CN113086246A - 一种卫星支架和运载火箭 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种卫星支架和运载火箭，其中卫星支架包括：安装基板；紧固支撑组件，其包括爆炸紧固件和第一安装连接架，所述爆炸紧固件依次连接所述第一安装连接架、所述安装基板和所述卫星，所述第一安装连接架连接于舱体；弹性分离组件，其包括弹性件和第二安装连接架，所述第二安装连接件连接所述舱体和所述安装基板，所述弹性件固设于所述第二安装连接架内且弹性抵接于所述卫星；其中所述第一安装连接架和所述第二安装连接架同侧设置于所述安装基板上。通过设置安装基板、紧固支撑组件和弹性分离组件，其的体积远小于现有技术中采用的锥形筒的体积，减轻了卫星支架的重量以提高运载能力，以及减小了卫星支架的占用空间以避免空间的浪费。

Description

一种卫星支架和运载火箭
技术领域
本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种卫星支架和运载火箭。
背景技术
通常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火箭上的，卫星与运载火箭之间通过卫星支架进行连接。卫星支架为卫星提供安装接口，在发射过程中承载卫星的载荷。
现有技术公开了一种卫星支架，其包括锥形筒、加强部、安装板和安装板支撑部，各部件单独成型后通过胶接装配成卫星支架。锥形筒的上端为星箭接口，下端连接箭体对接框，卫星载荷通过卫星支架传递至箭体结构。锥形筒的下端向外侧延伸，以便提供与火箭箭体接触固接的空间；加强部设置于锥形筒，用于加强锥形筒的结构强度；安装板设置在锥形筒的外侧，为箭载仪器提供安装空间；安装板支撑部用于将安装板支撑在锥形筒上。
但是，上述的卫星支架，采用的是锥形筒作为主体结构连接卫星和箭体，由于锥形筒其自身的体积较大，使得锥形筒较为笨重且占用空间较大，从而对运载能力造成了损耗且造成了箭体内空间的浪费的缺陷。
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的运载能力有所损害且箭体内空间浪费的缺陷，从而提供一种卫星支架和运载火箭。
一种卫星支架，包括：
安装基板，其上安装有卫星；
紧固支撑组件，其包括爆炸紧固件和第一安装连接架，所述爆炸紧固件依次连接所述第一安装连接架、所述安装基板和所述卫星，所述第一安装连接架连接于舱体；
弹性分离组件，其包括弹性件和第二安装连接架，所述第二安装连接件连接所述舱体和所述安装基板，所述弹性件固设于所述第二安装连接架内且弹性抵接于所述卫星；
其中所述第一安装连接架和所述第二安装连接架同侧设置于所述安装基板上，所述第一安装连接架和所述第二安装连接架相邻设置。
进一步地，所述安装基板具有中空部。
进一步地，所述第一安装连接架包括安装盒体和第一连接架体，所述爆炸紧固件部分位于所述安装盒体内，所述第一连接架体连接所述安装盒体和所述舱体。
进一步地，所述安装盒体内设有第一缓冲件，所述第一缓冲件和所述爆炸紧固件相对设置。
进一步地，所述第二安装连接架包括安装本体和第二连接架体，所述弹性件部分位于所述安装本体内，所述第二连接架体连接所述安装本体和所述舱体。
进一步地，所述弹性件包括固定本体、弹性本体和抵接件，所述固定本体固设于所述安装本体内，所述抵接件穿设于所述固定本体且作用于位于所述固定本体内的所述弹性本体。
进一步地，所述抵接件包括杆状件和凸起件，所述杆状件穿设于所述固定本体且抵接于所述卫星，所述凸起件沿所述杆状件的周向凸出设置且抵靠于所述弹性本体。
进一步地，所述固定本体朝向所述凸起件的一侧和/或所述凸起件远离所述弹性本体的一侧设有第二缓冲件。
进一步地，所述安装基板具有两个相邻且呈角度设置的贴紧连接面，所述贴紧连接面和所述第二安装连接架贴设且固连。
一种运载火箭，包括：
如上述的一种卫星支架；
舱体，所述卫星支架连接于所述舱体。
本发明技术方案，具有如下优点：
1.本发明提供的一种卫星支架，包括：安装基板，其上安装有卫星；紧固支撑组件，其包括爆炸紧固件和第一安装连接架，所述爆炸紧固件依次连接所述第一安装连接架、所述安装基板和所述卫星，所述第一安装连接架连接于舱体；弹性分离组件，其包括弹性件和第二安装连接架，所述第二安装连接件连接所述舱体和所述安装基板，所述弹性件固设于所述第二安装连接架内且弹性抵接于所述卫星；其中所述第一安装连接架和所述第二安装连接架同侧设置于所述安装基板上，所述第一安装连接架和所述第二安装连接架相邻设置。此结构的一种卫星支架，通过设置安装基板、紧固支撑组件和弹性分离组件，以固定安装卫星，其的体积远小于现有技术中采用的锥形筒的体积，从而减轻了卫星支架的重量以提高运载能力，以及减小了卫星支架的占用空间以避免空间的浪费。
2.本发明提供的一种卫星支架，所述安装基板具有中空部。此结构的一种卫星支架，通过设置有中空部，以减轻卫星支架的重量从而提高运载能力。
3.本发明提供的一种卫星支架，所述安装盒体内设有第一缓冲件，所述第一缓冲件和所述爆炸紧固件相对设置。此结构的一种卫星支架，通过设置有第一缓冲件，当爆炸紧固件爆炸分离时，以减缓对安装盒体的冲击力。
4.本发明提供的一种卫星支架，所述固定本体朝向所述凸起件的一侧和/或所述凸起件远离所述弹性本体的一侧设有第二缓冲件。此结构的一种卫星支架，通过设置有第二缓冲件，当弹性件释放弹性势能时，以减缓对第二安装连接架的冲击力。
5.本发明提供的一种卫星支架，所述安装基板具有两个相邻且呈角度设置的贴紧连接面，所述贴紧连接面和所述第二安装连接架贴设且固连。此结构的一种卫星支架，通过设置贴紧连接面和第二安装连接架贴设且固连，增加两者之间的连接强度。
6.本发明提供的一种运载火箭，包括：如上述的一种卫星支架；舱体，所述卫星支架连接于所述舱体。此结构的一种卫星支架，由于包括上述的卫星支架，因而自然具有因包括上述的卫星支架所带来的一切优点。
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为本发明的实施例中提供的部分运载火箭的结构示意图；
图2为图1所示的卫星支架的结构示意图；
图3为图2所示的紧固支撑组件的结构示意图；
图4为图2所示的弹性分离组件的结构示意图；
图5为图4所示的弹性件的结构示意图；
附图标记说明：
1-舱体；
2-安装基板，21-中空部；
31-爆炸紧固件，321-安装盒体，322-第一连接架体，323-第一缓冲件；
411-固定本体，412-弹性本体，413-杆状件，414-凸起件，415-第二缓冲件，421-安装本体，422-安装孔，423-第二连接架体；
5-行程开关；
6-起爆器。
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。
实施例
本实施例提供一种如图1所示的运载火箭，其包括如图2至图5所示的卫星支架和舱体1，其中卫星支架连接于舱体1，舱体1可为末子级舱体1。
如图2所示，本实施例中的卫星支架包括安装基板2、紧固支撑组件和弹性分离组件。其中安装基板2上安装有卫星以及行程开关5；紧固支撑组件和弹性分离组件均设于安装基板2上。
如图2所示，本实施例中的紧固支撑组件包括爆炸紧固件31和第一安装连接架，爆炸紧固件31依次连接第一安装连接架、安装基板2和卫星，第一安装连接架连接于舱体1。其中爆炸紧固件31可为爆炸螺钉或者其他。
如图3所示，本实施例中的第一安装连接架包括安装盒体321和第一连接架体322，爆炸紧固件31部分位于安装盒体321内，第一连接架体322连接安装盒体321和舱体1。其中存在一个第一连接架体322上安装有起爆器6。需要说明的是，安装有起爆器6的第一连接架体322的结构和其他的第一连接架体322的结构存在区别，例如通过设置安装有起爆器6的第一连接架体322与舱体1连接的连接孔的位置和其他第一连接架体322与舱体1连接的连接孔的位置不同等进行区别化设计。当然也可以通过其他进行区别化设计。通过设置有安装盒体321，能够收集爆炸紧固件31，避免爆炸紧固件31掉落至舱体1内。
如图3所示，安装盒体321内设有第一缓冲件323，第一缓冲件323和爆炸紧固件31相对设置。具体地，第一缓冲件323朝向爆炸紧固件31拱形设置。其中第一缓冲件323可由橡胶材料制成。通过设置有第一缓冲件323，当爆炸紧固件31爆炸分离时，以减缓对安装盒体321的冲击力。
如图4和图5所示，本实施例中的弹性分离组件包括弹性件和第二安装连接架，第二安装连接件连接舱体1和安装基板2，弹性件固设于第二安装连接架内且弹性抵接于卫星。其中第一安装连接架和第二安装连接架同侧设置于安装基板2上，参见图2，图中第一安装连接架和第二安装连接架相邻设置，分别设置有4个，两两相邻的所述安装连接架的安装中心轴线在安装基板2上呈45度均匀分布，可设置分度圆为1000毫米或者其他。
如图5所示，本实施例中的第二安装连接架包括安装本体421和第二连接架体423，弹性件部分位于安装本体421内的安装孔422内，第二连接架体423连接安装本体421和舱体1。其中弹性件包括固定本体411、弹性本体412和抵接件，固定本体411固设于安装本体421内，抵接件穿设于固定本体411且作用于位于固定本体411内的弹性本体412。具体地，弹性本体412可为弹簧或者其他。
如图5所示，本实施例中的抵接件包括杆状件413和凸起件414，杆状件413穿设于固定本体411且抵接于卫星，凸起件414沿杆状件413的周向凸出设置且抵靠于弹性本体412。其中凸起件414远离弹性本体412的一侧设有第二缓冲件415。通过设置有第二缓冲件415，当弹性件释放弹性势能时，以减缓对第二安装连接架的冲击力。作为可替换的一种实施方式，也可同时在或者仅在固定本体411朝向凸起件414的一侧设有第二缓冲件415。
如图2所示，本实施例中的安装基板2具有中空部21，以及安装基板2具有两个相邻且呈角度设置的贴紧连接面，贴紧连接面和第二安装连接架贴设且固连。通过设置有中空部21，以减轻卫星支架的重量从而提高运载能力；通过设置贴紧连接面和第二安装连接架贴设且固连，增加两者之间的连接强度。
本发明的一种卫星支架的装配过程：首先，将弹性分离组件安装完成；其次，将弹性分离组件、第一安装连接架安装于舱体1上；随后，将弹性分离组件安装于卫星基板上，并安装起爆器6、行程开关5等；最后，将卫星对接至安装基板2上，安装爆炸紧固件31，完成装配。
本发明的一种卫星支架，通过设置安装基板2、紧固支撑组件和弹性分离组件，以固定安装卫星，其的体积远小于现有技术中采用的锥形筒的体积，从而减轻了卫星支架的重量以提高运载能力，减小了卫星支架的占用空间以避免空间的浪费，以使得本发明的一种卫星支架具有承载大、重量轻、构型简洁、便于装配、通用化程度高，其结构形式占用舱内空间较小，传力路径简单，可靠高效，可以减小整流罩空间的占用，有效减小末子级质量提升火箭的运载能力等的优点。
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 (10)

1.一种卫星支架，其特征在于，包括：
安装基板，其上安装有卫星；
紧固支撑组件，其包括爆炸紧固件和第一安装连接架，所述爆炸紧固件依次连接所述第一安装连接架、所述安装基板和所述卫星，所述第一安装连接架连接于舱体；
弹性分离组件，其包括弹性件和第二安装连接架，所述第二安装连接件连接所述舱体和所述安装基板，所述弹性件固设于所述第二安装连接架内且弹性抵接于所述卫星；
其中所述第一安装连接架和所述第二安装连接架同侧设置于所述安装基板上，所述第一安装连接架和所述第二安装连接架相邻设置。
2.根据权利要求1所述的一种卫星支架，其特征在于，所述安装基板具有中空部。
3.根据权利要求1或2所述的一种卫星支架，其特征在于，所述第一安装连接架包括安装盒体和第一连接架体，所述爆炸紧固件部分位于所述安装盒体内，所述第一连接架体连接所述安装盒体和所述舱体。
4.根据权利要求3所述的一种卫星支架，其特征在于，所述安装盒体内设有第一缓冲件，所述第一缓冲件和所述爆炸紧固件相对设置。
5.根据权利要求1或2所述的一种卫星支架，其特征在于，所述第二安装连接架包括安装本体和第二连接架体，所述弹性件部分位于所述安装本体内，所述第二连接架体连接所述安装本体和所述舱体。
6.根据权利要求5所述的一种卫星支架，其特征在于，所述弹性件包括固定本体、弹性本体和抵接件，所述固定本体固设于所述安装本体内，所述抵接件穿设于所述固定本体且作用于位于所述固定本体内的所述弹性本体。
7.根据权利要求6所述的一种卫星支架，其特征在于，所述抵接件包括杆状件和凸起件，所述杆状件穿设于所述固定本体且抵接于所述卫星，所述凸起件沿所述杆状件的周向凸出设置且抵靠于所述弹性本体。
8.根据权利要求7所述的一种卫星支架，其特征在于，所述固定本体朝向所述凸起件的一侧和/或所述凸起件远离所述弹性本体的一侧设有第二缓冲件。
9.根据权利要求1或2所述的一种卫星支架，其特征在于，所述安装基板具有两个相邻且呈角度设置的贴紧连接面，所述贴紧连接面和所述第二安装连接架贴设且固连。
10.一种运载火箭，其特征在于，包括：
如权利要求1至9中任意一项所述的一种卫星支架；
舱体，所述卫星支架连接于所述舱体。
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