CN107651221A - 中空的大承载强机动航天器构型 - Google Patents
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Abstract
本发明提供中空的大承载强机动航天器构型，包括：载荷舱、推进舱和仪器舱，其中所述载荷舱位于航天器中央轴线位置，所述载荷舱穿过所述推进舱和仪器舱的中央轴线，所述载荷舱的内部为前后敞开的圆柱体空间，贯通于航天器整体，用于承载需要布局在航天器中间位置的大型空间载荷；所述推进舱位于所述载荷舱外部，所述仪器舱位于所述推进舱上方。本发明构型在航天器中心轴线位置预留较大的空间，用于安装具有细长外型的大体积、大质量载荷系统，能够有效降低航天器整体高度和质心高度，并减小航天器质心横向偏差，为载荷和航天器均提供了较好的力学环境。
Description
技术领域
本发明涉及航天器总体布局和结构设计领域，尤其涉及大承载强机动航天器构型。
背景技术
为适应多种载荷的承载需求，航天器平台通常采用模块化、通用化的设计理念，在平台外部为载荷系统预留安装空间，载荷与平台通过简单接口串行连接，但是，这种平台无法满足长度长、体积大、质量大的载荷的承载需求。另外，采用中心承力筒作为主结构的航天器，其推进剂贮箱或气瓶通常布局于中心承力筒内部，推进剂携带量的拓展能力有限。
本发明提供一种中空的航天器构型，在航天器中心轴线位置预留了较大空间，使具有细长外型的大体积、大质量载荷系统能够从航天器中心位置插入平台内部与其并行连接，从而大幅度降低航天器整体高度和质心高度，并减小航天器质心横向偏差，为载荷和航天器均提供了较好的力学环境。同时，本发明提供的航天器构型通过合理的结构设计将推进系统的贮箱和气瓶布局在中心承力筒外侧，在一定程度上放开了对贮箱体积的限制，能够携带更多的推进剂，并且可以根据不同的任务需求调整贮箱的直径和长度而不影响航天器的传力路径和结构形式，具有更强的任务适应性和可拓展能力。
发明内容
本发明的目的是提供一种中空的航天器构型，在航天器中心轴线位置预留较大的空间，用于安装具有细长外型的大体积、大质量载荷系统，能够有效降低航天器整体高度和质心高度，并减小航天器质心横向偏差，为载荷和航天器均提供了较好的力学环境。同时，本发明提供的构型能够安装大体积推进剂贮箱，使航天器具有更高的机动能力，并且可以根据不同的任务需求调整贮箱的直径和长度，具有较强的任务适应性和可拓展能力。
为了解决上述问题，本发明提供一种中空的大承载强机动航天器构型，包括：
载荷舱、推进舱和仪器舱，其中所述载荷舱位于航天器中央轴线位置，所述载荷舱穿过所述推进舱和仪器舱的中央轴线，所述载荷舱的内部为前后敞开的圆柱体空间，贯通于航天器整体，用于承载需要布局在航天器中间位置的大型空间载荷；所述推进舱位于所述载荷舱外部，所述仪器舱位于所述推进舱上方。
可选地，所述载荷舱包括：承力筒、承力锥、三角支撑板、对接框，所述对接框用于与运载火箭相连接，所述承力锥的底部与所述对接框相连接，所述三角支撑板用于对推进舱的外围进行支撑，所述三角支撑板的数目为偶数个；所述承力筒为中心承力筒，所述承力筒与承力锥的顶部相连接，所述承力筒穿过所述推进舱和仪器舱的中央轴线设置。
可选地，所述三角支撑板的数目为8个；
所述推进舱包括推进舱底板、推进舱纵向隔板、推进剂贮箱、气瓶、推进舱小侧板、推进舱大侧板和仪器舱底板；所述推进剂贮箱的数目为4个，所述4个推进剂贮箱围绕承力筒平铺安装；
所述推进舱纵向隔板的数目为偶数块；
所述承力筒经由推进舱中央穿过并与所述推进舱纵向隔板连接；推进舱底板通过承力锥和三角支撑板进行支撑。
可选地，所述仪器舱包括：仪器舱底板、仪器舱纵向隔板、仪器舱顶板、仪器舱大侧板和仪器舱小侧板；所述推进剂贮箱上下法兰为锯齿形环状法兰，所述仪器舱底板与推进剂贮箱对接处亦为锯齿形环状法兰，使推进剂贮箱下法兰能够从仪器舱底板中穿过。
可选地，所述推进剂贮箱自上而下分别穿过仪器舱底板和推进舱底板并与仪器舱底板和推进舱底板相连接。
可选地，所述航天器的仪器舱和推进舱的横截面为正方形进行切角处理形成的8边形，推进剂贮箱布局在切角位置，在提高航天器整体扭转刚度的同时，能够在整流罩包络限制内安装更大直径的推进剂贮箱。并且，所述推进剂贮箱的长度和直径可以根据需求调整。
可选地，所述仪器舱大侧板和推进舱大侧板可拆卸，方便总装操作和维修；仪器舱小侧板和推进舱小侧板不可拆卸，为有高精度安装要求的设备提供稳定的安装面。
可选地，所述承力筒具有上法兰和下法兰，所述承力筒的上法兰为外翻法兰，所述承力筒的下法兰为内翻法兰，载荷系统由承力筒中部插入分别与其上下法兰连接。
可选地，承力锥前法兰为内翻和外翻一体化形式，该内翻法兰与承力筒底部内翻法兰连接形成组合内翻法兰用于连接载荷系统，该外翻法兰与推进舱底板连接。通过该种连接方式实现载荷系统、承力筒、推进舱底板所承受的力学载荷并行传递至承力锥。
可选地，所述推进剂贮箱引起的大量级力学载荷通过推进舱底板和三角支撑板传递至承力锥。
与现有技术相比，本发明具有以下优点：
本发明适用于空间机动性能要求高的航天器构型布局设计，能够承载需要布局在航天器中间位置的长度长、体积大、质量大的空间载荷，可以降低航天器整体高度和质心高度，减小航天器质心横向偏差，为载荷和航天器提供较好的力学环境。并且可以根据不同的任务需求调整贮箱的直径和长度，任务适应性和可拓展能力强。
本发明提供的航天器构型通过合理的结构设计将推进系统的贮箱和气瓶布局在中心承力筒外侧，在一定程度上放开了对贮箱体积的限制，能够携带更多的推进剂，并且可以根据不同的任务需求调整贮箱的直径和长度而不影响航天器的传力路径和结构形式，具有更强的任务适应性和可拓展能力。
进一步优化地，通过偶数块三角支撑板对推进舱底板外围进行支撑，结构简单，传力直接，减轻了结构重量。
进一步优化地，所述航天器的仪器舱和载荷舱的横截面为具有切角的正方形，推进剂贮箱布局在切角位置，在提高航天器整体扭转刚度的同时，可以在整流罩有限包络内进一步增大推进剂贮箱直径，携带更多推进剂。
进一步优化地，载荷系统、承力筒、推进舱底板所承受的力学载荷并行传递至承力锥，对力学载荷起到分流的作用，避免上述某个结构受力过大，可以减轻结构重量。
进一步优化地，推进剂贮箱引起的大量级力学载荷主要通过推进舱底板和三角支撑板传递至承力锥，结构简单且传力路径短。
附图说明
图1为本发明所述中空的大承载强机动航天器构型的外形结构示意图；
图2为本发明所述中空的大承载强机动航天器构型的结构分解图；
图3为本发明载荷舱外形图；
图4为本发明承力锥前法兰连接关系图；
图5为本发明推进舱外形图；
图6为本发明推进舱内部结构示意图；
图7为本发明推进剂贮箱插入仪器舱底板示意图；
图8为本发明仪器舱外形图；
图9为本发明仪器舱内部结构分解示意图；
图10为本发明仪器舱内部结构剖面示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细说明。
参考图1，图1为本发明所述中空的大承载强机动航天器构型的外形结构示意图，所述航天器由载荷舱1、推进舱2和仪器舱3组成。所述载荷舱1位于航天器中央轴线位置，所述载荷舱1穿过所述推进舱2和仪器舱3的中央轴线，所述载荷舱1的内部为前后敞开的圆柱体空间，贯通于航天器整体，用于承载需要布局在航天器中间位置的大型空间载荷；所述推进舱2位于所述载荷舱1外部，所述仪器舱3位于所述推进舱2上方。
参考图2并结合图3，图2为本发明所述中空的大承载强机动航天器构型的结构分解图，图3为本发明载荷舱外形图。载荷舱1位于航天器中间轴线位置，从推进舱2和仪器舱3中间穿过，内部为前后敞开的圆柱体空间，用于安装大型载荷系统。载荷舱1由承力筒101、承力锥102、三角支撑板103、对接框104组成，是航天器主承力结构，在支撑推进舱2、仪器舱3的同时，通过对接框104与运载火箭连接。承力筒101上法兰为外翻法兰，下法兰为内翻法兰，载荷系统由承力筒101上部插入分别与其上下法兰连接。
所述承力锥102的底部与所述对接框104相连接，所述三角支撑板103用于对推进舱的外围进行支撑，所述三角支撑板103位于承力锥102的外围，所述三角支撑板103的数目为偶数个；所述承力筒101为中心承力筒，所述承力筒101与承力锥102的顶部相连接，所述承力筒101穿过所述推进舱和仪器舱的中央轴线设置。本实施例中，三角支撑板103的数目为8个。本发明通过周向分布的偶数块三角支撑板对推进舱底板外围进行支撑，结构简单，传力直接，减轻了结构重量。
参考图4，图4为本发明承力锥前法兰连接关系图，承力锥102前法兰为内翻和外翻一体化形式，该内翻法兰与承力筒101底部内翻法兰连接形成组合内翻法兰用于连接载荷系统，该外翻法兰与推进舱底板201连接，推进剂贮箱203引起的大量级力学载荷主要通过推进舱底板201和三角支撑板103传递至承力锥102，结构简单且传力路径短。通过该种连接方式实现载荷系统、承力筒101、推进舱底板201所承受的力学载荷并行传递至承力锥102，对力学载荷起到分流的作用，避免上述某个结构受力过大，可以减轻结构重量。
参考图5，并结合图2、图6，图5为本发明推进舱外形图，图6为本发明推进舱内部结构示意图。所述的推进舱2为箱板式盒体构型，所述推进舱2由推进舱底板201、推进舱纵向隔板202、推进剂贮箱203、气瓶204、推进舱小侧板205、推进舱大侧板206和仪器舱底板301组成。其中，承力筒101由推进舱2中央穿过并与8块推进舱纵向隔板202连接；推进舱底板201通过承力锥102和三角支撑板103进行支撑；4个推进剂贮箱203和4个气瓶204围绕承力筒101平铺安装在推进舱2内，推进剂贮箱203通过上下法兰分别与仪器舱底板301和推进舱底板201连接，气瓶204与推进舱纵向隔板202连接。
参考图7，图7为本发明推进剂贮箱插入仪器舱底板示意图。所述的推进剂贮箱203上下法兰为锯齿形环状法兰，仪器舱底板301与推进剂贮箱203对接处亦为锯齿形环状法兰，使推进剂贮箱203下法兰能够从仪器舱底板301中穿过。推进舱底板201和仪器舱底板301总装完成后，推进剂贮箱203自上而下分别穿过仪器舱底板301和推进舱底板201并与其连接。
参考图8，并结合图2、图9、图10，图8为本发明仪器舱外形图，图9为本发明仪器舱内部结构分解示意图，图10为本发明仪器舱内部结构剖面示意图。所述的仪器舱3位于航天器顶部，仪器舱3为箱板式盒体构型，所述仪器舱3由仪器舱底板301、仪器舱纵向隔板302、仪器舱顶板303、仪器舱大侧板304和仪器舱小侧板305组成。其中，承力筒101由仪器舱3中央穿过并与仪器舱底板301、仪器舱顶板303和仪器舱纵向隔板302连接，仪器舱纵向隔板302周向分布位置与推进舱纵向隔板202相同，其上安装航天器仪器设备；仪器舱底板301通过推进舱三角支撑板103进行支撑，在连接推进剂贮箱203上法兰的同时，利用其它空余位置安装航天器仪器设备。此外，在推进舱2和仪器舱3外侧的各大、小侧板上安装航天器仪器设备。
参考图5，并结合图8。所述推进舱大侧板206和仪器舱大侧板304可拆卸，方便总装操作和维修；推进舱小侧板205和仪器舱小侧板305不可拆卸，为有高精度安装要求的设备提供稳定的安装面
参考图6，并结合图10。所述航天器的推进舱2和仪器舱3的横截面为正方形进行切角处理形成的8边形，推进剂贮箱203布局在切角位置，在提高航天器整体扭转刚度的同时，能够在整流罩包络限制内安装更大直径的推进剂贮箱。推进剂贮箱203直径和长度可以根据任务需求调整，不影响航天器的传力路径和结构形式。
综上，本发明适用于空间机动性能要求高的航天器构型布局设计，能够承载需要布局在航天器中间位置的长度长、体积大、质量大的空间载荷，可以降低航天器整体高度和质心高度，减小航天器质心横向偏差，为载荷和航天器提供较好的力学环境。并且可以根据不同的任务需求调整贮箱的直径和长度，任务适应性和可拓展能力强。
本发明提供的航天器构型通过合理的结构设计将推进系统的贮箱和气瓶布局在中心承力筒外侧，在一定程度上放开了对贮箱体积的限制，能够携带更多的推进剂，并且可以根据不同的任务需求调整贮箱的直径和长度而不影响航天器的传力路径和结构形式，具有更强的任务适应性和可拓展能力。
进一步优化地，通过偶数块三角支撑板对推进舱底板外围进行支撑，结构简单，传力直接，减轻了结构重量。
进一步优化地，所述航天器的仪器舱和载荷舱的横截面为具有切角的正方形，推进剂贮箱布局在切角位置，在提高航天器整体扭转刚度的同时，可以在整流罩有限包络内进一步增大推进剂贮箱直径，携带更多推进剂。
进一步优化地，载荷系统、承力筒、推进舱底板所承受的力学载荷并行传递至承力锥，对力学载荷起到分流的作用，避免上述某个结构受力过大，可以减轻结构重量。
进一步优化地，推进剂贮箱引起的大量级力学载荷主要通过推进舱底板和三角支撑板传递至承力锥，结构简单且传力路径短。
因此，上述较佳实施例仅为说明本发明的技术构思及特点，其目的在于让熟悉此项技术的人士能够了解本发明的内容并据以实施，并不能以此限制本发明的保护范围。凡根据本发明精神实质所作的等效变化或修饰，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
Claims (10)
1.一种中空的大承载强机动航天器构型，其特征在于，包括：
载荷舱、推进舱和仪器舱，其中所述载荷舱位于航天器中央轴线位置，所述载荷舱穿过所述推进舱和仪器舱的中央轴线，所述载荷舱的内部为前后敞开的圆柱体空间，贯通于航天器整体，用于承载需要布局在航天器中间位置的大型空间载荷；所述推进舱位于所述载荷舱外部，所述仪器舱位于所述推进舱上方。
2.如权利要求1所述的航天器构型，其特征在于：所述载荷舱包括：承力筒、承力锥、三角支撑板、对接框，所述对接框用于与运载火箭相连接，所述承力锥的底部与所述对接框相连接，所述三角支撑板位于承力锥的外围用于对推进舱进行支撑，所述三角支撑板的数目为偶数个；所述承力筒为中心承力筒，所述承力筒穿过所述推进舱和仪器舱的中央，所述承力筒与承力锥的顶部相连接。
3.如权利要求1所述的航天器构型，其特征在于：所述推进舱包括推进舱底板、推进舱纵向隔板、推进剂贮箱、气瓶、推进舱小侧板、推进舱大侧板和仪器舱底板；所述推进剂贮箱的数目为4个，所述4个推进剂贮箱围绕承力筒平铺安装；
所述推进舱纵向隔板的数目为偶数块；
所述承力筒经由推进舱中央穿过并与所述推进舱纵向隔板连接；推进舱底板通过承力锥和三角支撑板进行支撑。
4.如权利要求1所述的航天器构型，其特征在于：所述仪器舱包括仪器舱底板、仪器舱纵向隔板、仪器舱顶板、仪器舱大侧板和仪器舱小侧板；所述推进剂贮箱上下法兰为锯齿形环状法兰，所述仪器舱底板与推进剂贮箱对接处亦为锯齿形环状法兰，使推进剂贮箱下法兰能够从仪器舱底板中穿过。
5.如权利要求4所述的航天器构型，其特征在于：所述推进剂贮箱自上而下分别穿过仪器舱底板和推进舱底板并与仪器舱底板和推进舱底板相连接。
6.如权利要求1所述的航天器构型，其特征在于：所述航天器的仪器舱和推进舱的横截面为正方形进行切角处理形成的8边形，推进剂贮箱布局在切角位置，在提高航天器整体扭转刚度的同时，能够在整流罩包络限制内安装更大直径的推进剂贮箱。
7.如权利要求1所述的航天器构型，其特征在于：仪器舱大侧板和推进舱大侧板可拆卸，方便总装操作和维修；仪器舱小侧板和推进舱小侧板不可拆卸，为有高精度安装要求的设备提供稳定的安装面。
8.如权利要求2所述的航天器构型，其特征在于：所述承力筒具有上法兰和下法兰，所述承力筒的上法兰为外翻法兰，所述承力筒的下法兰为内翻法兰，载荷系统由承力筒中部插入分别与其上下法兰连接。
9.如权利要求2所述的航天器构型，其特征在于：承力锥前法兰为内翻和外翻一体化形式，该内翻法兰与承力筒底部内翻法兰连接形成组合内翻法兰用于连接载荷系统，该外翻法兰与推进舱底板连接。通过该种连接方式实现载荷系统、承力筒、推进舱底板所承受的力学载荷并行传递至承力锥。
10.如权利要求3所述的航天器构型，其特征在于：所述推进剂贮箱引起的大量级力学载荷通过推进舱底板和三角支撑板传递至承力锥。
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