CN109018446A - 小卫星运载器 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种小卫星运载器。其包括依次串联的整流罩舱、三子级、二三级级间舱、二子级、一二级级间舱、一子级和尾段；所述一子级的动力为固体火箭发动机，所述二子级和所述三子级的动力均为固液混合火箭发动机。本发明提供的小卫星运载器，三子级和二子级的动力采用固液混合火箭发动机，液体氧化剂与固体燃料点火前物理隔绝，安全性高，降低了保障维护成本；一子级的动力采用固体火箭发动机，质量比高，死重少，运输同样质量有效载荷情况下，有效地缩小了小卫星运载器规模，提高快速响应能力。本发明提供的小卫星运载器，能够在保证其商业价值和经济效益的同时，还具有快速响应能力。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种小卫星运载器。
背景技术
小卫星具有体积小、重量轻、成本低、研制周期短、发射方式快速灵活等优点，其发射数量占到卫星发射总数的一半以上，且这个比例还在不断增加。
目前针对小卫星发射的要求，迫切需求具备快速响应能力的小卫星运载器，以便在时间上达到抢占先机、快速针对的目的，且在考虑商业价值的同时，更需要注重其低成本的经济效益。
也就是说，如何能够在保证其商业价值和经济效益的同时，还能够具有快速响应能力，是现有的小卫星运载器所需要解决的技术问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种小卫星运载器，以解决现有技术中存在的技术问题。
本发明提供的小卫星运载器，包括依次串联的整流罩舱、三子级、二三级级间舱、二子级、一二级级间舱、一子级和尾段；
所述一子级的动力为固体火箭发动机，所述二子级和所述三子级的动力均为固液混合火箭发动机。
进一步的，所述整流罩舱包括罩体、仪器舱和星箭分离机构；
所述仪器舱固定设置在所述罩体内；
所述星箭分离机构设置在所述仪器舱上，所述仪器舱与所述三子级连接。
进一步的，所述一子级、所述二子级和所述三子级上均设置有姿轨控系统，用于控制火箭的飞行姿态。
进一步的，所述姿轨控系统包括氮气瓶、高压阀、过滤器、减压阀、电磁阀和姿轨控推力室；
所述氮气瓶通过所述高压阀与所述过滤器连接；
所述过滤器的另一端设置有减压阀；
所述减压阀远离所述过滤器的一端设置有所述电磁阀；
所述电磁阀远离所述减压阀的一端设置有所述姿轨控推力室。
进一步的，所述一子级和所述二子级上的姿轨控系统均采用四推力器作为动力；
所述三子级上的姿轨控系统采用六推力器作为动力。
进一步的，所述三子级的所述固液混合火箭发动机包括三级气瓶、三级贮箱、三级电动泵、第三药柱、三级推力室和第三喷管；
所述三级气瓶和所述三级电动泵均固定设置在所述三级贮箱和所述三级推力室之间；
所述第三药柱设置在所述三级推力室内；
所述第三喷管设置在所述三级推力室远离所述三级贮箱的一端。
进一步的，所述第三喷管为摆动喷管。
进一步的，所述固体火箭发动机包括一级燃烧室、点火器、第一药柱和第一喷管；
所述第一药柱设置在所述一级燃烧室内；
所述第一喷管与所述一级燃烧室连接，且所述第一喷管与所述一级燃烧室连通；
所述点火器与所述第一药柱连接，用于点燃所述第一药柱。
进一步的，所述二三级级间舱为圆柱型或圆锥型；
所述一二级级间舱为圆柱型或圆锥型。
进一步的，所述一子级和所述二子级之间、所述二子级和所述三子级之间均通过爆炸螺栓连接。
本发明提供的小卫星运载器，二子级和三子级的动力采用固液混合火箭发动机，液体氧化剂与固体燃料点火前物理隔绝，安全性高，降低了保障维护成本；一子级的动力采用固体火箭发动机，质量比高，死重少，运输同样质量有效载荷情况下，有效地缩小了小卫星运载器规模，提高快速响应能力。本发明提供的小卫星运载器，能够在保证其商业价值和经济效益的同时，还具有快速响应能力。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1本发明中实施例小卫星运载器的结构示意图；
图2本发明中实施例罩体的结构示意图；
图3本发明中实施例仪器舱的结构示意图；
图4本发明中实施例三级固液混合火箭发动机的结构立体示意图；
图5本发明中实施例二级固液混合火箭发动机的结构立体示意图；
图6本发明中实施例一级固体火箭发动机的结构立体示意图；
图7本发明中实施例姿轨控系统示意图；
图8本发明中实施例方案弹道构成示意图；
图9-图12为本发明中实施例全弹道参数分析曲线。
附图标记：
1：整流罩舱；101：罩体；102：箭载计算机；103：遥测设备；104：惯导设备；105：安装基座；106：仪器舱体结构；
2：三子级；2011：三级气瓶；2012：三级贮箱；2013：三级电动泵；2014：三级推力室；2015：第三喷管；
3：二三级级间舱；
4：二子级；401：二级气瓶；402：二级电动泵；403：第二发动机推力室；404：第二结构件；405：第二喷管；406：第二药柱；407：二级贮箱；
5：一二级级间舱；
6：一子级；6011：一级燃烧室；6012：第一喷管；6021：氮气瓶；6022：高压阀；6023：过滤器；6024：减压阀；6025：电磁阀；6026：姿轨控推力室；
7：尾段。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
如附图1-图12所示，本发明提供了一种小卫星运载器，包括依次串联的整流罩舱1、三子级2、二三级级间舱3、二子级4、一二级级间舱5、一子级6和尾段；一子级6的动力为固体火箭发动机，二子级4和三子级2的动力均为固液混合火箭发动机。
针对小型运载火箭低成本要求，使用固液火箭发动机，利用其推进剂分开贮存的特性降低维护成本，利用其结构简单、安全性高降低其生产安装成本。
针对小型运载火箭入轨高精度要求，三级若均采用固体火箭发动机，将会导致推力大时间短入轨精度差，一旦出现偏差其姿态调节困难。小型运载火箭最上面级质量分数越高，火箭总质量越小，而液体火箭发动机三级的用中，其质量分数由于管路阀门等死重过大，质量分数较低。固液火箭发动机，其输送系统采用电动泵，通过实时调节电动泵的流量可以实现推力调节，通过电动泵的开关可实现重复启动，且具有安全性好、绿色环保的优势。因此，最上面的子级采用固液火箭发动机，可解决如上问题。
以固液火箭发动机为二级火箭动力，以两个并联的电动泵作为其输送系统，既满足了二级发动机流量，又可利用电动泵输送系统比涡轮泵输送系统启动速度快、比挤压式输送系统所需贮箱压力显著减小的优势，提高发动机可靠性和安全性。
小型运载火箭需要大推力快速发射，参考已成功发射的“快舟一号”固体运载器，应在使用固体火箭发动机作为一级动力系统，以保证起飞推力和良好的加速性能。
小型运载火箭一级采用固体火箭发动机，二三级采用固液混合火箭发动机，形成三级串联的SHH小型运载火箭即小卫星运载器，可将100公斤级的小型有效载荷运送至太阳同步圆轨道，且在低成本、高可靠性和安全性、精确入轨方面，具有较大优势。
在本实施例中，运载火箭箭体结构均采用碳纤维、铝合金、钛合金材料以降低结构质量，火箭各舱段及发动机间通过法兰连接。
在本实施例中，一子级6的动力均为固体火箭发动机、二子级4和三子级2的动力为固液混合火箭发动机的小卫星运载器，可将100公斤有效载荷运送至700km处的太阳同步圆轨道。
这样的设置，具有可靠性高、成本低廉、安全和高入轨精度的特点。
在本实施例中，运载火箭全长21.86米，最大直径1.2米，长细比18.2；起飞质量19.98吨，一级平均推力406.9千牛，起飞推重比2.08。
在本实施例中，小卫星运载器采用三级串联式布局，从箭顶到箭尾，依次为整流罩舱1、三子级2、二三级级间舱3、二子级4、一二级级间舱5、一子级6和尾段。其中，一子级6采用复合材料的固体火箭发动机，二子级4和三子级2均采用复合材料的固液混合火箭发动机(固体燃料与液体氧化剂)。各子级的技术性能如下表所示。
表1主要技术性能
在本实施例中，上述二三级级间舱3与一二级级间舱5均为级间段，主要功能是完成火箭级间的连接，在级间分离过程中为前面级火箭发动机提供排焰空间。若两级间直径无变化则采用等径圆柱筒状，其结构功能与锥台级间结构类似。
在本实施例中，级间段骨架同样采用碳纤维复合材料或铝合金或钛合金材料。若两级之间外径变化，则变化采用锥台的形式，内部结构同样采用四根加强筋的形式。
在本实施例中，为使直径变化较缓慢，采用小锥度的锥面适当延长长度，采用多段的形式。
在本实施例中，级间段在级间分离完成后随后面级一起脱离，从而减轻飞行质量。
上述尾段的作用为连接运载火箭与发射架。
在本实施例中，尾段采用碳纤维复合材料结构或铝合金结构，由两端法兰及四根周向均匀分布的桁条结构组成。
在本实施例中，为减轻质量，法兰及桁条结构均为薄壁中空结构，中间填充铝蜂窝夹层或者泡沫铝，在保证强度和刚度的前提下，通过较轻的质量能够完成支撑全箭及有效载荷的全部质量和风载引起的载荷即弯矩的联合作用。
在本实施例中，轴力和弯矩(折合成轴力)通过发射支座以4个及以上集中力的形式传递到尾段上。
在本实施例中，尾段的设计状态按照总体给出的各种工况下的最大工况进行设计，更优选地，在火箭竖立的状态进行设计。
优选的实施方式为，整流罩舱1包括罩体101、仪器舱和星箭分离机构；仪器舱固定设置在罩体101内；星箭分离机构设置在仪器舱上，仪器舱与三子级2连接。
如图2和图3所示，本实施例中，整流罩舱1包括罩体101，有效载荷，星箭分离机构，仪器舱。
上述罩体101的主要任务是保护罩内有效载荷及电气设备安全地通过稠密大气层，其结构从前至后依次为锥段和圆筒段。
在本实施例中，为减轻质量，罩体101的各个部分均采用夹层结构，内外层均为薄壁壳体，内外层间均布纵向及横向加强筋加强其结构强度和刚度。
在本实施例中，罩体101完成任务后将被抛掉，抛罩时分解为两瓣，同时向箭体两侧推出脱离箭体。前述罩体101设置横向分离面及纵向分离面，横向分离面位于底部，采用爆炸螺栓连接，纵向分离面将罩体101分成两个半罩，两个半罩通过纵向解锁机构连接。
所述有效载荷整流罩外形为锥-柱形，与有效载荷连接为仪器舱。
控制系统、遥测系统级其他电气系统均安装在仪器舱内。仪器舱为圆柱型结构，上部装有有效载荷连接装置，有效载荷通过仪器舱与火箭相连。
仪器舱包括箭载计算机102、遥测设备103、惯导设备104、安装基座105和仪器舱体结构106，箭载计算机102、遥测设备103和惯导设备104均通过抽取式安装基座105连接至仪器舱体结构106上。
一子级6内设置有一级火箭发动机和一级姿轨控系统，并同尾段连接；二子级4内设置有二级火箭发动机及二级姿轨控系统；三子级2内设置有三级火箭发动机及姿轨控系统。
优选的实施方式为，姿轨控系统包括氮气瓶6021、高压阀6022、过滤器6023、减压阀6024、电磁阀6025和姿轨控推力室6026；氮气瓶6021通过高压阀6022与过滤器6023连接；过滤器6023的另一端设置有减压阀6024；减压阀6024远离过滤器6023的一端设置有电磁阀6025；电磁阀6025远离减压阀6024的一端设置有姿轨控推力室6026。
在本实施例中，一子级6、二子级4和三子级2中分别设置有姿轨控系统，三个姿轨控系统的结构相同。
在本实施例中，一个电磁阀6025对应一个姿轨控推力室6026，形成一组推力器。
在本实施例中，各级姿轨控系统包含四组或以上推力器，以满足滚转控制需求。优选地，在考虑最少的结构重量下，实现火箭姿态的多自由度调节，一级姿轨控系统、二级姿轨控系统采用四推力器方案，三级姿轨控系统采用六推力器方案。
图8是本发明中实施例小卫星运载器的方案弹道构成示意图，其主要飞行段，包括垂直起飞段P01，程序转弯段P02，零攻角飞行段P03，二级程序俯仰角飞行段P04，真空滑翔段P05，三级程序俯仰角飞行段P06。
一级火箭发动机点火后，全箭开始垂直起飞段P01，在特定时间后进入程序转弯段P02；程序转弯段P02结束后转入零攻角飞行段P03，保证气动阻力小、能量损失低。零攻角飞行段P03结束后一级火箭发动机关机，级间段分离机构可靠工作使一子级6和二子级4可靠分离；分离完成后二级火箭发动机点火，进入二级程序俯仰角飞行段P04，直至关机与三子级2可靠分离；真空滑翔段P05结束后三级火箭发动机点火并进行三级程序俯仰角飞行段P06，将有效载荷送入预定释放高度并进行释放。真空滑翔段P05、三级程序俯仰角飞行段P06采用三级姿控发动机202控制弹道飞行，保证入轨的精确度。
优选地，经过弹道优化设计，保证选取一条弹道，使能量最省。优化后的时序如下表所示。其中，序号0-1间为垂直起飞段P01，序号1-2间为程序转弯段P02，序号2-3间为零攻角飞行段P03，序号4-5间为二级程序俯仰角飞行段P04，序号5-6间为真空滑翔段P05，序号6-7间为三级程序俯仰角飞行段P06。
表3方案弹道飞行时序
图9-图12中所示的是本发明中实施例全弹道参数分析曲线，包括攻角-时间曲线C1，速度-时间曲线C2，弹道倾角-时间曲线C3，高度-时间曲线C4。
上述攻角-时间曲线C1仅取垂直起飞段P01和程序转弯段P02两个飞行过程，优选地，设计最大攻角不超过3°，以保证气动受力状态良好。
上述速度-时间曲线C2,包括一级工作段C201，二级工作段C202，无动力滑翔段C203，三级工作段C204。其中，一级工作段C201对应垂直起飞段P01、程序转弯段P02和零攻角飞行段P03，二级工作段C202、无动力滑翔段C203、三级工作段C204分别对应二级程序俯仰角飞行段P04、真空滑翔段P05、三级程序俯仰角飞行段P06。
优选地，从起飞至释放有效载荷，设计总时长不超过600秒。
上述弹道倾角-时间曲线C3中，对应垂直起飞段P01的部分，其弹道倾角始终保持90°。
优选地，有效载荷释放点处弹道倾角为0°，标志着进入偏心率为0的预定的标准圆轨道。
优选地，弹道倾角后50秒内设计变化率不超过5°每秒，以保证有效载荷以较小角速度进入预定轨道，提高入轨精度，减少释放有效载荷时因角速度可能产生的额外角动量。
上述高度-时间曲线C4中，设定发射点相高为0，最终有效载荷释放点高度为700km。
特别注意地，高度-时间曲线C4中纵坐标高度为小卫星运载器距发射点海拔的相对高度。
在本实施例中，一级火箭发动机为使用摆动喷管进行推力矢量控制的复材固体火箭发动机，发动机直径1.2m，工作过程平均推力406.9kN，工作时间90s。
二级火箭发动机同样使用摆动喷管进行推力矢量控制的98％H2O2/HTPB基固液混合火箭发动机，采用固体燃料和液体氧化剂的推进剂组合，发动机直径1.1m，真空平均推力66.2kN，工作时间150s。
二子级4的输送系统即氧化剂输送系统，采用双台电动泵循环系统，氧化剂过氧化氢在气瓶压力挤压下输送进入电动泵，经电动泵增压后输送进入二级燃烧室内与固体燃料热解气体掺混燃烧。
三级火箭发动机为使用摆动喷管进行推力矢量控制的98％H2O2/HTPB基固液混合火箭发动机，采用固体燃料和液体氧化剂的推进剂组合，发动机直径0.7m，真空平均推力27.3kN，工作时间81s。三子级2的输送系统即氧化剂输送系统，采用电动泵循环系统，氧化剂过氧化氢在气瓶压力挤压下输送进入电动泵，经电动泵增压后输送进入三级燃烧室内与固体燃料热解气体掺混燃烧。
小卫星运载器动力系统总体方案如下表所示。
表2动力系统总体方案
在本实施例中，固体火箭发动机包括一级燃烧室6011、一级点火器、第一药柱和第一喷管6012。其中，点火器和第一药柱均设置在一级燃烧室6011内。
在本实施例中，三子级2中的固液混合火箭发动机包括三级气瓶2011、三级贮箱2012、三级电动泵2013、三级推力室2014。
其中，三级气瓶2011置于三级贮箱2012和三级推力室2014中间，以节省空间。
优选地，三级电动泵2013为置于三级气瓶2011的一侧，以节省空间。
优选地，三级推力室2014中的第三药柱为车轮孔形，第三喷管2015为摆动喷管。
在本实施例中，第三药柱202为翼柱型，第三喷管203为摆动喷管。
在本实施例中，二子级4中的固体火箭发动机包括二级气瓶401、二级贮箱107、二级电动泵402、二级推力室403和第二结构件405。
优选地，二级气瓶401置于二级贮箱402和二级推力室403中间，以节省空间。
优选地，二级电动泵402为两个，且置于二级气瓶401的两侧，避免由于二级电动泵402的功率限制流量。
优选地，二级推力室403中第二药柱406为车轮孔形、第二喷管405为摆动喷管。
优选的实施方式为，二三级级间舱3为圆柱型或圆锥型；一二级级间舱5为圆柱型或圆锥型。
一子级6、二子级4之间采用爆炸螺栓连接，热分离方式；二子级4和三子级2之间采用爆炸螺栓连接，冷分离方式；三子级2与有效载荷间采用爆炸螺栓连接，冷分离方式。
有效载荷纵向分离面采用无污染爆炸锁装置，在解锁的同时提供横向分离能源。整流罩1的横向分离面由一组爆炸螺栓及分离弹簧构成，整流罩的纵、横向分离面同时解锁，分离能源使整流罩实现旋抛式分离。
本发明的工作原理是：
小卫星运载器采用水平总装、水平测试、水平运输的“三平测发模式”，由机动车转运至发射点并起竖后，发射车撤离，调整姿态，进行发射。
小卫星运载器发射后，一子级2的固体火箭发动机经垂直起飞段、程序转弯阶段、零攻角飞行段到达一定高度和速度，关机后一子级2和二子级4的级间段爆炸螺栓工作，一子级2和二子级4在气动阻力作用下分开一小段距离。一子级2的固体火箭发动机分离后2s，二子级4的固液混合火箭发动机点火工作，第二喷管产生的推力将一子级2推开，实现热分离。
二子级4的固液混合火箭发动机进入程序俯仰角飞行状态，通过运载火箭/地面数据链，地面控制站实施飞行过程监视、航路修正，工作结束后关机，二子级4和三子级6的级间段爆炸螺栓工作，实现级间冷分离，进入滑翔段。滑翔过程中冷气反作用装置开始工作调整轨道，结束后三级固液混合火箭发动机点火，同时在冷气反作用装置的修正下将有效载荷以3轴稳定姿态送入预定轨道，有效载荷释放机构释放有效载荷，完成运载火箭全部工作。
由上述可以看出，本发明的有益效果是：
1.二子级4和三子级6的固液火箭发动机中，液体氧化剂与固体燃料点火前物理隔绝，安全性高，降低了保障维护成本。
2.三子级6采用电动泵输送系统，可实现变推力，具备多次启动的能力，以脉冲式的工作方式可提高入轨精度。
3.二子级4采用电动泵输送系统，具有低成本、系统简单、贮箱压力低、结构质量轻、可变推力范围大、工作模式灵活等优势。
4.采用轻质高强度的复合材料制作飞行器，大幅度减轻重量，耗费能源少，发射航天器所需的火箭动力将大为减小。
5.一子级2的固体火箭发动机质量比高，死重少，运输同样质量有效载荷情况下，有效地缩小了运载器规模；推力大，推重比高，保证了运载器的加速性能。
本发明提供的小卫星运载器，二子级4和三子级2的动力采用固液混合火箭发动机，液体氧化剂与固体燃料点火前物理隔绝，安全性高，降低了保障维护成本；一子级6的动力采用固体火箭发动机，质量比高，死重少，运输同样质量有效载荷情况下，有效地缩小了小卫星运载器规模，提高快速响应能力。本发明提供的小卫星运载器，能够在保证其商业价值和经济效益的同时，还具有快速响应能力。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。
此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本发明的范围之内并且形成不同的实施例。例如，在上面的权利要求书中，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。公开于该背景技术部分的信息仅仅旨在加深对本发明的总体背景技术的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。
Claims (10)
1.一种小卫星运载器，其特征在于，包括依次串联的整流罩舱、三子级、二三级级间舱、二子级、一二级级间舱、一子级和尾段；
所述一子级的动力为固体火箭发动机，所述二子级和所述三子级的动力均为固液混合火箭发动机。
2.根据权利要求1所述的小卫星运载器，其特征在于，所述整流罩舱包括罩体、仪器舱和星箭分离机构；
所述仪器舱固定设置在所述罩体内；
所述星箭分离机构设置在所述仪器舱上，所述仪器舱与所述三子级连接。
3.根据权利要求1所述的小卫星运载器，其特征在于，所述一子级、所述二子级和所述三子级上均设置有姿轨控系统，用于控制火箭的飞行姿态。
4.根据权利要求3所述的小卫星运载器，其特征在于，所述姿轨控系统包括氮气瓶、高压阀、过滤器、减压阀、电磁阀和姿轨控推力室；
所述氮气瓶通过所述高压阀与所述过滤器连接；
所述过滤器的另一端设置有减压阀；
所述减压阀远离所述过滤器的一端设置有所述电磁阀；
所述电磁阀远离所述减压阀的一端设置有所述姿轨控推力室。
5.根据权利要求3所述的小卫星运载器，其特征在于，所述一子级和所述二子级上的姿轨控系统均采用四推力器作为动力；
所述三子级上的姿轨控系统采用六推力器作为动力。
6.根据权利要求1所述的小卫星运载器，其特征在于，所述三子级的所述固液混合火箭发动机包括三级气瓶、三级贮箱、三级电动泵、第三药柱、三级推力室和第三喷管；
所述三级气瓶和所述三级电动泵均固定设置在所述三级贮箱和所述三级推力室之间；
所述第三药柱设置在所述三级推力室内；
所述第三喷管设置在所述三级推力室远离所述三级贮箱的一端。
7.根据权利要求6所述的小卫星运载器，其特征在于，所述第三喷管为摆动喷管。
8.根据权利要求1所述的小卫星运载器，其特征在于，所述固体火箭发动机包括一级燃烧室、点火器、第一药柱和第一喷管；
所述第一药柱设置在所述一级燃烧室内；
所述第一喷管与所述一级燃烧室连接，且所述第一喷管与所述一级燃烧室连通；
所述点火器与所述第一药柱连接，用于点燃所述第一药柱。
9.根据权利要求1所述的小卫星运载器，其特征在于，所述二三级级间舱为圆柱型或圆锥型；
所述一二级级间舱为圆柱型或圆锥型。
10.根据权利要求1所述的小卫星运载器，其特征在于，所述一子级和所述二子级之间、所述二子级和所述三子级之间均通过爆炸螺栓连接。
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