本发明涉及微小卫星领域，尤其涉及一种微小卫星的组装装置、并行组装设备及组装方法。
背景技术：
低成本、大规模集群应用、快速应急响应的微小卫星的将在未来几年迎来应用高峰。然而，传统基于定制的单星装配模式已不能满足微小卫星批量化、快速、低成本装配的需要。在卫星总装领域，当前微小卫星的装配沿用大卫星的装配体制，效率低、专业化程度差，不能满足微小卫星，尤其是批量化微小卫星的装配需求。因此，需研制专业化面向批量微小卫星装配的总装平台，形成适应批量化微小卫星装配需求的专业化的总装方法。
技术实现要素：
为解决上述技术问题，本发明实施例期望提供一种微小卫星的组装装置、并行组装设备及组装方法，满足微小卫星批量化、快速、低成本装配的需要。
本发明的技术方案是这样实现的：
第一方面，本发明实施例提供了一种微小卫星的组装装置，该装置包括：
底座，所述底座具有多组第一系列孔，每组第一系列孔从所述底座的中心附近开始朝向所述底座的边缘排列；
适于将多个零件组装成舱段的多根限位杆；
适于将多个舱段组装成所述微小卫星的多根限位导轨；
其中，所述多根限位杆中的每一根或所述多根限位导轨中的每一根能够通过一组第一系列孔中的不同孔被固定至所述底座，以调节所述多根限位杆中的每一根或所述多根限位导轨中的每一根相对于所述底座的中心的距离，从而使所述多根限位杆或所述多根限位导轨适应于所述微小卫星的尺寸。
第二方面，本发明实施例提供了一种微小卫星的并行组装设备，该设备包括：
多个根据第一方面所述的装置；
组装平台，所述组装平台用于安装所述多个根据第一方面所述的装置。
第三方面，本发明实施例提供了一种通过根据第一方面所述的装置组装微小卫星的方法，该方法包括：
将多根限位杆以适应于所述微小卫星的尺寸的方式固定至所述底座；
将所述微小卫星的单个舱段的多根中空主承力梁分别穿过所述多根限位杆，并以所述多根中空主承力梁为基础装配舱段的其余部件，直至舱段组装完成并将舱段从所述多根限位杆移除；
重复以上步骤直至所述微小卫星的所有舱段组装完成；
将所述多根限位杆从所述底座移除并将多根限位导轨以适应于所述微小卫星的尺寸的方式固定至所述底座；
将所述微小卫星的所有舱段按顺序叠加到所述多根限位导轨限定出的空间中，由此各个舱段的中空主承力梁也叠加在一起而形成与单个舱段的多根中空主承力梁对应的多个通道；
将多根舱段连接杆分别穿过所述多个通道。
本发明实施例提供了一种微小卫星的组装装置、并行组装设备及组装方法，适于将多个零件组装成舱段的多根限位杆以及适于将多个舱段组装成所述微小卫星的多根限位导轨能够进行调节以适应于微小卫星的尺寸，由此实现各种尺寸微小卫星的单星快速装配，包括多个组装装置的组装设备能够满足微小卫星批量化、快速、低成本装配的需求。
附图说明
图1为本发明实施例提供的一种微小卫星的组装装置的示意图，其中示出了安装有限位杆的第一组装模式；
图2为本发明实施例提供的一种微小卫星的组装装置的示意图，其中示出了安装有限位导轨的第二组装模式；
图3为本发明实施例提供的一种底座的示意图；
图4为本发明实施例提供的一种限位杆的示意图；
图5为本发明实施例提供的一种限位导轨的示意图；
图6为本发明实施例提供的一种升降杆的构成部件的示意图；
图7为本发明实施例提供的一种作业台、支撑机构、升降机构结合在一起的示意图；
图8为本发明实施例提供的一种作业台的示意图；
图9为本发明实施例提供的一种支撑机构的示意图；
图10为本发明实施例提供的一种升降机构的示意图；
图11为本发明实施例提供的一种微小卫星的组装设备的示意图；
图12为本发明实施例提供的一种微小卫星的组装方法的示意图。
具体实施方式
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。
通常，微小卫星可以包括多个舱段，每个舱段可以例如呈四棱柱、六棱柱等棱柱状并且每个舱段可以由多个零件组成。在组成舱段的零件中，与上述四棱柱或六棱柱的棱相对应的主承力梁是中空的，换言之，主承力梁包括沿着其纵向轴线延伸的贯通孔。当多个舱段叠加到一起后，不同舱段的主承力梁的贯通孔也叠加到一起而形成通道，使得舱段连接杆能够穿过所形成的通道。
参见图1至图3，本发明实施例提供了一种微小卫星的组装装置100，所述装置100包括：
底座110(参见图3)，所述底座110具有多组第一系列孔o1，每组第一系列孔o1从所述底座110的中心c附近开始朝向所述底座110的边缘e排列；
适于将多个零件组装成舱段的多根限位杆120(参见图1)，其中，在将多个零件组装成舱段的过程中，限位杆120的作用在于，作为舱段部件的中空主承力梁能够首先穿过限位杆120，由此将主承力梁固定于限位杆120，然后可以在已经固定至限位杆120的主承力梁上装配舱段的其余部件；
适于将多个舱段组装成所述微小卫星的多根限位导轨130(参见图2)，其中，在将多个舱段组装成整星的过程中，所述多个舱段可以按顺序叠加到多根限位导轨130限定出的空间中，由此减小装配误差，并且通过多个舱段的叠加，作为舱段部件的中空主承力梁也叠加在一起，从而使中空主承力梁中的孔形成连续通道，以便于舱段连接杆穿过；
其中，所述多根限位杆120中的每一根或所述多根限位导轨130中的每一根能够通过一组第一系列孔o1中的不同孔被固定至所述底座110，以调节所述多根限位杆120中的每一根或所述多根限位导轨130中的每一根相对于所述底座110的中心c的距离，从而使所述多根限位杆120或所述多根限位导轨130适应于所述微小卫星的尺寸。举例来说，第一系列孔o1可以为螺纹孔，限位杆120或限位导轨130可以在一端处形成为螺栓，以便旋拧到所述螺纹孔中。
在第一系列孔o1为螺纹孔的情况下，在上述限位杆120的一种实现方式中，参见图4，限位杆120底部为螺杆，上部为定位圆柱，该定位圆柱的直径与舱段连接杆的直径相同，在安装单个舱段时可以首先将定位圆柱插入到主承力梁中，由此以定位圆柱为基准进行安装。
在第一系列孔o1为螺纹孔的情况下，在上述限位导轨130的一种实现方式中，参见图5，限位导轨130底部为螺杆，上部为导轨部分。卫星各舱段集成时，可以依靠导轨部分防止各舱段之间发生相对位移，便于对整星各舱段用舱段连接杆连接。
因此，本发明实施例提供的微小卫星的组装装置100具有两种组装模式，在第一组装模式下，限位杆120被固定在底座110上，并且组装装置100用于将多个零件组装成舱段，在第二组装模式下，限位导轨130被固定在底座110上，并且组装装置100用于将多个舱段组装成整星。
由于限位杆120或限位导轨130相对于底座110的中心c的距离能够得到调节，因此装置100能够实现对长、宽为例如200mm×200mm、250mm×250mm、300mm×300mm、350mm×350mm等各种典型规格的微小卫星进行装配工作。
在本发明的优选实施方式中，参见图1或图2，所述多根限位杆120中的每一根与所述底座110之间或所述多根限位导轨130中的每一根与所述底座110之间安装有长度能够变化的升降杆140。举例来说，升降杆140的一端可以形成为与第一系列孔o1配合的形式，另一端可以形成有与第一系列孔o1类似的孔，由此能够安装在限位杆120或限位导轨130与底座110之间。升降杆140可以调节卫星的安装高度，便于对卫星底面上的零件进行安装。
在上述升降杆140的一种实现方式中，升降杆140可以包括多根如图6所示的螺柱140a。螺柱140a的一端形成有螺纹孔，另一端形成有螺杆，由此多根螺柱140a能够以首尾相接的方式连接在一起，而通过将不同数量的螺柱140a连接在一起即可实现升降杆140的长度变化。单个螺柱的高度可以为40mm。
在本发明的优选实施方式中，参见图1和图3，所述底座110还具有多组第二系列孔o2，每组第二系列孔o2从所述底座110的边缘e附近开始朝向所述底座110的中心c排列，并且所述装置100还包括多个作业台150(如图1所示)，每个作业台150附接至支撑机构160，所述支撑机构160能够通过一组第二系列孔o2中的不同孔被固定至所述底座110，以调节所述支撑机构160以及附接至所述支撑机构160的作业台150相对于所述底座110的中心c的距离。举例来说，第二系列孔o2可以为螺纹孔，支撑机构160可以借助螺栓固定至所述螺纹孔。由此，可以根据所组装卫星的具体尺寸将作业台150调节至合适的位置，便于对卫星进行组装。此外，由于作业台150为多个，因此可以使得与卫星的每个侧面对应的方向上都存在有作业台150，方便多人对单颗卫星进行安装，减少不必要的星上线缆长度，简化安装流程，降低安装难度，减少安装过程中失误的产生。
在本发明的优选实施方式中，参见图1，每个作业台150配置有升降机构170，使得每个作业台150能够沿着所述支撑机构160竖向移动。由此，可以根据需要将作业台150调节至合适的高度，便于进行卫星各部分安装和星上单机检测。
在本发明的优选实施方式中，参见图1和图3，所述升降机构170通过布置在所述底座110上的第三系列孔o3被固定至所述底座110。举列来说，第三系列孔o3也可以为螺纹孔，升降机构170可以借助螺栓固定至所述螺纹孔。
图7示出了将上述的作业台150、支撑机构160、升降机构170结合在一起的一种实现方式。
对于上述实现方式中的作业台150，参见图8，作业台150左侧开有槽孔，以便于例如通过螺栓螺母与升降机构170相连接，此外作业台150还包括具有螺纹孔的连接凸耳，以便于例如通过螺栓螺母与支撑机构160相连接。随卫星规格不同调节支撑机构160相对于底座的中心的位置时，作业台150随支撑机构160移动，通过作业台150左侧的槽孔产生的连接使升降机构170不需移动，降低工装复杂度和装配难度。
对于上述实现方式中的支撑机构160，参见图9，支撑机构160的下端具有四个定位孔，以便于螺栓穿过而固定在底座110上，保证安装的稳定性。支撑机构160具有两条开槽的竖向导轨，由此导轨与作业台150之间可以通过螺栓螺母进行连接，以对作业台150起辅助支撑和限位作用，并方便对作业台150的高度进行调节。两条竖向导轨之间通过两道横梁连接，完善限位作用，增强结构稳定性。两道横梁之间的距离便于从侧面对卫星进行装配，且为侧面外伸的星上元件提供了空间，避免发生干涉。
对于上述实现方式中的升降机构170，参见图10，其主轴为一丝杠，转盘连接一蜗杆，蜗杆和丝杠之间靠一异形结构相连，异形结构外侧为涡轮结构与蜗杆相连，内部为丝杠副螺母结构与丝杠套接，通过转动转盘即可实现机构的上下运动。升降机构170通过右侧伸出的凸台与作业台150相连，具体地，凸台上具有螺纹孔，使得螺栓可以穿过该螺纹孔并穿过作业台150左侧开设的槽孔。
在本发明的优选实施方式中，参见图3，所述底座110上还布置有第四系列孔o4，所述第四系列孔o4用于固定所述装置100。举例来说，第四系列孔o4也可以为螺纹孔，装置100可以借助螺栓进行固定。
在本发明的优选实施方式中，参见图3，所述底座110的边缘侧面上还布置有第五系列孔o5，所述第五系列孔o5例如可以为螺纹孔，由此可以通过螺栓接地，以防止静电。
在本发明的优选实施方式中，所述第一系列孔o1、所述第二系列孔o2、所述第三系列孔o3、所述第四系列孔o4以及所述第五系列孔o5中的所有孔为同一规格的螺纹孔，例如m6螺纹孔，由此能够与同一规格的螺栓配合，简化了安装流程，避免了装配失误。
在本发明的优选实施方式中，参见图3，所述底座110上设置有把手110a以便于移动所述装置100。
在本发明的优选实施方式中，参见图8，所述多个作业台150中的每一个包括螺钉固定海绵150a和接口工艺pcb板150b。其中，螺钉固定海绵150a上可以放置安装卫星所需的准确数目的螺钉，按螺钉规格成排放置，防止装配过程出现误装问题，避免微小零件掉落丢失。接口工艺pcb板150b上接有通用的2.54mm及2mm宽5针、8针、10针、12针、20针及52针接口，既可在安装过程中将线缆接在工艺板上，降低在安装过程中布置线缆的难度，方便布线，又可在对单机进行测试时将单机接口接在工艺板上进行标注，随后通过工艺板上的接口进行检测，方便对卫星各单机进行集中检测，避免星内开设测试接口，对整星布局和结构的力学特性造成不利影响。
参见图11，本发明实施例还提供了一种微小卫星s的并行组装设备10，该设备10包括：
多个如上所述的装置100；
组装平台200，所述组装平台200用于安装所述多个如上所述的装置100。
基于该并行组装设备10可实现微小卫星的多星并行装配，满足微小卫星批量化、快速、低成本装配的需求。
参见图12，本发明实施例还提供了一种通过根据如上所述的装置100组装微小卫星的方法，该方法包括：
s121：将多根限位杆120以适应于所述微小卫星的尺寸的方式固定至所述底座110；
s122：将所述微小卫星的单个舱段的多根中空主承力梁分别穿过所述多根限位杆120，并以所述多根中空主承力梁为基础装配舱段的其余部件，直至舱段组装完成并将舱段从所述多根限位杆120移除；
s123：重复以上步骤直至所述微小卫星的所有舱段组装完成；
s124：将所述多根限位杆120从所述底座110移除并将多根限位导轨130以适应于所述微小卫星的尺寸的方式固定至所述底座110；
s125：将所述微小卫星的所有舱段按顺序叠加到所述多根限位导轨130限定出的空间中，由此各个舱段的中空主承力梁也叠加在一起而形成与单个舱段的多根中空主承力梁对应的多个通道；
s126：将多根舱段连接杆分别穿过所述多个通道。
需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
1.一种微小卫星的组装装置，其特征在于，包括：
底座，所述底座具有多组第一系列孔，每组第一系列孔从所述底座的中心附近开始朝向所述底座的边缘排列；
适于将多个零件组装成舱段的多根限位杆；
适于将多个舱段组装成所述微小卫星的多根限位导轨；
其中，所述多根限位杆中的每一根或所述多根限位导轨中的每一根能够通过一组第一系列孔中的不同孔被固定至所述底座，以调节所述多根限位杆中的每一根或所述多根限位导轨中的每一根相对于所述底座的中心的距离，从而使所述多根限位杆或所述多根限位导轨适应于所述微小卫星的尺寸。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述多根限位杆中的每一根与所述底座之间或所述多根限位导轨中的每一根与所述底座之间安装有长度能够变化的升降杆。
3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述底座还具有多组第二系列孔，每组第二系列孔从所述底座的边缘附近开始朝向所述底座的中心排列，并且所述装置还包括多个作业台，每个作业台附接至支撑机构，所述支撑机构能够通过一组第二系列孔中的不同孔被固定至所述底座，以调节所述支撑机构以及附接至所述支撑机构的作业台相对于所述底座的中心的距离。
4.根据权利要求3所述的装置，其特征在于，每个作业台配置有升降机构，使得每个作业台能够沿着所述支撑机构竖向移动。
5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述升降机构通过布置在所述底座上的第三系列孔被固定至所述底座。
6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述第一系列孔、所述第二系列孔以及所述第三系列孔中的所有孔为同一规格的螺纹孔。
7.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述底座上设置有把手以便于移动所述装置。
8.根据权利要求3所述的装置，其特征在于，所述多个作业台中的每一个包括螺钉固定海绵和接口工艺pcb板。
9.一种微小卫星的并行组装设备，其特征在于，包括：
多个根据权利要求1至8中任一项所述的装置；
组装平台，所述组装平台用于安装所述多个根据权利要求1至8中任一项所述的装置。
10.一种通过根据权利要求1至8中的任一项所述的装置组装微小卫星的方法，其特征在于，包括：
将多根限位杆以适应于所述微小卫星的尺寸的方式固定至所述底座；
将所述微小卫星的单个舱段的多根中空主承力梁分别穿过所述多根限位杆，并以所述多根中空主承力梁为基础装配舱段的其余部件，直至舱段组装完成并将舱段从所述多根限位杆移除；
重复以上步骤直至所述微小卫星的所有舱段组装完成；
将所述多根限位杆从所述底座移除并将多根限位导轨以适应于所述微小卫星的尺寸的方式固定至所述底座；
将所述微小卫星的所有舱段按顺序叠加到所述多根限位导轨限定出的空间中，由此各个舱段的中空主承力梁也叠加在一起而形成与单个舱段的多根中空主承力梁对应的多个通道；
将多根舱段连接杆分别穿过所述多个通道。
技术总结