CN115231002B - 基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置及方法，包括：母卫星设置有释放装置；子卫星设置在释放装置中；主板设置在底座上，对接机构设置在母卫星的一侧，主板与弯板通过转轴连接；电磁铁设置在主板上，电磁铁控制弯板与对接机构的开关，进而控制母卫星在弹簧托盘上；第一舵机设置在母卫星的凹槽上，且与挡条相连接；挡条设置在母卫星四周的边上，用于防止子卫星从释放机构上脱离；弹簧托盘用于托住母卫星，第二舵机连接线轴，控制线轴的转动；绳系的一端固定在母卫星上，另一端固定在线轴上；电源向第二舵机供电；本发明可以使得子卫星与母卫星之间形成伴飞关系，并完成子卫星与母卫星之间的数据交互。

Description

基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置及方法

技术领域

本发明属于微纳卫星在轨部署技术领域，涉及一种基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置及方法。

背景技术

由于运载火箭技术的突破，当今火箭具有更大的载荷量，货运飞船等空间执行机构也有了执行更多附加任务的能力，因此卫星尺寸及发射方式不再拘泥于以往一箭一星的发射方式，更多地引入了诸如一箭多星、货运飞船释放卫星、子母卫星释放、空间站卫星释放等多种手段。

但是纵观历史上诸多次成功的在轨卫星释放任务，鲜有关于空间站伴飞卫星的研究，多数的任务仅为释放附带卫星停留在指定轨道之上后主载荷驶离当前位点，为防止地面发射针对主载荷与针对被释放附带卫星指令之间冲突，一般规定在附带卫星与主载荷分离后45分钟才发射针对附带卫星的控制指令使其执行任务。在当今附带卫星的释放方案中，无法使卫星与主载荷如空间站形成伴飞关系组建星座实现一定任务；同时在实际任务中如需形成卫星与空间站的伴飞关系甚至常常需要卫星在初始条件下相对空间站有某一特定位置与速度，当今的卫星释放装置显然无法做到如此精确的控制，甚至可以说没有做出相关方面的研究。因此，亟需一种空间站伴飞卫星的释放与回收方法。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中的问题，提供一种基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置及方法，能够在子卫星与母卫星之间形成伴飞关系，并完成子卫星与母卫星之间的数据交互。

为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：

基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置，包括：母卫星、子卫星、底座、对接件、绳系和释放装置；

母卫星包括数据接头和霍尔效应推进器；

霍尔效应推进器设置在母卫星的四周，用于推动母卫星自转；数据接头位于母卫星的一侧，与子卫星的数据接口相连接；母卫星与底座通过对接件进行连接，对接件设置在底座上；母卫星设置有释放装置；子卫星设置在释放装置中；绳系一端固定在底座上，另一端连接在母卫星上，用于将母卫星回收至底座上。

本发明的进一步改进在于：

母卫星还包括第一舵机、挡条、太阳能电池板和对接机构；底座包括线轴、底板、弹簧托盘、电源和第二舵机；对接件包括弯板、电磁铁和主板；底座包括线轴、底板、弹簧托盘、电源和第二舵机；

主板设置在底座上，对接机构设置在母卫星的一侧，主板与弯板通过转轴连接；电磁铁设置在主板上，电磁铁控制弯板与对接机构的开关，进而控制母卫星在弹簧托盘上；

第一舵机设置在母卫星的凹槽上，且与挡条相连接；挡条设置在母卫星四周的边上，用于防止子卫星从释放机构上脱离；太阳能电池板用于将太阳能转换为电能，向母卫星供电；

弹簧托盘、电源和第二舵机位于底板的一侧，弹簧托盘用于托住母卫星；线轴位于底板的另一侧，第二舵机连接线轴，控制线轴的转动；绳系的一端固定在母卫星上，另一端固定在线轴上；电源向第二舵机供电。

释放装置设置在母卫星的四个侧面；释放装置包括：第一释放装置和第二释放装置；第一释放装置设置在第二释放装置的上端；第二释放装置的容纳空间相当于两个第一释放装置的容纳空间；第二释放装置相当于两个第一释放装置叠加而成；

第一释放装置包括：平台和滑轨；滑轨为若干条，且相对设置并与平台的一侧固定连接，滑轨用于放置子卫星。

霍尔效应推进器采用HEP-100MF型号，用于控制母卫星的姿态和自身转动动力。

母卫星还包括释放机构安装孔；第一释放装置还包括安装螺纹通孔；安装螺纹通孔与释放机构安装孔相配合，螺钉穿过安装螺纹通孔与释放机构安装孔，固定释放机构。

线轴包括：主动线轴和从动线轴；底座还包括：主动齿轮和从动齿轮；主动齿轮、主动线轴、从动齿轮和从动线轴位于底板的另一侧，第二舵机连接主动线轴，主动齿轮套设在主动线轴上，从动齿轮套设在从动线轴上；主动齿轮与从动齿轮相连接，主动齿轮带动从动齿轮转动，进而带动从动线轴转动。

绳系为双绳设计；一根绳的一端连接在主动线轴上，另一端连接在母卫星上，另一根绳的一端连接在从动线轴上，另一端在连接母卫星上。电磁铁与电源相连接，向电磁铁供电。

一种基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放方法，包括：

S1、未释放：在初始状态，挡条呈闭合状态，防止子卫星从释放装置中滑落；绳系缠绕在主动线轴和从动线轴上，电磁铁通电，对接机构压下弯板，母卫星在弹簧托盘，弹簧托盘呈压紧状态；

S2、待释放：电磁铁断电，对接机构与弯板脱离，母卫星在弹簧托盘的作用下，母卫星被释放远离底座，绳系在母卫星的带动下从主动线轴和从动线轴上释放；第一舵机带动挡条转动进行开放，在霍尔效应推进器的作用下，母卫星开始进行旋转；由于惯性子卫星被甩出，在子卫星与母卫星之间形成伴飞关系；释放指定数量的子卫星后，第一舵机带动挡条转动进行闭合；

S3、数据对接：子卫星完成任务后回归母卫星，数据接头与数据接口相接，完成子卫星的充电以及数据转存，同时第一舵机带动挡条转动进行开放，子卫星返回至释放装置，挡条转动关闭释放装置；

S4、回收：所有子卫星回归释放装置，第二舵机带动主动线轴进行转动，同时主动齿轮带动从动齿轮转动，进而带动从动线轴转动，设置在主动线轴和从动线轴的绳系进行收回，母卫星在绳系的作用下收回至底座上，压弯板至初始位置启动电磁铁吸附，压紧弹簧托盘以备下一次发射。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：

本发明通过将子卫星设置在母卫星的释放装置中，并且通过对接件与底座的固定和释放实现母卫星释放与固定；在霍尔效应推进器的作用下，母卫星自转，子卫星从释放装置中释放，在子卫星与母卫星之间形成伴飞关系；本发明能够通过绳系将母卫星重新固定在底座上，同时子卫星可及时回到母卫星补充能源并上传任务数据，完成子卫星与母卫星之间的数据交互。

进一步的，子卫星具有释放原理简单，执行稳定，不易出现故障等优点。

附图说明

为了更清楚的说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为总体示意图；

图2为母卫星示意图；

图3为子卫星示意图；

图4为底座示意图；

图5为对接件示意图；

图6为释放装置示意图；

图7为卫星工作流程示意图。

其中，1-母卫星，2-子卫星，3-底座，4-对接件，5-绳系，6-第一释放装置，7-第二释放装置，1.2-释放机构安装孔，1.3-数据接头，1.4-第一舵机，1.5-挡条，1.6-霍尔效应推进器，1.7-对接机构，1.8-太阳能电池板；2.1-数据接口，3.1-主动齿轮；3.2-从动线轴；3.3-底板；3.4-弹簧托盘；3.5-第二舵机，4.1-弯板，4.2-电磁铁，4.3-主板，6.1-滑轨，6.3-安装螺纹通孔。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，若出现术语“上”、“下”、“水平”、“内”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，若出现术语“水平”，并不表示要求部件绝对水平，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本发明实施例的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，若出现术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

参见图1，本发明公布了一种基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置，包括：母卫星1、子卫星2、底座3、对接件4、绳系5和释放装置；

母卫星1包括数据接头1.3、第一舵机1.4、挡条1.5、霍尔效应推进器1.6和对接机构1.7；底座3包括线轴、底板3.3、弹簧托盘3.4、电源和第二舵机3.5；对接件4包括弯板4.1、电磁铁4.2和主板4.3；

母卫星1设置有释放装置；子卫星2设置在释放装置中；主板4.3设置在底座3上，对接机构1.7设置在母卫星1的一侧，主板4.3与弯板4.1通过转轴连接；电磁铁4.2设置在主板4.3上，电磁铁4.2控制弯板4.1与对接机构1.7的开关，进而母卫星1在弹簧托盘3.4上；未受力自由状态下，弯板4.1与主板4.3呈90度夹角。

霍尔效应推进器1.6设置在母卫星1的四周，用于推动母卫星1自转；第一舵机1.4设置在母卫星1的凹槽上，且与挡条1.5相连接；挡条1.5设置在母卫星1四周的边上，用于防止子卫星2从释放机构上脱离；数据接头1.3位于母卫星1的一侧，与子卫星的数据接口2.1相连接；数据接头1.3和数据接口2.1均采取内部倒圆角设计，为避免对接时的碰撞。数据接口2.1为喇叭状。

弹簧托盘3.4、电源和第二舵机3.5位于底板3.3的一侧，弹簧托盘3.4用于托住母卫星1；线轴位于底板3.3的另一侧，第二舵机3.5连接线轴，控制线轴的转动；绳系5的一端固定在母卫星1上，另一端固定在线轴上；电源向第二舵机3.5供电。弹簧托盘3.4为两个，可以分摊母卫星1的重量。

母卫星1还包括太阳能电池板1.8；太阳能电池板1.8用于将太阳能转换为电能，向母卫星1供电。

母卫星1为立方体结构；其中太阳能电池板1.8设置在母卫星1的顶面；

母卫星1的四个侧面上均设置有数据接头1.3、霍尔效应推进器1.6和对接机构1.7，第一舵机1.4和挡条1.5设置在每个侧面相交的棱上。

释放装置设置在母卫星1的四个侧面，可以容纳大量的子卫星。释放装置包括：第一释放装置6和第二释放装置7；第一释放装置6设置在第二释放装置7的上端；第二释放装置7的容纳空间相当于两个第一释放装置6的容纳空间；第二释放装置7相当于两个第一释放装置6叠加而成；第一释放装置6包括：平台和滑轨6.1；滑轨6.1为若干条，且相对设置并与平台的一侧固定连接，滑轨6.1用于放置子卫星2。

霍尔效应推进器1.6采用HEP-100MF型号，用于控制母卫星1的姿态和自身转动动力。

母卫星1还包括释放机构安装孔1.2；第一释放装置6还包括安装螺纹通孔6.3；安装螺纹通孔6.3与释放机构安装孔1.2相配合，螺钉穿过安装螺纹通孔6.3与释放机构安装孔1.2，固定释放机构。

线轴包括：主动线轴和从动线轴3.2；底座3还包括：主动齿轮3.1和从动齿轮；主动齿轮3.1、主动线轴、从动齿轮和从动线轴3.2位于底板3.3的另一侧，第二舵机3.5连接主动线轴，主动齿轮3.1套设在主动线轴上，从动齿轮套设在从动线轴3.2上；主动齿轮3.1与从动齿轮向连接，主动齿轮3.1带动从动齿轮转动，进而带动从动线轴3.2转动。

绳系5为双绳设计；一根绳的一端连接在主动线轴上，另一端连接母卫星1上，另一根绳的一端连接在从动线轴3.2上，另一端连接母卫星1上。电磁铁4.2与电池相连接，向电磁铁4.2供电。

一种基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放方法，包括：

S1、未释放：在初始状态，挡条1.5呈闭合状态，防止子卫星2从释放装置中滑落；绳系5缠绕在主动线轴和从动线轴3.2上，电磁铁4.2通电，对接机构1.7压下弯板4.1，母卫星1在弹簧托盘3.4，弹簧托盘3.4呈压紧状态；

S2、待释放：电磁铁4.2断电，对接机构1.7与弯板4.1脱离，母卫星1在弹簧托盘3.4的作用下，母卫星1被释放远离底座3，绳系5在母卫星1的带动下从主动线轴和从动线轴3.2上释放；第一舵机1.4带动挡条1.5转动进行开放，在霍尔效应推进器1.6的作用下，母卫星1开始进行旋转；由于惯性，子卫星2被甩出，释放指定数量的子卫星后，第一舵机1.4带动挡条1.5转动进行闭合；

S3、数据对接：子卫星2完成任务后回归母卫星1，数据接头1.3与数据接口2.1相接，完成子卫星2的充电以及数据转存，同时第一舵机1.4带动挡条1.5转动进行开放，子卫星2返回至释放装置，挡条1.5转动关闭释放装置；

S4、回收：所有子卫星2回归释放装置，第二舵机3.5带动主动线轴进行转动，同时主动齿轮3.1带动从动齿轮转动，进而带动从动线轴3.2转动，设置在主动线轴和从动线轴3.2的绳系5进行收回，母卫星1在绳系5的作用下收回至底座3上，压弯板4.1至初始位置启动电磁铁4.2吸附，压紧弹簧托盘3.4以备下一次发射。

母卫星1在回收过程中，霍尔效应推进器1.6会不断调整母卫星1的飞行状态及飞行速度，同时主动齿轮3.1和从动齿轮收缩绳系5将母卫星1不断靠近底座3，并最终母卫星1与降落在底座3上。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置，其特征在于，包括：母卫星（1）、子卫星（2）、底座（3）、对接件（4）、绳系（5）和释放装置；

所述母卫星（1）包括数据接头（1.3）和霍尔效应推进器（1.6）；

所述霍尔效应推进器（1.6）设置在母卫星（1）的四周，用于推动母卫星（1）自转；所述数据接头（1.3）位于母卫星（1）的一侧，与子卫星的数据接口（2.1）相连接；所述母卫星（1）与底座（3）通过对接件（4）进行连接，所述对接件（4）设置在底座（3）上；所述母卫星（1）设置有释放装置；所述子卫星（2）设置在释放装置中；所述绳系（5）一端固定在底座（3）上，另一端连接在母卫星（1）上，用于将母卫星（1）回收至底座（3）上；

所述母卫星（1）还包括第一舵机（1.4）、挡条（1.5）、太阳能电池板（1.8）和对接机构（1.7）；所述底座（3）包括线轴、底板（3.3）、弹簧托盘（3.4）、电源和第二舵机（3.5）；所述对接件（4）包括弯板（4.1）、电磁铁（4.2）和主板（4.3）； 所述底座（3）包括线轴、底板（3.3）、弹簧托盘（3.4）、电源和第二舵机（3.5）；

所述主板（4.3）设置在底座（3）上，所述对接机构（1.7）设置在母卫星（1）的一侧，所述主板（4.3）与弯板（4.1）通过转轴连接；所述电磁铁（4.2）设置在主板（4.3）上，所述电磁铁（4.2）控制弯板（4.1）与对接机构（1.7）的开关，进而控制母卫星（1）在弹簧托盘（3.4）上；

所述第一舵机（1.4）设置在母卫星（1）的凹槽上，且与挡条（1.5）相连接；所述挡条（1.5）设置在母卫星（1）四周的边上，用于防止子卫星（2）从释放机构上脱离；所述太阳能电池板（1.8）用于将太阳能转换为电能，向母卫星（1）供电；

所述弹簧托盘（3.4）、电源和第二舵机（3.5）位于底板（3.3）的一侧，所述弹簧托盘（3.4）用于托住母卫星（1）；所述线轴位于底板（3.3）的另一侧，所述第二舵机（3.5）连接线轴，控制线轴的转动；所述绳系（5）的一端固定在母卫星（1）上，另一端固定在线轴上；所述电源向第二舵机（3.5）供电；

所述释放装置设置在母卫星（1）的四个侧面；所述释放装置包括：第一释放装置（6）和第二释放装置（7）；所述第一释放装置（6）设置在第二释放装置（7）的上端；所述第二释放装置（7）的容纳空间相当于两个第一释放装置（6）的容纳空间；所述第二释放装置（7）相当于两个第一释放装置（6）叠加而成；

所述第一释放装置（6）包括：平台和滑轨（6.1）；所述滑轨（6.1）为若干条，且相对设置并与平台的一侧固定连接，所述滑轨（6.1）用于放置子卫星（2）。

2.根据权利要求1所述的基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置，其特征在于，所述霍尔效应推进器（1.6）采用HEP-100MF型号，用于控制母卫星（1）的姿态和自身转动动力。

3.根据权利要求2所述的基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置，其特征在于，所述母卫星（1）还包括释放机构安装孔（1.2）；所述第一释放装置（6）还包括安装螺纹通孔（6.3）；所述安装螺纹通孔（6.3）与释放机构安装孔（1.2）相配合，螺钉穿过安装螺纹通孔（6.3）与释放机构安装孔（1.2），固定释放机构。

4.根据权利要求3所述的基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置，其特征在于，所述线轴包括：主动线轴和从动线轴（3.2）；所述底座（3）还包括：主动齿轮（3.1）和从动齿轮；所述主动齿轮（3.1）、主动线轴、从动齿轮和从动线轴（3.2）位于底板（3.3）的另一侧，所述第二舵机（3.5）连接主动线轴，所述主动齿轮（3.1）套设在主动线轴上，所述从动齿轮套设在从动线轴（3.2）上；所述主动齿轮（3.1）与从动齿轮相连接，主动齿轮（3.1）带动从动齿轮转动，进而带动从动线轴（3.2）转动。

5.根据权利要求4所述的基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置，其特征在于，所述绳系（5）为双绳设计；一根绳的一端连接在主动线轴上，另一端连接在母卫星（1）上，另一根绳的一端连接在从动线轴（3.2）上，另一端连接在母卫星（1）上。

6.根据权利要求5所述的基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置，其特征在于，所述电磁铁（4.2）与电源相连接，向电磁铁（4.2）供电。

7.一种根据权利要求6所述的基于子母式卫星的空间站伴飞微纳卫星惯性释放装置的释放方法，其特征在于，包括：

S1、未释放：在初始状态，挡条（1.5）呈闭合状态，防止子卫星（2）从释放装置中滑落；绳系（5）缠绕在主动线轴和从动线轴（3.2）上，电磁铁（4.2）通电，对接机构（1.7）压下弯板（4.1），母卫星（1）在弹簧托盘（3.4），弹簧托盘（3.4）呈压紧状态；

S2、待释放：电磁铁（4.2）断电，对接机构（1.7）与弯板（4.1）脱离，母卫星（1）在弹簧托盘（3.4）的作用下，母卫星（1）被释放远离底座（3），绳系（5）在母卫星（1）的带动下从主动线轴和从动线轴（3.2）上释放；第一舵机（1.4）带动挡条（1.5）转动进行开放，在霍尔效应推进器（1.6）的作用下，母卫星（1）开始进行旋转；由于惯性子卫星（2）被甩出，在子卫星与母卫星之间形成伴飞关系；释放指定数量的子卫星后，第一舵机（1.4）带动挡条（1.5）转动进行闭合；

S3、数据对接：子卫星（2）完成任务后回归母卫星（1），数据接头（1.3）与数据接口（2.1）相接，完成子卫星（2）的充电以及数据转存，同时第一舵机（1.4）带动挡条（1.5）转动进行开放，子卫星（2）返回至释放装置，挡条（1.5）转动关闭释放装置；

S4、回收：所有子卫星（2）回归释放装置，第二舵机（3.5）带动主动线轴进行转动，同时主动齿轮（3.1）带动从动齿轮转动，进而带动从动线轴（3.2）转动，设置在主动线轴和从动线轴（3.2）的绳系（5）进行收回，母卫星（1）在绳系（5）的作用下收回至底座（3）上，压弯板（4.1）至初始位置启动电磁铁（4.2）吸附，压紧弹簧托盘（3.4）以备下一次发射。