CN113753263B - 堆叠卫星发射结构 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种堆叠卫星发射结构，包括上层组件、橡胶垫以及下层组件；所述橡胶垫位于所述上层组件与所述下层组件之间；所述堆叠卫星发射结构包括压紧状态与弹离状态；当处于压紧状态时，所述上层组件、橡胶垫、下层组件紧密贴合，橡胶垫由于被上层组件与下层组件挤压产生压缩变形，具有回弹力；当处于弹离状态时，橡胶垫由于回弹力将上层组件与下层组件相互弹开，使上层组件与下层组件分离。本发明设置有橡胶垫结构，橡胶垫可以减轻上层组件以及下层组件碰撞导致的危害，并且能够确保在压紧状态下，上层组件的太阳阵结构能够被紧密的压紧在上层组件的卫星底部结构板的底面，在弹离状态中所述橡胶垫有足够的回弹力使上层组件与下层组件分离。

Description

堆叠卫星发射结构
技术领域
本发明涉及堆叠卫星结构，具体地，设计一种堆叠卫星发射结构，特别地，涉及堆叠卫星发射的压紧、隔振、缓冲设计。
背景技术
低轨通信卫星因其轨道低的特点，拥有了低时延、高动态性的优势，各国争相提出互联网星座计划以抢占空间网络的发展机遇。但是卫星的发射成本较高，最大化利用运载火箭有效载荷则是降低发射成本的有效方法之一，因此单次发射多颗卫星，即堆叠式卫星群结构设计方法日趋重要。
堆叠式卫星群结构相比传统单颗卫星结构，其重量大、刚度低、结构整体性较差，因此如何提高堆叠式卫星群结构整体刚度、减小堆叠式卫星群结构振动响应以及实现堆叠式卫星群结构顺利分离成为了当前迫切需要解决的关键技术。
专利文献CN205533992U公开了一种汽车减震器用弹簧缓冲橡胶垫，安装在减震器弹簧和弹簧托盘之间，包括橡胶垫本体，该橡胶垫本体的上表面为与减震器弹簧相配合弹簧装配面，橡胶垫本体的下表面为与弹簧托盘相配合的弹簧托盘贴合面，橡胶垫本体的边缘设有第一弹簧限位挡块；第一弹簧限位挡块靠近橡胶垫本体下表面的一侧设有隔音槽。该实用新型体积小，避免使用时产生拍打噪音，避免滑动。
专利文献CN201827280U公开了一种缓冲橡胶垫，包括顶盘、底座，顶盘和底座均为铸钢材料；在顶盘和底座之间填充有经过模压的橡胶体，橡胶体上设有与底座方向垂直且内凹的垂直半圆柱体、与底座方向平行且内凹与垂直圆柱体相交的水平半圆柱体，呈“十”字相交的垂直半圆柱体和水平半圆柱体分布在橡胶体对称的两侧,橡胶体另外两侧为光滑橡胶面；顶盘设有一沉孔，沉孔中置有六角螺母，用于将缓冲橡胶垫固定在重型设备下，底座设有一对贯通孔，且相对于缓冲橡胶垫对称分布。采用橡胶体填充在顶盘和底座之间，对于重型设备的振动碰撞起到良好的缓冲作用，且结构简单，生产及维修成本低，易于实施。
专利文献CN203188110U公开了一种桥梁用隔震橡胶垫块，以解决现有的隔振橡胶垫块存在的隔振效果差的问题。其包括一橡胶块，该橡胶块的内部而非表面有多个空心室。多个空心室在橡胶块内部呈阵列式分布，且橡胶块上设有外围挡块接触面和桥梁主梁接触面，其中的外围挡块接触面为平面，桥梁主梁接触面为凸弧状面。该实用新型的橡胶垫块的中部均匀排列若干独立、大小相同或不同的空心室，该多个独立的空腔在工作时有助于减少震动的传递和冲击，且多个空腔分散式分布，这样可以分散外来冲击力，不会发生应力集中现象。
但是由于卫星特殊的使用环境等原因，现有上述技术并不适用于堆叠卫星结构，且不能满足堆叠卫星压紧、弹离等多方面的需求。
除此以外，专利文献CN107889482B公开了一种可堆叠卫星包括卫星框架和附接到所述框架的至少一个垂直支柱。所述垂直支柱具有上端和下端。所述上端耦接到上方的卫星的垂直支柱的下端，并且所述下端耦接到下方的卫星的垂直支柱的上端。该方案减轻了卫星的质量，但仍然没有解决如何减小堆叠式卫星结构振动响应、如何帮助实现堆叠式卫星群结构顺利分离的问题。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种堆叠卫星发射结构。
根据本发明提供的一种堆叠卫星发射结构，包括上层组件、橡胶垫以及下层组件；所述上层组件与所述下层组件可拆卸连接；所述橡胶垫位于所述上层组件与所述下层组件之间，且安装在所述下层组件的顶部；
所述堆叠卫星发射结构包括压紧状态与弹离状态；
当处于压紧状态时，所述上层组件、橡胶垫、下层组件紧密贴合，所述橡胶垫由于被上层组件与下层组件挤压产生压缩变形，具有回弹力；
当处于弹离状态时，橡胶垫由于所述回弹力将上层组件与下层组件相互弹开，使所述上层组件与下层组件分离。
优选地，所述上层组件与所述下层组件均包括卫星底部结构板、卫星太阳阵结构以及隔板组件，且所述上层组件与所述下层组件结构相同；
所述卫星底部结构板的底部设置有展开机构，所述展开机构与所述卫星底部结构板的底面平行，所述卫星太阳阵结构安装在所述卫星底部结构板的底部，且能够在所述展开机构的作用下，在星体外部展开。
所述隔板组件安装在所述卫星底部结构板上，所述橡胶垫安装在所述隔板组件上；所述隔板组件与所述卫星底部结构板垂直。
优选地，所述隔板组件包括多块高度相等，厚度相等，长度不等的隔板；所述多块隔板形成阵列结构。
优选地，所述堆叠卫星发射结构还包括预埋安装支架，
所述橡胶垫通过所述预埋安装支架安装在所述隔板组件上。
优选地，所述橡胶垫满足如下要求：
压缩率为40％时的应力松弛率小于25％，且回弹力大于15kPa。
优选地，所述上层组件、所述下层组件以及橡胶垫的数量均为多个。
所述上层组件、所述下层组件沿所述上层组件的高度方向交替布置，且所述橡胶垫位于所述上层组件与所述下层组件之间。
优选地，卫星底部结构板为铝合金蜂窝板。
优选地，所述橡胶垫与所述隔板组件粘接或通过连接件连接。
优选地，所述堆叠卫星发射结构处于压紧状态时，所述上层组件与下层组件通过压紧结构压紧在一起。
优选地，所述橡胶垫采用硅橡胶材料制成。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明设置有橡胶垫结构，且采用的橡胶垫具有柔软、弹性大的特点，在卫星发射及分离过程中，所述橡胶垫可以减轻上层组件以及下层组件碰撞导致的危害。
2、本发明设置有橡胶垫结构，且橡胶垫采用回弹力较大且应力松弛率较小的橡胶材料，保证在所述压紧状态下，橡胶垫应力损失较小，以此确保在压紧状态下，上层组件的太阳阵结构能够被紧密的压紧在所述上层组件的卫星底部结构板的底面，且在弹离状态中所述橡胶垫有足够的回弹力使上层组件与下层组件分离。
3、本发明设置有橡胶垫结构，且采用具有高阻尼特性的橡胶垫，所述橡胶垫可以通过变形耗能来达到减振的作用，可以起到减小上、下层组件振动幅值的作用，并且可以提高堆叠卫星结构的整体刚度。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明的结构示意图；
图2为本发明上层组件的结构示意图；
图3为本发明上层组件的底部结构示意图；
图4为本发明橡胶垫结构示意图；
图5为本发明上层组件、下层组件以及橡胶垫数量均为2个的优选例的结构示意图。
图中示出：
Figure BDA0003261812600000041
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明提供了一种堆叠卫星发射结构，包括上层组件、橡胶垫3以及下层组件；所述上层组件与所述下层组件可拆卸连接；所述橡胶垫3位于所述上层组件与所述下层组件之间，且安装在所述下层组件的顶部；所述堆叠卫星发射结构包括压紧状态与弹离状态；
当处于压紧状态时，所述上层组件、橡胶垫3、下层组件紧密贴合，所述橡胶垫3由于被上层组件与下层组件挤压，产生压缩变形，因此具有回弹力。当所述堆叠卫星发射结构处于压紧状态时，所述上层组件与下层组件通过压紧结构压紧在一起。所述压紧结构用于给上层组件与下层组件施加预紧力，使上层组件与下层组件紧压在一起，在一个优选例中，所述压紧结构通过螺栓预紧力将上层组件与下层组件紧压。
当处于弹离状态时，橡胶垫3由于所述回弹力将上层组件与下层组件相互弹开，使所述上层组件与下层组件分离。
所述上层组件与所述下层组件均包括卫星底部结构板1、卫星太阳阵结构2以及隔板组件4，且所述上层组件与所述下层组件结构相同；如图1所示，在一个优选例中，卫星底部结构板1为铝合金蜂窝板，所述卫星底部结构板1外轮廓呈凸字型、外接矩形尺寸为3200mm×1600mm，厚度为15mm，太阳阵结构2外轮廓为2800mm×800mm，厚度为30mm。
如图3所示，所述卫星底部结构板1的底部设置有展开机构(图中未画出)，所述展开机构与所述卫星底部结构板1的底部平行，所述卫星太阳阵结构2安装在所述卫星底部结构板1的底部，且能够在所述展开机构的作用下，在星体外部展开。在一个优选例中，所述展开机构为旋转轴，所述卫星太阳阵结构2能够沿着所述旋转轴旋转，从而在星体外部展开。
如图2所示，所述隔板组件4安装在所述卫星底部结构板1上，所述橡胶垫3安装在所述隔板组件4上；所述隔板组件4与所述卫星底部结构板1垂直；在一个优选例中，可利用开孔和预埋件配合的方式，将所述橡胶垫3与所述隔板组件4连接，如图1以及图2所示，所述堆叠卫星发射结构还包括预埋安装支架5，所述橡胶垫3通过所述预埋安装支架5安装在所述隔板组件4上，以防止橡胶垫3发生脱落或滑移。在另一个优选例中，所述橡胶垫3与所述隔板组件4粘接或通过连接件连接，所述连接件为螺栓。
当所述堆叠卫星发射结构处于压紧状态时，上层组件中的卫星太阳阵结构2受到来自橡胶垫3的回弹力而被压紧在上层组件中的卫星底部结构板1的底面，此时所述上层组件中的卫星太阳阵结构2不会沿所述展开机构发生旋转或平移。
当所述堆叠卫星发射结构处于弹离状态时，橡胶垫3由于所述回弹力将上层组件与下层组件相互弹开，使所述上层组件与下层组件分离，此时上层组件中的卫星太阳阵结构2能够在所述展开机构的作用下，在星体外部展开。
所述橡胶垫3具有高阻尼特性，可以通过变形耗能来达到减振的作用，因此在所述压紧状态下，可以减小上下层组件振动的幅值，并且可以提高堆叠卫星发射结构的整体刚度。所述橡胶垫3采用回弹力较大且应力松弛率较小的橡胶材料，保证在所述压紧状态下，橡胶垫3应力损失较小，以此确保在压紧状态下上层组件的太阳阵结构2能够被紧密的压紧在所述上层组件的卫星底部结构板1上，且在弹离状态中所述橡胶垫3有足够的回弹力使上层组件与下层组件分离。所述橡胶垫3具有柔软、弹性大的特点，在卫星发射及分离过程中，橡胶垫3可以减轻上层组件以及下层组件碰撞导致的危害。
所述隔板组件4包括多块高度相等，厚度相等，长度不等的隔板，如图2所示，在一个优选例中，所述隔板组件4包括垂直于底板安装的40块高度为273mm、长度126mm～1525mm不等、10mm厚的铝合金蜂窝板，所述多块隔板形成阵列结构。如图4所示，所述橡胶垫3外轮廓根据隔板组件4布置方式进行设计，保证橡胶垫3能固定在下层卫星的隔板上。在一个优选例中，所述橡胶垫3采用硅橡胶材料制成，所述橡胶垫3厚度为20mm，各条宽度均为60mm，设计压缩厚度为8mm，即压缩后的使用厚度为12mm，所述橡胶材料满足压缩率为40％时的应力松弛率小于25％，回弹力大于15kPa的指标，以满足上层卫星太阳阵结构2的压紧力要求。
在一个优选例中，所述上层组件、所述下层组件以及橡胶垫3的数量均为多个，所述下层组件、所述上层组件沿所述上层组件的高度方向交替布置，且所述橡胶垫3位于所述上层组件与所述下层组件之间。
在另一个优选例中，如图5所示，所述上层组件、所述下层组件以及橡胶垫3的数量均为2个，分别为第一上层组件、第二上层组件、第一下层组件、第二下层组件、第一橡胶垫以及第二橡胶垫；所述第一上层组件与所述第一下层组件可拆卸连接；所述第一橡胶垫位于所述第一上层组件与所述第一下层组件之间；所述第二上层组件与所述第二下层组件可拆卸连接；所述第二橡胶垫位于所述第二上层组件与所述第二下层组件之间；所述第一上层组件与所述第二上层组件匹配连接，所述第一下层组件与所述第二下层组件匹配连接。
本发明通过所述卫星底部结构板1、卫星太阳阵结构2、橡胶垫3、隔板组件4的方式提高堆叠卫星结构的整体性，并建立合适的传力路径。并且通过使用橡胶垫3及其相关结构提高堆叠卫星群的整体刚度，满足堆叠卫星群发射阶段压紧、隔振、缓冲的需求，满足堆叠卫星群分离阶段层间分离的需要，为堆叠卫星成功发射、分离提供一种可靠的结构设计方案。
本发明中的优选例，不仅能依靠橡胶垫的高阻尼特性在卫星群振动过程中起到耗能减振作用，也能在堆叠卫星发射结构处于压紧状态时对上层组件中卫星太阳阵结构2起到压紧作用，更能在堆叠卫星发射结构弹离过程中提供回弹力，使得上下层组件之间产生相对位移从而实现分离。并且卫星在发射及分离过程中可能发生碰撞，该橡胶垫结构能减轻碰撞导致的危害。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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申请和简化描述，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申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (9)

1.一种堆叠卫星发射结构，其特征在于，包括上层组件、橡胶垫(3)以及下层组件；所述上层组件与所述下层组件可拆卸连接；所述橡胶垫(3)位于所述上层组件与所述下层组件之间，且安装在所述下层组件的顶部；
所述堆叠卫星发射结构包括压紧状态与弹离状态；
当处于压紧状态时，所述上层组件、橡胶垫(3)、下层组件紧密贴合，所述橡胶垫(3)由于被上层组件与下层组件挤压产生压缩变形，具有回弹力；
当处于弹离状态时，橡胶垫(3)由于所述回弹力将上层组件与下层组件相互弹开，使所述上层组件与下层组件分离；
所述上层组件与所述下层组件均包括卫星底部结构板(1)、卫星太阳阵结构(2)以及隔板组件(4)，且所述上层组件与所述下层组件结构相同；
所述卫星底部结构板(1)的底部设置有展开机构，所述展开机构与所述卫星底部结构板(1)的底面平行，所述卫星太阳阵结构(2)安装在所述卫星底部结构板(1)的底部，且能够在所述展开机构的作用下，在星体外部展开；
所述隔板组件(4)安装在所述卫星底部结构板(1)上，所述橡胶垫(3)安装在所述隔板组件(4)上；所述隔板组件(4)与所述卫星底部结构板(1)垂直。
2.根据权利要求1所述的堆叠卫星发射结构，其特征在于，所述隔板组件(4)包括多块高度相等，厚度相等，长度不等的隔板；所述多块隔板形成阵列结构。
3.根据权利要求1所述的堆叠卫星发射结构，其特征在于，所述堆叠卫星发射结构还包括预埋安装支架(5)；
所述橡胶垫(3)通过所述预埋安装支架(5)安装在所述隔板组件(4)上。
4.根据权利要求1所述的堆叠卫星发射结构，其特征在于，所述橡胶垫(3)满足如下要求：
压缩率为40％时的应力松弛率小于25％，且回弹力大于15kPa。
5.根据权利要求1所述的堆叠卫星发射结构，其特征在于，所述上层组件、所述下层组件以及橡胶垫(3)的数量均为多个；
所述上层组件、所述下层组件沿所述上层组件的高度方向交替布置，且所述橡胶垫(3)位于所述上层组件与所述下层组件之间。
6.根据权利要求1所述的堆叠卫星发射结构，其特征在于，卫星底部结构板(1)为铝合金蜂窝板。
7.根据权利要求1所述的堆叠卫星发射结构，其特征在于，所述橡胶垫(3)与所述隔板组件(4)粘接或通过连接件连接。
8.根据权利要求1所述的堆叠卫星发射结构，其特征在于，所述堆叠卫星发射结构处于压紧状态时，所述上层组件与下层组件通过压紧结构压紧在一起。
9.根据权利要求1所述的堆叠卫星发射结构，其特征在于，所述橡胶垫(3)采用硅橡胶材料制成。
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