A satellite configuration and a separation method therefor. The satellite configuration comprises a first sub satellite platform (10), a second sub satellite platform (20), a first separation device (30), a second separation device (40), a fairing (50), and a rocket supporting device; the first sub satellite platform (10), the first separation device (30), the second sub satellite platform (20), and the second separation device (40) are sequentially connected and fixed in the fairing (50); the first sub satellite platform (10) comprises a first central force bearing barrel (11); the second sub satellite platform (20) comprises a second central force bearing barrel (21); the first central force bearing barrel (11) is connected to the second central force bearing barrel (21) by means of the first separation device (30); the second central force bearing barrel (21) is connected to the rocket supporting device by means of the second separation device (40); the second sub satellite platform (20) comprises a separation control module and a separation driving module; the separation control module is used for controlling the starting and running of the first separation device (30); the separation driving module is used for providing a separation driving force for the first sub satellite platform (10), so that the first sub satellite platform (10) is separated from the second sub satellite platform (20); and the separation control module is further used for supplying power for the separation driving module.

    La présente invention concerne une configuration de satellite et un procédé pour sa séparation. La configuration de satellite comprend une première plate-forme de sous-satellite (10), une seconde plate-forme de sous-satellite (20), un premier dispositif de séparation (30), un second dispositif de séparation (40), un carénage (50) et un dispositif de support de fusée ; la première plate-forme de sous-satellite (10), le premier dispositif de séparation (30), la seconde plate-forme de sous-satellite (20), et le second dispositif de séparation (40) sont reliés et fixés de manière séquentielle au carénage (50) ; la première plate-forme de sous-satellite (10) comprend un premier cylindre porteur de force centrale (11) ; la seconde plate-forme de sous-satellite (20) comprend un second cylindre porteur de force centrale (21) ; le premier cylindre porteur de force centrale (11) est relié au second cylindre porteur de force centrale (21) au moyen du premier dispositif de séparation (30) ; le second cylindre porteur de force centrale (21) est relié au dispositif de support de fusée au moyen du second dispositif de séparation (40) ; la seconde plate-forme de sous-satellite (20) comprend un module de commande de séparation et un module d'entraînement de séparation ; le module de commande de séparation est utilisé pour commander le démarrage et l'exécution du premier dispositif de séparation (30) ; le module d'entraînement de séparation est utilisé pour exercer une force d'entraînement de séparation pour la première plate-forme de sous-satellite (10), de telle sorte que la première plate-forme de sous-satellite (10) est séparée de la seconde plate-forme de sous-satellite (20) ; et le module de commande de séparation est en outre utilisé pour fournir de l'énergie au module d'entraînement de séparation.

    一种卫星构型及其分离方法,包括第一子卫星平台(10)、第二子卫星平台(20)、第一分离装置(30)、第二分离装置(40)、整流罩(50)及火箭支撑装置,第一子卫星平台(10)、第一分离装置(30)、第二子卫星平台(20)及第二分离装置(40)依次连接并固定于整流罩(50)中;第一子卫星平台(10)包括第一中心承力筒(11),第二子卫星平台(20)包括第二中心承力筒(21),第一中心承力筒(11)与第二中心承力筒(21)通过第一分离装置(30)连接;第二中心承力筒(21)与火箭支撑装置通过第二分离装置(40)进行连接;第二子卫星平台(20)包括分离控制模块及分离驱动模块,分离控制模块用于控制第一分离装置(30)的启动与运行;分离驱动模块用于为第一子卫星平台(10)提供分离驱动力,以使第一子卫星平台(10)与第二子卫星平台(20)分离,分离控制模块还用于为分离驱动模块供电。


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    Title :

    SATELLITE CONFIGURATION AND SEPARATION METHOD THEREFOR


    Additional title:

    CONFIGURATION DE SATELLITE ET SON PROCÉDÉ DE SÉPARATION
    卫星构型及其分离方法


    Contributors:
    AN YANG (author) / LIN BAOJUN (author) / JIANG GUIZHONG (author) / CHEN HONGCHENG (author) / TIAN YAN (author) / CAO DONGDONG (author) / XIE FANG (author) / LIU JIAWEI (author)

    Publication date :

    2021-10-28


    Type of media :

    Patent


    Type of material :

    Electronic Resource


    Language :

    Chinese


    Classification :

    IPC:    B64G Raumfahrt , COSMONAUTICS



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