CN114194415A - 一种多星并联卫星发射装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多星并联卫星发射装置，包括：支承舱，呈上端小下端大的中空圆台状；蜂窝圆盘，设置在所述支承舱上端，用于承载搭载星；圆锥过渡舱，呈上端小下端大的中空圆台状，设置在所述蜂窝圆盘上端，用于承载主卫星。设置蜂窝圆盘，蜂窝圆盘上设置搭载星，能够实现一箭多星发射的同时，解决串联构型载荷大的问题，提高运载能力，同时提高整流罩的有效空间利用率。

Description

一种多星并联卫星发射装置

技术领域

本发明属于航天技术领域，尤其涉及一种多星并联卫星发射装置。

背景技术

一箭多星发射技术，是指用一枚火箭一次发射将多颗卫星送入预定轨道的技术。该技术可以缩短单颗卫星的发射周期并减少发射费用，是降低运载火箭发射成本的一个重要途径。在不影响主星发射任务的前提下，为微小卫星提供搭载服务，能最大限度地利用火箭剩余运载能力，对提升运载火箭经济效益以及促进微小卫星技术发展有积极意义。

目前，运载火箭要实现一箭多星发射，通常采用多星串联构型。多星串联构型通常需要增加过渡舱和支承舱来实现其布局，再通过适配器安装卫星。这种方式占用火箭的有效载荷重量从而降低了火箭的运载能力，同时需要更高的卫星整流罩，从而降低了整流罩的有效空间利用率。

发明内容

为解决上述问题，本发明的目的是提供一种多星并联卫星发射装置，能够提高火箭的有效载荷，提高运载能力，同时提高整流罩的有效空间利用率。

为实现上述目的，本发明的技术方案为：一种多星并联卫星发射装置，包括：

支承舱，呈上端小下端大的中空圆台状；

蜂窝圆盘，设置在所述支承舱上端，用于承载搭载星；

圆锥过渡舱，呈上端小下端大的中空圆台状，设置在所述蜂窝圆盘上端，用于承载主卫星。

设置蜂窝圆盘，蜂窝圆盘上设置搭载星，能够实现一箭多星发射的同时，解决串联构型载荷大的问题，提高运载能力，同时提高整流罩的有效空间利用率。

进一步的，所述卫星发射装置还包括呈中空圆柱状的圆柱过渡舱，所述圆锥过渡舱通过所述圆柱过渡舱安装于所述蜂窝圆盘上。设置圆柱过渡舱，能够有效将主卫星的位置进行抬高，从而避免主卫星和搭载星之间的干涉问题。

进一步的，所述卫星发射装置可以包括搭载星支架，所述搭载星支架设置在所述蜂窝圆盘上，所述搭载星安装于所述搭载星支架上。

进一步的，所述支承舱包括支承舱前端框、支承舱后端框、支承舱中间框、支承舱桁条、支承舱蒙皮，所述支承舱前端框、所述支承舱后端框、所述支承舱中间框为以所述支承舱中心轴线为轴设置的圆框，所述支承舱桁条沿所述支承舱的母线设置并连接所述支承舱前端框、所述支承舱后端框、所述支承舱中间框，所述蒙皮设置在所述支承舱侧面的表面。设置支承舱前端框、支承舱后端框、支承舱中间框、支承舱桁条的作用时为了加强所述支承舱的强度，所述支承舱蒙皮用于将所述支承舱连接成一个整体。

进一步的，所述卫星发射装置还包括三角撑，所述三角撑的一个侧边通过支承舱桁条与支承舱固连，所述三角撑的顶边与所述蜂窝圆盘固连。所述三角撑将所述支承舱和所述蜂窝圆盘连接的更为牢固。

进一步的，所述圆柱过渡舱包括圆柱过渡舱前端框、圆柱过渡舱后端框、圆柱过渡舱桁条和圆柱过渡舱蒙皮，所述圆柱过渡舱桁条沿圆柱过渡舱母线设置，所述圆柱过渡舱桁条蒙皮设置在圆柱过渡舱侧面，所述圆柱过渡舱前端框与所述圆锥过渡舱固连，所述圆柱过渡舱后端框与所述蜂窝圆盘固连。所述圆柱过渡舱前端框、所述圆柱过渡舱后端框、所述圆柱过渡舱桁条的主要作用是加强所述圆柱过渡舱的强度。所述圆柱过渡舱蒙皮的作用是将所述圆柱过渡舱连接成一个整体。

进一步的，圆锥过渡舱包括圆锥过渡舱前端框、圆锥过渡舱后端框、圆锥过渡舱桁条、圆锥过渡舱蒙皮，所述圆锥过渡舱桁条沿圆锥过渡舱母线设置并与所述圆锥过渡舱前端框和圆锥过渡舱后端框连接，所述圆锥过渡舱蒙皮设置在所述圆锥过渡舱侧面的表面，所述圆锥前端框用于安装主卫星。所述圆锥过渡舱前端框、所述圆锥过渡舱后端框、所述圆锥过渡舱桁条的作用是加强整个圆锥过渡舱的强度，圆锥过渡舱蒙皮的作用是将整个圆锥过渡舱连接为一个整体。

进一步的，所述蜂窝圆盘包括第一铝面板、铝蜂窝芯、螺纹埋件和第二铝面板，所述第一铝面板和所述第二铝面板通过铝蜂窝芯固定连接，所述螺纹埋件设置在所述铝蜂窝芯的蜂格内，所述第一铝面板和所述第二铝面板上对应所述螺纹埋件螺孔的位置开设有孔。蜂窝圆盘采用所述第一铝面板、所述铝蜂窝芯和所述第二铝面板固连的结构，在不增加过多载荷的同时，能够获得较强的强度。在所述第一铝面板和第二铝面板上开设孔，将螺纹埋件通过胶固定在铝蜂窝芯内，铝蜂窝芯的螺孔与所述第一铝面板和第二铝面板上开设的孔对应，可以方便的将相关部件与所述蜂窝圆盘进行固定。相关部件包括支承舱，圆柱过渡舱，三角撑和搭载星支架。

进一步的，螺纹埋件为中间带孔的圆柱体，孔内设置有钢丝螺套。钢丝螺套有助于提高安装的强度。

进一步的，所述搭载星支架下部四周设置有翻边，所述翻边通过螺栓与所述蜂窝圆盘螺纹埋件连接。搭载星支架而已根据需要设置为水平或者向外倾斜，可以避免在分离过程中，避免与主星干涉。

本发明由于采用以上技术方案，使其与现有技术相比具有以下的优点和积极效果：

(1)本发明实施例中设置蜂窝圆盘和设置于其上的搭载星支架，能够实现一箭多星发射的同时，解决串联构型载荷大的问题，提高运载能力，同时提高整流罩的有效空间利用率；

(2)本发明实施例中设置圆柱过渡舱，能够有效将主卫星的位置进行抬高，从而避免主卫星和搭载星之间的干涉问题。

(3)本发明实施例中搭载星支架而已根据需要设置为水平或者向外倾斜，可以避免在分离过程中，避免与主星干涉。

附图说明

下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细说明，其中：

图1为本发明的一种多星并联卫星发射装置的立体示意图；

图2为本发明的支承舱的立体示意图；

图3为本发明的圆柱过渡舱的立体示意图；

图4为本发明的圆锥过渡舱的立体示意图；

图5a为本发明的蜂窝圆盘的立体示意图；

图5b为本发明的蜂窝圆盘的部分剖视图；

图6为本发明的三角撑的立体示意图；

图7为本发明的搭载星支架的立体示意图；

图8为本发明的圆柱过渡舱、蜂窝圆盘和支承舱的安装剖视图。

附图标记说明：

1：支承舱；2：圆柱过渡舱；3：圆锥过渡舱；4：蜂窝圆盘；5：三角撑；6：搭载星支架；101：支承舱前端框；102：支承舱后端框；103：支承舱中间舱；104：支承舱桁条；105：支承舱蒙皮；201：圆柱过渡舱前端框；202：圆柱过渡舱后端框；203：圆柱过渡舱桁条；204：圆柱过渡舱蒙皮；301：圆锥过渡舱前端框；302：圆锥过渡舱后端框；303：圆锥过渡舱桁条；304：圆锥过渡舱蒙皮；401：第一铝面板；402：铝蜂窝芯；403：螺纹埋件；404：第二铝面板。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比率，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

如图1，本发明的核心是提供一种多星并联发射装置，包括：支承舱1，圆柱过渡舱2，圆锥过渡舱3，蜂窝圆盘4，若干三角撑5和若干搭载星支架6。支承舱1呈中空的圆台状，蜂窝圆盘4呈圆环状，蜂窝圆盘4设置在支承舱1的上端。圆柱过渡舱2呈中空圆柱体，设置在蜂窝圆盘4的上部。圆锥过渡舱3呈中空的圆台状，下端与圆柱过渡舱2固连，上端用于安装主卫星。蜂窝圆盘4上设置有若干搭载星支架6，若干搭载星支架6环绕主卫星设置，搭载星支架6用于安装搭载星。支承舱1、圆柱过渡舱2、圆锥过渡舱4和蜂窝圆盘4同轴设置。支承舱1和蜂窝圆盘4之间设置若干三角撑5，用于对蜂窝圆盘4更好的支撑。

通过将主卫星设置在圆锥过渡舱3上，将搭载星设置在蜂窝圆盘上的搭载星支架6上，可以实现多星并联设置构型，能够提高火箭的有效载荷，提高运载能力，同时提高整流罩的有效空间利用率。设置圆柱过渡舱2的主要目的在于将主卫星的位置抬高，保证主卫星与蜂窝圆盘4上的搭载星在高度方向错开，从而有效避免主星与各搭载星互相产生干涉影响。圆锥过渡舱3一方面是用于安装主卫星，一方面也是进一步将将主卫星的位置抬高。设置若干三角撑5，主要是为了加强支承舱1和蜂窝圆盘4的固定连接，加强整个卫星发射装置的整体强度。

如图2，支承舱1包括：支承舱前端框101、支承舱后端框102、支承舱中间框103、若干支承舱桁条104和支承舱蒙皮105。支承舱后端框102、支承舱中间框103和支承舱前端框101为互相平行的圆形框，且其直径递减，支承舱后端框102、支承舱中间框103和支承舱前端框101均环绕圆台结构的轴心布置。每个支承舱桁条104均连接支承舱后端框102、支承舱中间框103和支承舱前端框101，支承舱桁条104环绕圆台的轴心在周向均匀分布，亦可局部调整角度。支承舱1呈顶部小尾部大的中空圆台状，外侧设有支承舱蒙皮105，支承舱桁条104沿圆台的母线方向设置。

支承舱1上所有支承舱桁条104均采用7A09型材，所有支承舱蒙皮105均采用2A12板材；支承舱桁条104和支承舱蒙皮105亦可使用5A90铝锂合金材料，以进一步降低结构重量，提高运载能力。

如图3，圆柱过渡舱2包括圆柱过渡舱前端框201、圆柱过渡舱后端框202、若干圆柱过渡舱桁条203和圆柱过渡舱蒙皮204。圆柱过渡舱前端框201和圆柱过渡舱后端框202为互相平行的圆形框，圆柱过渡舱前端框201和圆柱过渡舱后端框202均环绕柱段结构的轴心布置，每个圆柱过渡舱桁条203均连接圆柱过渡舱前端框201和圆柱过渡舱后端框202，圆柱过渡舱桁条203沿柱面的母线方向布置。圆柱过渡舱2外侧设有圆柱过渡舱蒙皮204。

圆柱过渡舱2中所有圆柱过渡舱桁条203均采用7A09型材，所有圆柱过渡舱蒙皮204均采用2A12板材；圆柱过渡舱桁条203和圆柱过渡舱蒙皮204亦可使用5A90铝锂合金材料，以进一步降低结构重量，提高运载能力。

如图4，圆锥过渡舱3包括圆锥过渡舱前端框301、圆锥过渡舱后端框302、若干圆锥过渡舱桁条303和圆锥过渡舱蒙皮304。圆锥过渡舱前端框301和圆锥过渡舱后端框302为互相平行的圆形框，圆锥过渡舱前端框301和圆锥过渡舱后端框302均环绕圆台的轴心布置，每个圆锥过渡舱桁条303均连接圆锥过渡舱前端框301和圆锥过渡舱后端框302，圆锥过渡舱桁条303沿圆台的母线方向布置。圆锥过渡舱3为顶部小尾部大的圆台状，外侧设有圆锥过渡舱蒙皮304。

圆锥过渡舱3中所有圆锥过渡舱桁条303均采用7A09型材，所有圆锥过渡舱蒙皮304均采用2A12板材；圆锥过渡舱桁条303和圆锥过渡舱蒙皮304亦可使用5A90铝锂合金材料，以进一步降低结构重量，提高运载能力。

如图5a和图5b，图5a为蜂窝圆盘4的立体图，图5b为蜂窝圆盘4的部分剖视图。蜂窝圆盘4包括第一铝面板401、铝蜂窝芯402、螺纹埋件403、第二铝面板404。铝蜂窝芯402设置在第一铝面板401和第二铝面板404之间，螺纹埋件403设置在铝蜂窝芯的一个蜂格内，并在蜂格内填充J-78D₂胶将螺纹埋件进行粘接。第一铝面板401和第二铝面板404采用J-78B胶膜与铝蜂窝芯402进行粘接，胶膜厚度0.2mm。螺纹埋件403为中间带孔的圆柱体，孔内镶嵌钢丝螺套，在第一铝面板401和第二铝面板404上对应螺纹埋件螺孔的位置开始孔，用于让需要与螺纹埋件403内的钢丝螺套螺纹连接的螺栓通过。

蜂窝圆盘4总厚度30mm，第一铝面板401、第二铝面板404采用Alclad2024板材，厚度0.5mm；铝蜂窝芯402采用LF2Y 4×0.06有孔耐久铝蜂窝。

如图6，三角撑5置于支承舱1外侧和蜂窝圆盘4下部，用于连接支承舱1和蜂窝圆盘4。三角撑5数量根据蜂窝圆盘4上搭载星的重量而定，搭载星数量越多或重量越重，则三角撑5数量越多。三角撑5在支承舱1周向尽量均匀布置，且置于支承舱桁条104位置处。三角撑5斜边与支承舱桁条104采用螺栓连接，顶边与蜂窝圆盘4螺纹埋件403的螺纹孔采用螺栓连接。

三角撑5采用7A09板材机加工而成。

如图7，为搭载星支架。搭载星支架6置于蜂窝圆盘4上部外围，支架下部四周制出翻边与蜂窝圆盘螺纹埋件403的螺纹孔采用螺栓连接。搭载星支架6为钣金支架，上表面用于安装搭载星。

可选的，根据搭载星的具体要求，对于安装面平面度要求较高的搭载星，其支架上表面可设置一块铝合金安装板，通过对安装板上表面进行机加工保证搭载星的安装精度。

可选的，根据搭载星的具体要求，例如，为了便于搭载星分离，搭载星支架上表面可水平或向外倾斜。分离过程中，避免与主星干涉。

搭载星支架6采用2A12板材折弯而成，折角处留出翻边进行铆接，整体外形为倒扣的盒形。

如图8，是支承舱1、圆柱过渡舱2和蜂窝圆盘4安装的剖视图。支承舱前端框101上设置有螺孔，圆柱过渡舱后端框302上设置有螺孔，螺栓依次穿过圆柱过渡舱后端框302的螺孔、蜂窝圆盘螺纹埋件403的螺纹孔、支承舱前端框101的螺孔将三者进行连接。

下面对本发明工作过程作进一步说明：

支承舱、蜂窝圆盘、圆柱过渡舱、圆锥过渡舱依次通过螺栓连接设置，组成多星并联卫星发射装置的主体部分。主卫星设置在圆锥过渡舱顶部，搭载星通过搭载星支架设置在蜂窝圆盘上。为了增强多星并联卫星发射装置的强度，在支承舱和蜂窝圆盘之间设置若干个三角撑进行连接。本发明克服了多星串联布局占用有效载荷重量和增加卫星整流罩的高度的缺点，解决了多星串联发射占用运载火箭有效载荷和卫星整流罩空间利用率低的不足。采用蜂窝圆盘提高了搭载星安装刚度，使搭载星布局更加灵活，减轻了多星发射装置结构重量，提高了结构效率，改善了多星发射装置的性能和适应性。

上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式。即使对本发明作出各种变化，倘若这些变化属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则仍落入在本发明的保护范围之中。

Claims (10)

1.一种多星并联卫星发射装置，其特征在于，包括：

支承舱，呈上端小下端大的中空圆台状；

蜂窝圆盘，设置在所述支承舱上端，用于承载搭载星；

圆锥过渡舱，呈上端小下端大的中空圆台状，设置在所述蜂窝圆盘上端，用于承载主卫星。

2.根据权利要求1所述的多星并联卫星发射装置，其特征在于，所述卫星发射装置还包括呈中空圆柱状的圆柱过渡舱，所述圆锥过渡舱通过所述圆柱过渡舱安装于所述蜂窝圆盘上。

3.根据权利要求1所述的多星并联卫星发射装置，其特征在于，所述卫星发射装置还包括搭载星支架，所述搭载星支架环绕设置在所述蜂窝圆盘上，所述搭载星安装于所述搭载星支架上。

4.根据权利要求1所述的多星并联卫星发射装置，其特征在于，所述支承舱包括支承舱前端框、支承舱后端框、支承舱中间框、支承舱桁条、支承舱蒙皮，所述支承舱前端框、所述支承舱后端框、所述支承舱中间框为以所述支承舱中心轴线为轴设置的圆框，所述支承舱桁条沿所述支承舱的母线设置并连接所述支承舱前端框、所述支承舱后端框、所述支承舱中间框，所述蒙皮设置在所述支承舱侧面的表面。

5.根据权利要求4所述的多星并联卫星发射装置，其特征在于，所述卫星发射装置还包括三角撑，所述三角撑的一个侧边通过支承舱桁条与支承舱固连，所述三角撑的顶边与所述蜂窝圆盘固连。

6.根据权利要求1所述的多星并联卫星发射装置，其特征在于，所述圆柱过渡舱包括圆柱过渡舱前端框、圆柱过渡舱后端框、圆柱过渡舱桁条和圆柱过渡舱蒙皮，所述圆柱过渡舱桁条沿圆柱过渡舱母线设置，所述圆柱过渡舱桁条蒙皮设置在圆柱过渡舱侧面，所述圆柱过渡舱前端框与所述圆锥过渡舱固连，所述圆柱过渡舱后端框与所述蜂窝圆盘固连。

7.根据权利要求6所述的多星并联卫星发射装置，其特征在于，圆锥过渡舱包括圆锥过渡舱前端框、圆锥过渡舱后端框、圆锥过渡舱桁条、圆锥过渡舱蒙皮，所述圆锥过渡舱桁条沿圆锥过渡舱母线设置并与所述圆锥过渡舱前端框和圆锥过渡舱后端框连接，所述圆锥过渡舱蒙皮设置在所述圆锥过渡舱侧面的表面，所述圆锥前端框用于安装主卫星。

8.根据权利要求1所述的多星并联卫星发射装置，其特征在于，所述蜂窝圆盘包括第一铝面板、铝蜂窝芯、螺纹埋件和第二铝面板，所述第一铝面板和所述第二铝面板通过铝蜂窝芯固定连接，所述螺纹埋件设置在所述铝蜂窝芯的蜂格内，所述第一铝面板和所述第二铝面板上对应所述螺纹埋件螺孔的位置开设有孔。

9.根据权利要求8所述的多星并联卫星发射装置，其特征在于，螺纹埋件为中间带孔的圆柱体，孔内设置有钢丝螺套。

10.根据权利要求9所述的多星并联卫星发射装置，其特征在于，所述搭载星支架下部四周设置有翻边，所述翻边通过螺栓与所述蜂窝圆盘螺纹埋件连接。

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