1.本发明涉及一种批量卫星的发射系统，属于航天卫星技术领域。
背景技术：
2.随着商业航天产业的发展，星座建设需求变得越来越多，对卫星的研制技术、发射成本和发射效率提出了更高的要求。一箭多星发射技术在降低卫星发射成本，提升卫星发射效率方面具有很大优势，一箭多星发射技术的关键技术为多星分离技术，星箭在轨的安全分离是卫星发射成功的关键。
3.传统的分离技术为：每颗卫星单独连接分离结构及火工品的方式，这种方式不但结构复杂，不利于批量化生产，且在分离过程中，每颗卫星与整流罩内适配器依次分离，适配器挂载卫星的数量有限，不利于整流罩内部空间资源的利用。
4.发明专利202011326752.9公开了一种低轨卫星组批发射星箭分离解锁模块和星箭分离的方法中，内容为：卫星相互交错堆叠，分离装置外设置两根拉杆，分离过程需要火工品，爆炸螺栓，通过慢旋产生的离心力达到分离目的。这种方式存在叠放方式浪费空间、星箭分离流程复杂、分离速度缓慢、分离解锁装置复杂、冗余、占用空间等问题。
5.发明专利202210358004.1公开了一种多卫星无碰撞释放的堆叠方式及释放方法，内容为：若干层堆叠的单颗卫星，每层的四个释放单元依次旋转90℃并相互贴合，释放时需要切断卫星间的绳索，在特定初角速度下靠自身初始旋转完成分离。这种方式存在卫星构型单一，结构刚性差，无碰撞释放可靠性差等问题。
6.发明专利202110007501.2公开了一种一箭多星堆叠式发射方法，内容为：卫星相互交错堆叠，采用爆炸螺栓实现星箭分离，分离装置外设置两根拉杆和解锁座，多个弹性分离件一一对应地固定安装于多个承力柱的底部。这种方式存在堆叠方式浪费空间、分离解锁装置复杂、冗余、占用空间等问题。
7.因此，目前急需一种更简化、优化的分离技术的研究，以及便于量产、批量发射的堆叠结构设计上的优化。
技术实现要素：
8.本发明目的是为了解决现有卫星发射的分离技术存在堆叠方式浪费空间、分离解锁复杂的问题，提供了一种基于堆叠方式的卫星批量发射系统及其发射方法。
9.本发明所述的一种基于堆叠方式的卫星批量发射系统，包括星体构件和锁紧分离构件；
10.所述星体构件包括n组水平设置的星体组，n为大于等于1的正整数，所述星体组包括沿纵向从下至上堆叠的卫星单体；
11.所述锁紧分离构件包括4n个单点压紧锁紧分离机构，所述4n个单点压紧锁紧分离机构分别用于n个星体组的预加载锁紧，每个星体组的四个角上分别设置有一个单点压紧锁紧分离机构，入轨接收到地面遥控指令后，锁紧分离构件解锁，联动弹射分离卫星，完成
卫星发射。
12.优选的，所述星体组的卫星单体堆叠方式包括：依次堆叠和间隔堆叠。
13.优选的，当n为大于等于2的正整数时，单点压紧锁紧分离机构之间有分隔板或固定架，对单点压紧锁紧分离机构进行分隔或固定。
14.卫星单体结构包括安装板、加强板、承力柱，安装板还包括
±
x板、
±
y板和
±
z板；
15.所述卫星单体的
±
z板通过法兰盘安装在承力柱上，卫星单体的
±
x板和
±
y板通过螺栓安装在承力柱的侧翼上，承力柱依次套接，承力柱的套接次序与卫星单体的堆叠次序一一对应，承力柱之间设置有星间发射组件，最上方承力柱的顶端通过单点压紧锁紧分离机构锁紧安装，最下方承力柱的底端通过底座垂直耦接在运载平台上。
16.优选的，所述星间发射组件包括弹性部件；
17.在预加载锁紧状态，弹性部件为压缩状态，锁紧分离构件解锁状态，弹性部件由上至下依次恢复自由状态。
18.优选的，所述最下方承力柱与底座之间设置有弹性部件，实现卫星单体与底座的分离。
19.优选的，所述相接的两个承力柱之间设置有定位抗剪机构；
20.所述定位抗剪机构包括锥台体配合面、第一辅助配合面和第二辅助配合面；
21.所述两个承力柱上的锥台体配合面通过相对设置的大底面和小底面配合，所述两个锥台体配合面的大底面外缘设置有第一辅助配合面，两个第一辅助配合面之间设置有间隙，所述两个锥台体配合面的小底面上设置有第二辅助配合面，两个第二辅助配合面之间设置有间隙；
22.所述最下方承力柱与底座之间设置有定位抗剪机构；
23.所述最下方承力柱与底座上的锥台体配合面通过相对设置的大底面和小底面配合，所述两个锥台体配合面的大底面外缘设置有第一辅助配合面，两个第一辅助配合面之间设置有间隙，所述两个锥台体配合面的小底面上设置有第二辅助配合面，两个第二辅助配合面之间设置有间隙。
24.本发明所述的一种基于堆叠方式的卫星批量发射方法，该发射方法具体包括：
25.s1、对发射系统进行简化，并根据简化后的发射系统的各个模型的受力情况和各个模型之间的约束关系，构建有限元模型；
26.s2、对s1构建的有限元模型进行网格划分；
27.s3、对s2划分网格后的有限元模型对预加载锁紧状态下进行弹射分离的动力学仿真试验，获得卫星单体的星间分离速度和分离角速度；
28.s4、将s3获得的卫星单体的星间分离速度和分离角速度依次进行标记；
29.s5、入轨接收到地面遥控指令后，锁紧分离构件解锁，以s4标记的星间分离速度和分离角速度对卫星单体进行星间弹射分离；
30.s6、星体组的星间弹射分离全部完成后，依靠卫星单体之间的弹性势能或电磁势能相继弹射分离。
31.本发明提出的一种基于堆叠方式的卫星批量发射系统及其发射方法，提供了一种新的堆叠结构和锁紧分离构件，具有如下优点：
32.1、能够实现多种构型卫星的叠装，搭载卫星数量多，能够充分利用整流罩内空间；
33.2、锁紧分离构件结构简单，能够适配多种卫星构型，不受卫星构型的限制，便于批量化生产；
34.3、分离发射方法简便易行，适用于批量卫星的快速组装与分离发射。
附图说明
35.图1是本发明所述一种基于堆叠方式的卫星批量发射系统的n为1时的星体构件结构示意图；
36.图2是本发明所述一种基于堆叠方式的卫星批量发射系统的n为2时的星体构件结构示意图；
37.图3是本发明所述一种基于堆叠方式的卫星批量发射系统的n为4时的星体构件截面示意图；
38.图4是本发明所述卫星单体与承力柱的联接示意图；
39.图5是本发明实施例3所述星间发射组件的结构示意图；
40.图6是本发明所述定位抗剪机构的结构示意图；
41.图7是锁紧机构弹射分离仿真分析图。
具体实施方式
42.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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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的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。
43.需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
44.下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。
45.实施例1：
46.下面结合图1-图3说明本实施方式，本实施方式所述一种基于堆叠方式的卫星批量发射系统，包括星体构件和锁紧分离构件；
47.所述星体构件包括n组水平设置的星体组，n为大于等于1的正整数，所述星体组包括沿纵向从下至上堆叠的卫星单体；
48.所述锁紧分离构件包括4n个单点压紧锁紧分离机构，所述4n个单点压紧锁紧分离机构分别用于n个星体组的预加载锁紧，每个星体组的四个角上分别设置有一个单点压紧锁紧分离机构，入轨接收到地面遥控指令后，锁紧分离构件解锁，联动弹射分离卫星，完成卫星发射。
49.进一步的，所述星体组的卫星单体堆叠方式包括：依次堆叠和间隔堆叠。
50.再进一步的，卫星单体为扁平结构的卫星构型，卫星构型包括长方体、正方体、圆柱体、三棱柱、五棱柱、六棱柱。
51.再进一步的，当n为大于等于2的正整数时，单点压紧锁紧分离机构之间有分隔板或固定架，对单点压紧锁紧分离机构进行分隔或固定。
52.本实施方式中，根据载荷类型、发射需求、火箭运载能力以及整流罩内空间的大小
确定整星外包络以及整星构型。考虑批量发射的任务需求，因此采用扁平结构的多星叠放的方式，为了充分利用空间，按从下至上依次将卫星堆叠，按从上至下依次堆叠为一组来分，将纵向堆叠的卫星为一组，水平方向上可有单组(如图1所示)、双组(如图2所示)或多组式(剖面图如图3所示)。其中：单组式构型：单颗卫星为扁平结构的卫星构型组成的一种整星叠装构型，有1组锁紧分离构件；双组式构型：单颗卫星为扁平结构卫星构型组成的一种整星叠装构型，分别有2组锁紧分离构件，若单颗卫星为扁平结构的长方体卫星构型，还可以根据载荷要求与整流罩内空间大小调整双组卫星组装方式，选择长边相对或短边相对；多组式构型：根据卫星大小、卫星构型、载荷类型、整流罩内空间大小决定，横向截面图如图3所示。可根据载荷类型和卫星数量的要求，采用从下至上的依次堆叠或间隔堆叠。
53.所述载荷类型，具体为载荷形状、功能不同的载荷，如sar、超光谱成像仪、天线、多普勒扫描仪、可见光ccd相机等。火箭运载能力，具体为火箭所能携带的整星质量的大小。
54.本实施方式中，1个承力柱上设有1个锁紧机构，4个承力柱分布于卫星四角固定一个卫星单体，卫星单体从下至上堆叠为一组卫星，故n个星体组有4n个承力柱，4n个压紧点。
55.本实施方式中，所述采用双组式、多组式结构的锁紧分离构件，按照卫星个数及质量限制要求，可以在两组和多组卫星间采用特殊材料板将相邻两组卫星间隔开，或增加固定杆、固定绳或其组合等方式，将组间锁紧分离构件进行固定以保证整星刚性，降低发射过程中的振动导致星间碰撞的可能。载荷为sar载荷时，采用将载荷直接与承力柱连接的方式，避免了载荷对整星的力学振动的影响，此结构更适用于含有sar载荷的卫星。
56.实施例2：
57.下面根据图4说明本实施方式，本实施方式所述一种基于堆叠方式的卫星批量发射系统，所述卫星单体结构包括安装板(7)、加强板(8)、承力柱(9)，安装板(7)还包括
±
x板、
±
y板和
±
z板；
58.所述卫星单体的
±
z板通过法兰盘安装在承力柱(9)上，卫星单体的
±
x板和
±
y板通过螺栓安装在承力柱(9)的侧翼上，承力柱(9)依次套接，承力柱(9)的套接次序与卫星单体的堆叠次序一一对应，承力柱(9)之间设置有星间发射组件，最上方承力柱(9)的顶端通过单点压紧锁紧分离机构锁紧安装，最下方承力柱(9)的底端通过底座垂直耦接在运载平台上。
59.本实施方式中，采用单点压紧锁紧分离机构，单点压紧锁紧分离机构通过法兰与卫星承力柱9、底座、运载平台连接，承力柱9与底座间、承力柱9与承力柱9之间，设有弹性部件2，在遥控指令下，锁紧分离构件可解锁，联动弹射分离卫星，实现解锁分离任务。
60.本实施方式中，承力柱9与底座垂直相连，单颗卫星的外侧板与承力柱9通过螺栓连接形成立方体星体构型，多颗卫星与多个承力柱9从上至下依次堆叠连接，最后由锁紧分离构件实施锁紧，完成多星堆叠与锁紧。
61.本实施方式中，卫星单体采用铝蜂窝板的板式结构作为主承力结构，并封闭形成立方体星体构型。卫星本体为1400mm
×
1200mm
×
350mm的立方体，由14块铝蜂窝板构成，呈井字型构型。主承力结构具有开敞性，便于单机设备的安装操作，同时具有较好的强度和刚度特性，外侧板与承力柱侧翼均设有螺孔，外侧板与承力柱通过螺钉耦合联接，舱内各单机结构紧凑，整流罩内空间利用充分。外侧板与承力柱9的联接如图4所示。其中：垂直y向有8块，包括 y板、-y板和5块隔板(y1板、y2板、y3板、y4板、y5板、y6板)；垂直x向有4块，包括 x
板、-x板和2块承力板(x1板、x2板)；垂直z向有2块，包括 z板、-z板。星体的
±
z板通过法兰盘安装在承力柱9上，
±
x板、
±
y板通过螺栓安装在承力柱9的侧翼上，此设计可增大星内空间。如图4所示为载荷采用sar载荷的卫星构型，出于减小重量和减弱振动形变的考虑，卫星可不设置上盖 z板，直接用sar载荷即可。
62.本实施方式中，考虑简化锁紧分离发射方法，不采用单独为每颗卫星设计适配器的方法，以单组两星构型为例，锁紧分离构件采用4套分离机构组成，呈环形布设于星体四个角，每套分离机构构型相同，机械接口形式及工作原理完全相同，每套为1个锁紧点，各锁紧点采用单点压紧锁紧分离机构。
63.实施例3：
64.下面根据图5说明本实施方式，本实施方式所述一种基于堆叠方式的卫星批量发射系统，所述星间发射组件包括弹性部件2，在预加载锁紧状态，弹性部件2为压缩状态，锁紧分离构件解锁状态，弹性部件2由上至下依次恢复自由状态。
65.再进一步的，所述最下方承力柱9与底座之间设置有弹性部件2，实现卫星单体与底座的分离。
66.本实施方式中，承力柱9之间设置有星间发射组件，星间分离设计原理如图5所示，主要靠星与星之间的弹性部件2构成，靠压缩弹性部件2的存储区的弹性势能将星与星相继弹射分离。发射阶段，分离机构处于预加载锁紧状态，保证锁紧状态下卫星的连接刚度；入轨后，在地面遥控指令下，分离机构解锁，联动弹射分离卫星，反馈解锁分离信号，妥善收纳分离部件，实现解锁分离任务。
67.本实施方式中，最下方承力柱9下端设置有一圈凹槽，凹槽中放置弹性部件2，与底座通过锁紧分离构件实施预紧，弹性部件2经压缩存储足够的弹性势能，当锁紧分离构件收到指令解锁，弹性部件2存储的弹性势释放，实现星箭弹射分离。
68.本实施方式中，弹性部件2可以为弹簧、弹性胶体、记忆合金、爆炸螺栓等。
69.更进一步的，如图6所示，所述相接的两个承力柱9之间设置有定位抗剪机构1；
70.所述定位抗剪机构1包括锥台体配合面1-1、第一辅助配合面1-2和第二辅助配合面1-3；所述两个承力柱9上的锥台体配合面1-1通过相对设置的大底面和小底面配合，所述两个锥台体配合面1-1的大底面外缘设置有第一辅助配合面1-2，两个第一辅助配合面1-2之间设置有间隙，所述两个锥台体配合面1-1的小底面上设置有第二辅助配合面1-3，两个第二辅助配合面1-3之间设置有间隙；
71.所述最下方承力柱9与底座之间设置有定位抗剪机构1；
72.所述最下方承力柱9与底座上的锥台体配合面1-1通过相对设置的大底面和小底面配合，所述两个锥台体配合面1-1的大底面外缘设置有第一辅助配合面1-2，两个第一辅助配合面1-2之间设置有间隙，所述两个锥台体配合面1-1的小底面上设置有第二辅助配合面1-3，两个第二辅助配合面1-3之间设置有间隙。
73.本实施方式中，定位抗剪机构1包括锥台体配合面1-1、第一辅助配合面1-2和第二辅助配合面1-3。在实际装配时，上层承立柱单元与下层承立柱单元通过锥台体配合面1-1实现优先配合，第一辅助配合面1-2之间留有小间隙，第二辅助配合面1-3之间也留有小间隙，目的是在实现锥台体配合的基础上，在振动中立柱单元发生完全变形时，辅助配合平面发生接触并抵抗变形。定位抗剪机构1能够保证星体刚度，抵抗振动导致的水平错位移动，
立柱的定位结构采用锥-孔定位的方式，每个星体的4个立柱配合可保证星体不发生绕z轴转动的现象。
74.实施例5：
75.本实施方式所述一种基于堆叠方式的卫星批量发射方法，该发射方法具体包括：
76.s1、对发射系统进行简化，并根据简化后的发射系统的各个模型的受力情况和各个模型之间的约束关系，构建有限元模型；
77.s2、对s1构建的有限元模型进行网格划分；
78.s3、对s2划分网格后的有限元模型对预加载锁紧状态下进行弹射分离的动力学仿真试验，获得卫星单体的星间分离速度和分离角速度；
79.s4、将s3获得的卫星单体的星间分离速度和分离角速度依次进行标记；
80.s5、入轨接收到地面遥控指令后，锁紧分离构件解锁，以s4标记的星间分离速度和分离角速度对卫星单体进行星间弹射分离；
81.s6、星体组的星间弹射分离全部完成后，依靠卫星单体之间的弹性势能相继弹射分离。
82.本实施方式中，使用绘图三维软件建立模型，并对模型进行简化，各等效质量点、参数、天线、太阳翼、基板采用等效参数的方法，通过合适的约束条件使刚体间固结，并计入轨道运动、分离时刚体间相互作用，采用拉格朗日乘子法获得多刚体系统分离释放动力学方程。
83.采用有限元法和加权残值法分别进行静动力仿真，建立分离机构的数学模型，采用有限元软件对卫星锁紧状态弹射分离进行仿真模拟。以六颗卫星为例，仿真分离过程如图7所示，从星体1至星体6的分离速度分别为200.38mm/s、211.69mm/s、248.37mm/s、277.76mm/s、315.08mm/s、326.28mm/s；分离角速度分别为最大方向y分离角速度0.0371
°
/s、星体2最大方向z分离角速度0.0339
°
/s、星体3最大方向x分离角速度0.0287
°
/s、星体4最大方向x分离角速度0.0687
°
/s、星体5最大方向x分离角速度0.1441
°
/s、星体6最大方向x分离角速度0.2737
°
/s。经仿真星间分离可保证每隔0.05秒发射，保证0.5m安全间隔距离发射。
84.分离机构解锁后，根据步骤三的分离角速度和分离角加速度实现星箭分离。待卫星组整体弹射分离后，靠星与星之间压缩弹性部件存储区的弹性势能将星与星相继弹射分离。发射阶段，分离机构处于预加载锁紧状态，保证锁紧状态下卫星的连接刚度；入轨后，在地面遥控指令下，分离机构解锁，联动弹射分离卫星，反馈解锁分离信号，妥善收纳分离部件，实现分离发射。
85.本发明中，以发射10颗卫星为例，得到卫星分离发射步骤为：
86.步骤1、在地面环境完成对至少大于10颗卫星的叠装与锁紧；
87.步骤2、卫星总装；
88.步骤3、经过环境模拟试验和火箭总装后进行发射，经历发射上升段环境；
89.步骤4、入轨后，在地面遥控指令下，分离机构解锁，联动弹射分离10星，反馈解锁分离信号，妥善收纳分离部件，实现解锁分离任务，完成至少大于10颗卫星的分离发射。
90.虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行
许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他所述实施例中。