CN107554818A - 卫星主承力结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种卫星主承力结构。所述卫星主承力结构包括：一个承力底框，其上部可连接卫星和/或单机，其下部可连接火箭适配器；一个顶部加强框，其由复数个桁架构成；复数个框架杆件，垂直地连接在所述承力底框与所述顶部加强框之间，以共同形成一个框体；复数个侧板，可拆卸地连接在所述框体的外侧；以及一个顶板，连接在所述顶部加强框的上部，其与所述复数个侧板共同形成一个半封闭的箱体结构。本发明通过高效的承力结构和有效的过渡形式，有效解决了大质量载荷特殊机械接口的安装问题、优化了传力路径、为载荷和大质量单机提供了良好的力学环境，提高了卫星平台的承载能力和适应性。

Description

卫星主承力结构

技术领域

本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种卫星主承力结构。

背景技术

众所周知，卫星的构型设计必须保证且有利于卫星功能的实现。因此，需要根据卫星任务特点选取合适的外部形状，并根据有效载荷的特点设计合适的主承力结构。一个好的构型是单机布局、电缆走向、电磁兼容的基础，合适的主承力结构可以给各分系统仪器设备提供一个良好的力学环境。

现有技术的卫星主承力结构一般采用下述几种类型：即承力筒结构、桁架式结构、板架结构和框架面板结构。

具体来说：承力筒结构的承载能力大，易于布置大贮箱，但是承力筒结构的空间利用率较低。桁架式结构的扩展性和适应性很强，然而桁架结构很复杂，且制造成本很高，只适用于约1000kg的大型卫星。板架结构的紧凑性且制造成本低，但其承载能力有限，仅适用于约500Kg的小卫星。框架面板结构紧凑，开敞性较好，空间利用率高，制造成本低，但是各面板中部尤其是底板和顶板承载能力很弱，中部安装的单机设备振动试验时响应都很大，对于质量较大安装尺寸较小的集中载荷矛盾将更加突出。

为了解决上述缺陷，本领域技术人员亟需研发一种新型卫星主承力结构，以能够增强其承载能力，同时提高其适应性。

发明内容

本发明的目的是提供一种卫星主承力结构，其能够很好的满足卫星轻量化设计，同时改善星上单机的力学环境，以增强卫星的发射适应能力。

本发明提供了一种卫星主承力结构，包括：一个承力底框，其上部可连接卫星和/或单机，其下部可连接火箭适配器；一个顶部加强框，其由复数个桁架构成；复数个框架杆件，垂直地连接在所述承力底框与所述顶部加强框之间，以共同形成一个框体；复数个侧板，可拆卸地连接在所述框体的外侧；以及一个顶板，连接在所述顶部加强框的上部，其与所述复数个侧板共同形成一个半封闭的箱体结构。本发明通过高效的承力结构和有效的过渡形式，有效解决了大质量载荷特殊机械接口的安装问题、优化了传力路径、为载荷和大质量单机提供了良好的力学环境，提高了卫星平台的承载能力和适应性。

在卫星主承力结构的再一种示意性的实施方式中，所述承力底框具有：一个方形的支承板，其上预设有第一安装接口，以用于连接卫星底板和/或单机；以及一个呈裙状的连接环，位于所述支承板的下方，所述连接环上预设有第二安装接口，以用于连接火箭适配器，其中所述连接环与所述支承板为一体式成型。

在卫星主承力结构的又一种示意性的实施方式中，所述第一安装接口位于所述支承板的中心位置，所述支承板上还设置有环状的底板单机支撑筋板，所述底板单机支撑筋板位于所述第一安装接口的外缘处。

在卫星主承力结构的另一种示意性的实施方式中，所述支承板还设置有：复数个过渡支撑筋板，所述复数个过渡支撑筋板围绕所述第一安装接口呈辐状布置。

在卫星主承力结构的另一种示意性的实施方式中，所述连接环的形状呈口径从上至下逐渐递增的倒置式漏斗形，所述连接环的内壁上设置有复数个加强筋板。

在卫星主承力结构的另一种示意性的实施方式中，所述框架杆件采用壁厚约为2.5mm空心圆柱杆，所述框架杆件上还设置有安装凸台，以用于实现其与侧板的连接。

在卫星主承力结构的另一种示意性的实施方式中，所述框架杆件上还设置有长度约为30mm的抗剪柱，所述侧板和顶板均采用厚度约为30mm的铝蜂窝板。

在卫星主承力结构的另一种示意性的实施方式中，所述顶部加强框的四个角部均采用三角形桁架结构，所述三角形桁架结构通过其相邻角部上的接头实现拼接固定。

在卫星主承力结构的另一种示意性的实施方式中，所述三角形桁架结构由复数个呈工字形或半工字形的承力杆搭接而成。

在卫星主承力结构的另一种示意性的实施方式中，卫星主承力结构包括：四个框架杆件和四个侧板，所述四个框架杆件垂直地连接在所述承力底框与所述顶部加强框之间，以形成一个正立方体；所述四个侧板分别可拆卸地连接在所述框体的侧部，并与顶板共同形成一个顶部和侧部封闭的箱体结构。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。其中：

图1为根据本发明一种实施方式的承力底框的结构示意图；

图2显示了图1的承力底框与卫星底板的连接关系；

图3为根据本发明一种实施方式的卫星主承力结构中框体的结构示意图；

图4为根据本发明一种实施方式的卫星主承力结构的示意图，其中在所述框体的外部连接有侧板和顶板；

图5为本发明的框架杆件的结构示意图；

图6为本发明的桁架结构的下端与框架杆件的连接关系示意图；

图7为本发明的框架杆件的下端与承力底框的连接关系示意图；

图8为本发明的桁架结构示意图；

图9为本发明的顶部加强框的结构示意图。

具体实施方式

为了对发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式，在各图中相同的标号表示相同的部分。在表示各实施方式的附图中，相同的后两位数字表示结构相同或结构相似但功能相同的部件。

为使图面简洁，各图中的只示意性地表示出了与本发明相关的部分，它们并不代表其作为产品的实际结构。另外，以使图面简洁便于理解，在有些图中具有相同结构或功能的部件，仅示意性地绘示了其中的一个，或仅标出了其中的一个。

在本文中，“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等仅用于表示相关部分之间的位置关系，而非限定它们的绝对位置。

在本文中，“第一”、“第二”等仅用于彼此的区分，而非表示它们的重要程度及顺序等。

在本文中，“平行”、“垂直”等并非严格的数学和/或几何学意义上的限制，还包含本领域技术人员可以理解的且制造或使用等允许的误差。

参阅图1-图4，其显示了本发明一种实施方式的卫星主承力结构的结构示意图。具体来说，本发明的卫星主承力结构包括一个承力底框10、一个顶部加强框40、复数个框架杆件50、复数个侧板70以及一个顶板80。

如图1-2所示，所述承力底框10的上部可连接卫星和/或单机，所述承力底框10的下部可连接火箭适配器。参阅用图3-图4，顶部加强框40可由复数个桁架构成。复数个框架杆件50垂直地连接在所述承力底框10与所述顶部加强框40之间，以共同形成一个框体60。复数个侧板70可拆卸地连接在所述框体60的外侧。所述一个顶板80，连接在所述顶部加强框40的上部，其与所述复数个侧板70共同形成一个半封闭的箱体结构90。这样箱体就封闭了主支撑框架，通过支撑框架加强了箱体的承载能力，可用于安装大多数小于20kg的单机设备。框架杆件与承力底框以及顶部加强框实现互连后，各侧板安装面的平面度和位置度可达到0.2mm，此框架达到安装精度后会锁死固连，单机的拆装只需要开合四周侧板，框架为单机设备的开敞式装配操作创造了良好的工艺基础。

进一步地，回到图1，具体来说，本发明的承力底框10具有一个支承板20和一个连接环30。根据本发明的一个具体实施方式，所述支承板20采用方形框架结构，所述支承板上预设有第一安装接口21，以用于连接卫星底板40和单机。较佳的是，所述连接环30采用裙状结构，所述连接环30位于所述支承板20的下方，所述连接环30上预设有第二安装接口，以用于连接火箭适配器。值得指出的是，所述连接环30与所述支承板20为一体式成型。通过采用上述一体化设计，可使得本发明承力底框的整体结构更加紧凑。

值得指出的是，本发明采用过渡设计，构成了一个上方下圆的一体化卫星底框，结合图1和图2所示，卫星底框的上部安装卫星底板29及其上单机，卫星底框的下部与火箭适配器连接，进入卫星轨道后卫星与火箭分离。

作为一种较佳实施方式，所述第一安装接口21位于所述支承板20的中心位置，所述支承板20上还设置有环状的底板单机支撑筋板22。具体来说，所述底板单机支撑筋板22位于所述第一安装接口21的外缘处。

更进一步地，为了提高支承板20的结构强度和稳定性，所述支承板20还设置有：复数个过渡支撑筋板23，所述复数个过渡支撑筋板23围绕所述第一安装接口21呈辐状布置。由于本发明省去了现有技术所需要的连接环节，可使得底框内部的过渡支撑筋板23的设计空间更大，对底板上的重要单机设备以及整星的承载性能得到增强。更进一步来说，由于卫星底板安装在一体化卫星底框的上部，随着卫星底框承载性能的增强，能够有效降低星上单机在发射主动段时的振动响应。

值得指出的是，由于与火箭连接的适配器均为圆形，卫星所有的重量和过载都将集中于此处，而卫星本体的质量却分布在四侧壁板上，不同结构形式的传力路径设计是此类卫星结构设计的基础和关键。如图1所示，支承板20采用圆形到方形的传力结构，同时采用面板加筋的铝合金轻质承力框，在承力框上增加厚度30mm的铝蜂窝板提高了主承力底框的刚度、加强了过渡结构的抗扭转能力。

较佳的是，所述连接环30的形状呈口径从上至下逐渐递增的倒置式漏斗形。值得指出的是，为了提高连接环30的结构强度和稳定性，所述连接环30具有预定的壁厚，所述连接环30的内壁上还设置有复数个加强筋板。

优选的是，如图5-图7所示，本发明的框架杆件50采用壁厚约为2.5mm空心圆柱杆，所述框架杆件50上还设置有安装凸台51，以用于实现其与侧板70的连接。为了增强其结构稳定性，所述框架杆件50上还设置有长度约为30mm的抗剪柱52，以用于分别配合连接承力底框10与桁架结构41。根据本发明的一个具体的可选实施例，所述侧板70和顶板80均采用厚度约为30mm的铝蜂窝板。

应当指出，对于安装接口远小于框架内切圆，以及质量大于150kg的有效载荷，外形包络大于平台尺寸，又有特殊的视场需求，只能安装在平台的顶面。而平台四侧周边承载能力强，中部承载能力较弱，中部安装大质量单机需要一个中部承力加强结构。

因此，结合图8-图9所示，为了增强中部承载能力，所述顶部加强框40的四个角部均采用三角形桁架结构41，所述三角形桁架结构41由复数个承力杆搭接而成，优选的是，承力杆采用纵向承载好的工字形或半工字形结构。所述三角形桁架结构41通过其相邻角部上的接头42实现拼接固定。根据本发明其中一种较佳实施例，四个接头42之间的连接形式采用抗剪圆柱插入后通过螺钉连接紧固的方式，这样四个接头42相互连接后就组成稳固的斜拉式上框架结构。此结构可为200kg有效载荷提供可调尺寸的安装接口，安装面稳定度可达到0.07mm。

根据本发明的一个具体实施方式，如图3和图4所示，卫星主承力结构具有四个框架杆件50和四个侧板70，所述四个框架杆件50垂直地连接在所述承力底框10与所述顶部加强框40之间，以形成一个正立方体。所述四个侧板70分别可拆卸地连接在所述框体60的侧部，并与顶板80共同形成一个顶部和侧部封闭的箱体结构。

值得指出的是，本发明的主承力结构采用内框主承力、外箱加强的形式，两者相辅相成，提高了卫星的承载能力，底部稳固的抗扭式承力底框为底板提供了很好的支撑，顶部稳固的斜拉式顶部加强框40为顶板提供有力支撑，四侧板上布置不超过25kg的轻质量单机，底板可布置不超过50kg的贮箱等中等质量单机，顶板可布置质量接近200kg的大质量有效载荷。

根据本发明的卫星主承力结构，能够为大质量有效载荷提供了尺寸灵活的安装接口。同时，本发明卫星主承力结构中各板的内外表面均可以灵活的布置星内外单机设备，为整星布局设计鉴定良好基础。通过采用本发明的卫星主承力结构，能够为星上仪器设备创造良好的力学环境。

在本文中，“示意性”表示“充当实例、例子或说明”，不应将在本文中被描述为“示意性”的任何图示、实施方式解释为一种更优选的或更具优点的技术方案。

应当理解，虽然本说明书是按照各个实施方式描述的，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施方式中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

上文所列出的一系列的详细说明仅仅是针对本发明的可行性实施方式的具体说明，它们并非用以限制本发明的保护范围，凡未脱离本发明技艺精神所作的等效实施方式或变更均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.卫星主承力结构，其特征在于，包括

一个承力底框(10)，其上部可连接卫星和/或单机，其下部可连接火箭适配器；

一个顶部加强框(40)，其由复数个桁架构成；

复数个框架杆件(50)，垂直地连接在所述承力底框(10)与所述顶部加强框(40)之间，以共同形成一个框体(60)；

复数个侧板(70)，可拆卸地连接在所述框体(60)的外侧；以及

一个顶板(80)，连接在所述顶部加强框(40)的上部，其与所述复数个侧板(70)共同形成一个半封闭的箱体结构(90)。

2.如权利要求1所述的卫星主承力结构，其特征在于，所述承力底框(10)具有：

一个方形的支承板(20)，其上预设有第一安装接口(21)，以用于连接卫星底板(29)和/或单机；以及

一个呈裙状的连接环(30)，位于所述支承板(20)的下方，所述连接环(30)上预设有第二安装接口，以用于连接火箭适配器，其中所述连接环(30)与所述支承板(20)为一体式成型。

3.如权利要求2所述的卫星主承力结构，其特征在于，所述第一安装接口(21)位于所述支承板(20)的中心位置，所述支承板(20)上还设置有环状的底板单机支撑筋板(22)，所述底板单机支撑筋板(22)位于所述第一安装接口(21)的外缘处。

4.如权利要求2所述的卫星主承力结构，其特征在于，所述支承板(20)还设置有：

复数个过渡支撑筋板(23)，所述复数个过渡支撑筋板(23)围绕所述第一安装接口(21)呈辐状布置。

5.如权利要求1所述的卫星主承力结构，其特征在于，所述连接环(30)的形状呈口径从上至下逐渐递增的倒置式漏斗形，所述连接环(30)的内壁上设置有复数个加强筋板。

6.如权利要求1所述的卫星主承力结构，其特征在于，所述框架杆件(50)采用壁厚约为2.5mm空心圆柱杆，所述框架杆件(50)上还设置有安装凸台(51)，以用于实现其与侧板(70)的连接。

7.如权利要求1所述的卫星主承力结构，其特征在于，所述框架杆件(50)上还设置有长度约为30mm的抗剪柱(52)，所述侧板(70)和顶板(80)均采用厚度约为30mm的铝蜂窝板。

8.如权利要求1所述的卫星主承力结构，其特征在于，所述顶部加强框(40)的四个角部均采用三角形桁架结构(41)，所述三角形桁架结构(41)通过其相邻角部上的接头(42)实现拼接固定。

9.如权利要求8所述的卫星主承力结构，其特征在于，所述三角形桁架结构(41)由复数个呈工字形或半工字形的承力杆搭接而成。

10.如权利要求1所述的卫星主承力结构，其特征在于，其包括：四个框架杆件(50)和四个侧板(70)，所述四个框架杆件(50)垂直地连接在所述承力底框(10)与所述顶部加强框(40)之间，以形成一个正立方体；所述四个侧板(70)分别可拆卸地连接在所述框体(60)的侧部，并与顶板(80)共同形成一个顶部和侧部封闭的箱体结构。