CN112722338A - 卫星支架及运载火箭 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种卫星支架及运载火箭。卫星支架包括：第一承力结构，其上适于安装卫星；第二承力结构，设于第一承力结构的外侧，适于连接运载火箭的控制舱；连接结构，设于第一承力结构和第二承力结构之间，两端分别连接第一承力结构和第二承力结构；其中，第一承力结构、第二承力结构和连接结构一体成型设置。通过将卫星支架的第一承力结构、第二承力结构和连接结构一体成型设置，使卫星支架上仅包括必要的主体结构，而无需设置额外的连接主体结构的其他连接结构，零件数量尽可能地减少，减小了卫星支架的整体体积，减少了整体装配工序，装配较简单，且减轻了卫星支架的重量，提高了运载火箭的整体运载能力。

Description

卫星支架及运载火箭

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种卫星支架及运载火箭。

背景技术

现有技术中利用运载火箭作为运输工具将卫星送入太空，但卫星并不是直接安装在运载火箭上的，卫星与运载火箭之间通过卫星支架进行连接，即在运载火箭末级控制舱上布置一个与舱段等外径尺寸的卫星支架。卫星支架为卫星提供安装接口，在发射过程中承受卫星的载荷，也为电缆、激光捷联惯测组合等关键设备提供安装位置。

目前，传统控制舱上设置的卫星支架的主承力梁一般为“井”字型或“八爪”型金属梁，其上用于支撑卫星。卫星支架的各结构之间通过螺栓连接在一起。由于上述组合结构零件数量较多，体积较大，使得装配工序较多，占用了较多的火箭有效空间，降低了运载火箭的运载能力。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的卫星支架存在装配工序较多的缺陷，从而提供一种装配较简单的卫星支架及运载火箭。

本发明第一方面提供了一种卫星支架，包括：

第一承力结构，其上适于安装卫星；

第二承力结构，设于所述第一承力结构的外侧，适于连接运载火箭的控制舱；

连接结构，设于所述第一承力结构和所述第二承力结构之间，两端分别连接所述第一承力结构和所述第二承力结构；

其中，所述第一承力结构、第二承力结构和所述连接结构一体成型设置。

所述第一承力结构、第二承力结构和所述连接结构通过增材制造技术一体成型设置。

所述连接结构包括若干连接单元，所述连接单元包括：

第一连接部，连接所述第一承力结构和第二承力结构的一端；

第二连接部，连接所述第一承力结构和第二承力结构的另一端；

至少一个第三连接部，连接于所述第一连接部和所述第二连接部之间。

所述第三连接部为至少两个，其中至少一个为直连接部，至少一个为斜连接部。

所述第一连接部、第二连接部和第三连接部均为连接杆。

所述第一承力结构包括：

第一支撑部，为环形结构，所述第一支撑部与所述第一连接部一体成型连接；

多个第二支撑部，相互连接成型于所述第一支撑部上，每个所述第二支撑部为倒V型结构，所述第二支撑部的倒V型结构的顶端与所述第二连接部一体成型连接。

所述第一支撑部的内侧向内延伸有凸缘，所述凸缘上设有第一固定孔，所述第一固定孔适于连接所述运载火箭的末级发动机。

所述第二承力结构包括：

多个承力单元，所述承力单元包括第三支撑部、第四支撑部及连接所述第三支撑部、第四支撑部的第五支撑部，所述第三支撑部与所述第二连接部一体成型连接，所述第四支撑部与所述第一连接部一体成型连接，且所述第四支撑部适于连接所述控制舱；

爆炸连接结构，设于相邻的所述承力单元之间，多个所述承力单元通过所述爆炸连接结构组成环形结构，所述爆炸连接结构的两端分别与所述第一连接部和所述第二连接部一体成型连接。

所述第三支撑部和第四支撑部为支撑条；

和/或，所述第五支撑部为支撑块，所述支撑块上开设有若干减重孔；

和/或，所述爆炸连接结构为爆炸螺栓盒。

所述第五支撑部的内侧设有加强筋；

和/或，所述第五支撑部的外侧设有铰链支座，所述铰链支座适于与所述运载火箭的整流罩的分离；

和/或，所述第四支撑部上设有第二固定孔，所述第二固定孔适于连接所述控制舱。

所述连接结构为多个，间隔设于所述第一承力结构和所述第二承力结构之间，至少两个所述连接结构之间设有仪器安装结构，所述仪器安装结构适于安装惯测组件。

所述卫星支架包括：

转接结构，所述转接结构一体成型于所述第一承力结构上，所述转接结构上适于安装卫星。

所述转接结构为截圆锥体结构，所述转接结构的下端设有若干主支撑杆，每个所述主支撑杆由下向上发散为多个副支撑杆，所述主支撑杆和所述副支撑杆之间形成多个减重孔。

所述卫星支架包括：

安装法兰，设于所述转接结构上方，所述安装法兰上适于安装卫星。

所述安装法兰包括：

环形支撑条，具有接口，所述接口适配所述卫星；

若干支撑柱，设于所述环形支撑条的下端，连接所述转接结构。

所述支撑柱的端部截面大于所述支撑柱的中间部分的截面。

本发明第二方面提供了一种运载火箭，包括如上述的卫星支架。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的卫星支架，通过将卫星支架的第一承力结构、第二承力结构和连接结构一体成型设置，使得卫星支架上仅包括必要的主体结构，而无需设置额外的连接主体结构的其他连接结构，使得卫星支架的整体结构的零件数量尽可能地减少，进而减小卫星支架的整体体积，减少了卫星支架的整体装配工序，装配较简单，且显著地减轻了卫星支架的重量，提高了运载火箭的整体运载能力。

2.本发明提供的卫星支架，通过采用增材制造技术将第一承力结构、第二承力结构和连接结构一体成型设置，可根据结构数模快速成形，降低了成形工艺难度。

3.本发明提供的卫星支架，通过将连接结构设置为多个连接单元，每个连接单元包括第一连接部、第二连接部和第三连接部，且第三连接部包括直连接部和斜连接部，使得第一承力结构、第二承力结构的连接更加牢固，能够较好的将卫星的有效载荷传递于箭体主结构上。

4.本发明提供的卫星支架，通过将第一支撑部设置为环形结构，第二支撑部形成于第一支撑部上，且第二支撑部设置为倒V型结构，使得第二支撑部的V型空间内形成很多减重孔，使得卫星支架的整体重量更轻，且由于第二支撑部为倒V型结构，能够使得传力路径较短，承力效果较好。

5.本发明提供的卫星支架，通过设置转接结构，转接结构的上端开设有适合国际标准的接口，方便与国际标准接口的卫星对接，转接结构的下端设有若干主支撑杆，每个所述主支撑杆由下向上发散为三个副支撑杆，用于更好的将有效载荷向下传递，所述主支撑杆和所述副支撑杆之间形成多个减重孔，也使得卫星支架的整体重量较轻。

6.本发明提供的卫星支架，通过设置安装法兰，能够便于与卫星对接和连接。

7.本发明提供的卫星支架，通过将支撑柱的两端部截面设置为大于中间部分的截面，使得支撑柱与其他结构的连接处能够连接的比较牢固，而其他非连接处的截面较小则能够使相邻的支撑柱之间的空隙更大，重量较轻。

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为本发明的卫星支架的结构示意图；

图2为本发明的卫星支架的第二承力结构的结构示意图；

图3为本发明的卫星支架的爆炸螺栓盒的结构示意图；

图4为本发明的卫星支架的第一承力结构的结构示意图；

图5为本发明的卫星支架的连接结构的结构示意图；

图6为本发明的卫星支架的转接结构的结构示意图；

图7为本发明的卫星支架的安装法兰的结构示意图；

图8为本发明的运载火箭的结构示意图。

附图标记说明：

1－第二承力结构；11－第三支撑部；12－第四支撑部；13－第五支撑部；14－加强筋；15－五边形减重孔；16－第二固定孔；17－四边形减重孔；2－爆炸螺栓盒；21－上缘板；22－下缘板；23－直立边；24－斜立边；25－第一螺栓孔；3－第一承力结构；31－第一支撑部；32－第二支撑部；33－第一固定孔；4－连接结构；41－第二连接部；42－第一连接部；43－斜连接部；44－曲形连接部；5－转接结构；51－上环形连接带；52－下环形连接带；53－主支撑杆；54－副支撑杆；6－铰链支座；7－仪器安装结构；8－安装法兰；81－环形支撑条；82－支撑柱；83－第二螺栓孔；100－控制舱；200－卫星支架；300－整流罩；400－卫星。

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。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

如图1－图8所示，本实施例中提供了一种卫星支架，包括：第一承力结构3，其上适于安装卫星；第二承力结构1，设于第一承力结构3的外侧，适于连接运载火箭的控制舱100；连接结构4，设于第一承力结构3和第二承力结构1之间，两端分别连接第一承力结构3和第二承力结构1；其中，第一承力结构3、第二承力结构1和连接结构4一体成型设置。

通过将卫星支架的第一承力结构3、第二承力结构1和连接结构4一体成型设置，使得卫星支架上仅包括必要的主体结构，而无需设置额外的连接主体结构的其他连接结构4，使得卫星支架的整体结构的零件数量尽可能地减少，进而减小卫星支架的整体体积，减少了卫星支架的整体装配工序，装配较简单，且显著地减轻了卫星支架的重量，提高了运载火箭的整体运载能力。

第一承力结构3和第二承力结构1均为环形结构，且二者同心设置，这样能够缩短传力路径，较好的传递力。作为可变换的实施方式，也可以是，第一承力结构3和第二承力结构1为方形结构，或者是其他形状的结构。

具体地，第一承力结构3、第二承力结构1和连接结构4通过增材制造技术一体成型设置。增材制造技术是基于离散－堆积原理的零件制造方法，不同于传统的减材料制造，其综合了计算机的图形处理、数字化信息和控制、激光技术、机电技术和材料技术等多项高新技术，材料利用率高、技术复杂程度高、无需模型或模具。并且增材制造在向大尺寸构件制造方向发展，采用增材制造方法替代传统的机械加工制造方法，以合金粉末或丝材为原料，可通过高功率激光原位冶金熔化/快速凝固逐层堆积，从零件数字模型一步完成全致密、高性能大型复杂金属结构件的直接净成形制造，生产效率较高。通过采用增材制造工艺，可根据结构数模快速成形，降低了成形工艺难度。

如图5所示，本实施例中的连接结构4包括多个连接单元，连接单元包括：第一连接部42，连接第一承力结构3和第二承力结构1的一端；第二连接部41，连接第一承力结构3和第二承力结构1的另一端；两个第三连接部，连接于第一连接部42和第二连接部41之间，其中第三连接部包括直连接部和斜连接部43。通过将连接结构4设置为多个连接单元，每个连接单元包括第一连接部42、第二连接部41和第三连接部，且第三连接部包括直连接部和斜连接部43，使得第一承力结构3、第二承力结构1的连接更加牢固，能够较好的将卫星的有效载荷传递于箭体主结构上。作为可变换的实施方式，也可以是，连接单元设置为一个，连接第一承力结构3和第二承力结构1的至少一半尺寸。作为可变换的实施方式，也可以是，第三连接部设置为一个，一个第三连接部可以为直连接部或者斜连接部43；或者三个，如一个第三连接部为直连接部，两个第三连接部为斜连接部43；或者更多个。

具体地，第一连接部42、第二连接部41和第三连接部均为连接杆，这样连接杆之间能够形成空腔，可作为减重孔使用，进一步减轻卫星支架的整体重量。如图5所示，连接单元具有两种形式，一种形式是第一连接部42连接于第一承力结构3和第二承力结构1的下端，第二连接部41连接于第一承力结构3和第二承力结构1的上端，第三连接部包括直连接部和两个斜连接部43，直连接部连接于第一连接部42和第二连接部41靠近外侧的端部，一个斜连接部43为曲形连接部44，曲形连接部44连接于第一连接部42靠近内侧的端部和第二连接部41靠近外侧的端部，另一个斜连接部43连接于第一连接部42靠近外侧的端部和上个斜连接部43；另一种形式是第一连接部42连接于第一承力结构3和第二承力结构1的下端，第二连接部41连接于第一承力结构3和第二承力结构1的上端，第三连接部包括直连接部和一个斜连接部43，直连接部连接于第一连接部42和第二连接部41靠近外侧的端部，斜连接部43连接于第一连接部42靠近内侧的端部和第二连接部41靠近外侧的端部。这两种形式的连接单元共设置八个，两种形式相间布置。作为可变换的实施方式，也可以是，第一连接部42、第二连接部41和第三连接部为连接块。作为可变换的实施方式，也可以是，连接单元仅具有一种形式。作为可变换的实施方式，也可以是，连接单元的具体设置数量根据实际情况具体设置，这里不做过多限制。

如图4所示，本实施例中的第一承力结构3包括：第一支撑部31，为环形结构，第一支撑部31与第一连接部42一体成型连接；八个第二支撑部32，相互连接成型于第一支撑部31上，每个第二支撑部32为倒V型结构，第二支撑部32的倒V型结构的顶端与第二连接部41一体成型连接。通过将第一支撑部31设置为环形结构，第二支撑部32形成于第一支撑部31上，且第二支撑部32设置为倒V型结构，使得第二支撑部32的V型空间内形成很多减重孔，使得卫星支架的整体重量更轻，且由于第二支撑部32为倒V型结构，能够使得传力路径较短，承力效果较好。作为可变换的实施方式，也可以是，第二支撑部32的具体数量根据实际情况具体设置，这里不做过多限制。

其中，第一支撑部31的内侧向内延伸有凸缘，凸缘上设有第一固定孔33，第一固定孔33适于连接运载火箭的末级发动机。具体地，第一固定孔33为螺钉孔，第一支撑部31通过螺钉与运载火箭的末级发动机进行连接。

如图2所示，本实施例中的第二承力结构1包括：多个承力单元，承力单元包括第三支撑部11、第四支撑部12及连接第三支撑部11、第四支撑部12的第五支撑部13，第三支撑部11与第二连接部41一体成型连接，第四支撑部12与第一连接部42一体成型连接，且第四支撑部12适于连接控制舱100；爆炸连接结构4，设于相邻的承力单元之间，多个承力单元通过爆炸连接结构4组成环形结构，爆炸连接结构4的两端分别与第一连接部42和第二连接部41一体成型连接。

具体地，本实施例中的第二承力结构1包括八个承力单元，承力单元的第三支撑部11为设于上端的环形支撑条81，第四支撑部12为设于下端的环形支撑条81，第四支撑部12上设有第二固定孔16，第二固定孔16适于连接控制舱100，具体地，第二固定孔16为螺栓孔。第五支撑部13为连接上下端支撑条的支撑块，每个支撑块上开设有两个减重孔，减重孔的形式有两种，如四边形减重孔17和五边形减重孔15，可以根据实际情况进行具体设置。支撑块上未设置减重孔的位置，内侧设有加强筋14，用于提高支撑块的刚度，外侧设有铰链支座6，用于与整流罩300两个半罩的竖向平抛分离；铰链支座6每组共包含两个轴支座，基于箭体竖直对称面左右对称；铰链支座6沿箭体周向均布布置两组。

本实施例中的爆炸连接结构4为爆炸螺栓盒2。如图3所示，爆炸螺栓盒2包括上缘板21、下缘板22和连接上下缘板22的立边，上缘板21上开设有第一螺栓孔25，第一螺栓孔25用于与整流罩300连接。立边包括直立边23和斜立边24，直立边23用于与爆炸螺栓盒2两侧的承力单元连接，直立边23的顶端与上端的支撑条一体成型连接，斜立边24用于将两侧的直立边23连接，两侧的直立边23和斜立边24相对于爆炸螺栓盒2的竖直中心面左右对称设置。爆炸螺栓盒2沿第二承力结构1的环形周向设置八个，爆炸螺栓盒2与承力单元和控制舱100的蒙皮组成一个六边形盒体。

如图1所示，本实施例中的连接结构4共设置八个，间隔设于第一承力结构3和第二承力结构1之间，至少两个连接结构4之间设有仪器安装结构7，仪器安装结构7适于安装惯测组件。仪器安装结构7的具体设置数量可以根据惯测组件的多少具体设置，这里不做过多限制。

为了便于与国际标准接口的卫星对接，本实施例中的卫星支架包括：转接结构5，转接结构5一体成型于第一承力结构3上，转接结构5上适于安装卫星。作为可变换的实施方式，也可以是，在卫星支架上的第一承力结构3上的开口若适合卫星的接口，则卫星支架上也可以不设置转接结构5。

具体地，如图6所示，转接结构5为截圆锥体结构，转接结构5的上端为上环形连接带51，上环形连接带51上开设有适合国际标准的接口，转接结构5的下端为下环形连接带52，下环形连接带52上设有若干主支撑杆53，每个主支撑杆53由下向上发散为三个副支撑杆54，用于更好的将有效载荷向下传递，主支撑杆53和副支撑杆54之间形成多个减重孔，也使得卫星支架的整体重量较轻。作为可变换的实施方式，也可以是，每个主支撑杆53由下向上发散为两个副支撑杆54或者更多个副支撑杆54。

如图7所示，为了便于与卫星对接，本实施例中的卫星支架包括：安装法兰8，设于转接结构5上方，安装法兰8上适于安装卫星。具体地，安装法兰8包括：环形支撑条81，具有接口，接口适配卫星，环形支撑条81上开设有第二螺栓孔81，第二螺栓孔81用于连接卫星；十六个支撑柱82，一体成型地间隔设于环形支撑条81的下端，支撑柱82的上端与环形支撑条81连接，下端与转接结构5的上端连接，支撑柱82的两端的截面大于支撑柱82的中间部分的截面。通过将支撑柱82的两端部截面设置为大于中间部分的截面，使得支撑柱82与其他结构的连接处能够连接的比较牢固，而其他非连接处的截面较小则能够使相邻的支撑柱82之间的空隙更大，重量较轻。作为可变换的实施方式，也可以是，支撑柱82的具体设置数量根据实际情况具体设置，这里不做过多限制。作为可变换的实施方式，也可以是，支撑柱82从上至下的截面不变。

如图8所示，本实施例中还提供了一种运载火箭，包括如上述的卫星支架200。

运载火箭包括控制舱100和整流罩300，上述一体成型设计的卫星支架200连接于控制舱100和整流罩300之间，既可作为箭体的主承载结构，又可将卫星400的有效载荷传递于箭体主体结构，极大地优化了该段箭体空间。

通过在运载火箭上设置基于增材设计的一体化成型的卫星支架200，采用先进的增材制造工艺及优化技术，减少了零件数量，减少了零组件装配复杂性，显著的减轻了卫星支架200的重量，可减重至少达45％，一体化设计减少了零件之间的装配复杂性，有效的缩短了零件制造周期，其经济性可观。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (15)

1.一种卫星支架，其特征在于，包括：

第一承力结构(3)，其上适于安装卫星；

第二承力结构(1)，设于所述第一承力结构(3)的外侧，适于连接运载火箭的控制舱；

连接结构(4)，设于所述第一承力结构(3)和所述第二承力结构(1)之间，两端分别连接所述第一承力结构(3)和所述第二承力结构(1)；

其中，所述第一承力结构(3)、第二承力结构(1)和所述连接结构(4)一体成型设置。

2.根据权利要求1所述的卫星支架，其特征在于，所述第一承力结构(3)、第二承力结构(1)和所述连接结构(4)通过增材制造技术一体成型设置。

3.根据权利要求2所述的卫星支架，其特征在于，所述连接结构(4)包括若干连接单元，所述连接单元包括：

第一连接部(42)，连接所述第一承力结构(3)和第二承力结构(1)的一端；

第二连接部(41)，连接所述第一承力结构(3)和第二承力结构(1)的另一端；

至少一个第三连接部，连接于所述第一连接部(42)和所述第二连接部(41)之间。

4.根据权利要求3所述的卫星支架，其特征在于，所述第三连接部为至少两个，其中至少一个为直连接部，至少一个为斜连接部(43)。

5.根据权利要求3所述的卫星支架，其特征在于，所述第一承力结构(3)包括：

第一支撑部(31)，为环形结构，所述第一支撑部(31)与所述第一连接部(42)一体成型连接；

多个第二支撑部(32)，相互连接成型于所述第一支撑部(31)上，每个所述第二支撑部(32)为倒V型结构，所述第二支撑部(32)的倒V型结构的顶端与所述第二连接部(41)一体成型连接。

6.根据权利要求3所述的卫星支架，其特征在于，所述第二承力结构(1)包括：

多个承力单元，所述承力单元包括第三支撑部(11)、第四支撑部(12)及连接所述第三支撑部(11)、第四支撑部(12)的第五支撑部(13)，所述第三支撑部(11)与所述第二连接部(41)一体成型连接，所述第四支撑部(12)与所述第一连接部(42)一体成型连接，且所述第四支撑部(12)适于连接所述控制舱；

爆炸连接结构(4)，设于相邻的所述承力单元之间，多个所述承力单元通过所述爆炸连接结构(4)组成环形结构，所述爆炸连接结构(4)的两端分别与所述第一连接部(42)和所述第二连接部(41)一体成型连接。

7.根据权利要求6所述的卫星支架，其特征在于，所述第三支撑部(11)和第四支撑部(12)为支撑条；

和/或，所述第五支撑部(13)为支撑块，所述支撑块上开设有若干减重孔；

和/或，所述爆炸连接结构(4)为爆炸螺栓盒(21)。

8.根据权利要求7所述的卫星支架，其特征在于，所述第五支撑部(13)的内侧设有加强筋(14)；

和/或，所述第五支撑部(13)的外侧设有铰链支座(6)，所述铰链支座(6)适于与所述运载火箭的整流罩的分离；

和/或，所述第四支撑部(12)上设有第二固定孔(16)，所述第二固定孔(16)适于连接所述控制舱。

9.根据权利要求1－8中任一项所述的卫星支架，其特征在于，所述连接结构(4)为多个，间隔设于所述第一承力结构(3)和所述第二承力结构(1)之间，至少两个所述连接结构(4)之间设有仪器安装结构(7)，所述仪器安装结构(7)适于安装惯测组件。

10.根据权利要求1－8中任一项所述的卫星支架，其特征在于，包括：

转接结构(5)，所述转接结构(5)一体成型于所述第一承力结构(3)上，所述转接结构(5)上适于安装卫星。

11.根据权利要求10所述的卫星支架，其特征在于，所述转接结构(5)为截圆锥体结构，所述转接结构(5)的下端设有若干主支撑杆(53)，每个所述主支撑杆(53)由下向上发散为多个副支撑杆(54)，所述主支撑杆(53)和所述副支撑杆(54)之间形成多个减重孔。

12.根据权利要求10所述的卫星支架，其特征在于，包括：

安装法兰(8)，设于所述转接结构(5)上方，所述安装法兰(8)上适于安装卫星。

13.根据权利要求12所述的卫星支架，其特征在于，所述安装法兰(8)包括：

环形支撑条，具有接口，所述接口适配所述卫星；

若干支撑柱(82)，设于所述环形支撑条的下端，连接所述转接结构(5)。

14.根据权利要求13所述的卫星支架，其特征在于，所述支撑柱(82)的端部截面大于所述支撑柱(82)的中间部分的截面。

15.一种运载火箭，包括如权利要求1－14中所述的卫星支架(200)。

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