图。
[0037]图14是本发明分离轨道式立方星发射装置反恢复销被未限位的示意图。
[0038]图15是本发明分离轨道式立方星发射装置反恢复销的结构示意图。
[0039]图16是本发明分离轨道式立方星发射装置螺栓连接用机械接口的结构示意图。
[0040]图17是本发明分离轨道式立方星发射装置解锁动作示意图。
【具体实施方式】
[0041]结合图1?图17:
[0042]本发明一种分离轨道式立方星发射装置，包括主体框架、弹簧机构、解锁机构；主体框架包括舱门1、门挡板2、底板3、侧板4、上盖板5和后盖6，侧板4对称设置在底板3两侧，侧板4上方设置上盖板5，主体框架内通过螺钉固定设置有供卫星滑动的卫星滑轨；框架前后分别固定设置有门挡板2与后盖6，门挡板2的底端超出底板3的位置设置轴座，轴座内固定设置有舱门转动轴，舱门I通过舱门内侧底端的转动座和舱门转动轴转动配合，门挡板2底端边沿的轴座上与转动轴平行且错开的位置设置有反恢复销安装孔，其内设置有反恢复销，反恢复销与舱门I的转动座的侧面垂直，在舱门I转动的初始段位置，反恢复销在轴向上位于转动座侧面的范围内，被转动座限位，舱门I转动到离开初始段位置后，反恢复销在轴向上位于转动座的侧面的范围外，门挡板2的轴座在舱门的转动方向上设置平面限位凸起12 ;舱门I上端边角处和门挡板2相应的位置设置有运输保险孔，运输保险孔内设置有运输保险销10，舱门I的内侧设置有凸台结构；弹簧机构包括推板7、压簧8，推板7与框架内部滑轨形成滑动副，压簧8两端分别卡在推板7和后盖板6上的卡槽中；解锁机构包括旋转机构和旋转挡板，旋转机构设置在上盖板5顶端，旋转机构的转动轴上设置有旋转挡板，旋转挡板的内侧旋转面与舱门I闭合状态的外侧面相切；其中，压簧8最大压缩高度+卫星长度+舱门I背后凸台结构的厚度=发射装置内部总长，发射装置内部的宽度和高度与相应承载数量的卫星宽度和高度相配合。
[0043]反恢复销由销轴、销头、活动销座、固定销座和弹簧组成，销轴的两端分别固定设置有销头和固定销座，销轴上滑动设置有活动销座，弹簧套在销轴上，两端分别与销头和活动销座接触，活动销座固定设置在反恢复销安装孔内。
[0044]运输保险销10由螺栓和螺母构成，利用螺纹连接克服压簧8对舱门I产生的推力。
[0045]底板3两侧有螺栓连接用机械接口 13，用于装置与平台的机械连接。
[0046]推板7和后盖6上开有圆孔，圆孔尺寸大于卫星的突出部分。
[0047]推板7在对称的边上设置支耳，支耳在推板7的滑动方向上被门挡板2限位，支耳不影响推板7在装置内的滑动，但其超出门挡板2开口部分，进一步运动时会被门挡板2挡住。
[0048]舱门I在转动方向上设置有扭簧。
[0049]旋转机构为旋转电磁铁9，旋转挡板设置在旋转电磁铁9的转动轴上。
[0050]舱门I平时处于关闭状态，在收到解锁指令之前，保证火箭在运输过程中舱门I闭合完整。微小卫星在装置内沿着分离式轨道滑动，主体框架内通过螺钉固定设置有供卫星滑动的卫星滑轨，即采用分离式轨道，分离式轨道强度高，且易于再加工。
[0051]舱门I在转动方向上设置有扭簧，扭簧是受扭工作的弹簧，当舱门I打开后，扭簧还需要有一定的预紧力，保证舱门可靠地保持打开状态，并吸收一定的反弹力。
[0052]在立方星滑射过程中，舱门I受较大作用力，易撞击到运载火箭平台，为防止产生可能的碰擦，设计舱门限位结构。即利用门挡板2下部轴座后部的平面限位凸起12，舱门I在转动时，下部平面会与平面限位凸起12凸起平面重合，进而阻挡舱门I进一步转动。为保证稳定，设计4个平面凸起，且凸起平面与竖直方向的角度为30度，以保证舱门I最大转动角为150度。
[0053]当舱门I运动到位而立方星未完全弹射出时，为防止舱门I在惯性作用下回转，碰击到立方星，从而影响其性能和运动，设计舱门反恢复结构，如图12?14。反恢复门结构包括舱门I底端设置的轴座和反恢复销，轴座的顶端设有一平边，其余部分为弧形；反恢复销由销轴、销头、活动销座、固定销座和弹簧组成，销轴的两端分别固定设置有销头和固定销座，销轴上滑动设置有活动销座，弹簧套在销轴上，两端分别与销头和活动销座固定，活动销座固定设置在反恢复销安装孔内。利用转动座绕舱门转动轴旋转的转动轨迹，即当舱门开始打开至转动平边所对应的角度时，转动座平边部位与反恢复销安放位置的圆孔重合，反恢复销被挡住，弹簧被压缩，舱门转过平边所对应的角度时，转动座弧形部分不再阻隔反恢复销，而始终与挡板2上的反恢复销安装孔相切，反恢复销则在弹簧作用下伸出，挡住转动座，使得舱门I无法回复。此时，若要手动关闭门，只需捏住固定销座，将反恢复销向外拔即可。
[0054]由于主体框架内部需要保护立方体卫星，对其结构强度、抗冲击要求、热学要求以及力学要求等都有严格地设计，而且需要经过正选振动、随机振动、冲击、热循环等一系列的地面验证试验。另外，弹簧机构、解锁机构等都是依附在主体框架上，这又增加了主结构设计的复杂程度，所以对于主结构设计的安全系数、可靠性指标等要求非常高。
[0055]弹簧机构主要包括一个弹射卫星的推板7、两个压簧8和两个用于打开舱门的扭簧，是整个卫星发射装置舱门解锁后的动力所在。压簧8是受压工作的弹簧，要保证立方体卫星弹射出去的速度在一定的范围，以及弹射过程卫星的加速度在一定的范围内，保证卫星弹射时的稳定。扭簧是受扭工作的弹簧，当解锁装置解锁、舱门I打开后，扭簧还需要有一定的预紧力，保证舱门可靠地保持打开状态，并吸收一定的反弹力。
[0056]为防止小卫星在运载火箭飞行过程中乱窜，必须限制其在发射装置中的运动，由于小卫星处于框架结构中，因此其X、y方向的自由度由框架限制，而Z方向，即卫星弹射方向，需要其他措施。本发明采用压簧8与舱门共同限制的方式，在设计压簧8时，就考虑到微小卫星自由度问题，即当小卫星被放入发射装置后，压簧8基本被压死，然后在舱门I后部设计凸起平台，当舱门I关闭时，进一步压缩压簧8，即使得压簧8最大压缩高度+微小卫星长度+舱门I背后凸起厚度=发射装置内部总长，以此实现发射过程中微小卫星的自由度限制。
[0057]对于现有的卫星释放装置，推板7表面长宽与微小卫星截面长宽是一致的，当微小卫星完全被压簧8推出时，推板7在惯性作用下也可能会脱出，造成一定影响，因此本发明设计推板支耳，支耳部分超出门挡板2开口，即推板7运动到舱门I时，支耳部分会被门挡板2挡住，这样推板7就无法脱出本装置。
[0058]解锁机构主要由旋转机构和旋转挡板组成，控制舱门I的开闭。解锁机构受控于控制电路，在接收到解锁指令之前，保证舱门I可靠的锁定；当接收到解锁指令后，旋转机构带动旋转挡板发生旋转，可靠解除对舱门I的限制，如图17所示，解锁方式简单可靠。
[0059]为增大本装置适用性，在对推板7和后盖6进行设计时，分别留有圆孔，以使本装置适用3U+系列立方星。3U+系列立方星是在原有3单元立方星基础上在尾部增加部分装置，如镜头等。
[0060]在底板3两侧设计螺栓连接用机械接口 13，是指卫星发射装置用若干M6的