CN117073471B - 卫星运载火箭的载荷舱和卫星运载火箭 - Google Patents

Abstract

本发明涉及宇宙航行技术领域，提供了一种卫星运载火箭的载荷舱和卫星运载火箭，卫星运载火箭的载荷舱包括：下部舱体，安装于卫星运载火箭的整流罩空间内的底部；上部舱体，安装于下部舱体的上方，下部舱体的内部空间与上部舱体的内部空间形成用于容纳卫星载荷的内部载荷空间，上部舱体的顶部与整流罩空间的顶部之间形成用于容纳卫星载荷的顶部载荷空间；分离机构，设置于下部舱体与上部舱体之间，用于固定下部舱体与上部舱体，以及控制下部舱体与上部舱体分离。本发明用以解决现有技术中小型的卫星运载火箭的侧挂空间不足导致无法充分发挥运载能力的缺陷，改善卫星载荷在卫星运载火箭中的布局，实现提高卫星运载火箭的卫星载荷运载效率。

Description

卫星运载火箭的载荷舱和卫星运载火箭

技术领域

本发明涉及宇宙航行技术领域，尤其涉及一种卫星运载火箭的载荷舱和卫星运载火箭。

背景技术

运载火箭是一种用于将人造卫星、载人飞船、空间探测器等物体送入太空的载具。随着军用以及民用卫星的发射需求增加，为满足快速发射服务的要求，卫星运载火箭正在向轻量化和小型化发展。

传统上，为了充分发挥卫星运载火箭的运载能力，通过将小型卫星载荷侧挂于中、大型卫星载荷周围的方式，实现在同一卫星运载火箭中运载多个卫星载荷。

其中，由于小型的卫星运载火箭的整流罩内空间通常较小，在需要发射多个卫星载荷以充分发挥运载能力的情况下，如果卫星载荷的体积较大会导致侧挂空间不足，则传统卫星支架无法满足在有限空间下的多个卫星载荷的布局要求。

发明内容

本发明提供一种卫星运载火箭的载荷舱和卫星运载火箭，用以解决现有技术中小型的卫星运载火箭的侧挂空间不足导致无法充分发挥运载能力的缺陷，改善卫星载荷在卫星运载火箭中的布局，实现提高卫星运载火箭的卫星载荷运载效率。

本发明提供一种卫星运载火箭的载荷舱，包括：下部舱体，安装于卫星运载火箭的整流罩空间内的底部；上部舱体，安装于所述下部舱体的上方，所述下部舱体的内部空间与所述上部舱体的内部空间形成用于容纳卫星载荷的内部载荷空间，所述上部舱体的顶部与所述整流罩空间的顶部之间形成用于容纳卫星载荷的顶部载荷空间；分离机构，设置于所述下部舱体与所述上部舱体之间，用于固定所述下部舱体与所述上部舱体，以及控制所述下部舱体与所述上部舱体分离。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，所述下部舱体的顶部设置有下舱对接缘，所述上部舱体的底部设置有与所述下舱对接缘相匹配的上舱对接缘；所述分离机构包括分离螺栓，所述分离螺栓穿过所述下舱对接缘和所述上舱对接缘，以将两者固定。

具体来说，本实施例提供了一种通过下舱对接缘、上舱对接缘和分离螺栓固定下部舱体和上部舱体的实施方式。其中，下舱对接缘和上舱对接缘形成对接面，在两者对齐的情况下，分离螺栓提供紧固件作用，并且能够通过断开分离螺栓，快速分离下部舱体和上部舱体。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，所述下部舱体的外周表面设置有第一螺栓收纳盒，所述第一螺栓收纳盒与所述下舱对接缘相邻；所述上部舱体的外周表面设置有第二螺栓收纳盒，所述第二螺栓收纳盒与所述上舱对接缘相邻，所述第二螺栓收纳盒与所述第一螺栓收纳盒的位置一一对应；穿过所述下舱对接缘和所述上舱对接缘的所述分离螺栓的两端分别容纳于所述第一螺栓收纳盒和所述第二螺栓收纳盒内。

具体来说，本实施例提供了一种下部舱体设置有第一螺栓收纳盒，上部舱体设置有第二螺栓收纳盒的实施方式。通过第一螺栓收纳盒和第二螺栓收纳盒分别在分离螺栓的两端提供了保护及止动作用，防止分离螺栓分离时产生与舱体碰撞的风险。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，所述下部舱体上设置有多个第一支撑梁，多个所述第一支撑梁固定于所述下部舱体的外周面；以及，所述上部舱体设置有多个第二支撑梁，所述第二支撑梁固定于所述上部舱体的外周面。

具体来说，本实施例提供了一种设置第一支撑梁以及第二支撑梁增加载荷舱的结构强度的实施方式。第一支撑梁固定于下部舱体的外周面，以提高下部舱体的受力性能，第二支撑梁固定于上部舱体的外周面，以提高上部舱体的受力性能。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，至少一部分所述第一支撑梁从所述下部舱体的底部延伸至所述第一螺栓收纳盒；以及，至少一部分所述第二支撑梁从所述上部舱体的顶部延伸至所述第二螺栓收纳盒。

具体来说，本实施例提供了一种一部分支撑梁与螺栓收纳盒组合的实施方式。每个螺栓收纳盒和其所连接的支撑梁形成了整体的承力梁，有效提高舱体侧面的结构强度。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，所述分离机构还包括分离弹簧，所述分离弹簧包括固定端和自由端；所述分离弹簧的固定端设置于所述下部舱体和所述上部舱体中的一者，所述分离弹簧自由端弹性抵触于另一者上。

具体来说，本实施例提供了一种设置分离弹簧助力载荷舱分离的实施方式。在分离螺栓断开的情况下，分离弹簧的弹性力通过固定端和自由端施加于下部舱体和上部舱体之间，以促使两者分离。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，所述下部舱体内侧的底部形成有一个或多个下载荷安装结构，所述上部舱体外侧的顶部形成有一个或多个上载荷安装结构，以分别用于安装一个或多个所述卫星载荷。

具体来说，本实施例提供了一种下载荷安装结构和上载荷安装结构分别为一个或多个的实施方式。使用中根据卫星载荷的尺寸，可在内部载荷空间和顶部载荷空间中分别设置一个或多个卫星载荷。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，所述下载荷安装结构以及所述上载荷安装结构分别包括多个竖版结构；其中，至少一部分相邻的所述竖版结构之间设置有能够与所述卫星载荷限位配合的安装台。

具体来说，本实施例提供了一种下载荷安装结构以及上载荷安装结构的具体结构的实施方式。通过多个竖版结构，提高了下部舱体的底部和上部舱体的顶部的结构强度。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，所述上部舱体外侧的顶部设置有多个配重安装位，以用于安装配重件。

具体来说，本实施例提供了一种通过配重安装位安装配重件的实施方式。在多个卫星载荷重量难以平衡的情况下，通过安装配重件调节载荷舱各个方向的载重平衡。

本发明还提供一种卫星运载火箭，所述卫星运载火箭的整流罩空间内设置有以上任一种实施方式所述的卫星运载火箭的载荷舱，以用于同时运载多个卫星载荷。

本发明提供的卫星运载火箭的载荷舱和卫星运载火箭，通过下部舱体和上部舱体，在卫星运载火箭的整流罩空间内分隔出上下两层分布的内部载荷空间和顶部载荷空间。在同时运载两个以上的卫星载荷的情况下，能够根据不同卫星载荷的尺寸将卫星载荷分别设置于内部载荷空间和顶部载荷空间中，从而实现了多个卫星载荷在整流罩空间内的纵向分布，减小卫星载荷的水平空间需求。本发明通过改善卫星载荷在卫星运载火箭中的布局，实现提高卫星运载火箭的卫星载荷运载效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，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是本发明提供的卫星运载火箭的载荷舱的结构示意图；

图2是本发明提供的卫星运载火箭的载荷舱的分解结构示意图；

图3是本发明提供的卫星运载火箭的载荷舱的空间分区示意图；

图4是本发明提供的卫星运载火箭的载荷舱的下部舱体的结构示意图；

图5是本发明提供的卫星运载火箭的载荷舱的下部舱体安装卫星载荷的使用状态示意图；

图6是本发明提供的卫星运载火箭的载荷舱的上部舱体的结构示意图；

图7是本发明提供的卫星运载火箭的载荷舱的上部舱体安装卫星载荷的使用状态示意图。

附图标记：

下部舱体10；下舱对接缘11；第一螺栓收纳盒12；第一支撑梁13；下载荷安装结构14；上部舱体20；上舱对接缘21；第二螺栓收纳盒22；第二支撑梁23；上载荷安装结构24；配重安装位25；分离机构30；分离螺栓31；分离弹簧32；整流罩空间40；内部载荷空间41；顶部载荷空间42。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中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作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。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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发明实施例和简化描述，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实施例的限制。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。还需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“连接”应作广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体连接。对于本领域技术人员而言，可根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

目前我国多数小型卫星运载火箭的整流罩直径在1.4至2米之间，这种小型卫星运载火箭的太阳同步轨道运载能力通常在300千克左右，这意味着该类型火箭具备执行微小卫星“一箭多星”发射任务的能力。

传统卫星载荷的支架结构通常为中心承力桶加上顶部载荷平台。该结构使用在小型卫星运载火箭上允许在中心承力桶侧壁挂载多个微小型卫星载荷，在顶部放置中型卫星载荷或多个微小型卫星载荷。但如果同时有至少两个中型卫星载荷或卫星载荷体积过大及奇特不能侧挂的情况中，由于空间的限制，传统卫星支架结构则不能满足侧挂要求。

本发明通过提供一种包括下部舱体10和上部舱体20的卫星运载火箭的载荷舱，在卫星运载火箭的纵向方向上，将整流罩空间40分隔为内部载荷空间41和顶部载荷空间42，从而充分发挥整流罩内纵向空间的容纳能力，进而提高卫星运载火箭的卫星载荷运载效率。

为了更好地理解本发明的技术方案，下面结合图1-图7描述本发明的卫星运载火箭的载荷舱的具体实施方式。

本发明提供一种卫星运载火箭的载荷舱，如图1、图2和图3所示，包括：下部舱体10，安装于卫星运载火箭的整流罩空间40内的底部；上部舱体20，安装于下部舱体10的上方，下部舱体10的内部空间与上部舱体20的内部空间形成用于容纳卫星载荷的内部载荷空间41，上部舱体20的顶部与整流罩空间40的顶部之间形成用于容纳卫星载荷的顶部载荷空间42；分离机构30，设置于下部舱体10与上部舱体20之间，用于固定下部舱体10与上部舱体20，以及控制下部舱体10与上部舱体20分离。

上述卫星运载火箭的载荷舱通过下部舱体10和上部舱体20，在卫星运载火箭的整流罩空间40内分隔出上下两层分布的内部载荷空间41和顶部载荷空间42。在同时运载两个以上的卫星载荷的情况下，能够根据不同卫星载荷的尺寸将卫星载荷分别设置于内部载荷空间41和顶部载荷空间42中，从而实现了多个卫星载荷在整流罩空间40内的纵向分布，减小卫星载荷的水平空间需求。本发明通过改善卫星载荷在卫星运载火箭中的布局，实现提高卫星运载火箭的卫星载荷运载效率。

其中，如图4所示，下部舱体10具有上方敞口的腔室结构，如图5所示，上部舱体20具有下方敞口的腔室结构，两者相合，能够形成较为稳固的内部载荷空间41。而且，下部舱体10和上部舱体20的总高度小于整流罩空间40的高度，从而如图3所示，在整流罩空间40和上部舱体20顶部的高度差空间中形成顶部载荷空间42。使用中，可根据卫星载荷体积、质量等参数将至少两个卫星载荷分别设置于内部载荷空间41和顶部载荷空间42中。

该型载荷舱需要进行一次单独的分离动作，在顶部载荷空间42的卫星载荷分离完成后，上部舱体20需要进行分离从而暴露内部载荷空间41的卫星载荷，以进行内部卫星载荷的分离。上下部舱体之间由分离螺栓31连接紧固，分离时分离螺栓31同步解锁，将上部舱体20弹出分离。分离机构30可以包括多种形式，例如运载火箭级间连接中用到的爆炸螺栓或由阀类控件控制的机械锁定结构等。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，如图4所示，下部舱体10的顶部优选设置有下舱对接缘11，如图6所示，上部舱体20的底部优选设置有与下舱对接缘11相匹配的上舱对接缘21。上述分离机构30优选包括分离螺栓31，如图1所示，分离螺栓31穿过下舱对接缘11和上舱对接缘21，以将两者固定。通过下舱对接缘11、上舱对接缘21和分离螺栓31固定下部舱体10和上部舱体20，下舱对接缘11和上舱对接缘21形成对接面，在两者对齐的情况下，分离螺栓31提供紧固件作用，并且能够通过断开分离螺栓31，快速分离下部舱体10和上部舱体20。

上述分离螺栓31可以为爆炸螺栓，或者为其他可控制断开的螺栓件。在常规情况下，分离螺栓31作为紧固件，将下舱对接缘11和上舱对接缘21固定，而在需要分离下部舱体10和上部舱体20时，通过控制分离螺栓31断开，从而使上部舱体20脱离下部舱体10。在此基础上，下部舱体10和上部舱体20之间还可以设置有在分离螺栓31断开的情况下，在下部舱体10和上部舱体20之间产生相互远离的作用力的分离部件，如提供弹力的部件或提供推力的部件等，以辅助上部舱体20远离下部舱体10。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，优选如图1、图2和图4所示，下部舱体10的外周表面设置有第一螺栓收纳盒12，第一螺栓收纳盒12与下舱对接缘11相邻。另一方面，如图1、图2和图6所示，上部舱体20的外周表面设置有第二螺栓收纳盒22，第二螺栓收纳盒22与上舱对接缘21相邻，第二螺栓收纳盒22与上述第一螺栓收纳盒12的位置一一对应。在完成组装后，穿过下舱对接缘11和上舱对接缘21的分离螺栓31的两端分别容纳于第一螺栓收纳盒12和第二螺栓收纳盒22内。通过第一螺栓收纳盒12和第二螺栓收纳盒22分别在分离螺栓31的两端提供了保护作用，防止舱体受到分离螺栓分离时的磕碰，提高了安全性和可靠性。

为了充分发挥卫星运载火箭的卫星运载能力，本发明的载荷舱的上部舱体20和下部舱体10优选由轻质材料制成，以减小对卫星运载火箭的运载能力的占用。此外，在采用轻质材料制作载荷舱的同时，也要保障载荷舱的结构强度。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，如图1、图2、图4和图6所示，下部舱体10上优选设置有多个第一支撑梁13，多个第一支撑梁13固定于下部舱体10的外周面；以及，上部舱体20上优选设置有多个第二支撑梁23，第二支撑梁23固定于上部舱体20的外周面。第一支撑梁13固定于下部舱体10的外周面，以提高下部舱体10的受力性能，第二支撑梁23固定于上部舱体20的外周面，以提高上部舱体20的受力性能。

具体地，根据上述方案，下部舱体10和上部舱体20中的任一者受到压力或惯性力的作用时，第一支撑梁13和第二支撑梁23分别在下部舱体10和上部舱体20起到了相当于支撑骨架的作用，进而提高了下部舱体10和上部舱体20的受力能力，使载荷舱具备较高的结构强度。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，在上述设置支撑梁以提高载荷舱的结构强度的基础上，优选情况下，至少一部分第一支撑梁13从下部舱体10的底部延伸至第一螺栓收纳盒12；以及，至少一部分第二支撑梁23从上部舱体20的顶部延伸至第二螺栓收纳盒22。

通过螺栓收纳盒和支撑梁形成一个整体承力梁，有效提高舱体侧面的强度，防止载荷舱变形。此外，例如图1所示，分离螺栓爆炸产生的力主要由第二螺栓收纳盒22里的缓冲材料及第一螺栓收纳盒12里的卡箍吸收。螺栓收纳盒能够防止螺栓分离时飞出导致磕碰舱体，产生隐患。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，上述分离机构30优选还包括分离弹簧32。如图1、图2和图4所示，分离弹簧32包括固定端和自由端；分离弹簧32的固定端设置于下部舱体10和上部舱体20中的一者，分离弹簧32自由端弹性抵触于另一者上。该实施方式通过设置分离弹簧32，能够助力载荷舱分离，提高分离成功率。

实际应用中，分离弹簧32的弹性力始终作用于下部舱体10和上部舱体20之间。在分离螺栓31未断开时，分离螺栓31锁定了下部舱体10和上部舱体20，保持载荷舱的组合状态。在分离螺栓31断开的情况下，分离弹簧32的弹性力通过固定端和自由端施加于下部舱体10和上部舱体20之间，以促使两者顺利分离。可以理解的是，分离弹簧32优选设置有多个，多个分离弹簧32均匀分布于载荷舱的圆周方向上。此外，除了弹簧形式外，其他能够提供分离作用力的弹性件也可起到相似效果。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，如图4所示，下部舱体10内侧的底部形成有一个或多个下载荷安装结构14，如图6所示，上部舱体20外侧的顶部形成有一个或多个上载荷安装结构24，以分别用于安装一个或多个卫星载荷。使用中根据卫星载荷的尺寸，可在内部载荷空间41和顶部载荷空间42中分别设置一个或多个卫星载荷，并将卫星载荷固定安装于上述下载荷安装结构14和上载荷安装结构24中。

上述下载荷安装结构14和上载荷安装结构24可以为能够与卫星载荷或其支架配合的安装孔位或其他安装结构。优选如图4和图6所示，根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，下载荷安装结构14以及上载荷安装结构24分别包括多个竖版结构；其中，至少一部分相邻的竖版结构之间设置有能够与卫星载荷限位配合的安装台。通过多个竖版结构，提高了下部舱体10的底部结构和上部舱体20的顶部结构的结构强度，通过设置上述安装台以提供卫星载荷的安装基础。

以下载荷安装结构14安装一个卫星载荷为例，如图4和图5所示，该卫星载荷通过下载荷安装结构14定位安装于下部舱体10内。以上载荷安装结构24安装多个卫星载荷为例，如图6和图7所示，多个较小的卫星载荷通过上载荷安装结构24定位安装于上部舱体20的顶部。（上述图中的矩形块用于表示卫星载荷）。

根据本发明的方案，在每层仅设置一个卫星载荷的情况下，该卫星载荷优选设置于下部舱体10或上部舱体20的中心位置。而在其中一层或两层设有多个卫星载荷的情况下，多个卫星载荷根据自身质量围绕中心均匀分布，以保持各个方向的重量平衡。而在多个卫星载荷难以在同一层平衡布置的情况中，可通过安装配重的方式实现载荷舱各个方向的重量均衡。

根据本发明提供的一种卫星运载火箭的载荷舱，如图6所示，上部舱体20外侧的顶部优选设置有多个配重安装位25，以用于安装配重件。配重安装位25优选设置于靠近边缘的位置。在多个卫星载荷重量难以平衡的情况下，通过安装配重件调节载荷舱各个方向的载重平衡。在确定卫星载荷于上部舱体20的残留物质量特性的情况下，可根据实际测试值安装可调配重从而保证分离时上部舱体20的质心位置，确保分离安全。可以理解的是，下部舱体10也可具有相同或相似的配重安装结构，以用于载荷舱重量平衡调节。

本发明还提供一种卫星运载火箭，卫星运载火箭的整流罩空间40内设置有以上任一种实施方式的卫星运载火箭的载荷舱，以用于同时运载多个卫星载荷。通过载荷舱在整流罩内形成用于设置卫星载荷的双层空间结构，充分发挥卫星运载火箭尤其是小型卫星运载火箭的运载能力。

实际太空状况下，卫星运载火箭的整流罩分离后会暴露出上述载荷舱。载荷舱的上部舱体20的顶部的卫星载荷分离完后，上部舱体20与下部舱体10分离，然后内部载荷空间41的卫星载荷暴露，随后再分离。

因小型的卫星运载火箭整流罩内空间较小，如果同时有多颗卫星载荷体积较大或有一个较大卫星载荷且另几个小型卫星载荷无法侧挂，则本发明提供的卫星运载火箭及其载荷舱对卫星载荷的适应性布局有很大帮助。对于小型卫星运载火箭来说，通常整流罩空间40可用的纵向空间比横向空间大，如果同时有两个较大的卫星载荷，横向布局难以布置。这种情况下，使用上述双层载荷舱结构则可将两个较大卫星载荷纵向串联布局，一个卫星载荷安装在内部载荷空间41，另一个安装在顶部载荷空间42。同理，如图5和图7所示，该型载荷舱也适用于一个较大卫星载荷同多个中小型卫星载荷的布局。根据本发明优选的实施方式，大卫星载荷可安装于内部载荷空间41，多个中小卫星载荷安装于顶部载荷空间42，从而充分利用卫星运载火箭的空间及运载能力。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“方式”、“具体方式”、或“一些方式”等的描述意指结合该实施例或方式描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明实施例的至少一个实施例或方式中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或方式。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或方式中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或方式以及不同实施例或方式的特征进行结合和组合。

最后应说明的是：以上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精神和范围。

Claims (9)

1.一种卫星运载火箭的载荷舱，其特征在于，包括：

下部舱体（10），安装于卫星运载火箭的整流罩空间（40）内的底部，具有上方敞口的腔室结构；

上部舱体（20），安装于所述下部舱体（10）的上方，具有下方敞口的腔室结构；

所述下部舱体（10）的内部空间与所述上部舱体（20）的内部空间形成用于容纳卫星载荷的内部载荷空间（41）；

所述上部舱体（20）的顶部与所述整流罩空间（40）的顶部之间形成用于容纳卫星载荷的顶部载荷空间（42）；

分离机构（30），设置于所述下部舱体（10）与所述上部舱体（20）之间，用于固定所述下部舱体（10）与所述上部舱体（20），以及控制所述下部舱体（10）与所述上部舱体（20）分离；

所述下部舱体（10）设置有多个第一支撑梁（13），多个所述第一支撑梁（13）固定于所述下部舱体（10）的外周面；

以及，所述上部舱体（20）设置有多个第二支撑梁（23），所述第二支撑梁（23）固定于所述上部舱体（20）的外周面。

2.根据权利要求1所述的卫星运载火箭的载荷舱，其特征在于，所述下部舱体（10）的顶部设置有下舱对接缘（11），所述上部舱体（20）的底部设置有与所述下舱对接缘（11）相匹配的上舱对接缘（21）；

所述分离机构（30）包括分离螺栓（31），所述分离螺栓（31）穿过所述下舱对接缘（11）和所述上舱对接缘（21），以将两者固定。

3.根据权利要求2所述的卫星运载火箭的载荷舱，其特征在于，所述下部舱体（10）的外周表面设置有第一螺栓收纳盒（12），所述第一螺栓收纳盒（12）与所述下舱对接缘（11）相邻；

所述上部舱体（20）的外周表面设置有第二螺栓收纳盒（22），所述第二螺栓收纳盒（22）与所述上舱对接缘（21）相邻，所述第二螺栓收纳盒（22）与所述第一螺栓收纳盒（12）的位置一一对应；

穿过所述下舱对接缘（11）和所述上舱对接缘（21）的所述分离螺栓（31）的两端分别容纳于所述第一螺栓收纳盒（12）和所述第二螺栓收纳盒（22）内。

4.根据权利要求3所述的卫星运载火箭的载荷舱，其特征在于，至少一部分所述第一支撑梁（13）从所述下部舱体（10）的底部延伸至所述第一螺栓收纳盒（12）；

以及，至少一部分所述第二支撑梁（23）从所述上部舱体（20）的顶部延伸至所述第二螺栓收纳盒（22）。

5.根据权利要求2所述的卫星运载火箭的载荷舱，其特征在于，所述分离机构（30）还包括分离弹簧（32），所述分离弹簧（32）包括固定端和自由端；

所述分离弹簧（32）的固定端设置于所述下部舱体（10）和所述上部舱体（20）中的一者，所述分离弹簧（32）自由端弹性抵触于另一者上。

6.根据权利要求1所述的卫星运载火箭的载荷舱，其特征在于，

所述下部舱体（10）内侧的底部形成有一个或多个下载荷安装结构（14），所述上部舱体（20）外侧的顶部形成有一个或多个上载荷安装结构（24），以分别用于安装一个或多个所述卫星载荷。

7.根据权利要求6所述的卫星运载火箭的载荷舱，其特征在于，所述下载荷安装结构（14）以及所述上载荷安装结构（24）分别包括多个竖版结构；

其中，至少一部分相邻的所述竖版结构之间设置有能够与所述卫星载荷限位配合的安装台。

8.根据权利要求6所述的卫星运载火箭的载荷舱，其特征在于，所述上部舱体（20）外侧的顶部设置有多个配重安装位（25），以用于安装配重件。

9.一种卫星运载火箭，其特征在于，所述卫星运载火箭的整流罩空间（40）内设置有权利要求1-8中的任意一项所述的卫星运载火箭的载荷舱，以用于同时运载多个卫星载荷。