[发明专利]一种卫星释放装置

说明书

本发明创造提供了一种卫星释放装置，包括外壳，在外壳顶端安装有卫星框、底端安装有火箭框，卫星框上设有与卫星结构连接的孔位，火箭框上设有与火箭结构连接的孔位；火箭框与外壳固定连接，卫星框插装在外壳内，在卫星框上通过锁母安装有保持件；火箭框上安装有导向件，且在火箭框上处于导向件外围位置设置有多组释放组件，由导向件上滑动布置的滑块带动释放组件，实现保持件的释放动作；导向件顶端设有顶帽，在导向件上安装有弹性件，该弹性件上端抵住顶帽，下端抵住滑块；滑块侧孔内插装有用于保持滑块位置的解锁器，该解锁器由一驱动机构带动。本发明创造结构紧凑，集成度高，质量轻，同时，解锁速度快、工作可靠性高。

技术领域

本发明创造属于航空航天技术领域，尤其是涉及一种卫星释放装置。

背景技术

星箭分离解锁驱动设施一般通过连接解锁装置实现连接及解锁，通过分离能源装置实现有效载荷与运载火箭的分离运动。现有火工分离装置的优点在于能量密度高、解锁速度快、但缺点是对复杂电磁环境耐受性差、火药或炸药引爆造成的冲击环境量级较高、解锁冲量大，比如，传统的点式火工品解锁一般采用M8或M12的爆炸螺栓，冲击量级一般可达12000g以上，对有效载荷工作可靠性造成不可预知的影响。而非火工装置在解锁环节虽然避免了火药、炸药的爆炸冲击，但缺点也很明显，大多结构复杂，体积大，消耗了火箭的有效载荷。

例如申请号CN201910562424.X的专利，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。此结构庞大复杂，不适合形状除立方体外的卫星使用。另一方面这一发明涉及的是一个卫星释放系统，本发明涉及的是一个释放装置关键部件。

另外，申请号CN201911067305.3的专利，涉及一种小卫星发射的冗余解锁与时序控制的释放机构，属于火箭发射技术领域；包括舱门、框体、铰接部、推板、推力弹簧、4个滑轨、限位装置、连杆、压板和电磁锁；框体顶端开口；舱门设置在框体的顶端开口处；铰接部设置在舱门与框体的连接处；电磁锁设置在框体的侧壁；4个滑轨沿轴向设置在框体内部的4个侧壁拐角处；推力弹簧设置在框体内部底端；推板水平设置在推力弹簧的顶端；压板设置在框体内部底端；连杆竖直设置在压板的顶端；限位装置设置在连杆的顶端；限位装置通过连杆带动压板共同动作。此适用于立放小卫星，通用性差。

发明内容

有鉴于此，本发明创造旨在克服现有技术中的缺陷，提出一种卫星释放装置。

为达到上述目的，本发明创造的技术方案是这样实现的：

一种卫星释放装置，包括外壳，在外壳顶端安装有卫星框、底端安装有火箭框，卫星框上设有与卫星结构连接的孔位，火箭框上设有与火箭结构连接的孔位；所述火箭框与外壳固定连接，卫星框插装在外壳内，在卫星框上通过锁母安装有保持件；

所述火箭框上安装有导向件，且在火箭框上处于导向件外围位置设置有多组释放组件，由导向件上滑动布置的滑块带动释放组件，实现保持件的释放动作；

所述导向件顶端设有顶帽，在导向件上安装有弹性件，该弹性件上端抵住顶帽，下端抵住滑块；滑块侧孔内插装有用于保持滑块位置的解锁器，该解锁器由一驱动机构带动；

所述释放组件包括安装于火箭框的短肘杆、以及铰接于短肘杆上端的长肘杆、以及铰接于长肘杆上端的拉钩，当长肘杆与短肘杆均处于竖直状态时，由拉钩的钩体卡住保持件的底座。拉钩固定住保持件状态下，短肘杆紧贴外壳内壁，长肘杆与外壳内壁留有夹紧间隙，确保长肘杆带动拉钩顺利到达极限位置，由钩体稳定性的压住限位座；