● 摘要
空间平台飞行器释放技术是卫星发射过程中的重要环节，二次发射对分离姿态的要求越来越高，准确地估计分离后姿态，对于之后的卫星环绕、伴飞具有重要的指导作用。
选取单个小卫星迹向分离模式，运用动力学知识和虚拟样机技术，实现了对卫星分离的动力学分析以及姿态预测，理论计算与仿真分析结果较为接近。分离速度与弹簧刚度的二分之一次方成正比，与弹簧压缩量成正比，与子星质量成反比。合理设计分离弹簧的刚度与压缩量等参数，可以满足不同发射质量与发射相对速度要求。
对单弹簧和多弹簧分离机构的防故障能力进行仿真分析，比较两个方案的利弊。对于子星安装位置偏差，四个弹簧机构具有较好的抗干扰能力。在子星安装角度偏差的情况下，单个弹簧分离机构更为优越。实际设计中应考虑安装位置偏差与姿态偏差的综合影响，选择较为有利的分离机构方案。分离机构对于子星安装位置、角度有较高的精度要求，在设计中可以增加子星安装限位装置和运动导向，来保证子星的安装与释放精度。
对多星迹向、径向、切向三种分离模式进行了仿真分析，继而研究了依次分离、两两分离、同时分离的分离姿态，并对三种分离模式进行了故障分析。迹向分离模式有较好的抗干扰能力，径向分离模式对会分离平台的俯仰与偏航方向产生干扰，切向分离使分离平台的姿态变化较为复杂，相比其它分离模式抗干扰能力较差。三种分离模式中，由于分离的不对称或某个分离机构失效，对分离平台的干扰都比较大。为保证平台的姿态精度与稳定度，卫星释放过程中宜采用对称释放的方式。实际过程中应综合考虑编队队形及发射稳定性的因素，合理选择分离方案。
空间分离过程中的冲击振动会对平台造成干扰，必须要考虑整星的隔振。隔振装置的隔振效率随系统质量的增大而增大，随刚度与阻尼的增大而减小。但增大隔振效率的同时，冲击力的作用时间也随之增加，实际设计中应考虑到整体重量与安装空间的要求，合理选择隔振系统的质量、刚度、阻尼，以满足隔振效率的要求。参考欧洲整星隔振结构，根据空间分离具体条件，对卫星隔振平台提出了八作动器分离平台构想，可实现多向隔振。