[发明专利]一种气动式星箭分离系统

说明书

本发明公开了一种气动式星箭分离系统，包括配合使用的卫星适配器和火箭适配器，所述卫星适配器设置在卫星上，所述火箭适配器设置在发射火箭上，所述火箭适配器中设置有至少三个分离装置，各所述分离装置互相配合控制星箭分离时所述卫星的入轨姿态。本发明分离系统能够对卫星分离时的速度、角度和角速度进行调节控制，提高卫星分离时的稳定性，从而提高卫星入轨姿态精度；本系统可重复使用，降低了制造成本，并且能够使用飞行产品进行地面试验验证，保证了地面试验的有效性；本系统的推力可以调控，能够适用于不同质量卫星的分离和不同类型的发射任务，适用范围更广。

技术领域

本发明涉及航天领域，尤其涉及一种气动式星箭分离系统。

背景技术

火箭发射卫星过程中，卫星通过星箭适配器安装与火箭上。当火箭将卫星送到预定轨道后，首先使用解锁装置将卫星与火箭连接的适配器解锁，之后使用分离装置让卫星与火箭分离。目前星箭分离使用的装置主要是弹簧等弹射装置或反推火箭。弹簧的弹力可以将卫星弹出，反推火箭可以使火箭减速，从而实现卫星与火箭的分离。

现有两种星箭分离装置存在的问题是：(1)两种星箭分离装置的主要目标是完成星箭分离，基本不考虑对卫星入轨时分离姿态的控制，因此反推火箭和弹簧其工作参数是固定的，不能根据分离时的情况进行卫星分离速度、姿态的调节，在一定程度上影响了入轨时姿态(角度、角速度)精度；(2)反冲火箭为一次性产品，不能重复使用，这带来两方面问题：一方面无法应用于可重复使用火箭来降低成本，另一方面，地面试验和实际飞行的产品不是同一个产品，最多只能是同一批次生产的产品，因此其地面试验并不能很好的模拟飞行产品的性能，地面验证性较差；(3)对弹簧式分离来说，弹簧的规格是固定的，而发射任务是多样化的，适用于本次分离的弹簧一般很难直接适用于其他的星箭分离，并且由于弹簧每次使用后，其弹性模量和行程都会发生变化，因此很难重复使用，另外，分离时需要多个弹簧，而弹簧之间存在质量一致性的问题，即每个弹簧的弹性模量、工作行程存在一定的差异，需要通过大量弹簧的筛选，挑出符合要求的，也给研制工作增加了额外的难度和成本。

发明内容

基于上述问题，本发明的目的是提供一种气动式星箭分离系统，本发明采用如下技术方案：

本发明提供了一种气动式星箭分离系统，包括配合使用的卫星适配器和火箭适配器，所述卫星适配器设置在卫星上，所述火箭适配器设置在发射火箭上，所述火箭适配器中设置有至少三个分离装置，各所述分离装置互相配合控制星箭分离时所述卫星的入轨姿态；

所述分离装置包括分离伸缩件、控制伸缩件，以及驱动所述分离伸缩件和控制伸缩件伸缩动作的控制驱动系统；所述分离伸缩件本体的底端与所述火箭适配器活动连接，所述分离伸缩件的伸缩端与所述卫星适配器嵌入连接，所述控制伸缩件位于所述分离伸缩件的一侧，所述控制伸缩件本体的底端与所述火箭适配器活动连接，所述分离伸缩件的伸缩端与所述分离伸缩件本体活动连接。

进一步的，所述卫星适配器的底部设置有与所述分离伸缩件的伸缩端嵌入配合的凹槽。

进一步的，所述分离伸缩件包括分离伸缩本体，所述分离伸缩本体的底端以及伸缩端均设置有万向节。

进一步的，所述控制伸缩件包括控制伸缩本体，所述控制伸缩本体的底端通过万向节与所述火箭适配器连接，所述控制伸缩本体的伸缩端通过铰链与所述卫星适配器连接。

进一步的，所述分离伸缩件包括分离伸缩本体，所述分离伸缩本体的底端设置有万向球头结构，所述分离伸缩本体的伸缩端设置为球头。

进一步的，所述控制伸缩件包括控制伸缩本体，所述控制伸缩本体的底端以及伸缩端均设置有万向球头结构。

进一步的，所述所述分离伸缩本体和控制伸缩本体为气缸。

进一步的，所述控制驱动系统包括储气瓶，所述储气瓶通过控制管路分别与所述分离伸缩本体和控制伸缩本体连通，所述控制管路上设置有控制阀体。