卫星解锁分离装置的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种卫星解锁分离装置。
【背景技术】
[0002]近年来，微纳卫星研制的热潮在世界范围内迅速兴起。作为卫星关键技术之一的解锁分离技术，是关系到卫星成功发射、正常入轨的核心技术，对卫星总体性能有着重要影响。微纳卫星体积小、质量轻、星表安装面积受限、抗冲击能力弱、搭载环境多变等特点，给其解锁分离装置的设计带来了难题。发明一种占用表面资源小、分离冲击小、可靠性高的解锁分离装置具有重要意义。
[0003]卫星解锁分离装置既要保证锁紧可靠性，又要保证解锁与分离可靠性。大卫星或小卫星(约10Kg以上)通常采用锥形底座和包带解锁方案，且已形成标准的系列产品。
[0004]对于体积稍大的微纳卫星，常采用与大卫星类似的包带解锁分离装置，就是对大卫星的包带解锁分离装置进行缩小和简化。该方案需要在卫星分离表面增加圆形承力安装基座，对微纳卫星星体内部结构有限制性要求。包带解锁分离装置的可靠性高，且已通过大量的发射任务检验。但星体必须提供一个外表面安装环形的锥段，考虑到电磁和光学遮挡效应，该外表面不利于布设太阳能电池片或通讯天线，影响表面使用效率；
[0005]另一种方案是针对体积较小的微纳卫星，常采用箱体内导轨解锁分离装置，靠箱盖锁紧将微纳卫星约束在箱体内，解锁时沿箱体内导轨弹出。国内外1Kg以下的卫星多采用此方案。采用箱体内导轨式结构可以较好地防护星体，也利于多星发射。但是箱体内导轨式分离装置由于导轨自身精度、变形等因素，其分离精度与可靠性之间相互矛盾。卫星发射的首要任务是保障可靠性，所以通常的技术解决方案是增大导轨间隙，降低分离运动精度。另外，由于导轨本身是过约束方式，分离推力偏心较大或结构变形等会增大分离失败的风险。
[0006]目前微纳卫星解锁分离技术尚未成熟，现有技术中公开的微纳卫星解锁分离装置(如申请号为201210490495.1和201210573701.5的专利)，它们多采用锁紧杠杆与支撑杆约束的解锁分离方案，在一定程度上解决了占用星体表面大、过约束锁紧的问题，但需要在卫星表面设计深孔进行杆件安装，且由于两点解锁存在分离可靠性、解锁同步性等问题。此夕卜，这种解锁分离装置横向承载有限，一般应用于卫星沿火箭轴向分离，对卫星沿火箭侧向分离的情况并不适用。
【发明内容】
[0007]本发明旨在提供一种提高解锁同步性的卫星解锁分离装置。
[0008]为了实现上述目的，本发明提供了一种卫星解锁分离装置，卫星解锁分离装置包括:四个支撑杆，四个支撑杆均与卫星连接；底板，底板上设置有与四个支撑杆一一对应的锁紧座，每个锁紧座上均开设有与支撑杆对应设置的容纳槽，支撑杆远离卫星的一端固定在相应的容纳槽中；解锁单元，解锁单元包括锁紧杆、与四个支撑杆对应设置的顶紧件和压紧杠杆，每个顶紧件与相应的支撑杆抵接以将该支撑杆固定于相应的容纳槽中，每个顶紧件均通过压紧杠杆与锁紧杆连接。
[0009]进一步地，卫星解锁分离装置还包括与底板平行设置的对接板，对接板上设置有与四个支撑杆一一对应地设置的孔和设置在每个孔中的弹簧，底板上设置有与四个弹簧一一对应地设置的四个通孔，每个弹簧与相应的支撑杆抵接以驱动四个支撑杆和卫星脱离底板。
[0010]进一步地，每个锁紧座与底板的组合体上均设置有与相应的支撑杆对应的孔，每个孔内均设置有弹簧，每个弹簧与相应的支撑杆抵接以驱动四个支撑杆和卫星脱离底板。[0011 ] 进一步地，支撑杆与卫星的表面连接。
[0012]进一步地，支撑杆包括支撑杆本体和与支撑杆本体连接的隔热板，隔热板与卫星连接，支撑杆本体与隔热板连接。
[0013]进一步地，容纳槽开设在锁紧座的周面上，容纳槽的延伸方向与支撑杆的延伸方向一致。
[0014]进一步地，支撑杆为四个，两个支撑杆位于锁紧杆的第一端，另外两个支撑杆位于锁紧杆的第二端，锁紧杆与压紧杠杆连接以通过压紧杠杆维持每个顶紧件将与该顶紧件对应设置的支撑杆固定于相应的容纳槽中的状态。
[0015]进一步地，压紧杠杆包括第一段压紧杠杆和与第一段压紧杠杆连接的第二段压紧杠杆，解锁单元还包括转轴，转轴的延伸方向与支撑杆的延伸方向一致，转轴与压紧杠杆连接于第一段压紧杠杆与第二段压紧杠杆的连接处，压紧杠杆相对于支撑杆以转轴为旋转中心可转动地设置，第一段压紧杠杆的远离第二段压紧杠杆的一端与锁紧杆连接，顶紧件与第二段压紧杠杆连。
[0016]进一步地，顶紧件包括:连接杆，连接杆与第二段压紧杠杆连接；顶块，顶块与连接杆连接，顶块与支撑杆的周面抵接，顶块相对于压紧杠杆沿垂直于顶块的与支撑杆抵接面的方向可移动地设置。
[0017]进一步地，连接杆与压紧杠杆第二段压紧杠杆螺纹配合。
[0018]应用本发明的技术方案，卫星解锁分离装置包括四个支撑杆、底板和解锁单元，四个支撑杆均与卫星连接，底板上设置有锁紧座，锁紧座上开设有与四个支撑杆一一对应地设置的四个容纳槽，支撑杆的远离卫星的一端设置在容纳槽中，解锁单元包括锁紧杆和与四个支撑杆一一对应的四个顶紧件，每个顶紧件的一端与相应的支撑杆抵接以将该支撑杆固定于相应的容纳槽中，四个顶紧件的另一端均与锁紧杆连接。应用本发明的技术方案，四个顶紧件均与锁紧杆连接。切断锁紧杆后四个支撑杆同时处于解锁状态，有效地提高了解锁同步性。
【附图说明】
[0019]构成本申请的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中:
[0020]图1示出了本发明实施例的卫星解锁分离装置和卫星的装配结构示意图；
[0021]图2示出了本发明实施例的卫星解锁分离装置的俯视结构示意图；
[0022]图3示出了本发明实施例的卫星解锁分离装置的对接板及弹簧的结构示意图；
[0023]图4示出了本发明实施例的卫星解锁分离装置的支撑杆的结构示意图。
[0024]附图标记:10、卫星；20、底板；21、锁紧座；30、支撑杆；31、支撑杆本体；32、隔热板；33、圆柱段；40、解锁单元；41、顶紧件；411、连接杆；412、顶块；42、压紧杠杆；43、锁紧杆；44、转轴；50、对接板；51、弹簧。
【具体实施方式】
[0025]需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
[0026]如图1至4所示，本发明实施例的卫星解锁分离装置包括四个支撑杆30、底板20和解锁单元40。四个支撑杆30均与卫星10连接。底板20上设置有支撑杆30 —一对应的四个锁紧座21，每个锁紧座21上均开设有与支撑杆30对应设置的容纳槽，支撑杆30远离卫星10的一端固定在相应的容纳槽中。解锁单元40包括锁紧杆43、与四个支撑杆30对应设置的顶紧件41和压紧杠杆42，每个顶紧件41与相应的支撑杆30抵接以将该支撑杆30固定于相应的容纳槽中，每个顶紧件41均通过压紧杠杆42与锁紧杆43连接。
[0027]本实施例中，用于将四个支撑杆30压紧在相应的容纳槽中的顶紧件41均与锁紧杆43通过压紧杠杆42连接。当锁紧杆43断开后四个顶紧件41同时释放相应的支撑杆30以实现卫星与火箭的分离，有效地提高了解锁同步性。
[0028]卫星解锁分离装置还包括与底板20平行设置的对接板50，对接板50上设置有与四个支撑杆30 —一对应地设置的四个孔和设置在每个孔中的弹簧51，底板20上设置有与四个弹簧51 —一对应地设置的四个通孔，每个弹簧51与相应的支撑杆30抵接以驱动四个支撑杆30和卫星10脱离底板20。
[0029]支撑杆30压紧与相应的容纳槽中时，支撑杆30将相应的弹簧51压缩于孔和通孔中，顶紧件41释放支撑杆以后，弹簧驱动卫星10与火箭分离。
[0030]还可以优选地，底板20上设置有四个锁紧座21，四个锁紧座21与四个支撑杆30一一对应地设置，每个锁紧座21均设置有容纳槽，每个锁紧座21与底板20的组合体上均设置有孔，每个孔内均设置有弹簧51，每个弹簧51与相应的