CN217125165U - 一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构，包括卫星下裙、柱形承力筒、锥形承力筒、贮箱安装板和支撑隔板；卫星下裙固定于柱形承力筒下端，用于连接运载火箭；贮箱安装板固定于柱形承力筒内侧中部，贮箱安装板上均匀分布有多个贮箱安装孔，每个贮箱安装孔上对应与一个贮箱的下法兰固定安装连接，多个贮箱的上法兰通过贮箱拉杆和贮箱连接板与柱形承力筒的上端连接，从而对贮箱横向限位；支撑隔板安装在贮箱安装板下面，支撑隔板上侧边与贮箱安装板连接，支撑隔板外侧边和柱形承力筒连接。用于容纳承载大容量推进剂，用于卫星寿命期间在轨大范围机动，整个寿命周期都能够跟随卫星本体，同时能为贮箱提供较好的力学环境。
Description
技术领域
本实用新型涉及航天应用领域的一种卫星动力舱结构，特别涉及一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构。
背景技术
随着卫星在轨机动能力要求提高，需要大量推进剂推动卫星在轨机动。一般卫星本体空间有限，贮箱尺寸有限，不能容纳足够的推进剂，因此对于在轨机动需求大的卫星，需要单独设计尺寸结构的动力舱，以携带大量的推进剂，实现卫星的在轨机动运行。
目前的动力舱结构有两种形式，一种是体积较大的卫星，卫星本体具有较大的空间容纳贮箱，另一种是寿命较短的类似上面级的动力舱，将卫星本体带入预定轨道，与卫星本体分离。
实用新型内容
本实用新型旨在设计一种适应性强的新型卫星动力舱结构，用于容纳承载大容量推进剂，用于卫星寿命期间在轨大范围机动，整个寿命周期都能够跟随卫星本体，同时能为贮箱提供较好的力学环境。
本实用新型的技术方案是：一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构，包括卫星下裙、柱形承力筒、锥形承力筒、贮箱安装板和支撑隔板；所述柱形承力筒、锥形承力筒和贮箱安装板三者同轴安装；
所述卫星下裙固定于柱形承力筒下端，用于连接运载火箭；
所述锥形承力筒包括锥形筒体，所述锥形筒体底部开口端固定于柱形承力筒上端，锥形筒体顶部开口端用于连接卫星本体；
所述贮箱安装板固定于柱形承力筒内侧中部，贮箱安装板上均匀分布有多个贮箱安装孔，每个贮箱安装孔上对应与一个贮箱的下法兰固定安装连接，多个贮箱的上法兰通过贮箱拉杆和贮箱连接板与柱形承力筒的上端连接，从而对贮箱横向限位；
所述支撑隔板安装在贮箱安装板下面，支撑隔板上侧边与贮箱安装板连接，支撑隔板外侧边和柱形承力筒连接。用于提高支撑贮箱的纵向刚度，实现响应控制。
进一步的，所述柱形承力筒、锥形承力筒、贮箱安装板和支撑隔板的本体选用材料均是由碳纤维蜂窝夹层结构表面蒙皮形成的碳纤维蒙蜂窝夹层结构皮材料。
进一步的，所述贮箱安装板内还预埋承力框。
进一步的，所述柱形承力筒中预埋有柱形承力筒上端框、柱形承力筒中端框和柱形承力筒下端框；所述贮箱的上法兰通过贮箱拉杆和贮箱连接板与柱形承力筒的柱形承力筒上端框连接；所述卫星下裙与柱形承力筒下端框连接；所述锥形筒体底部开口端与柱形承力筒上端框连接。
进一步的，所述锥形承力筒中预埋有锥形承力筒上端框和锥形承力筒下端框，锥形承力筒上端框和锥形承力筒下端框之间通过锥形承力筒加强条连接；所述锥形承力筒上端框预留与卫星本体的连接接口用于与卫星本体的连接，锥形承力筒下端框预留与柱形承力筒上端的连接接口用于与柱形承力筒上端的连接。
进一步的，所述贮箱安装板上均匀安装有4个贮箱。
进一步的，每个贮箱的上法兰与相邻的两个贮箱上法兰之间通过贮箱连接板固定连接，每个贮箱的上法兰上与两个贮箱连接板对称处分别通过一个贮箱拉杆与柱形承力筒的上端最近处固定连接；4个贮箱、4个贮箱连接板和8个贮箱拉杆组成井字形结构。实现贮箱横向牢固安装。
进一步的，所述贮箱拉杆为长度可调节的伸缩杆。用于释放贮箱纵向自由度，消除制造误差和因贮箱加压产生的纵向尺寸变化。
进一步的，每个贮箱的体积不小于200L，锥形筒体上能够承载不小于650Kg质量的卫星本体。
进一步的，所述支撑隔板包括4块长方形隔板，4块长方形隔板拼接成十字形结构。
本实用新型的有益效果是：设计了一种卫星动力舱，用于承载大容量的推进剂，可以承载4个200L贮箱，并实现贮箱的响应控制，为贮箱提供良好的力学环境；
本实用新型所述的动力舱通过锥形承力筒承载650Kg质量的卫星本体，可以实现卫星在轨五年机动能力大于1000m/s要求；
本实用新型所述的动力舱结构，具有足够的刚度和强度，满足运载对整星结构的频率特性指标要求；
本实用新型所述的动力舱结构可以推广在具有机动能力较高的低轨中小型卫星使用，具有一定的适应性；
本实用新型所述的动力舱可以通过锥形承力筒的适应性更改，来适应不同接口尺寸的卫星本体。
附图说明
图1为动力舱外形示意图；
图2为动力舱内部安装示意图；
图3为支撑隔板连接示意图；
图4为锥形承力筒组成示意图；
图5为柱形承力筒组成示意图；
图6为贮箱安装板示意图；
图7为贮箱安装板剖视图。
图中：1为卫星下裙，2为柱形承力筒，3为锥形承力筒，4为贮箱安装板，5为支撑隔板，6为贮箱拉杆，7为贮箱连接板，8为贮箱，11为承力框，12为蒙皮，13为碳纤维蜂窝夹层结构，21为柱形承力筒上端框，22为柱形承力筒中端框，23为柱形承力筒下端框，31 为锥形承力筒上端框，32为锥形承力筒加强条，33为锥形承力筒下端框，34为锥形筒体， 41为贮箱安装孔。
具体实施方式
下面结合附图对本实用新型做进一步的说明。
本实用新型设计的动力舱结构如图1、2所示，本实用新型涉及的卫星动力舱结构主要由卫星下裙1、柱形承力筒2、锥形承力筒3、贮箱安装板4、支撑隔板5、贮箱拉杆6、贮箱连接板7和连接角片等结构件组成。锥形承力筒3、柱形承力筒2和贮箱安装板4三个产品共轴安装。
贮箱8安装在贮箱安装板4上，贮箱安装板4(预埋承力框11)、支撑隔板5、柱形承力筒2和卫星下裙1组成承载推进剂贮箱的主要传力路径。
卫星本体安装在锥形承力筒3上，锥形承力筒3、柱形承力筒2和卫星下裙1组成传力路径。
柱形承力筒是动力舱的主承力结构件之一，同时承载推进子系统(包含推进剂、贮箱和管路附件等)和卫星本体的质量，是影响整星刚度的关键产品，为了保证柱形承力筒的承载能力的同时减轻柱形承力筒本体的重量，柱形承力筒本体选用材料是由碳纤维蜂窝夹层结构 13表面蒙皮12形成的碳纤维蒙蜂窝夹层结构皮材料。如图5所示，所述柱形承力筒2中预埋有柱形承力筒上端框21、柱形承力筒中端框22和柱形承力筒下端框23，所述贮箱的上法兰通过贮箱拉杆6和贮箱连接板7与柱形承力筒2的柱形承力筒上端框21连接。所述卫星下裙1与柱形承力筒下端框23连接。所述锥形筒体34底部开口端与柱形承力筒上端框21连接。分别用于提高与锥形承力筒、贮箱安装板、卫星下裙的连接强度和整体刚度。
锥形承力筒是动力舱的主承力结构件之二，承载卫星本体的质量，是影响整星刚度的关键产品，为了保证锥形承力筒的承载能力的同时减轻锥形承力筒本体的重量，锥形承力筒本体选用材料是由碳纤维蜂窝夹层结构13表面蒙皮12形成的碳纤维蒙蜂窝夹层结构皮材料。如图4所示，所述锥形承力筒3包括锥形筒体34，所述锥形筒体34底部开口端预埋有锥形承力筒下端框33，锥形筒体34顶部开口端预埋有锥形承力筒上端框31。锥形承力筒上端框 31和锥形承力筒下端框33之间通过锥形承力筒加强条32连接。所述锥形承力筒上端框31 预留与卫星本体的连接接口用于与卫星本体的连接，锥形承力筒下端框33预留与柱形承力筒 2上端的连接接口用于与柱形承力筒2上端的连接，用于提高与卫星本体和柱形承力筒的连接强度和整体刚度。加强条用于提高锥形承力筒横向和纵向刚度。
贮箱安装板是动力舱的主承力结构件之三，为承载贮箱的关键产品，为了保证贮箱安装板的承载能力的同时减轻贮箱安装板本体的重量，如图7所示，贮箱安装板选用材料是由碳纤维蜂窝夹层结构13表面蒙皮12形成的碳纤维蒙蜂窝夹层结构皮材料，并在板中预埋承力框11，如图7所示。贮箱安装板4外侧面与柱形承力筒2内侧中部连接，下面与支撑隔板上侧边连接，用于提高贮箱安装板的支撑刚度和强度。
如图2、6所示，贮箱安装板4上均匀分布4个贮箱安装孔41，通过紧固件将贮箱8下法兰安装固定在贮箱安装板上。贮箱上法兰通过贮箱拉杆和贮箱连接板与柱形承力筒上端框 21连接，具体的，每个贮箱8的上法兰与相邻的两个贮箱8上法兰之间通过贮箱连接板7固定连接，每个贮箱8的上法兰上与两个贮箱连接板7对称处分别通过一个贮箱拉杆6与柱形承力筒2的上端最近处固定连接。4个贮箱、4个贮箱连接板7和8个贮箱拉杆6组成“井”形结构，实现贮箱横向牢固安装，见图2。贮箱拉杆6为长度可调节结构形式，用于释放贮箱纵向自由度，消除制造误差和因贮箱加压产生的纵向尺寸变化。
支撑隔板5是动力舱的主承力结构件之四，按照动力舱的构型设计，动力舱共有4块长方形隔板，4块长方形隔板拼接成如图3所示的十字形结构。每块隔板外侧边与柱形承力筒通过紧固件直接连接，隔板之间通过角片连接在一起，连接形式见图3。隔板设计时均采用由碳纤维蜂窝夹层结构13表面蒙皮12形成的碳纤维蒙蜂窝夹层结构皮材料，以减轻其重量。
本实用新型设计通过在卫星本体下方新增一个独立动力舱，实现卫星寿命期间在轨机动需求。本实用新型所述的动力舱可以推广在具有机动能力较高的低轨小卫星使用，具有一定的适应性。
本实施例的技术在与设计了一种卫星动力舱，用于承载大容量的推进剂，可以承载4个 200L贮箱，并实现贮箱的响应控制，为贮箱提供良好的力学环境。动力舱通过锥形承力筒承载650Kg质量的卫星本体，可以实现卫星在轨五年机动能力大于1000m/s要求。
以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本实用新型的保护范围。
Claims (10)
1.一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构，其特征在于：包括卫星下裙(1)、柱形承力筒(2)、锥形承力筒(3)、贮箱安装板(4)和支撑隔板(5)；所述柱形承力筒(2)、锥形承力筒(3)和贮箱安装板(4)三者同轴安装；
所述卫星下裙(1)固定于柱形承力筒(2)下端，用于连接运载火箭；
所述锥形承力筒(3)包括锥形筒体(34)，所述锥形筒体(34)底部开口端固定于柱形承力筒(2)上端，锥形筒体(34)顶部开口端用于连接卫星本体；
所述贮箱安装板(4)固定于柱形承力筒(2)内侧中部，贮箱安装板(4)上均匀分布有多个贮箱安装孔(41)，每个贮箱安装孔(41)上对应与一个贮箱(8)的下法兰固定安装连接，多个贮箱的上法兰通过贮箱拉杆(6)和贮箱连接板(7)与柱形承力筒(2)的上端连接，从而对贮箱横向限位；
所述支撑隔板(5)安装在贮箱安装板(4)下面，支撑隔板(5)上侧边与贮箱安装板(4)连接，支撑隔板(5)外侧边和柱形承力筒(2)连接。
2.根据权利要求1所述的一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构，其特征在于：所述柱形承力筒(2)、锥形承力筒(3)、贮箱安装板(4)和支撑隔板(5)的本体选用材料均是由碳纤维蜂窝夹层结构(13)表面蒙皮(12)形成的碳纤维蒙蜂窝夹层结构皮材料。
3.根据权利要求2所述的一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构，其特征在于：所述贮箱安装板(4)内还预埋承力框(11)。
4.根据权利要求1或2所述的一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构，其特征在于：所述柱形承力筒(2)中预埋有柱形承力筒上端框(21)、柱形承力筒中端框(22)和柱形承力筒下端框(23)；所述贮箱的上法兰通过贮箱拉杆(6)和贮箱连接板(7)与柱形承力筒(2)的柱形承力筒上端框(21)连接；所述卫星下裙(1)与柱形承力筒下端框(23)连接；所述锥形筒体(34)底部开口端与柱形承力筒上端框(21)连接。
5.根据权利要求1或2所述的一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构，其特征在于：所述锥形承力筒(3)中预埋有锥形承力筒上端框(31)和锥形承力筒下端框(33)，锥形承力筒上端框(31)和锥形承力筒下端框(33)之间通过锥形承力筒加强条(32)连接；所述锥形承力筒上端框(31)预留与卫星本体的连接接口用于与卫星本体的连接，锥形承力筒下端框(33)预留与柱形承力筒(2)上端的连接接口用于与柱形承力筒(2)上端的连接。
6.根据权利要求1所述的一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构，其特征在于：所述贮箱安装板(4)上均匀安装有4个贮箱(8)。
7.根据权利要求6所述的一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构，其特征在于：每个贮箱(8)的上法兰与相邻的两个贮箱(8)上法兰之间通过贮箱连接板(7)固定连接，每个贮箱(8)的上法兰上与两个贮箱连接板(7)对称处分别通过一个贮箱拉杆(6)与柱形承力筒(2)的上端最近处固定连接；4个贮箱、4个贮箱连接板(7)和8个贮箱拉杆(6)组成井字形结构。
8.根据权利要求1或7所述的一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构，其特征在于：所述贮箱拉杆(6)为长度可调节的伸缩杆。
9.根据权利要求6所述的一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构，其特征在于：每个贮箱(8)的体积不小于200L，锥形筒体(34)上能够承载不小于650Kg质量的卫星本体。
10.根据权利要求1所述的一种能够承载大容量推进剂的卫星动力舱结构，其特征在于：所述支撑隔板(5)包括4块长方形隔板，4块长方形隔板拼接成十字形结构。
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|---|---|---|---|---|
| CN117401185A (zh) * | 2023-12-14 | 2024-01-16 | 哈尔滨工大卫星技术有限公司 | 一种适用于大载荷的高承载比微纳卫星结构及其装配方式 |
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- 2022-01-14 CN CN202220092215.0U patent/CN217125165U/zh active Active
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| CN117401185B (zh) * | 2023-12-14 | 2024-03-19 | 哈尔滨工大卫星技术有限公司 | 一种适用于大载荷的高承载比微纳卫星结构及其装配方式 |
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