这样多颗卫星安装在中心的强壮结构上才能抵抗运载火箭发射时产生的巨大振动。而这个强壮的中心结构会占据很大的空间和重量，造成发射成本升高。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种多卫星发射的连接分离装置，所要解决的技术问题是多星成批发射情况下，卫星分离需要较多分离机构、较大支撑重量、较大支撑空间等问题。

本发明的目的采用以下技术方案来实现。依据本发明提出的多卫星发射的连接分离装置包括：底盘、整流罩、多个支撑杆、以及多个卫星构件；所述多个支撑杆底部与所述底盘抵接，所述多个卫星构件堆叠在所述底盘上，所述多个支撑杆位于所述多个卫星构件侧部，所述整流罩罩设在所述多个卫星构件、多个支撑杆以及所述底盘外部，并与所述多个支撑杆的顶部、以及所述多个卫星构件中位于顶部的卫星构件抵接。

本发明的目的还可以采用以下的技术措施来进一步实现。

前述的多卫星发射的连接分离装置，所述多卫星发射的连接分离装置还包括用于切断绑绳的第一切绳器、第二切绳器、第三切绳器、以及第四切绳器，所述第一切绳器、第二切绳器、第三切绳器、以及第四切绳器均固定在所述底盘上。

前述的多卫星发射的连接分离装置，所述第一切绳器、第三切绳器上连接有第一绑绳，所述第二切绳器、第四切绳器连接有第二绑绳。

前述的多卫星发射的连接分离装置，所述第一绑绳、第二绑绳在所述多个卫星构件中位于顶部的所述卫星构件的顶部、以及所述多个卫星构件中位于底部的卫星构件的底部分别形成十字交叉。

前述的多卫星发射的连接分离装置，所述整流罩具有平板结构，所述平板结构与所述多个支撑杆的顶部、以及所述多个卫星构件中位于顶部的所述卫星构件抵接。

前述的多卫星发射的连接分离装置，所述多个支撑杆的底部套设有拔杆装置。

前述的多卫星发射的连接分离装置，所述拔杆装置固定于所述底盘上，并且内部设置有螺纹杆以及驱动所述螺纹杆的电机。

前述的多卫星发射的连接分离装置，所述多个支撑杆外表面设置有与所述螺纹杆啮合的螺纹。

前述的多卫星发射的连接分离装置，所述卫星构件包括平板卫星主体、固定环、上定位销、以及下定位销；所述固定环固定于所述平板卫星主体的侧部，所述固定环与所述多个支撑杆配合，所述上定位销设置于所述平板卫星主体的顶部，所述下定位销设置于所述平板卫星主体的底部，多个所述平板卫星主体通过所述上定位销、以及下定位销可拆卸连接。

本发明与现有技术相比具有明显的优点和有益效果。借由上述技术方案，本发明提出的多卫星发射的连接分离装置，通过每个卫星构件的侧部均设置固定环，通过固定环与支撑杆配合形成对每个卫星构件的加强和固定，并通过使用第一绑绳、第二绑绳使得在支撑杆分离后绑绳仍然可以保证各个卫星构件的相对位置不变，在需要将卫星分离时，通过切绳器上的热刀的电阻丝加热第一绑绳、以及第二绑绳的局部使其断开，从而将分离各个卫星构件分离，解决了卫星分离需要较多分离机构、较大支撑重量、较大支撑空间等问题。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。

附图说明

图1是本发明一个实施例的多卫星发射的连接分离装置在分离状态下的结构示意图；

图2是本发明一个实施例的多卫星发射的连接分离装置在发射状态下的结构示意图；

图3是本发明一个实施例的多卫星发射的连接分离装置的卫星构件的立体结构示意图，立体结构示意图分别示出卫星构件的正面、顶面、以及侧面；

图4是本发明一个实施例的多卫星发射的连接分离装置的卫星构件的立体结构示意图，立体结构示意图分别示出卫星构件的正面、底面、以及侧面；

图5是本发明另一实施例的多卫星发射的连接分离装置的结构示意图；

图6是本发明一个实施例的多卫星发射的连接分离装置的支撑杆的结构示意图。

具体实施方式

为更进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及较佳实施例，对依据本发明提出的多卫星发射的连接分离装置的具体实施方式、结构、特征及其功效，详细说明如后。

实施例1

图1是本发明一个实施例的多卫星发射的连接分离装置在分离状态下的结构示意图，图2是本发明一个实施例的多卫星发射的连接分离装置在发射状态下的结构示意图，图3是本发明一个实施例的多卫星发射的连接分离装置的卫星构件的立体结构示意图，请参阅图1、图2、以及图3所示，本发明示例的多卫星发射的连接分离装置包括：底盘1、整流罩2、支撑杆3、以及多个卫星构件4，作为示例，图中示出8个卫星构件4。8个卫星构件4重叠堆放在底盘1上，以便于入轨后一起分离解锁，每个卫星构件4包括平板卫星主体41以及固定环42，固定环42设置于卫星构件的4个侧部，图中所示的固定环42是半环状，可以理解，固定环42的形状也可以是四边形、圆形或其他形状，位于底部的卫星构件4与底盘1抵接，4根支撑杆垂直于底盘1并与底盘1抵接，4根支撑杆穿过每个卫星构件4的固定环42，以将8个卫星构件4固定连接。整流罩2罩设在8个卫星构件4、以及底盘1上，整流罩2具有平板结构21，该平板结构21与支撑杆3的顶部、以及位于顶部的卫星构件4的顶部抵接并压紧，以防止在运载火箭发射过程中因震动而导致卫星构件间互相碰撞。

进一步地，如图2所示，多卫星发射的连接分离装置还包括4个用于切割绑绳的切绳器，4个切绳器固定在底盘1上邻近支撑杆3的位置，图2中仅示出2个切绳器，第一切绳器5上连接有第一绑绳51，第一绑绳51沿竖直的支撑杆3向上延伸，并横跨过顶部的卫星构件4，沿位于对侧的支撑杆3一直向下延伸并连接到位于第一切绳器对侧的第三切绳器（图中未示），并从第三切绳器回到第一切绳器5，第二切绳器6上连接有第二绑绳61，第二绑绳61沿竖直的支撑杆3向上延伸，并横跨过顶部的卫星构件4，沿位于对侧的支撑杆3一直向下并连接到位于第二切绳器6对侧的第四切绳器（图中未示），并从第四切绳器回到第二切绳器6，第一绑绳51与第二绑绳61在顶部的卫星构件4的顶部、以及底部的卫星构件4的底部处分别形成十字交叉，以临时固定卫星构件4，在支撑杆3与各个卫星构件4分离后仍然能够保证多个卫星构件4的相对位置不变，在需要将多个卫星构件4分离时，通过第一切绳器5、以及第二切绳器6、第三切绳器、以及第四切绳器上热刀的电阻丝加热第一绑绳51以及第二绑绳61使其断开，从而分离多个卫星构件4。

进一步地，如图3所示，卫星构件4还包括上定位销43、以及下定位销44，上定位销43设置于平板卫星主体41的顶部，下定位销44设置于平板卫星主体41的底部，上定位销43顶部为凸出的锥形，下定位销44底部为凹陷的锥形，各个平板卫星主体41之间通过上定位销43、以及下定位销44形成接触但不锁定的可拆卸连接。

进一步地，如图1、以及图6所示，支撑杆3的外表面设置有螺纹，支撑杆3的底部套设有拔杆装置31，拔杆装置通过焊接或螺纹固定于所述底板1上，拔杆装置31内部设置有螺纹杆机构（图中未示），在螺纹杆机构内部，螺纹杆由电机驱动，螺纹杆上的螺纹与支撑杆3外表面设置的螺纹啮合，平板结构21下表面设置有凹槽（图中未示），支撑杆3的顶部与凹槽抵接配合，以形成限位，拔杆装置31内部的螺纹杆上的螺纹与支撑杆3外表面的螺纹啮合形成的啮合力使得支撑杆3底部与底盘1抵接并压紧。整流罩2与运载火箭分离后，运载火箭反推，使平板结构21下表面的凹槽与支撑杆3的顶部分离，螺纹杆机构中的螺纹杆转动，使得支撑杆3底部与底盘1分离，从而实现支撑杆3与各个卫星构件4分离，最后，各个切绳器切断第一绑绳以及第二绑绳以使各个卫星构件之间互相分离。可以理解，支撑杆3与底盘1也可以通过爆炸螺栓的方式连接。

实施例2

如图5所示，图5是本发明另一实施例的多卫星发射的连接分离装置的结构示意图。图中所示，两个卫星构件4’能够成为一组，每组卫星构件共用2个固定环42’。此卫星排布以及固定方式能够进一步提高发射卫星的效率，降低燃料成本。

以上，利用本发明提供的多卫星发射的连接分离装置，每个卫星构件的侧部均设置固定环，通过固定环与4根支撑杆配合形成对每个卫星构件的加强和固定，并通过使用第一绑绳、第二绑绳使得在4根支撑杆分离后绑绳仍然可以保证各个卫星构件的相对位置不变，在需要将卫星分离时，通过切绳器上的热刀的电阻丝加热第一绑绳、以及第二绑绳的局部使其断开，从而将分离各个卫星构件分离，现有的分离方式，分离8个卫星构件需要32处解锁，本发明仅仅采用了5处解锁结构（4根支撑杆以及绑绳）就实现多个卫星构件的同时解锁，解锁机构占用的重量小，并且使用4根支撑杆作为支撑核心，只占用约1%左右的整流罩空间，而现有的分离方式需要中心处安装强壮的支撑结构，该支撑结构占用的体积可达到整流罩内体积的10%；通过卫星整流罩上的平板结构压紧四根支撑柱以及卫星，形成对支撑柱顶部的固定，通过压紧形成的正压力产生阻挡卫星水平移动的摩擦力，能够防止卫星在运载火箭发射时产生水平的移动。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明做任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，当可利用上述揭示的技术内容做出些许更动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

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