具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请实施例提供了一种偏置布局的星箭分离方法，其能解决卫星分离时安全间隙小，分离安全性较差的问题。

如图1所示，提供一种偏置布局的星箭分离方法，首先，该偏置布局包括设置在火箭末级13的末端的火箭适配器11、以及设置于火箭适配器11侧面的多个卫星5，每个卫星5与火箭适配器11之间设置套筒装置，并且套筒装置垂直设置于火箭适配器11的侧面，套筒装置的内部具有分离弹簧10，且每个卫星(5)都通过相应的卫星适配器(1)与套筒装置连接。

上述星箭分离方法包括：

第一步，在火箭末级13的邻近两侧的位置各设置一个姿控喷管12，且两个姿控喷管12关于火箭末级13的纵轴线对称布置。

第二步，初始状态时，卫星5与火箭适配器11通过分离螺栓连接，分离弹簧10处于压缩状态，姿控喷管12处于关闭状态。

第三步，当一个卫星5收到分离指令后，该卫星5解锁，与之对应的卫星适配器1与火箭适配器11断开连接，分离弹簧10由压缩状态弹开，卫星适配器1和该卫星5在弹力作用下一起朝着远离火箭适配器11的方向移动。

同时，姿控喷管12开启并工作，朝着火箭末级13的末端喷气，因此会对火箭末级13形成反推力，在这个反推力的作用下，火箭末级13带动火箭适配器11主动远离该卫星5，以此增加星箭之间以及卫星之间的距离，避免发生碰撞，从而提高了星箭分离的安全性。

第四步、当分离弹簧10弹开到预设位置时便停止反弹，此时，卫星5和卫星适配器1一起飞出，完成分离。与此同时，两个姿控喷管12关闭。

第五步，当上述第一个卫星5完成分离之后，其余卫星按预设时序按照上述步骤第二步至第四步依次完成分离。

具体的，上述步骤的第四步中的预设位置可根据实际情况进行具体的设置。

此外，对于上述步骤，在每一个卫星5完成分离之后，姿控喷管12都会关闭，当下一个卫星5收到分离指令，进行解锁后，两个姿控喷管12再次打开，进行工作，以此类推，直至所有卫星5都完成分离。

进一步的，上述姿控喷管12朝着火箭末级13的末端喷气，在本实施例中，姿控喷管12向火箭末级13的末端朝外偏离预设角度喷气，该预设角度指的是姿控喷管12的纵轴线与火箭末级13的纵轴线之间的夹角，该夹角优选为20°。该角度可在避免姿控喷管羽流污染卫星的同时，最大化利用姿控喷管推力。

在其他实施例中，姿控喷管12也可以垂直朝向火箭末级13的末端喷气，或者是姿控喷管12向火箭末级13的末端朝外偏离0-20°之间的其它角度喷气。

进一步的，上述套筒装置包括推杆6，推杆6在与卫星适配器1连接的一端设置有球头支座4，球头支座4的顶部设置有球头3，卫星适配器1上安装有与球头3对应的球头槽2。球头槽2的尺寸与球头3的尺寸相配合，球头槽2与球头3一起对卫星5产生约束，可在一定程度上防止卫星5的滑移，从而约束卫星5分离的角速度。

在上述第二步和第三步中，卫星5还未完成分离，球头3与球头槽2对接，即球头3位于球头槽2内；第四步中，卫星5完成分离，球头3从球头槽2内脱出，如图2所示。

在本实施例中，球头3为球形，相对应的球头槽2为半球形，在其他实施例中，球头3可为半球形或其他形状，相应的球头槽2的形状也与之对应，能保证卫星5不产生滑移即可。

本申请还提供一种星箭系统的实施例，可以采用上述方法实施例实现星箭分离，该星箭系统包括火箭末级13、卫星5、套筒装置。

其中，火箭末级13的末端安装有火箭适配器11，火箭末级13邻近两侧的位置各设置一个姿控喷管12，在本实施例中，火箭适配器11设置在火箭末级13的末端靠近侧边的位置，两个姿控喷管12关于火箭末级13的纵轴线对称布置。

卫星5，数量为多个，且每个卫星5连接有一个卫星适配器1，并且依次设置于火箭适配器11的侧面。

套筒装置，数量为多个，每个卫星适配器(1)与火箭适配器11之间都设置有两个套筒装置，套筒装置均与火箭适配器11的侧面垂直，且每个套筒装置的内部均具有分离弹簧10。

初始状态时，即卫星5收到分离指令之前，卫星5与火箭适配器11通过分离螺栓连接。此时，分离弹簧10处于压缩状态，姿控喷管12均处于关闭状态。当某个卫星5收到控制系统发出的分离指令后，与之对应的卫星适配器1与火箭适配器11断开连接，分离弹簧10反弹，卫星适配器1和该卫星5一起朝着远离火箭适配器11的方向移动。同时，两个姿控喷管12朝火箭末级13的末端喷气，对火箭末级13产生的反推力使得火箭末级13带着火箭适配器11和其他卫星一起主动远离该卫星5，从而增大了星箭之间以及卫星之间的安全距离。

进一步的，在本实施例中，姿控喷管12的喷气口朝外偏离预设角度，预设角度优选为20°。在其他实施例中，姿控喷管12的喷气口可垂直朝向火箭末级13的末端。

进一步的，套筒装置除了包括上述分离弹簧10以外，还包括套筒7以及设置于套筒7内部的推杆6，套筒7的一端与火箭适配器11的侧面固定连接，套筒7的另一端抵持于卫星适配器1。在卫星5分离的过程中，套筒7始终与火箭适配器11连接在一起。分离弹簧10的一端与火箭适配器11连接，其另一端与推杆6的一端连接，而推杆6的另一端与卫星适配器1连接。卫星5分离的过程中，分离弹簧10可推动推杆6，进一步推动卫星5移动。

具体的，推杆6与卫星适配器1连接的一端还设置有球头支座4，球头支座4的端部安装有球头3，卫星适配器1在相对应的位置设置有与该球头3的尺寸相匹配的球头槽2。在其他实施例中，球头3也可以直接安装于推杆6与卫星适配器1连接端的端部。

卫星5分离前，球头3位于球头槽2内；卫星5分离后，球头3与球头槽2脱离，如图2所示。

进一步的，套筒7的侧壁在靠近火箭适配器11的一部分设置有条形槽9，推杆6与分离弹簧10连接的一端设置有推杆限位桩8。初始状态时，推杆限位桩8伸出条形槽9，不发生移动。当卫星5解锁后，在分离弹簧10的弹力作用下，推杆6上的推杆限位桩8沿着条形槽9移动，当移动至条形槽9的顶端时，推杆6停止移动，分离弹簧10停止反弹。

对于条形槽9的长度，可根据实际情况具体设置。

进一步的，每个套筒装置内部的分离弹簧10的刚度系数均小于1N/mm，使得推杆6伸长的速度较慢。并且每个分离弹簧10的刚度系数都相同，能在一定程度上保证卫星受力均匀。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”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，仅是为了便于描述本申请和简化描述，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申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“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申请中的具体含义。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其他实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。