CN105594315B - 一种快速装配卫星结构 - Google Patents
一种快速装配卫星结构Info
- Publication number
- CN105594315B CN105594315B CN201318000784.4A CN201318000784A CN105594315B CN 105594315 B CN105594315 B CN 105594315B CN 201318000784 A CN201318000784 A CN 201318000784A CN 105594315 B CN105594315 B CN 105594315B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- base plate
- carbon fiber
- top board
- group
- plate
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 claims abstract description 31
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 claims abstract description 31
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims abstract description 19
- 210000000614 Ribs Anatomy 0.000 claims description 11
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 2
- 230000004301 light adaptation Effects 0.000 abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 210000003660 Reticulum Anatomy 0.000 description 14
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 8
- 239000000463 material Substances 0.000 description 7
- 239000004411 aluminium Substances 0.000 description 6
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminum Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 6
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 5
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 4
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 4
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 3
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 3
- 230000001070 adhesive Effects 0.000 description 3
- 125000003700 epoxy group Chemical group 0.000 description 3
- 210000004279 Orbit Anatomy 0.000 description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 2
- 230000003014 reinforcing Effects 0.000 description 2
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 2
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 2
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 description 2
- 210000003491 Skin Anatomy 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000004904 shortening Methods 0.000 description 1
Abstract
本发明公开了一种快速装配卫星结构，包括：本体结构[1]和推进舱[2]；本体结构[1]由碳纤维框架(含底板)[101]、下隔板[102]、中层板[103]、上隔板[104]、侧板[105]和顶板[106]组成；推进舱[2]由承力筒[20]]和推进舱底板[202]组成。本发明解决了研制、装配周期长、对载荷适应性弱等问题，取得了结构简单、质量轻、装配的快速性、扩展性强、适应性强等有益效果。<pb pnum="1" />
Description
技术领域
本发明涉及卫星结构构型，具体涉及一种快速装配卫星结构。
背景技术
卫星结构是提供所装载仪器设备的安装空间和位置，承受作用在卫星上的静、动态载荷，并支持其入轨后在预定轨道上完成既定任务承载卫星主要载荷的承力结构，是卫星系统得重要组成部分。具有质量要求严格、结构空间有限、能适应特殊的空间环境、高可靠、和一体化设计等特点。目前，卫星研制面临研制周期短、任务多等困难，因此，结构设计时必须考虑结构形式简单、质量轻、装配的快速性、扩展性强、适应性强等方面。
目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内类似的资料。
发明内容
为了解决现有技术中研制、装配周期长、对载荷适应性弱等问题，本发明的目的在于提供一种快速装配卫星结构。本发明提供了一种具有结构简单、质量轻、装配的快速性、扩展性强、适应性强等特点的结构形式，用来解决上述技术问题。
为了达到上述发明目的，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是提供一种快速装配卫星结构，包括：本体结构和推进舱；所述本体结构包括碳纤维框架，所述碳纤维框架包括正六棱柱的框架、正六边形的底板以及横梁，所述正六棱柱的框架每两个棱之间安装有一根横梁，所述横梁平行于所述底板；顶板，所述顶板通过螺钉固定在所述碳纤维框架的顶部；侧板，所述侧板有六个，通过螺钉固定在所述碳纤维框架上，构成所述正六棱柱的六个侧板；中层板，所述中层板为正六边形，所述中层板的六个边安装于六个所述的横梁上；上隔板，所述上隔板为长方形，一组相对的边分别安装在顶板和中层板上，另外一组相对的边分别安装在相对称的一组所述的棱上；下隔板，所述下隔板为长方形，一组相对的边分别安装在底板和中层板上，另外一组相对的边分别安装在相对称的一组所述的棱上；所述推进舱包括推进舱底板和承力筒，所述推进舱底板和承力筒通过螺钉连接，所述承力筒的截面为正六边形，所述截面的面积从上至下逐渐减小，下截面上安装有推进舱底板，上截面与所述底板面积相同，承力筒通过螺钉安装在所述底板上。
进一步，所述碳纤维框架的棱为六边形异型杆，在三个面上分布有螺孔，与相邻两个侧板和上、下隔板连接。
进一步，本体结构部分的主承力部件为碳纤维框架，其它部件中层板、侧板和顶板均仅与其存在装配接口，侧板装配接口一致，必要时侧板互换。
进一步，所述推进舱底板为为正六边形，安装在承力筒底面上。
进一步，本体结构中的下隔板和上隔板主要为中层板、顶板提供刚度支撑，改善中层板和顶板的加速度响应环境，上、下隔板可根据顶板、中层板的仪器设备安装情况选择是否安装。上述本体结构由碳纤维框架、下隔板、中层板、上隔板、侧板和顶板组成，为卫星仪器设备提供安装基础，同时应能承受卫星发射时的各种力学环境；在地面测试、装配时，可独立成舱。碳纤维框架由碳纤维杆件、碳纤维接头通过Redux420胶粘剂胶接而成。底板、下隔板、中层板、上隔板、侧板和顶板均为蜂窝夹层结构，上、下蒙皮为0.3mm厚的铝面板，材料为LY12CZ；蜂窝芯子采用材料为LF2Y，规格为4-0.04的有孔耐久性铝蜂窝芯。
上述推进舱由承力筒和推进舱底板组成，主要为推进分系统设备或部件提供安装基础，同时应能承受卫星发射时的各种力学环境；在地面试验、装配时，可独立成舱。
承力筒为上截面为六边形，采用碳纤维蒙皮-铝蜂窝夹层结构形式。内、外蒙皮为碳/环氧复合材料，增强材料为M55J-6k碳纤维，基体材料为环氧AG-80树脂基体，铺层顺序为[±45°/0°3/±45]对称铺层；蜂窝芯子采用材料为LF2Y、厚度为6.5mm、规格为4-0.04的有孔耐久性铝蜂窝；内、外蒙皮与铝蜂窝芯采用厚度不小于0.2mm的J-7890℃固化结构胶粘剂胶接；承力筒上端预埋“L”型T700端框，用于连接本体框架；下端预埋铝合金端框，作为星箭分离面，同时为推进舱仪器板提供安装接口，在下端框内侧设置整星停放工装接口；外侧纵向转角和中心处布置6根“T”型碳纤维桁条和碳纤维补强角盒，用于加强。
本发明一种快速装配卫星结构，由于对本体结构和推进舱结构构型、结构形式、各结构件之间的连接形式等进行专门设计，因此，取得结构简单、独立成舱、质量轻、快速装配、载荷适应性强等有益效果，应用前景广泛。
附图说明
图1是本发明所提供的一种快速装配卫星结构的结构示意图；
图2是本发明所提供的快速装配卫星结构的框架的棱的示意图，图2中螺孔未示出。
具体实施方式
下面结合附图说明本发明的优选实施例。
本发明的卫星结构由本体结构和推进舱两部分组成，为仪器设备提供安装基础，同时应能承受卫星发射时的各种力学环境；在地面试验、装配时，可独立成舱。
附图1是一种快速装配卫星结构的结构示意图。如附图实施例所示，该装置包括：本体结构1和推进舱2，所述本体结构1包括碳纤维框架101，所述碳纤维框架101包括正六棱柱的框架、正六边形的底板以及横梁，所述正六棱柱的框架每两个棱之间安装有一根横梁，所述横梁平行于所述底板；顶板106，所述顶板106通过螺钉固定在所述碳纤维框架101的顶部；侧板105，所述侧板105有六个，通过螺钉固定在所述碳纤维框架101上，构成所述正六棱柱的六个侧面；中层板103，所述中层板103为正六边形，所述中层板的六个边安装于六个所述的横梁上；上隔板104，所述上隔板104为长方形，一组相对的边分别安装在顶板106和中层板103上，另外一组相对的边分别安装在相对称的一组所述的棱上；下隔板102，所述下隔板102为长方形，一组相对的边分别安装在底板和中层板103上，另外一组相对的边分别安装在相对称的一组所述的棱上；所述推进舱包括推进舱底板202和承力筒201，所述推进舱底板202和承力筒201通过螺钉连接，所述承力筒201的截面为正六边形，所述截面的面积从上至下逐渐减小，下截面上安装有推进舱底板202，上截面于所述底板面积相同，承力筒201通过螺钉安装在所述底板上。
本实施例中，本体结构1由碳纤维框架(含底板)、下隔板、中层板、上隔板、侧板和顶板组成，为卫星仪器设备提供安装基础，同时应能承受卫星发射时的各种力学环境；在地面测试、装配时，可独立成舱。碳纤维框架(含底板)由碳纤维杆件、碳纤维接头通过Redux420胶粘剂胶接而成。底板、下隔板、中层板、上隔板、侧板和顶板均为蜂窝夹层结构，上、下蒙皮为0.3mm厚的铝面板，材料为LY12CZ；蜂窝芯子采用材料为LF2Y，规格为4-0.04的有孔耐久性铝蜂窝芯。所述侧板可以根据需要选择安装或者不安装，如果安装侧板会挡住所述横梁，所述碳纤维框架上还安装有用于固定太阳翼的太阳阵碳纤维安装梁和太阳阵铝合金压紧座。所述碳纤维框架与下隔板、中层板、上隔板、侧板、顶板等上均布有螺孔，相互之间通过螺钉连接，拆、装方便。
推进舱2由承力筒和推进舱底板组成，主要为推进分系统设备或部件提供安装基础，同时应能承受卫星发射时的各种力学环境；在地面试验、装配时，可独立成舱。
承力筒为上截面为六边形，下截面为圆形的六棱锥筒，采用碳纤维蒙皮-铝蜂窝夹层结构形式。内、外蒙皮为碳/环氧复合材料，增强材料为M55J-6k碳纤维，基体材料为环氧AG-80树脂基体，铺层顺序为[±45°/0°3/±45]对称铺层；蜂窝芯子采用材料为LF2Y、厚度为6.5mm、规格为4-0.04的有孔耐久性铝蜂窝；内、外蒙皮与铝蜂窝芯采用厚度不小于02mm的J-7890℃固化结构胶粘剂胶接；承力筒上端预埋“L”型端框，材料为T700S-12K用于连接本体框架；下端预埋铝合金端框，作为星箭分离面，同时为推进舱仪器板提供安装接口，在下端框内侧设置整星停放工装接口；外侧纵向转角和中心处布置6根“T”型碳纤维桁条和碳纤维补强角盒，用于加强。
本发明一种快速装配卫星结构，为了解决现有技术中研制、装配周期长、对载荷适应性弱等问题，具有结构简单、质量轻、装配的快速性、扩展性强、载荷适应性强等特点，对于卫星缩短研制、装配周期具有重大的意义。
Claims (5)
1.一种快速装配卫星结构：其特征在于，包括：本体结构[1]和推进舱[2]；所述本体结构[1]包括碳纤维框架[101]，所述碳纤维框架包括正六棱柱的框架、正六边形的底板以及横梁，所述正六棱柱的框架每两个棱之间安装有一根横梁，所述横梁平行于所述底板；顶板[106]，所述顶板[106]通过螺钉固定在所述碳纤维框架[101]的顶部；侧板[105]，所述侧板[105]有六个，通过螺钉固定在所述碳纤维框架[101]上，构成所述正六棱柱的六个侧面；中层板[103]，所述中层板[103]为正六边形，所述中层板的六个边安装于六个所述的横梁上；上隔板[104]，所述上隔板[104]为长方形，一组相对的边分别安装在顶板[106]和中层板[103]上，另外一组相对的边分别安装在相对称的一组所述的棱上；下隔板[102]，所述下隔板[102]为长方形，一组相对的边分别安装在底板和中层板[103]上，另外一组相对的边分别安装在相对称的一组所述的棱上；所述推进舱包括：推进舱底板[202]和承力筒[201]，所述推进舱底板[202]和承力筒[201]通过螺钉连接，所述承力筒[201]的截面为正六边形，所述截面的面积从上至下逐渐减小，下截面上安装有推进舱底板[202]，上截面与所述底板面积相同，承力筒[201]通过螺钉安装在所述底板上。
2.根据权利要求1所述的一种快速装配卫星结构，其特征在于：所述碳纤维框架的棱为六边形异型杆，在三个面上分布有螺孔，与相邻两个侧板和上、下隔板连接。
3.根据权利要求1所述的一种快速装配卫星结构，其特征在于：本体结构[1]部分的主承力部件为碳纤维框架[101]，其它部件中层板[103]、侧板[105]和顶板[106]均仅与其存在装配接口，侧板装配接口一致，必要时侧板互换。
4.根据权利要求1所述的一种快速装配卫星结构，其特征在于：本体结构[1]中的下隔板[102]和上隔板[104]主要为中层板、顶板提供刚度支撑，改善中层板和顶板的加速度响应环境，上、下隔板可根据顶板、中层板的仪器设备安装情况选择是否安装。
5.根据权利要求1所述的一种快速装配卫星结构，其特征在于：所述推进舱底板[202]为正六边形，安装在所述承力筒[201]底面上。
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN105594315B true CN105594315B (zh) | 2015-07-15 |
Family
ID=
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107031866A (zh) * | 2016-10-29 | 2017-08-11 | 李宁 | 一种简易太空舱结构设计 |
| CN108045597A (zh) * | 2017-10-23 | 2018-05-18 | 上海卫星工程研究所 | 模块化、可组装式卫星结构 |
| CN110450983A (zh) * | 2019-08-14 | 2019-11-15 | 上海卫星工程研究所 | 敏捷卫星构型 |
| CN111044365A (zh) * | 2019-12-28 | 2020-04-21 | 中国人民解放军63919部队 | 一种用于航天服测试的试验舱 |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107031866A (zh) * | 2016-10-29 | 2017-08-11 | 李宁 | 一种简易太空舱结构设计 |
| CN108045597A (zh) * | 2017-10-23 | 2018-05-18 | 上海卫星工程研究所 | 模块化、可组装式卫星结构 |
| CN110450983A (zh) * | 2019-08-14 | 2019-11-15 | 上海卫星工程研究所 | 敏捷卫星构型 |
| CN110450983B (zh) * | 2019-08-14 | 2021-05-07 | 上海卫星工程研究所 | 敏捷卫星构型 |
| CN111044365A (zh) * | 2019-12-28 | 2020-04-21 | 中国人民解放军63919部队 | 一种用于航天服测试的试验舱 |
| CN111044365B (zh) * | 2019-12-28 | 2022-05-10 | 中国人民解放军63919部队 | 一种用于航天服测试的试验舱 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103935529B (zh) | 一种快速响应卫星结构 | |
| CN104648693B (zh) | 用于平台载荷一体化的卫星结构 | |
| US8128025B2 (en) | Providing skins for aircraft fuselages | |
| RU2576647C2 (ru) | Конструктивный узел воздушного судна | |
| CN103963997A (zh) | 一种小型卫星多边形承力筒 | |
| US20090294589A1 (en) | Methods and apparatus for an integrated aerodynamic panel | |
| CN111703592B (zh) | 一种大型商业遥感卫星平台构型及装配方法 | |
| CN106287151B (zh) | 空间光学遥感器及其支撑装置 | |
| EA031358B1 (ru) | Модульная центральная конструкция для сдвоенного запуска космических летательных аппаратов | |
| CN103963998A (zh) | 一种六边形框架主承力卫星结构 | |
| CN104015937A (zh) | 具有开放侧面的航天器 | |
| CN104369857A (zh) | 一种飞机整体油箱结构 | |
| CN108045597A (zh) | 模块化、可组装式卫星结构 | |
| CN103963360A (zh) | 一种蜂窝夹层板与框架底面一体化结构 | |
| CN111409871B (zh) | 带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型 | |
| CN103075629A (zh) | 一种大型预埋复杂小变形框架蜂窝板 | |
| CN105594315B (zh) | 一种快速装配卫星结构 | |
| KR100775989B1 (ko) | 인공위성의 합성 개구면 레이더 지지장치 | |
| CN203806150U (zh) | 一种小型卫星多边形承力筒 | |
| CN105539879A (zh) | 空间盒型舱体结构 | |
| CN104832786B (zh) | 一种氦气瓶支架 | |
| CN111717419A (zh) | 适用多台大载荷安装的卫星顶板 | |
| CN102953456A (zh) | 轻质成品隔墙 | |
| CN214524462U (zh) | 一种小卫星的结构系统及小卫星 | |
| CN110683077A (zh) | 适用于雷达天线的梯形卫星结构及制作方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR03 | Grant of secret patent right | ||
| DC01 | Secret patent status has been lifted |