CN108033033B - 微小卫星弹射器及其弹射方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种微小卫星弹射器，包括：壳体结构，包括舱体及能够打开或关闭所述舱体的舱盖；弹射结构，位于所述舱体中；所述弹射结构包括螺旋弹簧及弹射托板，所述螺旋弹簧的一端固定于所述舱体的底部，所述螺旋弹簧的另一端固定所述弹射托板，所述弹射托板用于承载微小卫星；且，所述螺旋弹簧的截面形状呈多边形；以及锁定结构，设置于所述壳体结构上，用于锁定或解锁所述舱盖与所述舱体。弹射时，锁定结构解锁舱体与舱盖，螺旋弹簧在其自身弹性力作用下伸展并带动弹射托板运动，使得弹射托板上的微小卫星从舱体中弹出，能够实现微小卫星安全的分离，保证微小卫星安全弹射出舱。本发明还提供一种微小卫星弹射器的弹射方法。

Description

微小卫星弹射器及其弹射方法

技术领域

本发明涉及卫星发射技术领域，特别是涉及一种微小卫星弹射器及其弹射方法。

背景技术

目前，卫星和运载火箭的分离往往采用笼式结构配合火工品实现整个微小卫星的分离。但是利用火工品的问题是可能带来对微小卫星本身的损伤，特别是装有高灵敏度的传感器的微小卫星；另外，火工品的***可能产生一定的冲击力，而这些冲击力对卫星的影响巨大，可能造成整个项目的弹射失败。

发明内容

基于此，有必要针对目前采用火工品的***实现微小卫星的分离导致微小卫星损伤甚至弹射失败的问题，提供一种实现微小卫星安全的分离、避免对微小卫星本身产生损伤的微小卫星弹射器，同时还提供一种应用于上述微小卫星弹射器的弹射方法。

上述目的通过下述技术方案实现：

一种微小卫星弹射器，包括：

壳体结构，包括舱体及能够打开或关闭所述舱体的舱盖；

弹射结构，位于所述舱体中；所述弹射结构包括螺旋弹簧及弹射托板，所述螺旋弹簧的一端固定于所述舱体的底部，所述螺旋弹簧的另一端固定所述弹射托板，所述弹射托板用于承载微小卫星；且，所述螺旋弹簧的截面形状呈多边形；以及

锁定结构，设置于所述壳体结构上，用于锁定或解锁所述舱盖与所述舱体。

在其中一个实施例中，所述螺旋弹簧的截面尺寸从远离所述弹射托板的一端到靠近所述弹射托板的一端逐渐增加；

且所述螺旋弹簧压缩后，所述螺旋弹簧处于同一平面。

在其中一个实施例中，所述螺旋弹簧为矩形螺旋弹簧。

在其中一个实施例中，所述微小卫星弹射器还包括用于压紧所述舱体中所述微小卫星的压紧结构；

所述压紧结构包括压紧部，所述压紧部凸出设置于所述舱盖朝向所述舱体的一表面上；所述舱盖盖设于所述舱体上，所述压紧部与所述微小卫星抵接；

所述压紧结构还包括弹性件，所述弹性件设置于所述舱盖朝向所述舱体的一表面上；所述舱盖盖设于所述舱体上，所述弹性件与所述微小卫星和/或所述舱体的顶部抵接。

在其中一个实施例中，所述微小卫星弹射器还包括自锁结构，所述自锁结构连接所述舱体与所述舱盖，用于协助所述舱盖打开并锁定打开至预设角度的所述舱盖。

在其中一个实施例中，所述自锁结构包括异型轮、联动件、传递臂及与所述传递臂连接的限位部，所述异型轮连接所述舱盖与所述舱体，所述联动件连接所述异型轮与所述传递臂，所述限位部能够限制所述弹射托板；

所述舱盖打开并带动所述异型轮运动，所述舱盖打开至预设角度后，所述联动件卡设于所述异型轮上，并带动所述传递臂及所述限位部释放所述弹射托板。

在其中一个实施例中，所述锁定结构包括电磁机构及电磁锁扣，所述电磁机构与所述电磁锁扣分别设置于所述舱体与所述舱盖上；所述电磁机构具有锁紧轴承，所述电磁锁扣具有锁定部，所述锁紧轴承能够卡设或者脱离所述锁定部，以锁定或解锁所述舱盖与所述舱体。

在其中一个实施例中，所述微小卫星弹射器具有供电接口，所述供电接口与运载火箭电连接，并向所述电磁机构供电。

在其中一个实施例中，所述弹射结构还包括固定件，所述螺旋弹簧的一端通过所述固定件固定于所述舱体的底部，所述螺旋弹簧的另一端通过所述固定件与所述弹射托板固定连接。

一种微小卫星弹射器的弹射方法，应用于如上述任一技术特征所述的微小卫星弹射器，所述弹射方法包括如下步骤：

微小卫星进入预定轨道后，运载火箭向微小卫星弹射器供电；

解锁舱盖与舱体，打开所述舱盖至预设角度后，锁定所述舱盖；

螺旋弹簧推动弹射托板滑出所述舱体，并将所述微小卫星弹出所述舱体。

采用上述技术方案后，本发明的有益效果为：

本发明的微小卫星弹射器及其弹射方法，微小卫星放置于弹射托板上并压缩螺旋弹簧，将舱盖盖设于舱体上，并通过锁定结构锁定将舱盖锁定于舱体上；弹射时，锁定结构解锁舱体与舱盖使得舱盖打开舱体，螺旋弹簧在其自身弹性力作用下伸展并带动弹射托板运动，使得弹射托板上的微小卫星从舱体中弹出；本发明的微小卫星弹射器采用截面形状为多边形的螺旋弹簧作为微小卫星弹射的动力源，具有较大的横向稳定性；有效的解决目前采用火工品的***实现微小卫星的分离导致微小卫星损伤甚至弹射失败的问题，以实现微小卫星安全的分离，避免对微小卫星本身产生损伤，同时还能避免冲击力对微小卫星产生的影响，保证微小卫星安全弹射出舱。

附图说明

图1为本发明一实施例的微小卫星弹射器的舱盖打开后的结构示意图；

图2为图1所示的微小卫星弹射器中螺旋弹簧的俯视结构示意图；

图3为图2所示的螺旋弹簧的主视结构示意图；

图4为图1所示的微小卫星弹射器中锁定结构解锁时的结构示意图；

图5为图4所示的锁定结构锁定时的结构示意图；

图6为图1所示的微小卫星弹射器的舱盖关闭时的后视结构示意图；

图7为图6所示的微小卫星弹射器中自锁结构的右视图；

其中：

100-微小卫星弹射器；

110-壳体结构；

111-舱体；1111-弹射导轨；

112-舱盖；

120-弹射结构；

121-螺旋弹簧；

122-弹射托板；

123-固定片；

124-螺纹件；

130-锁定结构；

131-电磁机构；1311-锁紧轴承；

132-电磁锁扣；1321-锁定部；

140-压紧结构；

141-压紧部；

142-弹性件；

150-自锁结构；

160-供电接口。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下通过实施例，并结合附图，对本发明的微小卫星弹射器及其弹射方法进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

参见图1，本发明提供了一种微小卫星弹射器100，该微小卫星弹射器100用于弹射微小卫星，使得微小卫星弹射出舱，以实现通信、对地遥感、行星际探测、科学研究、技术试验等各方面的应用。当微小卫星进入外太空预定轨道时，运载火箭能够按照飞行程序将微小卫星弹射，并且，采用本发明的微小卫星弹射器100弹射微小卫星，能够实现微小卫星安全的分离，避免对微小卫星本身产生损伤，同时还能避免冲击力对微小卫星产生的影响，保证微小卫星安全弹射出舱。

在本发明中，微小卫星弹射器100包括壳体结构110、弹射结构120及锁定结构130。壳体结构110起收纳作用，微小卫星弹射器100的大部分结构及微小卫星均位于壳体结构110中，以便于将微小卫星运载到外太空中。锁定结构130设置于壳体结构110上，用于锁定或者打开壳体结构110。可以理解的是，微小卫星弹射器100在进入外太空预定轨道之前均需处于封闭状态，以避免微小卫星出现不在轨运行的问题以及弹射失败的问题，只有在进入外太空预定轨道后准备弹射时才打开，以保证微小卫星能够从壳体结构110中弹射出。弹射结构120设置于壳体结构110中，用于弹射微小卫星。微小卫星位于壳体结构110中并放置于弹射结构120上，弹射结构120向微小卫星提供推力，该推力为微小卫星的弹射力，使得微小卫星安全弹出，有效的避免通过火工品***实现微小卫星的分离，能够避免对微小卫星本身产生损伤，同时还能避免冲击力对微小卫星产生的影响，保证微小卫星安全弹射出舱。

具体的，壳体结构110包括舱体111及能够打开或关闭舱体111的舱盖112。舱盖112关闭舱体111后，壳体结构110处于封闭状态；舱盖112打开舱体111后，弹射结构120能够将微小卫星从舱体111中弹出。锁定结构130用于锁定或解锁舱盖112与舱体111，以保证舱盖112可靠的盖设于舱体111上。运载过程中，锁定结构130始终将舱盖112与舱体111锁定，使得舱盖112盖设于舱体111上，避免微小卫星出舱；弹射时，锁定结构130解锁舱盖112与舱体111，使得舱盖112相对于舱体111打开，此时，弹射结构120能够将微小卫星从舱体111中弹出，实现微小卫星的弹射。示例的，舱体111呈中空的长方体设置，其一端具有开口，弹射结构120设置于中空的长方体中，舱盖112盖设于开口处，以封闭呈长方体的舱体111。当然，在本发明的其他实施方式中，舱体111还可呈柱状等形状设置。可选地，舱盖112与舱体111之间通过折页连接，方便舱盖112的打开与关闭，当然，在本发明的其他实施方式中，舱盖112与舱体111也可通过转轴连接。

参见图1至图3，弹射结构120包括螺旋弹簧121及弹射托板122，螺旋弹簧121的一端固定于舱体111的底部，螺旋弹簧121的另一端固定弹射托板122，弹射托板122用于承载微小卫星。螺旋弹簧121在舱体111中可压缩设置，微小卫星装载时，将微小卫星放置于弹射托板122上，并向微小卫星施加作用力，以压缩螺旋弹簧121，然后将舱盖112盖设于舱体111上，并通过锁定结构130锁定舱盖112与舱体111。当微小卫星进入外太空预定轨道时，运载火箭安装预设轨迹控制锁定结构130解锁舱盖112与舱体111，然后舱盖112打开舱体111，螺旋弹簧121能够在自身弹性力作用下伸展，并带动弹性托盘逐渐伸出，使得弹簧托板将微小卫星推出舱体111，实现微小卫星安全弹射出舱。

并且，螺旋弹簧121的截面形状呈多边形。这样螺旋弹簧121的弹力作为微小卫星的推力，使得微小卫星能够顺利从舱体111中弹射出，而且，螺旋弹簧121具有较大的横向力，保证微小卫星弹射过程中的稳定性，进而保证微小卫星弹射的可靠性，使得微小卫星准确的弹射的预定轨道上。弹射托板122的形状与舱体111的截面形状相适配，以保证螺旋弹簧121带动弹射托板122在舱体111中伸出或缩回。可选地，弹射托板122上具有多个减重孔，该减重孔用于减轻弹射托板122的重量，进而使得螺旋弹簧121的推力大部分作用于微小卫星上，减小能量损耗。

另外，弹射结构120还包括固定件，螺旋弹簧121的一端通过固定件固定于舱体111的底部，螺旋弹簧121的另一端通过固定件与弹射托板122固定连接。这样能够避免螺旋弹簧121脱离而影响微小卫星的弹射，使得螺旋弹簧121产生的推力能够准确的作用在微小卫星上，保证微小卫星弹射的准确性。示例的，固定件包括螺纹件124和/或固定片123，螺旋弹簧121通过螺纹件124和/或固定片123固定于舱体111中或者弹射托板122上，保证螺旋弹簧121可靠固定。在本实施例中，螺旋弹簧121的一端通过固定片123固定于舱体111的底部，螺旋弹簧121的另一端通过螺纹件124与弹射托板122固定连接。

当然，在本发明的其他实施方式中，螺旋弹簧121还可通过凸柱、凹槽等结构固定或者通过胶粘方式固定。

进一步地，螺旋弹簧121的截面尺寸从远离弹射托板122的一端到靠近弹射托板122的一端逐渐增加。螺旋弹簧121压缩后，螺旋弹簧121处于同一平面。也就是说，螺旋弹簧121伸展后呈类似于锥形的结构，螺旋弹簧121压缩后，螺旋弹簧121的各圈层层套设并位于同一平面内。螺旋弹簧121采用上述结构设置后，有利于节省空间，并且，具有较强的承载能力，继而保证产生较大的推力，以保证弹射时将微小卫星从舱体111中弹出。示例的，螺旋弹簧121为矩形螺旋弹簧121。即矩形螺旋弹簧121压缩后为一个矩形框，矩形螺旋弹簧121能够具有较大的横向稳定性。

可选地，舱体111中具有弹射导轨1111，弹射导轨1111与弹射托板122相配合，以将弹射托板122限制于舱体111中。弹射时，弹射托板122能够沿弹射导轨1111滑动。这样能够保证弹射托板122的运行轨迹，避免弹射托板122在舱体111中向弹射导轨1111的外侧发生偏移，进而保证弹射托板122弹射微小卫星的准确性，使得微小卫星能够准确的进入预定轨道。示例的，弹射导轨1111的数量四个，四个弹射导轨1111分别位于舱体111的四个沿弹射方向的棱边处，弹射托板122的四个角部分别与四个弹射导轨1111相配合，弹射时，弹簧托板能够沿着弹射导轨1111滑动；装载时，微小卫星在外力作用下能够使得弹射托板122沿弹射导轨1111运动，并压缩螺旋弹簧121。较佳地，弹射导轨1111的截面形状呈L型设置，弹射托板122的角部与L型弹射导轨1111的内侧表面抵接，以保证弹射托板122的运动轨迹。

作为一种可实施方式，微小卫星弹射器100还包括用于压紧舱体111中微小卫星的压紧结构140。压紧结构140能够将微小卫星压紧，避免微小卫星在舱体111中晃动，保证微小卫星运载的可靠性，避免晃动影响微小卫星的使用性能。压紧结构140包括压紧部141，压紧部141凸出设置于舱盖112朝向舱体111的一表面上；舱盖112盖设于舱体111上，压紧部141与微小卫星抵接。也就是说，舱盖112盖设于舱体111后，通过压紧部141将微小卫星压紧于舱体111中，避免微小卫星在舱体111中晃动。示例的，压紧部141为截面形状为矩形的压紧环，这样能够增加压紧部141与微小卫星的接触面积，同时还能保证微小卫星与压紧环均匀接触，保证微小卫星受力均匀，避免因受力不均导致的微小卫星在舱体111中倾斜，以保证微小卫星在舱体111中的姿态，继而保证微小卫星弹射的准确性。当然，在本发明的其他实施方式中，压紧部141还可为多个凸柱，多个凸柱均匀分布在舱盖112朝向舱体111的一表面上。可选地，压紧部141凸出的高度范围为1mm～100mm。

进一步地，压紧结构140还包括弹性件142，弹性件142设置于舱盖112朝向舱体111的一表面上；舱盖112盖设于舱体111上，弹性件142与微小卫星和/或舱体111的顶部抵接。弹性件142也能够起到压紧微小卫星的作用。示例的，微小卫星通过弹性件142与压紧部141的配合作用被紧紧的压设在舱体111中。并且，锁定结构130解锁舱盖112与舱体111后，舱盖112在弹性件142的弹性力作用下自动打开，当舱盖112打开预设角度后，螺旋弹簧121带动弹射托板122滑出舱体111，并使弹射托板122将其上的微小卫星弹出舱体111。可选地，弹性件142为弹簧或由弹性材料制成的弹性柱。当然，在本发明的其他实施方式中，压紧部141可与弹性件142为一体结构，此时，压紧部141由弹性材料制成。

参见图6和图7，作为一种可实施方式，微小卫星弹射器100还包括自锁结构150，自锁结构150连接舱体111与舱盖112，用于协助舱盖112打开并锁定打开至预设角度的舱盖112。舱盖112打开后，通过自锁结构150锁定舱盖112，避免舱盖112的位置发生窜动，保证微小卫星弹射的可靠性，使得微小卫星准确进入预定轨道；还能避免舱盖112与微小卫星发生磕碰导致微小卫星损伤，实现微小卫星安全出舱。并且，在舱盖112打开预设角度后，弹射结构120才弹射微小卫星，避免微小卫星与舱盖112发生磕碰。可选地，预设角度是指舱盖112相对于舱体111的运动角度，该预设角度需≥110°。本实施例中，预设角度≥130°，也就是说，舱盖112打开超过130°后，弹射结构120才弹射微小卫星。

进一步地，自锁结构150包括异型轮、联动件、传递臂及与传递臂连接的限位部，异型轮连接舱盖112与舱体111，联动件连接异型轮与传递臂，限位部能够限制弹射托板122；舱盖112打开并带动异型轮运动，舱盖112打开至预设角度后，联动件卡设于异型轮上，并带动传递臂及限位部释放所述弹射托板122。可选地，异型轮的外轮廓由多段半径不同的圆弧围设而成。而且，异型轮上具有用于卡设固定联动件的卡槽。在本实施例中，异型轮的外轮廓由至少三段不同直径的圆弧拼接而成，并在异型轮上形成卡槽。可选地，联动件的顶部设置轴承，方便联动件与异型轮之间的运动。当舱盖112打开至预设角度后，联动件顶部的轴承卡设于卡槽中，实现舱盖112的锁定；同时，异型轮带动联动件向下运动，并带动传递臂向下运动，这样，限位部能够带动弹射托板122反向压缩螺旋弹簧121运动并释放弹射托板122，使得弹射结构120将微小卫星弹射出舱。示例的，限位部为角钢片器件，弹射导轨1111上具有开口，角钢片器件能够缩回或伸出开口。限位部伸出能够限制弹射托板122弹射；限位部缩回，弹射托板122能够沿弹射导轨1111滑动，并将微小卫星弹出。

参见图4和图5，作为一种可实施方式，锁定结构130包括电磁机构131及电磁锁扣132，电磁机构131与电磁锁扣132分别设置于舱体111与舱盖112上。电磁机构131具有锁紧轴承1311，电磁锁扣132具有锁定部1321，锁紧轴承1311能够卡设或者脱离锁定部1321，以锁定或解锁舱盖112与舱体111。可以理解的是，电磁机构131与电磁锁扣132配合锁定舱盖112与舱体111时，舱盖112与舱体111之间封闭，此时可以实现微小卫星的运载；当微小卫星进入外太空预定轨道后，微小卫星弹射器100接收弹射信号后，电磁机构131与电磁锁扣132配合解锁舱盖112与舱体111，此时，舱盖112打开舱体111，并且，当舱盖112打开预设角度后，舱盖112自锁结构150锁定舱盖112，并通过弹簧拉杆使导轨抱死结构缩回，随后螺旋弹簧121带动弹射托板122沿弹射导轨1111滑动，并通过弹射托板122将其上的微小卫星弹出舱体111。示例的，电磁锁扣132具有两个锁定部1321，相应的，锁紧轴承1311也为两个，装载完成后，盖上舱盖112，锁紧轴承1311分别卡设到对应的锁定部1321中，以实现舱盖112与舱体111之间的锁定。当微小卫星运行到预定轨道后，运载火箭能够按照飞行程序将弹射信号发送给将微小卫星弹射器100，微小卫星弹射器100接收到弹射信号后，电磁机构131通电并释放锁紧轴承1311，使得锁紧轴承1311脱离电磁锁扣132的锁定部1321，实现舱盖112与舱体111的解锁。在本实施例中，锁定部1321为锁定槽。

另外，微小卫星弹射器100具有供电接口160，供电接口160与运载火箭电连接，并向电磁机构131供电。微小卫星弹射器100通过供电接口160建立运载火箭与电磁机构131的电连接，以控制电磁机构131解锁，实现解锁舱盖112与舱体111。示例的，供电接口160为两个，相应的锁定结构130也为两个，以保证锁定可靠；两个供电接口160分别向电磁机构131供电。

本发明还提供一种微小卫星弹射器100的弹射方法，应用于上述实施例中的微小卫星弹射器100，弹射方法包括如下步骤：

微小卫星进入预定轨道后，运载火箭向微小卫星弹射器100供电；

解锁舱盖112与舱体111，打开舱盖112至预设角度后，锁定舱盖112；

螺旋弹簧121推动弹射托板122滑出舱体111，并将微小卫星弹出舱体111。

当微小卫星进入外太空预定轨道时，运载火箭能够按照飞行程序通过两个供电接口160给微小卫星弹射器100的电磁机构131供电，然后电磁机构131通电后能够释放锁紧轴承1311，使得锁紧轴承1311脱离电磁锁扣132的锁定部1321，实现舱盖112与舱体111的解锁。随后，舱盖112在弹性件142的微弹性力以及自锁结构150的共同作用下使得舱盖112自动打开。当舱盖112打开至预设角度如130°后，自锁结构150将舱盖112锁定，弹射结构120的螺旋弹簧121在其自身弹性力作用下伸展，并带动弹射托板122沿弹射导轨1111滑动，将微小卫星弹射出舱，实现微小卫星安全弹射出舱。

以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书的记载范围。

以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.一种微小卫星弹射器，其特征在于，包括：

壳体结构，包括舱体及能够打开或关闭所述舱体的舱盖；

弹射结构，位于所述舱体中；

所述弹射结构包括螺旋弹簧及弹射托板，所述螺旋弹簧的一端固定于所述舱体的底部，所述螺旋弹簧的另一端固定所述弹射托板，所述弹射托板用于承载微小卫星；所述螺旋弹簧的截面形状呈多边形，且，所述螺旋弹簧压缩后，所述螺旋弹簧处于同一平面；以及

锁定结构，设置于所述壳体结构上，用于锁定或解锁所述舱盖与所述舱体；

压紧结构，所述压紧结构包括压紧部和弹性件，所述压紧部凸出设置于所述舱盖朝向所述舱体的一表面上；所述舱盖盖设于所述舱体上，所述压紧部用于与微小卫星抵接，所述压紧部为截面形状为矩形的压紧环，用于增加所述压紧部与微小卫星的接触面积，所述弹性件与所述微小卫星和/或所述舱体的顶部抵接；

自锁结构，所述自锁结构包括异型轮、联动件、传递臂及与所述传递臂连接的限位部，所述异型轮连接所述舱盖与所述舱体，所述联动件连接所述异型轮与所述传递臂，所述限位部能够限制所述弹射托板；所述舱盖打开并带动所述异型轮运动，所述舱盖打开至预设角度后，所述联动件卡设于所述异型轮上，并带动所述传递臂及所述限位部释放所述弹射托板，用于协助所述舱盖打开并锁定打开至预设角度的所述舱盖。

2.根据权利要求1所述的微小卫星弹射器，其特征在于，所述螺旋弹簧的截面尺寸从远离所述弹射托板的一端到靠近所述弹射托板的一端逐渐增加。

3.根据权利要求1所述的微小卫星弹射器，其特征在于，所述螺旋弹簧为矩形螺旋弹簧。

4.根据权利要求1至3任一项所述的微小卫星弹射器，其特征在于，所述弹性件设置于所述舱盖朝向所述舱体的一表面上。

5.根据权利要求1至3任一项所述的微小卫星弹射器，其特征在于，所述自锁结构连接所述舱体与所述舱盖。

6.根据权利要求1至3任一项所述的微小卫星弹射器，其特征在于，所述锁定结构包括电磁机构及电磁锁扣，所述电磁机构与所述电磁锁扣分别设置于所述舱体与所述舱盖上。

7.根据权利要求6所述的微小卫星弹射器，其特征在于，所述电磁机构具有锁紧轴承，所述电磁锁扣具有锁定部，所述锁紧轴承能够卡设或者脱离所述锁定部，以锁定或解锁所述舱盖与所述舱体。

8.根据权利要求7所述的微小卫星弹射器，其特征在于，所述微小卫星弹射器具有供电接口，所述供电接口与运载火箭电连接，并向所述电磁机构供电。

9.根据权利要求1至3任一项所述的微小卫星弹射器，其特征在于，所述弹射结构还包括固定件，所述螺旋弹簧的一端通过所述固定件固定于所述舱体的底部，所述螺旋弹簧的另一端通过所述固定件与所述弹射托板固定连接。

10.一种微小卫星弹射器的弹射方法，应用于如权利要求1至9任一项所述的微小卫星弹射器，其特征在于，所述弹射方法包括如下步骤：

微小卫星进入预定轨道后，运载火箭向微小卫星弹射器供电；

解锁舱盖与舱体，打开所述舱盖至预设角度后，锁定所述舱盖；

螺旋弹簧推动弹射托板滑出所述舱体，并将所述微小卫星弹出所述舱体。