CN216270000U - 一种多星串联卫星发射装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种多星串联卫星发射装置，包括：支承舱，呈顶部大底部小的倒锥形；卫星适配器，呈顶部小底部大的锥形并设置于所述支承舱舱体内，所述卫星适配器顶部用于承载卫星，底部与所述支承舱舱体固定连接。所述支承舱包括有前端框、后端框和蒙皮，所述前端框和所述后端框为圆心在水平面重叠的圆形且相互平行，所述前端框和所述后端框的圆心在所述支承舱的轴线上，所述蒙皮连接所述前端框和所述后端框，所述后端框与所述卫星适配器固定连接。本实用新型采用倒锥形的支承舱和锥形的卫星适配器相结合的构件，提高了空间利用率，降低该卫星发射装置的高度和重量，从而可以降低运载该卫星发射装置的运载火箭的高度和载荷，降低控制难度。
Description
技术领域
本实用新型属于运载火箭技术领域，尤其涉及一种多星串联卫星发射装置。
背景技术
一箭多星发射技术，是指用一枚火箭发射一次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。目前，运载火箭要实现一箭多星发射，通常采用多星并联或串联的布局构型。而现在所有的支承舱均为正锥构型，即顶部小尾部大的锥体。对于多星串联构型，每颗卫星都要置于一个支承舱顶部。这样会导致正锥构型支承舱内部高度空间浪费，没有被卫星等有效载荷利用。这种使用正锥支承舱的构型导致整箭高度太高，不但会使箭体结构重量增加，还会影响火箭飞行气动性能，增加火箭控制难度。
实用新型内容
为解决上述问题，本实用新型的目的是提供一种多星串联卫星发射装置，该卫星发射装置能够有效提高空间利用率，降低该卫星发射装置的高度和重量，从而可以降低运载该卫星发射装置的运载火箭的高度和载荷，降低控制难度。
为实现上述目的，本实用新型的技术方案为：一种多星串联卫星发射装置，其特征在于，包括：支承舱，呈顶部大底部小的倒锥形；卫星适配器，呈顶部小底部大的锥形并设置于所述支承舱舱体内，所述卫星适配器顶部用于承载卫星，底部与所述支承舱固定连接。
采用倒锥形的支承舱和锥形的卫星适配器相结合的构件，既能够满足多星串联构型的要求，又提高了空间利用率，降低该卫星发射装置的高度和重量，从而可以降低运载该卫星发射装置的运载火箭的高度和载荷，降低控制难度。
进一步的，所述支承舱包括有前端框、后端框和蒙皮，所述前端框和所述后端框为圆心在水平面重叠的圆形且相互平行，所述前端框和所述后端框的圆心在所述支承舱的轴线上，所述蒙皮连接所述前端框和所述后端框，所述后端框与所述卫星适配器固定连接。
优选的，所述支承舱还包括有中间框，所述中间框为与所述前端框平行的圆心框，且所述中间框的圆心在所述支承舱的轴线上，所述中间框与所述蒙皮连接。当所述支承舱高度较高时，增加设置中间框以加强强度。
优选的，所述支承舱还包括有若干桁条，所述桁条连接所述前端框、后端框和中间框并沿所述支承舱舱体的母线方向延伸。所述桁条的作用是加强所述支承舱的强度。
优选的，所述桁条和所述蒙皮采用铝锂合金材料，以进一步降低质量。
优选的，所述支承舱对应的半锥角为58.5°。现有正锥支承舱半锥角一般不超过45°，增大所述半锥角以进一步降低支承舱舱体高度。
进一步的，所述卫星适配器的底部设置有下翻边，所述卫星适配器通过所述下翻边与所述支承舱固定连接。卫星适配器的底部设置有下翻边使固定更加牢固。
进一步的，所述卫星适配器表面沿其母线方向设置有加强筋。卫星适配器表面沿其母线方向设置有加强筋可以有效地提高强度。
本实用新型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)本实用新型实施例中采用倒锥形的支承舱和锥形的卫星适配器相结合的构件，既能够满足多星串联构型的要求，又提高了空间利用率，降低该卫星发射装置的高度和重量，从而可以降低运载该卫星发射装置的运载火箭的高度和载荷，降低控制难度；
(2)本实用新型实施例中支承舱还包括有中间框和桁条，能够在不增加过多重量的情况下有效加强支承舱舱体的强度。
附图说明
下面结合附图对本实用新型的具体实施方式作进一步详细说明，其中：
图1为本实用新型的一种卫星发射装置的结构示意图；
图2为本实用新型的一种卫星发射装置的支承舱舱体结构示意图；
图3为本实用新型的一种卫星发射装置的卫星适配器结构示意图。
附图标记说明：
1：支承舱；101：前端框；102：后端框；103：中间框；104：桁条；105：蒙皮；2卫星适配器；201：加强筋；202：下翻边。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本实用新型作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本实用新型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、明晰地辅助说明本实用新型实施例的目的。
需要说明，本实用新型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。
本实用新型的核心是提供一种多星串联卫星发射装置，其特征在于，包括：支承舱1，呈顶部大底部小的倒锥形；卫星适配器2，呈顶部小底部大的锥形并设置于支承舱1舱体内，卫星适配器2顶部用于承载卫星，底部与支承舱1舱体固定连接。
采用倒锥形的支承舱1和锥形的卫星适配器2相结合的构件，既能够满足多星串联构型的要求，又提高了空间利用率，降低该卫星发射装置的高度和重量，从而可以降低运载该卫星发射装置的运载火箭的高度和载荷，降低控制难度。
进一步的，支承舱1包括有前端框101、后端框102和蒙皮105，前端框101和后端框102为圆心在水平面重叠的圆形且相互平行，前端框101和后端框102的圆心在支承舱1的轴线上，蒙皮105连接前端框101和后端框102，后端框102与卫星适配器2固定连接。
优选的，支承舱1还包括有中间框103，中间框103为与前端框101平行的圆心框，且中间框103的圆心在支承舱1的轴线上，中间框103与蒙皮 105连接。当支承舱1高度较高时，增加设置中间框103以加强强度。
优选的，支承舱1还包括有若干桁条104，桁条104连接前端框101、后端框102和中间框103并沿支承舱1舱体的母线方向延伸。桁条104的作用是加强支承舱1的强度。
支承舱舱体1为半硬壳式铆接结构，前端框101、中间框102和后端框 103为互相平行的圆形框，且其直径依次递减，前端框101、中间框102和后端框103均环绕支承舱1舱体的轴心布置。每个桁条104均连接前端框101、中间框102和后端框103，桁条104环绕支承舱舱体1的轴心在周向均匀分布，亦可局部调整。
优选的，桁条104和蒙皮105采用铝锂合金材料，以进一步降低质量。
优选的，桁条104均采用7A09型材，蒙皮采用2A12板材。
优选的，支承舱1对应的半锥角为58.5°。半锥角指的是支承舱母线延伸对应的圆锥顶角的一半。例如，若圆锥顶角是60°，半锥角就是30°。现有正锥支承舱半锥角一般不超过45°，增大半锥角以进一步降低支承舱舱体高度。
进一步的，卫星适配器2的底部设置有下翻边202，卫星适配器2通过下翻边202与支承舱1舱体的后端框103采用螺栓固定连接。卫星适配器2 的底部设置有下翻边202使固定更加牢固。
进一步的，卫星适配器2顶部的接口标准为φ937型包带接口。
优选的，卫星适配器2整体采用2A14锻件整体机加一体成型。
进一步的，卫星适配器2表面沿其母线方向设置有加强筋201。卫星适配器2表面沿其母线方向设置有加强筋201可以有效地提高强度。
本实用新型采用倒锥构型的舱体，并且增大半锥角等方法，将舱体内部空间巧妙地利用起来，解决了多星串联发射舱体空间利用率低的不足。与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：使多星串联构型布局更加紧凑，从而降低了全箭高度，改善了全箭力学性能，提高了运载火箭载荷发射能力。
上面结合附图对本实用新型的实施方式作了详细说明，但是本实用新型并不限于上述实施方式。即使对本实用新型作出各种变化，倘若这些变化属于本实用新型权利要求及其等同技术的范围之内，则仍落入在本实用新型的保护范围之中。
Claims (8)
1.一种多星串联卫星发射装置，其特征在于，包括：
支承舱，呈顶部大底部小的倒锥形；
卫星适配器，呈顶部小底部大的锥形并设置于所述支承舱舱体内，所述卫星适配器顶部用于承载卫星，底部与所述支承舱舱体固定连接。
2.根据权利要求1所述的多星串联卫星发射装置，其特征在于，所述支承舱包括有前端框、后端框和蒙皮，所述前端框和所述后端框为圆心在水平面重叠的圆形且相互平行，所述前端框和所述后端框的圆心在所述支承舱的轴线上，所述蒙皮连接所述前端框和所述后端框，所述后端框与所述卫星适配器固定连接。
3.根据权利要求2所述的多星串联卫星发射装置，其特征在于，所述支承舱还包括有中间框，所述中间框为与所述前端框平行的圆心框，且所述中间框的圆心在所述支承舱的轴线上，所述中间框与所述蒙皮连接。
4.根据权利要求3所述的多星串联卫星发射装置，其特征在于，所述支承舱还包括有若干桁条，所述桁条连接所述前端框、后端框和中间框并沿所述支承舱舱体的母线方向延伸。
5.根据权利要求4所述的多星串联卫星发射装置，其特征在于，所述桁条和所述蒙皮采用铝锂合金材料。
6.根据权利要求1所述的多星串联卫星发射装置，其特征在于，所述支承舱对应的半锥角为58.5°。
7.根据权利要求1所述的多星串联卫星发射装置，其特征在于，所述卫星适配器的底部设置有下翻边，所述卫星适配器通过所述下翻边与所述支承舱固定连接。
8.根据权利要求5所述的多星串联卫星发射装置，其特征在于，所述卫星适配器表面沿其母线方向设置有加强筋。
Priority Applications (1)
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| CN202123080622.4U CN216270000U (zh) | 2021-12-09 | 2021-12-09 | 一种多星串联卫星发射装置 |
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| CN202123080622.4U CN216270000U (zh) | 2021-12-09 | 2021-12-09 | 一种多星串联卫星发射装置 |
Publications (1)
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| CN216270000U true CN216270000U (zh) | 2022-04-12 |
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| CN202123080622.4U Active CN216270000U (zh) | 2021-12-09 | 2021-12-09 | 一种多星串联卫星发射装置 |
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| CN (1) | CN216270000U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117516297A (zh) * | 2023-12-04 | 2024-02-06 | 北京中科宇航技术有限公司 | 一种火箭整流罩倒锥结构 |
-
2021
- 2021-12-09 CN CN202123080622.4U patent/CN216270000U/zh active Active
Cited By (2)
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| CN117516297A (zh) * | 2023-12-04 | 2024-02-06 | 北京中科宇航技术有限公司 | 一种火箭整流罩倒锥结构 |
| CN117516297B (zh) * | 2023-12-04 | 2024-06-04 | 北京中科宇航技术有限公司 | 一种火箭整流罩倒锥结构 |
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