CN212980570U - 一种卫星主承力结构 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种卫星主承力结构，包括：承力底框；顶部加强框，其包括与承力底框各个边沿一一对应的边部；多个纵梁，对应连接所述承力底框和顶部加强框的各个角部；加强梁；以及运载对接连接件，包括多个，其中一部分固定在该其中一个加强梁和所述承力底框之间，另一部分固定在该其中另一个加强梁和所述顶部加强框之间；其中，每个所述运载对接连接件包括：中间部，以及固定在所述中间部一侧的侧部，所述中间部的正投影覆盖所述侧部的正投影，本实用新型提供的卫星主承力结构，不仅实用性强，结构简单，具有良好的强度、刚度和抗冲击性能，而且减轻了操作人员的劳动强度和难度，降低安全风险，提高装配效率。

Description

一种卫星主承力结构

技术领域

本实用新型涉及卫星技术领域，更具体的，涉及一种卫星主承力结构。

背景技术

太空探索具有重要的科学价值和工程意义，商业航天在市场、技术和资本等力量驱动下，出现了一批大规模互联网卫星星座、遥感卫星星座，未来商业航天星座的组建以及“一箭多星”的发射方式，对大批量发射组网卫星提出迫切的改进设计需求，目前太空中的人造卫星等空间产品多为金属类硬质产品，对于发射成本、结构、体积和重量均有一定的要求。

卫星通过运载火箭将其送入太空，卫星通过设计星箭接口与运载火箭适配器连接。传统的卫星主结构多为金属或蜂窝板结构，在卫星底板设计星箭对接框或对接环等加强金属结构，用于星箭对接。为满足当前卫星一箭多星、低成本、轻量化的需求，复合材料卫星主结构得到广泛应用。然而复合材料的层间剪切强度和抗冲击性能较差，不能满足星箭对接面的连接和解锁分离要求。

实用新型内容

为了解决上述问题中的至少一个，本实用新型提供一种卫星主承力结构，包括：承力底框；

顶部加强框，其包括与承力底框各个边沿一一对应的边部；

多个纵梁，对应连接所述承力底框和顶部加强框的各个角部；所述承力底框、所述顶部加强框以及所述多个纵梁对应形成的每个表面可安装卫星舱板；

加强梁，连接在其中两个纵梁之间，并且至少包括靠近承力底框设置的其中一个，以及靠近所述顶部加强框设置的其中另一个；以及

运载对接连接件，包括多个，其中一部分固定在该其中一个加强梁和所述承力底框之间，另一部分固定在该其中另一个加强梁和所述顶部加强框之间；其中

每个所述运载对接连接件包括：中间部，以及

固定在所述中间部一侧的侧部，所述中间部的正投影覆盖所述侧部的正投影；

每个运载对接连接件的所述侧部置于该其中一个所述加强梁和所述承力底框之间的间隙，或者置于该其中另一个加强梁和所述顶部加强框之间的间隙；所述中间部的边部对应结合固定在所述加强梁、所述承力底框以及顶部加强框的其中一个上。

在优选的实施方式中，背离所述侧部设置的另一侧部，所述中间部的正投影覆盖所述另一侧部的正投影。

在优选的实施方式中，相邻两个纵梁相互靠近的一侧表面向内凹陷形成槽体，每个顶部加强框和承力底框相互靠近的一侧表面向内凹陷形成槽体，所述卫星舱板通过所述槽体装配在所述承力底框、所述顶部加强框以及所述多个纵梁对应形成的每个表面。

在优选的实施方式中，每个槽体沿槽体凹陷方向呈扩径结构，或者沿槽体凹陷方向包括两个部分，位于外侧部分的内径小于位于内侧部分的内径。

在优选的实施方式中，所述承力底框、所述顶部加强框、所述多个纵梁以及所述运载对接连接件通过组合模具一体成型。

在优选的实施方式中，形成所述承力底框、所述顶部加强框以及所述多个纵梁的材料为碳纤维复合材料。

在优选的实施方式中，所述运载对接连接件沿所述加强梁的中点所在垂线对称设置。

在优选的实施方式中，所述卫星舱板与所述槽体配合形成可拆卸结构。

在优选的实施方式中，所述承力底框和所述顶部加强框为相对应的梯形结构，四根纵梁的截面均为异型工字梁结构；其中，对应的梯形长边的异型工字梁结构的翼板夹角为锐角，对应的梯形短边的异型工字梁结构的翼板夹角为钝角。

在优选的实施方式中，所述卫星主承力结构还包括：

调整垫块，置于所述运载对接连接件与所述槽体两侧翼板间的间隙中。

本实用新型的有益效果

本实用新型提供一种卫星主承力结构，包括：承力底框；顶部加强框，其包括与承力底框各个边沿一一对应的边部；多个纵梁，对应连接所述承力底框和顶部加强框的各个角部；加强梁；以及运载对接连接件，包括多个，其中一部分固定在该其中一个加强梁和所述承力底框之间，另一部分固定在该其中另一个加强梁和所述顶部加强框之间；其中，每个所述运载对接连接件包括：中间部，以及固定在所述中间部一侧的侧部，所述中间部的正投影覆盖所述侧部的正投影，本实用新型实用性强，结构简单，性能稳固，易于实现和应用，减轻了操作人员的劳动强度和难度，降低安全风险，提高装配效率。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对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，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施方式，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示出本实用新型实施方式中一种卫星主承力结构整体示意图；

图2示出本实用新型实施方式中一种卫星主承力框局部截面示意图；

图3示出本实用新型实施方式中一种卫星主承力框示意图；

图4示出本实用新型实施方式中一种梯形框架长边纵梁截面示意图；

图5示出本实用新型实施方式中一种梯形框架短边纵梁截面示意图；

图6示出本实用新型实施方式中一种运载对接连接件的结构示意图；

图7示出本实用新型实施方式中一种调整垫片结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施方式中的附图，对本实用新型实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施方式仅仅是本实用新型一部分实施方式，而不是全部的实施方式。基于本实用新型中的实施方式，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方式，都属于本实用新型保护的范围。

需要说明的是，以下公开内容提供了许多用于实现本实用新型的不同特征的不同实施方式或实例。下面描述了组件和布置的具体实例以简化本实用新型。当然，这些仅仅是实例，而不旨在限制本实用新型。另外，各个实施方式之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本实用新型要求的保护范围之内。

众所周知，卫星的构型设计必须保证且有利于卫星功能的实现。因此，需要根据卫星任务特点选取合适的外部形状，并根据有效载荷的特点设计合适的主承力结构。一个好的构型是单机布局、电缆走向、电磁兼容的基础，合适的主承力结构可以给各分系统仪器设备提供一个良好的力学环境。

未来商业航天星座的组建以及“一箭多星”的发射方式，对大批量发射组网卫星提出迫切的改进设计需求，目前太空中的人造卫星等空间产品多为金属类硬质产品，对于发射成本、结构、体积和重量均有一定的要求。

基于此，如图1所示，本实用新型提供一种卫星主承力结构，包括：承力底框1；顶部加强框5，其包括与承力底框各个边沿一一对应的边部；多个纵梁2，对应连接所述承力底框和顶部加强框的各个角部；所述承力底框、所述顶部加强框以及所述多个纵梁对应形成的每个表面可安装卫星舱板；加强梁，连接在其中两个纵梁之间，并且至少包括靠近承力底框设置的其中一个，以及靠近所述顶部加强框设置的其中另一个；以及运载对接连接件4，包括多个，其中一部分固定在该其中一个加强梁和所述承力底框之间，另一部分固定在该其中另一个加强梁和所述顶部加强框之间。

具体的，其中每个所述运载对接连接件包括：中间部，以及固定在所述中间部一侧的侧部，所述中间部的正投影覆盖所述侧部的正投影；每个运载对接连接件的所述侧部置于该其中一个所述加强梁和所述承力底框之间的间隙，或者置于该其中另一个加强梁和所述顶部加强框之间的间隙；所述中间部的边部对应结合固定在所述加强梁、所述承力底框以及顶部加强框的其中一个上。

本实用新型提供的卫星主承力结构，实用性强，结构简单，性能稳固，易于实现和应用，减轻了操作人员的劳动强度和难度，降低安全风险，提高装配效率。

可以理解，连接在其中两个纵梁之间的加强梁，并且至少包括靠近承力底框设置的其中一个，以及靠近所述顶部加强框设置的其中另一个，该加强梁起到连接固定的作用，提高整体的稳定性，其数量可以根据需要设置，如2个、4个或5个，本实用新型不做限制。

进一步的，多个运载对接连接件设置在加强梁上，进一步起到连接固定作用，对接更灵活便捷，同时用于连接或分离卫星和运载器。

图6示出了本发明实施方式中一种运载对接连接件的结构示意图，包括中间部，以及固定在所述中间部一侧的侧部，中间部的正投影覆盖所述侧部的正投影，即中间部的外轮廓面积大于侧部外轮廓的面积，中间部的边缘开设多个孔洞，便于连接其他部件。

在一些优选的实施方式中，运载对接连接件沿加强梁的中点所在垂线对称设置，其数量和大小形状可依据运载的对接要求进行布局。

优选的，运载对接连接件为金属件，形成运载对接连接件的材料包括比刚度较高的铝合金或钛合金。

需要说明的是，铝合金或钛合金为已知材料，本实用新型的核心发明点不在于此。

请继续结合图6，在一些优选的实施方式中，背离所述侧部设置的另一侧部，所述中间部的正投影覆盖所述另一侧部的正投影。

进一步的，中间部的侧部和另一侧部对称设置，便于模具设计和脱模，且能辅助固定，更好的与主承力结构连接固定。

更进一步的，请继续结合图6，每个运载对接连接件设计有第一螺纹孔21、第二螺纹孔23，用于与运载对接分离机构连接；定位销孔22，用于与运载对接分离机构的定位；金属埋件设计开槽或开孔，为运载分离装置伸入提供空间。在外侧翼板有通孔，用于行程开关安装。

在一些优选的实施方式中，相邻两个纵梁相互靠近的一侧表面向内凹陷形成槽体，每个顶部加强框和承力底框相互靠近的一侧表面向内凹陷形成槽体，所述卫星舱板通过所述槽体装配在所述承力底框、所述顶部加强框以及所述多个纵梁对应形成的每个表面。

请参阅图2，在一些优选的实施方式中，顶部加强框和承力底框相互靠近的一侧表面向内凹陷形成的槽体，为开口向内的C型槽结构。C型槽的腹板和翼板用来安装舱板，其腹板和翼板可以根据不同承载需要进行厚度和宽度设计，本实用新型不做限制。

具体的，运载对接连接件安装在C型槽内外两侧翼板之间，运载对接连接件前后两端均通过螺钉和翼板连接。为方便运载对接连接件安装，其伸入翼板内部厚度要小于框架前后翼板间的距离。

图3示出本实用新型实施方式中一种卫星主承力框示意图，在一些优选的实施方式中，该卫星主承力结构还包括：调整垫块6，置于运载对接连接件与槽体两侧翼板间的间隙中。

调整垫块设计为与C型槽对应的C型结构，用于填满运载对接连接件与C型槽内外两侧翼板之间的间隙，还可以更好地传递连接力。

优选的，调整垫块为金属或复合材料，优选碳纤维增强环氧树脂复合材料，达到轻量化的目的。

需要说明的是，本实用新型提供的碳纤维增强环氧树脂复合材料为已知材料，本实用新型的核心发明点不在于此。

请继续结合图3，在一些优选的实施方式中，该卫星主承力结构，还包括：弹簧推力垫片9及弹簧垫块(图中未示出)，弹簧垫块用于提高刚度，减小弹簧推力导致的框架变形，弹簧垫块通过螺接和胶接与卫星主承力结构的翼板相连。

如图4和图5所示，优选的，每个纵梁包括两个槽体，两个槽体成一定角度，形成工字梁截面，用于安装不在同一平面的卫星舱板。

可以理解，主承力结构的纵梁采用槽型和工字梁截面，惯性矩最大，截面的稳定性好，提高了框架的整体刚度，降低了结构质量，满足轻量化设计，而且减轻了操作人员的劳动强度和难度，提高装配效率。

优选的，每个槽体沿槽体凹陷方向呈扩径结构，或者沿槽体凹陷方向包括两个部分，位于外侧部分的内径小于位于内侧部分的内径。

可以知晓，采用扩径的结构，先使槽体和对应安装的卫星舱板一端紧密固定连接，然后再沿槽体凹陷方向卡紧，以使槽体和安装的卫星舱板紧密连接，在运行中减少损耗，且减轻了操作人员的劳动强度和难度。

同样的，沿槽体凹陷方向包括两个部分，位于外侧部分的内径小于位于内侧部分的内径也能达到紧密连接槽体和安装的卫星舱板的目的，在运行中减少损耗，且减轻了操作人员的劳动强度和难度。

在某些实施方式中，卫星舱板与槽体配合形成可拆卸结构。

可以理解，卫星舱板安装在每个槽体中，采用可拆卸的结构，不仅方便安装，且可适应不同尺寸的卫星舱板和不同发射卫星环境的需求。

在一些优选的实施方式中，承力底框、所述顶部加强框以及所述多个纵梁通过组合模具一体成型。

可以理解，一体铺放成型不仅节省了制备时间，而且避免了为连接环节付出结构质量和多个连接环节造成的精度和刚度的损失，满足轻量化设计，减轻了操作人员的劳动强度和难度，降低安全风险，提高装配效率。

需要说明的是，本实用新型提供通过组合模具一体成型的技术为本领域公知的技术手段，本实用新型的核心发明点不在于此。

在一些优选的实施方式中，形成承力底框、顶部加强框以及多个纵梁的材料为碳纤维复合材料。

优选的，本实用新型实施方式提供的主承力结构采用T800或国产SYT55G-12K碳纤维增强环氧树脂复合材料，由预浸料通过组合模具一体铺放成型，铺层形式为[0/90/±45]_S。

可以理解，碳纤维增强环氧树脂复合材料可以减轻整体重量，提高整体刚度。

需要说明的是，本实用新型提供的碳纤维增强环氧树脂复合材料为已知材料，本实用新型的核心发明点不在于此。

请继续参阅图4和图5，在一些优选的实施方式中，承力底框和顶部加强框为相对应的梯形结构，四根纵梁的截面均为异型工字梁结构；其中，对应的梯形长边的异型工字梁结构的翼板夹角为锐角，对应的梯形短边的异型工字梁结构的翼板夹角为钝角。

可以理解，采用工字梁结构，惯性矩最大，截面的稳定性好，不仅提高了框架的整体刚度，降低了结构质量，满足轻量化设计，而且减轻了操作人员的劳动强度和难度，提高装配效率。

请继续结合图1，在一些实施方式中，承力底框和顶部加强框通过四根纵梁连接到一起，形成的六个外表面用于安装卫星舱板。梯形长边的两个纵梁为翼板夹角为锐角的异型工字梁结构。梯形短边的两个纵梁为翼板夹角为钝角的异型工字梁结构。异型工字梁形状的内部采用直角和钝角设计，避免采用尖角，以方便模具设计和脱模。

优选的，锐角的异型工字梁结构和钝角的异型工字梁结构的内部为直角和钝角设计，便于模具设计和脱模。

请继续结合图2和图3，在一个具体的实施方式中，一种卫星主承力结构，包括：主承力框架10、运载对接连接件20、金属垫片7、调整垫块6、弹簧推力垫片9和弹簧垫块(图中未示出)。

主承力框架10截面形状为C型截面，主承力框架10前、后法兰面开有矩形槽，为运载对接连接件20提供安装位置和空间，主承力框架10单侧设计有六组通孔12、四个通孔13、弹簧推力垫片安装位置16、卫星行程开关安装位置11。运载对接连接件20设计有第一螺纹孔21、定位销孔22、第二螺纹孔23。运载对接连接件20通过螺钉8、第二螺纹孔23与主承力框架10连接。

运载对接连接件20与主承力框架外侧翼板15安装时加金属垫片7，用于降低主承力框架10的应力水平。运载对接连接件20与主承力框架内侧翼板14之间安装调整垫块6。每个运载对接连接件20设计四个第一螺纹孔21，用于与运载对接分离机构连接。螺钉与相应通孔、螺纹孔匹配。主承力框架10安装弹簧推力垫片9，用于承载弹簧推力。

优选的，金属垫片7与主承力框架10安装时加常温固化胶，运载对接连接件20与主承力框架10安装时加常温固化胶。

优选的，运载对接连接件20设计矩形通槽，为运载分离装置提供伸入空间。当然，该矩形通槽可根据运载分离装置型式设计为其他型式，如满足深度要求的圆孔。

优选的，主承力框架10材料为碳纤维环氧树脂复合材料。主承力框架10可采用模压方式一体共固化成型。可以最大限度地发挥碳纤维复合材料力学性能，保证纤维的连续性及载荷的有效传递，达到轻质化的目的。

需要说明的是，本实用新型提供的碳纤维增强环氧树脂复合材料为已知材料，且一体成型技术手段为公知技术手段，本实用新型的核心发明点不在于此。

从上述实施方式可以知晓，本实用新型提供的一种卫星主承力结构，包括：承力底框；顶部加强框，其包括与承力底框各个边沿一一对应的边部；多个纵梁，对应连接所述承力底框和顶部加强框的各个角部；所述承力底框、所述顶部加强框以及所述多个纵梁对应形成的每个表面可安装卫星舱板；加强梁，连接在其中两个纵梁之间，并且至少包括靠近承力底框设置的其中一个，以及靠近所述顶部加强框设置的其中另一个；以及运载对接连接件，包括多个，其中一部分固定在该其中一个加强梁和所述承力底框之间，另一部分固定在该其中另一个加强梁和所述顶部加强框之间，本实用新型实用性强，结构简单，易于实现和应用，不仅避免了为连接环节付出结构质量和多个连接环节造成的刚度和精度的损失，满足轻量化设计，而且减轻了操作人员的劳动强度和难度，降低安全风险，提高装配效率。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施方式”、“一些实施方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本说明书实施方式的至少一个实施方式或示例中。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方式或示例。

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方式或示例以及不同实施方式或示例的特征进行结合和组合。以上所述仅为本说明书实施方式的实施方式而已，并不用于限制本说明书实施方式。对于本领域技术人员来说，本说明书实施方式可以有各种更改和变化。凡在本说明书实施方式的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本说明书实施方式的权利要求范围之内。

Claims (10)

1.一种卫星主承力结构，其特征在于，包括：

承力底框；

顶部加强框，其包括与承力底框各个边沿一一对应的边部；

多个纵梁，对应连接所述承力底框和顶部加强框的各个角部；所述承力底框、所述顶部加强框以及所述多个纵梁对应形成的每个表面可安装卫星舱板；

加强梁，连接在其中两个纵梁之间，并且至少包括靠近承力底框设置的其中一个，以及靠近所述顶部加强框设置的其中另一个；以及

运载对接连接件，包括多个，其中一部分固定在该其中一个加强梁和所述承力底框之间，另一部分固定在该其中另一个加强梁和所述顶部加强框之间；其中

每个所述运载对接连接件包括：中间部，以及

固定在所述中间部一侧的侧部，所述中间部的正投影覆盖所述侧部的正投影；

每个运载对接连接件的所述侧部置于该其中一个所述加强梁和所述承力底框之间的间隙，或者置于该其中另一个加强梁和所述顶部加强框之间的间隙；所述中间部的边部对应结合固定在所述加强梁、所述承力底框以及顶部加强框的其中一个上。

2.根据权利要求1所述的卫星主承力结构，其特征在于，还包括：

背离所述侧部设置的另一侧部，所述中间部的正投影覆盖所述另一侧部的正投影。

3.根据权利要求1所述的卫星主承力结构，其特征在于，相邻两个纵梁相互靠近的一侧表面向内凹陷形成槽体，每个顶部加强框和承力底框相互靠近的一侧表面向内凹陷形成槽体，所述卫星舱板通过所述槽体装配在所述承力底框、所述顶部加强框以及所述多个纵梁对应形成的每个表面。

4.根据权利要求3所述的卫星主承力结构，其特征在于，每个槽体沿槽体凹陷方向呈扩径结构，或者沿槽体凹陷方向包括两个部分，位于外侧部分的内径小于位于内侧部分的内径。

5.根据权利要求1所述的卫星主承力结构，其特征在于，所述承力底框、所述顶部加强框、所述多个纵梁以及所述运载对接连接件通过组合模具一体成型。

6.根据权利要求1所述的卫星主承力结构，其特征在于，形成所述承力底框、所述顶部加强框以及所述多个纵梁的材料为碳纤维复合材料。

7.根据权利要求1所述的卫星主承力结构，其特征在于，所述运载对接连接件沿所述加强梁的中点所在垂线对称设置。

8.根据权利要求3所述的卫星主承力结构，其特征在于，

所述卫星舱板与所述槽体配合形成可拆卸结构。

9.根据权利要求1所述的卫星主承力结构，其特征在于，

所述承力底框和所述顶部加强框为相对应的梯形结构，四根纵梁的截面均为异型工字梁结构；其中，对应的梯形长边的异型工字梁结构的翼板夹角为锐角，对应的梯形短边的异型工字梁结构的翼板夹角为钝角。

10.根据权利要求3所述的卫星主承力结构，其特征在于，还包括：

调整垫块，置于所述运载对接连接件与所述槽体两侧翼板间的间隙中。

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