一种星箭分离系统

摘要

一种星箭分离系统，包括：卫星推离装置，卫星推离装置上设有刚性转接件；套筒，其轴线沿卫星推离方向设置，套筒一端正对刚性转接件；第一步进电机、第二步进电机，规格相同，关于套筒轴线对称设置；第一柔性齿条、第二柔性齿条，规格相同，第一、第二柔性齿条的首端啮合且穿过套筒并与刚性转接件固定连接，套筒用于保证第一、第二柔性齿条啮合，第一、第二柔性齿条的首端啮合后具有支持卫星推离的刚度；第一柔性齿条的中段与第一步进电机的输出轴齿啮合，第二柔性齿条的中段与第二步进电机的输出轴齿啮合。本发明可有效调节控制分离力大小和速度，大幅提升了分离控制精度及稳定度，并可重复多次使用，提高了资源利用率。

权利要求

1.一种星箭分离系统，其特征在于，包括：

卫星推离装置，卫星推离装置上设有刚性转接件；

套筒，其轴线沿卫星推离方向设置，套筒一端正对刚性转接件；

第一步进电机、第二步进电机，关于套筒轴线对称设置；

第一柔性齿条、第二柔性齿条，第一、第二柔性齿条的首端啮合且穿过套筒并与刚性转接件固定连接，套筒用于保证第一、第二柔性齿条啮合，第一、第二柔性齿条的首端啮合后具有支持卫星推离的刚度；第一柔性齿条的中段与第一步进电机的输出轴齿啮合，第二柔性齿条的中段与第二步进电机的输出轴齿啮合。

2.根据权利要求1所述的一种星箭分离系统，其特征在于，包括第一止挡件、第二止挡件，第一、第二止挡件关于套筒轴线对称设置，第一步进电机位于第一止挡件和套筒之间，第二步进电机位于第二止挡件和套筒之间；第一柔性齿条的尾端设有与第一止挡件配合的第一限位部，第二柔性齿条的尾端设有与第二止挡件配合的第二限位部。

3.根据权利要求2所述的一种星箭分离系统，其特征在于，第一限位部和第二限位部均为钩状结构。

4.根据权利要求1或2所述的一种星箭分离系统，其特征在于，套筒和第一步进电机之间设有第一导轨，第一导轨用于限制第一柔性齿条的运动路径；套筒和第二步进电机之间设有第二导轨，第二导轨用于限制第二柔性齿条的运动路径。

5.根据权利要求4所述的一种星箭分离系统，其特征在于，第一止挡件与第一导轨之间的距离小于第一柔性齿条和第一限位部在该距离方向上的总尺寸；第二止挡件与第二导轨之间的距离小于第二柔性齿条与第二限位部在该距离方向上的总尺寸。

6.根据权利要求4所述的一种星箭分离系统，其特征在于，第一导轨对第一柔性齿条在第一步进电机与套筒之间的运动路径全程限位；第二导轨对第二柔性齿条在第二步进电机与套筒之间的运动路径全程限位。

7.如权利要求4所述的一种星箭分离系统，其特征在于，套筒是由第一导轨和第二导轨汇合形成。

8.如权利要求4所述的一种星箭分离系统，其特征在于，第一导轨包括第一外轨和第一内轨，第一止挡件是由外轨绕过第一步进电机的输出轴之后往回延伸形成，第一柔性齿条在第一外轨和第一步进电机的输出轴之间与第一步进电机的输出轴齿啮合；第二导轨包括第二外轨和第二内轨，第二止挡件是由第二外轨绕过第二步进电机的输出轴之后往回延伸形成，第二柔性齿条在第二外轨和第二步进电机的输出轴之间与第二步进电机的输出轴齿啮合。

9.根据权利要求8所述的一种星箭分离系统，其特征在于，第一止挡件与第一内轨之间的距离小于第一柔性齿条和第一限位部在该距离方向上的总尺寸；第二止挡件与第二内轨之间的距离小于第二柔性齿条与第二限位部在该距离方向上的总尺寸。

说明书

一种星箭分离系统

技术领域

[0001] 本发明涉及航天航空技术领域，具体涉及一种星箭分离系统。

背景技术

[0002] 随着航天技术的发展和各类卫星大规模应用，一箭多星发射和多星轨道部署，是提高运载火箭性能和任务适应能力的有效途径之一。为实现星箭入轨后的可靠分离，星箭分离系统设计起着重要作用。传统的星箭分离系统多为特定任务而研制，通用性和灵活性较差，重复使用存在困难，无法满足各类卫星多样化轨道部署、低成本发射等需求。

发明内容

[0003] 本发明目的在于提升星箭分离性能指标，提出一种结构简单、功能复用的星箭分离系统，实现星箭分离过程中分离力和分离速度的可调可控、分离装置的多次重复使用以及星箭分离系统的通用性。

[0004] 本发明提供了一种星箭分离系统，包括：卫星推离装置，卫星推离装置上设有刚性转接件；套筒，其轴线沿卫星推离方向设置，套筒一端正对刚性转接件；第一步进电机、第二步进电机，关于套筒轴线对称设置；第一柔性齿条、第二柔性齿条，第一、第二柔性齿条的首端啮合且穿过套筒并与刚性转接件固定连接，套筒用于保证第一、第二柔性齿条啮合，第一、第二柔性齿条的首端啮合后具有支持卫星推离的刚度；第一柔性齿条的中段与第一步进电机的输出轴齿啮合，第二柔性齿条的中段与第二步进电机的输出轴齿啮合。

[0005] 进一步地，包括第一止挡件、第二止挡件，第一、第二止挡件关于套筒轴线对称设置，第一步进电机位于第一止挡件和套筒之间，第二步进电机位于第二止挡件和套筒之间；第一柔性齿条的尾端设有与第一止挡件配合的第一限位部，第二柔性齿条的尾端设有与第二止挡件配合的第二限位部。

[0006] 进一步地，第一限位部和第二限位部均为钩状结构。

[0007] 进一步地，套筒和第一步进电机之间设有第一导轨，第一导轨用于限制第一柔性齿条的运动路径；套筒和第二步进电机之间设有第二导轨，第二导轨用于限制第二柔性齿条的运动路径。

[0008] 进一步地，第一止挡件与第一导轨之间的距离小于第一柔性齿条与第一限位部在该距离方向上的总尺寸；第二止挡件与第二导轨之间的距离小于第二柔性齿条与第二限位部在该距离方向上的总尺寸。

[0009] 进一步地，第一导轨对第一柔性齿条在第一步进电机与套筒之间的运动路径全程限位；第二导轨对第二柔性齿条在第二步进电机与套筒之间的运动路径全程限位。

[0010] 进一步地，套筒是由第一导轨和第二导轨汇合形成。

[0011] 本发明的有益效果：本发明针对传统火箭星箭分离系统多为特定任务而研制，通用性和灵活性较差的问题，选用步进电机作为分离动力，可有效调节控制分离力大小和速度，大幅提升了分离控制精度及稳定度，并可重复多次使用，提高了资源利用率；选用柔性齿条作为推力传递部件，有效节约空间，可适应各种整流罩包络；两个柔性齿条在啮合之后具有支持卫星推离的刚度，结合套筒的方向导引，保证了将步进电机输出轴的旋转运动转换为卫星推离装置的直线运动的有效性和准确性。

附图说明

[0012] 图1为本发明第一实施例的总体布局示意图；

[0013] 图2为本发明第一实施例推离卫星的示意图；

[0014] 图3为本发明第二实施例第一导轨示意图。

[0015] 在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：

[0016] 1-卫星推离装置、2-第一导轨、3-第一步进电机、4-第一柔性齿条、5-第一止挡件、6-第一限位部、7-第二限位部、8-第二止挡件、9-第二柔性齿条、10-第二步进电机、11-第二导轨、12-套筒、13-刚性转接件、21-第一外轨、22-第一内轨。

具体实施方式

[0017] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施方式仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

[0018] 请参照图1、2，为本发明第一实施例。第一实施例的星箭分离系统包括卫星推离装置1、第一导轨2、第一步进电机3、第一柔性齿条4、第一止挡件5、第一限位部6、第二限位部7、第二止挡件8、第二柔性齿条9、第二步进电机10、第二导轨11、套筒12、刚性转接件13等。

[0019] 卫星推离装置1上设有刚性转接件13，在本实施例中，刚性转接件13设在卫星推离装置1中心；套筒12的轴线沿卫星推离方向设置，套筒12一端正对刚性转接件13；第一步进电机3、第二步进电机10规格相同，关于套筒12轴线对称设置；第一柔性齿条4、第二柔性齿条9规格相同，第一、第二柔性齿条9的首端啮合且穿过套筒12并与刚性转接件13固定连接，套筒12用于保证第一、第二柔性齿条4、9啮合，第一、第二柔性齿条4、9的首端啮合后具有支持卫星推离的刚度；第一柔性齿条4的中段与第一步进电机3的输出轴齿啮合，第二柔性齿条9的中段与第二步进电机10的输出轴齿啮合。

[0020] 第一、第二止挡件5、8关于套筒12轴线对称设置，第一步进电机3位于第一止挡件5和套筒12之间，第二步进电机10位于第二止挡件8和套筒12之间；第一柔性齿条4的尾端设有与第一止挡件5配合的第一限位部6，第二柔性齿条9的尾端设有与第二止挡件8配合的第二限位部7，在本实施例中，第一限位部6和第二限位部7均为钩状结构。第一止挡件5与第一导轨2之间的距离小于第一柔性齿条4与第一限位部6在该距离方向上的总尺寸；第二止挡件8与第二导轨11之间的距离小于第二柔性齿条9与第二限位部7在该距离方向上的总尺寸。上述尺寸设置可以避免限位部从止挡件和导轨之间脱出，在重复推离卫星时，可以更好的保证传动的稳定与有效。当然即使不具备止挡件和限位部，只要齿条与步进电机啮合，即可保证齿条正常随步进电机的正反转往复运动。在非超载的情况下，步进电机的转速、停止的位置只取决于脉冲信号的频率和脉冲数，而不受负载变化的影响，因此可以保证星箭分离的精度与稳定性，在不同负载的多星发射应用以及重复利用上，优势更加明显。

[0021] 套筒12和第一步进电机3之间设有第一导轨2，第一导轨2用于限制第一柔性齿条4的运动路径；套筒12和第二步进电机10之间设有第二导轨11，第二导轨11用于限制第二柔性齿条9的运动路径。在本实施例中，第一导轨2对第一柔性齿条4在第一步进电机3与套筒12之间的运动路径全程限位；第二导轨11对第二柔性齿条9在第二步进电机10与套筒12之间的运动路径全程限位。

[0022] 柔性齿条的条状部分的材料可以是硬质橡胶、钢片，或者也可以采用链条结构，既具有柔性，便于传动方向的转换，也具有足够的强度，保证传动力的效率。采用硬质橡胶或钢片时，由于这两种材料自身具有足够的弹性，即使没有导轨支撑，也足以完成步进电机和卫星推离装置1之间运动的传递，有导轨的支撑与导引辅助效果更好。而链条式的结构则在第一步进电机3与套筒12之间的全程需要导轨的支撑与导引。

[0023] 本实施例中的套筒12是与导轨分体设置，便于根据不同的发射需求更换或调整套筒12。

[0024] 本发明适用于单星分离或多星组网分离方案，下面结合两个应用实例来介绍本发明的工作原理及过程。

[0025] 【应用实例一】单星分离方案

[0026] 将星箭连接装置与卫星推离装置1连接，当火箭进入预定释放卫星的轨道后，星箭连接装置解锁，第一步进电机3和第二步进电机10同时启动，此时参考图2，第一步进电机3顺时针旋转驱动第一柔性齿条4运动，第二步进电机10同步逆时针旋转驱动第二柔性齿条9运动，按照预设恒定力，在套筒12的限制下，第一柔性齿条4和第二柔性齿条9共同推动卫星推离装置1向上运动(图示方向不一定是实际方向)，为卫星提供分离初速度，远离火箭末级，实现星箭分离。

[0027] 【应用实例二】多星分离方案

[0028] 以双星串联布局为例，星箭连接装置独立连接两颗卫星。第一颗卫星解锁时，第二颗卫星仍然处于锁定状态。第一颗卫星分离释放完毕后，火箭带着第二颗卫星继续向第二颗卫星的预定发射轨道前进，在此期间，第一步进电机3和第二步进电机10同时反转，带动第一柔性齿条4和第二柔性齿条9复位，拉动卫星推离装置1反向运动归位(如图1)。进入第二颗卫星的预定发射轨道后，第二颗卫星解锁，第一步进电机3和第二步进电机10再次正转启动，第一步进电机3顺时针旋转驱动第一柔性齿条4运动，第二步进电机10同步逆时针旋转驱动第二柔性齿条9运动，按照预设恒定力，在套筒12的限制下，第一柔性齿条4和第二柔性齿条9共同推动卫星推离装置1向上运动(图示方向不一定是实际方向)，为第二颗卫星提供分离初速度，远离火箭末级，实现星箭分离，最终实现双星发射。多星发射与此同理。

[0029] 请参照图3，为本发明第二实施例第一导轨的示意图，第二导轨与第一导轨结构对称故省略。第二实施例与第一实施例的主要区别在于导轨与止挡件的构成形式。在本实施例中，第一导轨2包括第一外轨21和第一内轨22，第一止挡件5是由外轨绕过第一步进电机3的输出轴之后往回延伸形成，第一柔性齿条4在第一外轨21和第一步进电机3的输出轴之间与第一步进电机3的输出轴齿啮合；第二导轨11包括第二外轨(未图示)和第二内轨(未图示)，第二止挡件8是由第二外轨绕过第二步进电机10的输出轴之后往回延伸形成，第二柔性齿条9在第二外轨和第二步进电机10的输出轴之间与第二步进电机10的输出轴齿啮合。如此设置可以保证齿条与步进电机的输出轴齿的配合更加稳定可靠。

[0030] 在本实施例中，第一止挡件5与第一内轨22之间的距离小于第一柔性齿条4和第一限位部6在该距离方向上的总尺寸；第二止挡件8与第二内轨之间的距离小于第二柔性齿条9与第二限位部7在该距离方向上的总尺寸。如此设置可以避免限位部从止挡件和内轨之间脱出，在重复推离卫星时，可以更好的保证传动的稳定与有效。

[0031] 在其他实施例中(未图示)，套筒12也可以是由第一导轨2和第二导轨11汇合形成，即套筒12与导轨一体成型，参照第二实施例中导轨的布置形式，套筒12也可以是由第一外轨和第二外轨的首端配合形成。如此设置有利于一体化加工。

[0032] 本发明不仅局限于上述具体实施方式，本领域一般技术人员根据本发明公开的内容，可以采用其它多种具体实施方式实施本发明，因此，凡是采用本发明的设计结构和思路，做一些简单的变化或更改的设计，都落入本发明保护的范围。