卫星构型及其分离方法与流程

本发明涉及航天器技术领域，特别涉及一种卫星构型及其分离方法。

背景技术：

在目前的航天项目中，发射费占有较大的一块份额，一般仅次于卫星费用，目前发射费用较高。为了提高火箭的利用率和降低发射成本，多星发射方式已经被越来越多的采用，目的就是尽可能的用满火箭的运载能力。承力筒式卫星具有大承载的优点，一般作为高轨道卫星的构型，目前承力筒构型卫星多星发射主要采用串列式方式，即两颗卫星上下层叠。目前的串列式连接释放方式需要的机构重量较大，且存在一定的安全性风险。另外，在双星分离过程中，传统的分离控制是由火箭对双星的分离进行过程控制和驱动，控制过程复杂，驱动需求较大，安全风险较大。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种卫星构型及其分离方法，以解决现有的双星分离方式安全风险较大的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种卫星构型，所述卫星构型包括第一子卫星平台、第二子卫星平台、第一分离装置、第二分离装置、整流罩及火箭支撑装置，其中：

所述第一子卫星平台、所述第一分离装置、所述第二子卫星平台及第二分离装置依次连接并固定于所述整流罩中；

所述第一子卫星平台包括第一中心承力筒，所述第二子卫星平台包括第二中心承力筒，所述第一中心承力筒与所述第二中心承力筒通过所述第一分离装置连接；

所述第二中心承力筒与所述火箭支撑装置通过所述第二分离装置进行连接；

所述第二子卫星平台还包括分离控制模块及分离驱动模块，所述分离控制模块用于控制所述第一分离装置的启动与运行；所述分离驱动模块用于为所述第一子卫星平台提供分离驱动力，以使所述第一子卫星平台与第二子卫星平台分离，分离控制模块还用于为分离驱动模块供电。

可选的，在所述的卫星构型中，所述第一中心承力筒包括第一圆柱本体及上分离装置，所述第二中心承力筒包括第二圆柱本体及下分离装置，其中：

所述上分离装置为一上窄下宽的第一圆台结构，且所述第一圆台结构的顶端连接所述第一圆柱本体的底端并与所述第一圆柱本体固定，所述第一圆台结构的底部外侧具有多个凸耳连锁结构；

所述下分离装置为一上宽下窄的第二圆台结构，且所述第二圆台结构的底端连接所述第二圆柱本体的顶端并与所述第二圆柱本体固定，所述第二圆台结构的顶部外侧具有多个相应的凸耳锁定结构；

所述凸耳连锁结构和所述凸耳锁定结构的位置一一对应后接合，形成多个对接部。

可选的，在所述的卫星构型中，每个所述凸耳连锁结构的底面具有一圆锥凸台，每个所述凸耳锁定结构的顶面具有一卡接凹槽，所述圆锥凸台与所述卡接凹槽的位置一一对应后结合，形成横向约束对接部。

可选的，在所述的卫星构型中，所述第一分离装置包括多个火工分离元件，所述凸耳连锁结构与所述凸耳锁定结构均具有螺栓孔，火工分离元件通过螺栓孔纵向箍紧每个所述凸耳连锁结构及与其所对应的所述凸耳锁定结构，所述火工分离元件爆炸使所述凸耳连锁结构及与其所对应的所述凸耳锁定结构解除纵向箍紧，并分离所述第一中心承力筒和所述第二中心承力筒。

可选的，在所述的卫星构型中，所述火工分离元件为螺栓与分离螺母的组合，所述火工分离元件的纵向约束力为120000牛，所述火工分离元件收到指令后，所述分离螺母在火工品作动下张开，所述螺栓在弹簧作动下抽出，实现解锁，所述螺栓的直径为12mm。

可选的，在所述的卫星构型中，所述第一子卫星平台及所述第二子卫星平台均包括+x板、-x板、+z板、-z板、+y板及-y板，其中：

所述+x板、所述-x板、所述+z板、所述-z板、所述+y板及所述-y板的形状均为矩形板；

所述+z板和所述-z板分别安装在所述第一圆柱本体的两端或所述第二圆柱本体的两端；

所述+y板和所述-y板分别安装在所述第一中心承力筒的+y侧和-y侧或所述第二中心承力筒的+y侧和-y侧；

所述+x板和所述-x板分别安装在所述第一中心承力筒的+x侧和-x侧或所述第二中心承力筒的+x侧和-x侧；

所述火箭支撑装置安装在所述第二子卫星平台的-z板的-z面。

可选的，在所述的卫星构型中，所述第一子卫星平台及所述第二子卫星平台均还包括通信天线、太阳翼、蓄电池、载荷及平台设备，其中：

所述通信天线分别安装在+x板的+x面及-x板的-x面；

所述太阳翼分别安装在+y板的+y面及-y板的-y面；

所述蓄电池分别安装在+x板的-x面及-x板的+x面；

所述平台设备及载荷安装在+y板的-y面及-y板的+y面。

本发明还提供一种如上所述的卫星构型的分离方法，所述卫星构型的分离方法包括：

所述分离控制模块与所述第一子卫星平台的平台设备进行通信，并获取所述第一子卫星平台的姿轨数据、轨道信息及时间信息，形成双星分离信息；

所述分离控制模块根据所述双星分离信息向所述第一分离装置及所述分离驱动模块发送双星分离指令；

所述第一分离装置收到所述双星分离指令后进行点火；

所述分离驱动模块根据所述双星分离指令驱动所述第一分离装置作轴向分离运动。

可选的，在所述的卫星构型的分离方法中，所述卫星构型的分离方法包括：

所述火箭支撑装置的星箭分离控制单元与所述第二子卫星平台的平台设备进行通信，并获取所述第二子卫星平台的姿轨数据、轨道信息及时间信息，形成星箭分离信息；

所述星箭分离控制单元根据所述星箭分离信息向所述第二分离装置及所述火箭支撑装置发送星箭分离指令；

所述第二分离装置收到所述星箭分离指令后进行点火；

所述火箭支撑装置根据所述星箭分离指令驱动所述第二分离装置作轴向分离运动。

在本发明提供的卫星构型及其分离方法中，通过第二子卫星平台上的分离控制模块控制第一分离装置的启动与运行，第二子卫星平台上的分离驱动模块为第一子卫星平台提供分离驱动力，以使第一子卫星平台与第二子卫星平台分离，且为分离控制模块及第一分离装置供电，实现了下星直接控制和驱动上星的分离，无需火箭支撑装置绕过下星对上星进行控制和驱动，控制更加简单，驱动力可有效降低，安全风险较低。

附图说明

图1是现有的外串列式多星布局示意图；

图2是现有的自串列式多星布局示意图；

图3是现有的点式双星连接装置示意图；

图4是本发明一实施例的卫星构型示意图；

图5是本发明另一实施例的卫星构型示意图；

图6是本发明另一实施例的卫星构型示意图；

图7是本发明另一实施例的卫星构型示意图；

图中所示：10-第一子卫星平台；11-第一中心承力筒；111-第一圆台结构；20-第二子卫星平台；21-第二中心承力筒；211-第二圆台结构；30-第一分离装置；31-凸耳连锁结构；311-圆锥凸台；32-凸耳锁定结构；321-卡接凹槽；33-火工分离元件；331-螺栓孔；40-第二分离装置；50-整流罩。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的卫星构型及其分离方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

目前的承力筒式卫星双星发射方式一般有并列式和串列式两种。传统的串列式多星发射分为外串联式及自串联式。

如图1所示，传统的外串列式多星布局包括一个较大的卫星支架104，连接双星的连接结构103、连接星箭的连接结构106及整流罩105，卫星支架104用于支撑上星101，下星102安装在卫星支架104内。卫星支架104既要能包络下星102，也要有足够的刚度强度支撑上星101，因此卫星支架104不仅需要较大的体积还需要较高的强度刚度，卫星支架重量一般为几十公斤到数百公斤不等。传统的外串列式多星发射布局缺点如下：采用卫星支架，会增加较多的重量，对于发射来说，希望将有限的重量多用于卫星。放在卫星支架中的卫星，其包络尺寸受到限制，尤其不利于布局星外的天线等设备。卫星分离时，先分离上星，再分离筒状卫星支架，最后分离下星，分离筒状卫星支架的过程中很容易与下星发生磕碰，且多次分离降低了可靠性和安全性。

如图2所示，传统的自串联式多星发射方式包括，两颗卫星(上星法兰201与下星法兰202)之间通过包带203连接，连接面为204，以典型的1194包带为例，该包带重量约为15公斤。双星分离后，包带留在下星，需要专用装置固定卫星包带，防止其在分离过程中碰撞星上设备，专用装置约5公斤，分离释放系统合计20公斤。传统的自串列式多星发射布局缺点如下：采用包带式分离方式，分离装置重量大，包带含约束装置约20公斤，对于发射来说，希望将有限的重量多用于卫星。卫星分离后，包带处于未完全约束状态，包带容易与星上其他设备部件发生碰撞，影响卫星的安全性。如果采用约束装置，将额外增加重量，同时对包带约束过程中需要一定的运动空间，挤压了星外天线设备的布局空间。

另外，传统的双星连接装置分为包带式和点式，包带式采用外包形式将两颗卫星的上下法兰抱箍在一起，包带通过爆炸螺栓收紧，收到分离指令后，爆炸螺栓在火工品作用下切断，包带松开，卫星分离。如图3所示，点式采用上分离装置303(内置螺栓)及下分离装置304(内置螺母)连接的方式将两颗卫星的上法兰301及下法兰302连接在一起，连接面为305，收到分离指令后，分离螺母在火工品作用下张开，分离装置303内的螺栓在弹簧作用下抽出，卫星分离。

本发明的核心思想在于提供一种卫星构型及其分离方法，实现降低双星分离装置的重量和提升双星分离后的安全性。

为实现上述思想，本发明提供了一种卫星构型及其分离方法，所述卫星构型包括第一子卫星平台、第二子卫星平台、第一分离装置、第二分离装置、整流罩及火箭支撑装置，其中：所述第一子卫星平台、所述第一分离装置、所述第二子卫星平台及第二分离装置依次连接并固定于所述整流罩中；所述第一子卫星平台包括第一中心承力筒，所述第二子卫星平台包括第二中心承力筒，所述第一中心承力筒与所述第二中心承力筒通过所述第一分离装置连接；所述第二中心承力筒与所述火箭支撑装置通过所述第二分离装置进行连接；所述第二子卫星平台还包括分离控制模块及分离驱动模块，所述分离控制模块用于控制所述第一分离装置的启动与运行；所述分离驱动模块用于为所述第一子卫星平台提供分离驱动力，以使所述第一子卫星平台与所述第二子卫星平台分离，所述分离控制模块还用于为所述分离驱动模块及所述第一分离装置供电。

<实施例一>

本实施例提供一种卫星构型，如图4所示，所述卫星构型包括第一子卫星平台10、第二子卫星平台20、第一分离装置30、第二分离装置40、整流罩50及火箭支撑装置，其中：所述第一子卫星平台10、所述第一分离装置30、所述第二子卫星平台20及第二分离装置40依次连接并固定于所述整流罩50中；所述第一子卫星平台10包括第一中心承力筒11，所述第二子卫星平台20包括第二中心承力筒21，所述第一中心承力筒11与所述第二中心承力筒21通过所述第一分离装置30连接；所述第二中心承力筒21与所述火箭支撑装置(图中未示出)通过所述第二分离装置40进行连接；所述第二子卫星平台20还包括分离控制模块及分离驱动模块，所述分离控制模块用于控制所述第一分离装置30的启动与运行；所述分离驱动模块用于为所述第一子卫星平台10提供分离驱动力，以使所述第一子卫星平台10与所述第二子卫星平台20分离，所述分离控制模块还用于为所述分离驱动模块及所述第一分离装置30供电。

如图5所示，在所述的卫星构型中，所述第一中心承力筒11包括第一圆柱本体及上分离装置，所述第二中心承力筒21包括第二圆柱本体及下分离装置，其中：所述上分离装置为一上窄下宽的第一圆台结构111，且所述第一圆台结构111的顶端连接所述第一圆柱本体的底端并与所述第一圆柱本体固定，所述第一圆台结构111的底部外侧具有多个凸耳连锁结构31；所述下分离装置为一上宽下窄的第二圆台结构211，且所述第二圆台结构211的底端连接所述第二圆柱本体的顶端并与所述第二圆柱本体固定，所述第二圆台结构211的顶部外侧具有多个相应的凸耳锁定结构32；所述凸耳连锁结构31和所述凸耳锁定结构32的位置一一对应后接合，形成多个对接部。

如图5～7所示，在所述的卫星构型中，每个所述凸耳连锁结构31的底面具有一圆锥凸台311，每个所述凸耳锁定结构32的顶面具有一卡接凹槽321，所述圆锥凸台311与所述卡接凹槽321的位置一一对应后结合，形成横向约束对接部。在所述的卫星构型中，所述第一分离装置30包括多个火工分离元件33，所述凸耳连锁结构31与所述凸耳锁定结构32均具有螺栓孔331，火工分离元件33通过螺栓孔331纵向箍紧每个所述凸耳连锁结构31及与其所对应的所述凸耳锁定结构32，所述火工分离元件33爆炸使所述凸耳连锁结构31及与其所对应的所述凸耳锁定结构32解除纵向箍紧，并分离所述第一中心承力筒11和所述第二中心承力筒21。

具体的，在所述的卫星构型中，所述火工分离元件为螺栓与分离螺母的组合，火工分离元件的纵向约束力为120000牛，火工分离元件收到指令后，分离螺母在火工品作动下张开，螺栓在弹簧作动下抽出，实现解锁，所述螺栓的直径为12mm。火工分离元件的数量为4～12个，例如4个，8个或12个，可根据纵向约束力的需求进行计算得出。

进一步的，在所述的卫星构型中，所述第一子卫星平台10及所述第二子卫星平台20均包括+x板、-x板、+z板、-z板、+y板及-y板，其中：所述+x板、所述-x板、所述+z板、所述-z板、所述+y板及所述-y板的形状均为矩形板；所述+z板和所述-z板分别安装在所述第一圆柱本体的两端或所述第二圆柱本体的两端；所述+y板和所述-y板分别安装在所述第一中心承力筒11的+y侧和-y侧或所述第二中心承力筒21的+y侧和-y侧；所述+x板和所述-x板分别安装在所述第一中心承力筒11的+x侧和-x侧或所述第二中心承力筒21的+x侧和-x侧；所述火箭支撑装置安装在所述第二子卫星平台20的-z板的-z面。

进一步的，在所述的卫星构型中，所述第一子卫星平台10及所述第二子卫星平台20均还包括通信天线、太阳翼、蓄电池、载荷及平台设备，其中：所述通信天线分别安装在+x板的+x面及-x板的-x面；所述太阳翼分别安装在+y板的+y面及-y板的-y面；所述蓄电池分别安装在+x板的-x面及-x板的+x面；所述平台设备及载荷安装在+y板的-y面及-y板的+y面。

综上，上述实施例对卫星构型的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

<实施例二>

本实施例还提供一种如上所述的卫星构型的分离方法，所述卫星构型的分离方法包括：所述分离控制模块与所述第一子卫星平台10的平台设备进行通信，并获取所述第一子卫星平台10的姿轨数据、轨道信息及时间信息，形成双星分离信息；所述分离控制模块根据所述双星分离信息向所述第一分离装置30及所述分离驱动模块发送双星分离指令；所述第一分离装置30收到所述双星分离指令后进行点火；所述分离驱动模块根据所述双星分离指令驱动所述第一分离装置30作轴向分离运动。

进一步的，在所述的卫星构型的分离方法中，所述卫星构型的分离方法包括：所述火箭支撑装置的星箭分离控制单元与所述第二子卫星平台20的平台设备进行通信，并获取所述第二子卫星平台20的姿轨数据、轨道信息及时间信息，形成星箭分离信息；所述星箭分离控制单元根据所述星箭分离信息向所述第二分离装置40及所述火箭支撑装置发送星箭分离指令；所述第二分离装置40收到所述星箭分离指令后进行点火；所述火箭支撑装置根据所述星箭分离指令驱动所述第二分离装置40作轴向分离运动。

在本发明提供的卫星构型及其分离方法中，通过第二子卫星平台20上的分离控制模块控制第一分离装置30的启动与运行，第二子卫星平台20上的分离驱动模块为第一子卫星平台10提供分离驱动力，以使第一子卫星平台10与第二子卫星平台20分离，分离控制模块为第一分离装置30供电，实现了下星直接控制和驱动上星的分离，无需火箭支撑装置绕过下星对上星进行控制和驱动，控制更加简单，驱动力可有效降低，安全风险较低。

本发明的两颗卫星互联，采用串列式发射布局。第一子卫星平台10(以下简称为“上星”)通过第一分离装置30与第二子卫星平台20(以下简称为“下星”)连接，下星通过第二分离装置40与火箭支撑装置(示例包括火箭)连接。上星与下星之间采用点式分离方式。先分离上星，再分离下星。上星的分离释放由下星控制和供电。双星对接面有圆锥凸台311和卡接凹槽321插入配合，以承受双星之间的剪切载荷，避免第一分离装置30在剪切载荷下的损坏。本发明不仅仅避免了增加重量较大的卫星支架的外串列式发射布局，也避免了沉重的包带，避免包带打开时磕碰到星外安装的单机设备，安全可靠性增加。另外，由于第一分离装置30不担心剪切载荷的应力，可以降低火工分离元件33的约束条件，并进一步减小爆炸破坏力，不至于使上下星在分离冲击载荷下受到破坏。

因此，本发明解决的技术问题主要有两个：减小了双星分离装置的重量，将宝贵的重量资源用于卫星，可以节约发射费用，提升卫星的性能，提升卫星项目的性价比。避免双星分离后的部件运动，提高双星分离后的安全性。

具体的，单个火工分离元件33约1公斤，六个火工分离元件33的力学性能可以等效于包带的力学性能，总重量仅为6公斤，相对于包带系统的20公斤大幅降低，增加了有效载荷的重量，提升了卫星的性能。

双星分离后，所有的零部件运动发生在第一分离装置内部，不会对星外设备产生碰撞危险。本发明的点式分离装置体积小，空间小，不需要约束装置，且给星外单机设备提供了良好的安装空间。

承力筒构型卫星串列分离释放装置不采用传统的包带式，承力筒构型卫星串列分离释放装置采用多点式分离，双星的释放分离由下星控制，双星对接面通过圆锥形凸台和凹槽相配合，约束横向位移，防止分离装置剪切损坏(锥形插入，不影响分离)。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。

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