CN218617222U - 一种单星连接环及单星连接装置 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种单星连接环及单星连接装置。单星连接环包括环本体和与所述环本体相连的连接接口，所述连接接口包括卫星连接接口和火箭连接接口，所述火箭连接接口设于所述环本体的轴向，所述卫星连接接口设于所述环本体的侧面，所述卫星连接接口包括连接板组件，该连接板组件包括与相连的卫星本体的主承力梁的长度方向大致平行的连接板，沿每个相连的主承力梁的长度方向设有至少两个大致平行的连接板。本申请的方案能够适用平板式卫星，方便实现卫星与火箭的分离，连接承力方向设计合理，能够增强连接强度，避免应力集中，结构重量轻。

Description

一种单星连接环及单星连接装置

技术领域

本实用新型涉及卫星技术领域，特别涉及一种单星连接环及单星连接装置。

背景技术

随着现代大型航天器的发展，航天器比如卫星对系统能源提出了更高的要求。为降低航天发射成本，航天器设计应尽可能地减轻质量，因此平板式卫星应运而生。该种结构的卫星可以达到航天器系统要求的大尺寸、轻质量和高刚度。

目前，星箭连接与分离采用包带式连接分离装置和爆炸螺栓连接，该种结构形式适用于箱式卫星。因此，对于平板式卫星的发射分离连接需要设计新的方案。

实用新型内容

本公开提供一种单星连接环及单星连接装置，以使得星箭连接环能够适用平板式卫星，以方便实现卫星与火箭的分离。

根据本公开，首先提供一种单星连接环，包括环本体和与所述环本体相连的连接接口，所述连接接口包括卫星连接接口和火箭连接接口，所述火箭连接接口设于所述环本体的轴向，所述卫星连接接口设于所述环本体的侧面，所述卫星连接接口包括连接板组件，该连接板组件包括与相连的卫星本体的主承力梁的长度方向大致平行的连接板，沿每个相连的主承力梁的长度方向设有至少两个大致平行的连接板。

根据本申请示例实施例，所述卫星连接接口还包括第一连接孔，所述第一连接孔的轴向平行所述环本体的轴线。

根据本申请示例实施例，所述第一连接孔包括若干个，该若干个中至少部分布置在每组所述大致平行的连接板上或连接板周围。

根据本申请示例实施例，所述连接板自所述环本体外周面向外大致与外周面垂直延伸，每平行的一组连接板间设有加强筋板；所述加强筋板在所述连接板之间设置或在所述连接板的顶部延伸连接至所述环本体。

根据本申请示例实施例，所述连接板组件包括两组分别平行的连接板，该两组连接板相互交叉相连设置或间隔相连设置。

根据本申请示例实施例，所述两组连接板相互交叉相连，在沿所述环本体的轴向投影形成大致为三角形的外形；或者，所述两组连接板间隔相连，在沿所述环本体的轴向投影形成大致呈扇形的外形。

根据本申请示例实施例，所述连接接口还包括分离装置连接接口，所述分离装置连接接口设于所述环本体内，包括沿所述环本体内壁环绕的环形板，所述环形板设有中空内口和在所述环形板上开设的第二连接孔，所述环本体在所述环形板的两侧分别设有端部开口的腔体。

根据本申请示例实施例，所述火箭连接接口设于所述环本体的底部内端口，所述内端口呈内锥形，该内锥形的轴线与所述环本体的轴线同轴设置。

根据本申请示例实施例，所述连接接口还包括行程开关接口，该行程开关接口设于所述环本体的侧面低端，该行程开关接口设有若干轴向与所述环本体的轴线垂直的开关连接孔，用于安装检测卫星与火箭分离行程的行程开关；所述连接接口还包括工装接口，所述工装接口包括环向接口和侧接口，所述环向接口设于所述环本体的外环低端，沿所述环本体的外周面环绕设置，包括轴向与所述环本体的轴线平行的第三连接孔，所述侧接口设于所述环本体的外侧，包括沿所述环本体的外周面凸起的安装座，所述安装座上设有第四连接孔；所述连接接口还包括压紧盖板接口，设于所述环本体的顶端，用于安装压紧盖板，该压紧盖板被配置为使太阳翼与卫星本体固定设置。

本公开还提出一种单星连接装置，用于连接单个卫星，包括一组所述的单星连接环，一组所述单星连接环分别连接卫星的主承力梁，形成大致呈三角形的连接位置结构。

本申请提供的方案能够适用平板式卫星，方便实现卫星与火箭的分离，连接承力方向设计合理，能够增强连接强度，避免应力集中，结构重量轻。

为能更进一步了解本实用新型的特征及技术内容，请参阅以下有关本实用新型的详细说明与附图，但是此说明和附图仅用来说明本实用新型，而非对本实用新型的保护范围作任何的限制。

附图说明

下面结合附图详细说明本公开的实施方式。这里，构成本公开一部分的附图用来提供对本公开的进一步理解。本公开的示意性实施例及其说明用于解释本公开，并不构成对本公开的不当限定。附图中：

图1示出根据本申请示例实施例的单星连接环立体结构示意图；

图2示出图1单星连接环俯视结构示意图；

图3示出根据本申请示例实施例的另一单星连接环立体结构示意图；

图4示出图3单星连接环的俯视结构示意图；

图5示出图2单星连接环A-A的剖视结构示意图；

图6示出根据本申请示例实施例的卫星体通过单星连接环连接的结构示意图。

附图标记列表：

10单星连接环 1011内端口

101环本体 102连接接口

1021卫星连接接口 1023分离装置连接接口

10211连接板 10231环形板

10211a第一连接板 102311中空内口

10211b第二连接板 102312第二连接孔

10211c第三连接板 1024行程开关接口

10211d第四连接板 10241开关连接孔

10211e第五连接板 1025工装接口

10211f第六连接板 10251环向接口

10211g第七连接板 102511第三连接孔

10211h第八连接板 10252侧接口

10212第一连接孔 102521第四连接孔

10213加强筋板 1026压紧盖板接口

10213a第一加强筋板

10213b第二加强筋板

1022火箭连接接口

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施例。然而，示例实施例能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施例；相反，提供这些实施例使得本申请将全面和完整，并将示例实施例的构思全面地传达给本领域的技术人员。在图中相同的附图标记表示相同或类似的部分，因而将省略对它们的重复描述。

所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本公开的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本公开的技术方案而没有这些特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方式、组元、材料、装置等。在这些情况下，将不详细示出或描述公知结构、方法、装置、实现、材料或者操作。

附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按所描述的顺序执行。例如，有的操作/步骤还可以分解，而有的操作/步骤可以合并或部分合并，因此实际执行的顺序有可能根据实际情况改变。

本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别不同对象，而不是用于描述特定顺序。此外，术语“包括”和“具有”以及它们任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。例如包含一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备没有限定于已列出的步骤或单元，而是可选地还包括没有列出的步骤或单元，或可选地还包括对于这些过程、方法、产品或设备固有的其他步骤或单元。

卫星被运载火箭运送至一定空间高度后，需要将卫星从火箭上分离。如何设计卫星与火箭的连接及分离是极其关键的，如果设计不合理，可能不便于卫星与火箭的分离，或者影响卫星与火箭之间的刚度等力学性能。因此，既需要考虑卫星体的整体框架结构，又需要考虑连接承力点处的设计，综合起来才能使得整体方案更为合理可靠。

本申请基于上述考虑，将卫星框架设计为平板式结构，并使得该平板式结构与火箭具有几处主连接点，几处主连接点处设计连接环，以连接火箭，并使得需要分离时便于二者的顺利分离操作。在设计连接环时，既考虑了与火箭连接的承力关系，又考虑了卫星体自身的组成结构，也就是连接环既作为卫星与火箭的连接点，又是卫星体本身框架的连接点，因此设计时综合考虑多种因素。

图1示出根据本申请一实施例的单星连接环的结构示意图。

如图1所示，一种单星连接环10，主要用于火箭搭载运送单颗卫星的情形，单星连接环10包括环本体101和与环本体101相连的连接接口102。环本体101可大致呈柱形，横截面大致呈环形。

连接接口102主要包括卫星连接接口1021和火箭连接接口1022。火箭连接接口1022用于在火箭内安装时连接火箭体，设于环本体101的轴向。卫星连接接口1021设于环本体101的侧面，用于卫星体本身内部的连接。

卫星体可由多个结构件连接组合而成，比如可由多个框架组合形成平板式结构。

卫星连接接口1021主要包括连接板组件，该连接板组件包括与相连的卫星本体的主承力梁的长度方向大致平行的连接板10211，沿每个相连的主承力梁的长度方向设有至少两个大致平行的连接板10211。

如图2所示，在x1方向即与第一主承力梁的连接方向，设有两块平行的第一连接板10211a和第二连接板10211b，在x2方向即与第二主承力梁的连接方向，设有两块平行的第三连接板10211c和第四连接板10211d。

上述的方案，使得卫星体的各连接环之间在主承力梁的连接关系下，受到沿主承力梁长度方向的拉力或压力作用后，主要由相平行的连接板受力，而且受力方向沿着连接板的延伸方向，不会使得连接板受到较大的剪力，这样使得连接结构的刚度增强，同时避免了应力集中。

根据本申请示例实施例，连接板10211自环本体101外周面向外大致与环本体的外周面垂直延伸。

为了加强刚度和强度，每平行的一组连接板间设有加强筋板10213。加强筋板可在连接板之间设置或在连接板的顶部延伸连接至环本体。该两种设置方式如图2的第一加强筋板10213a及图5的第二加强筋板10213b所示。加强筋板的数量及方式可不受此实施方式限制。

根据本申请示例实施例，连接板组件包括两组分别平行的连接板10211，该两组连接板10211相互交叉相连设置或间隔相连设置。如图1、2所示两块平行的第一连接板10211a和第二连接板10211b与另两块平行的第三连接板10211c和第四连接板10211d成相互交叉设置的方式，而图3、4所示的两块平行的第五连接板10211e和第六连接板10211f与另两块平行的第七连接板10211g和第八连接板10211h呈间隔设置，并在它们之间连接若干加强筋板。

各连接板及加强筋板可以是一整体件加工而成。

根据本申请示例实施例，两组连接板相互交叉相连，在沿环本体101的轴向投影形成大致为三角形的外形，如图2所示；或者，两组连接板间隔相连，在沿环本体101的轴向投影形成大致呈扇形的外形，如图4所示。

具体设置几组平行连接板及它们的组合方式可视具体需要而定。

为了将该卫星连接接口1021与卫星本体的主承力梁连接，根据本申请示例实施例，卫星连接接口1021还包括第一连接孔10212，第一连接孔的轴向平行环本体的轴线。该第一连接孔10212可用于安装螺栓，以进行定位连接或固定连接。如此设计，便于使得卫星连接接口1021整体与卫星主承力梁上下叠放安装，而且方便拆卸。

根据本申请示例实施例，第一连接孔10212可包括若干个，该若干个中至少部分布置在每组大致平行的连接板上或连接板周围。如此设计使得在主承力方向上分布承力点，使结构整体受力比较平衡。

第一连接孔10212可包括相同或不同的孔，孔的具体形式也可不受限制。

根据本申请示例实施例，如图5所示，火箭连接接口1022设于环本体101的底部内端口1011处，内端口1011的最底内缘呈内锥形，该内锥形的轴线与环本体101的轴线同轴设置，内端口1011的底面为平面，共同配合连接。如此设计，便于卫星本体与火箭体的精确定位，而且采用锥形口上下套接连接，方便分离。

根据本申请示例实施例，如图2、4、5所示，连接接口102还包括分离装置连接接口1023，用于安装卫星和火箭的分离装置。分离装置可为弹簧式连接体及爆炸螺栓等该领域所用结构方式，此处不再赘述。

根据本申请示例实施例，分离装置连接接口1023设于环本体的轴向，可设在环本体101内，包括沿环本体101内壁环绕的环形板10231，环形板10231设有中空内口102311和在环形板10231上开设的第二连接孔102312，环本体101在环形板10231的两侧分别设有端部开口的腔体。中空内口102311方便安装弹簧式连接体，第二连接孔102312可用于安装螺栓。如此设计，使得结构紧凑，节省空间。

根据本申请示例实施例，如图1所示，连接接口102还包括行程开关接口1024，该行程开关接口1024设于环本体101的侧面低端，该行程开关接口1024设有若干轴向与环本体101的轴线垂直的开关连接孔10241，用于安装检测卫星与火箭分离行程的行程开关。开关连接孔10241可设置在环本体101外周凸起的块体上。

根据本申请示例实施例，如图1、2、3、5所示，连接接口102还包括工装接口1025，用于在地面试验时将卫星本体固定在工装上。

根据本申请示例实施例，工装接口1025可包括环向接口10251和侧接口10252，环向接口10251设于环本体101的外环低端，沿环本体101的外周面环绕设置，包括轴向与环本体101的轴线平行的第三连接孔102511。侧接口10252设于环本体101的外侧，包括沿环本体101的外周面凸起的安装座，安装座上设有第四连接孔102521。安装座的形式不限，可根据工装进行设计，比如可以是在环本体101上横向设置，也可以竖向设置，还可以是块状结构等形式。

根据本申请示例实施例，如图1、3、5所示，连接接口102还包括压紧盖板接口1026，用于安装压紧盖板，该压紧盖板被配置为使太阳翼与卫星本体固定设置。根据本申请示例实施例，压紧盖板接口1026可设于环本体101的顶端，可在环本体101的顶端内口处沿轴向凸起一圈环体作为与压紧盖板连接的止挡，环本体101的顶面抵接配合连接。

本公开还提出一种单星连接装置，用于连接单个卫星，如图6所示，包括一组所述的单星连接环10，一组单星连接环10分别连接卫星的主承力梁。

如图6所示，本实施方式中包括三个单星连接环10，三个单星连接环10分别交叉或顺序连接卫星本体的主承力梁A、B、C中的其中两个，形成大致呈三角形的连接位置结构。如此设计，使得卫星整体结构稳定，刚度好，受力均衡，使用材料少，结构重量轻，而且受力合理，不易产生弯扭，避免了应力集中，便于与火箭平稳分离。

上述连接装置中的单星连接环10可以是完全相同的结构，也可以是不同的结构，可根据具体卫星体的结构进行设计。

总之，本申请提供的方案能够较好地适用平板式卫星，方便实现卫星与火箭的分离，连接承力方向设计合理，能够增强连接强度，避免应力集中，结构重量轻。

最后应说明的是：以上所述仅为本公开的示例实施例而已，并不用于限制本公开，尽管参照前述实施例对本公开进行详细的说明，对于本领域的技术人员来说，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。凡在本公开的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本公开的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种单星连接环，其特征在于，包括环本体和与所述环本体相连的连接接口，所述连接接口包括卫星连接接口和火箭连接接口，所述火箭连接接口设于所述环本体的轴向，所述卫星连接接口设于所述环本体的侧面，所述卫星连接接口包括连接板组件，该连接板组件包括与相连的卫星本体的主承力梁的长度方向大致平行的连接板，沿每个相连的主承力梁的长度方向设有至少两个大致平行的连接板。

2.如权利要求1所述的单星连接环，其特征在于，所述卫星连接接口还包括第一连接孔，所述第一连接孔的轴向平行所述环本体的轴线。

3.如权利要求2所述的单星连接环，其特征在于，所述第一连接孔包括若干个，该若干个中至少部分布置在每组所述大致平行的连接板上或连接板周围。

4.如权利要求1至3任一项所述的单星连接环，其特征在于，所述连接板自所述环本体外周面向外大致与外周面垂直延伸，每平行的一组连接板间设有加强筋板；所述加强筋板在所述连接板之间设置或在所述连接板的顶部延伸连接至所述环本体。

5.如权利要求4所述的单星连接环，其特征在于，所述连接板组件包括两组分别平行的连接板，该两组连接板相互交叉相连设置或间隔相连设置。

6.如权利要求5所述的单星连接环，其特征在于，所述两组连接板相互交叉相连，在沿所述环本体的轴向投影形成大致为三角形的外形；或者，所述两组连接板间隔相连，在沿所述环本体的轴向投影形成大致呈扇形的外形。

7.如权利要求1至3或5或6任一项所述的单星连接环，其特征在于，所述连接接口还包括分离装置连接接口，所述分离装置连接接口设于所述环本体内，包括沿所述环本体内壁环绕的环形板，所述环形板设有中空内口和在所述环形板上开设的第二连接孔，所述环本体在所述环形板的两侧分别设有端部开口的腔体。

8.如权利要求1至3或5或6任一项所述的单星连接环，其特征在于，所述火箭连接接口设于所述环本体的底部内端口，所述内端口呈内锥形，该内锥形的轴线与所述环本体的轴线同轴设置。

9.如权利要求1至3或5或6任一项所述的单星连接环，其特征在于，所述连接接口还包括行程开关接口，该行程开关接口设于所述环本体的侧面低端，该行程开关接口设有若干轴向与所述环本体的轴线垂直的开关连接孔，用于安装检测卫星与火箭分离行程的行程开关；所述连接接口还包括工装接口，所述工装接口包括环向接口和侧接口，所述环向接口设于所述环本体的外环低端，沿所述环本体的外周面环绕设置，包括轴向与所述环本体的轴线平行的第三连接孔，所述侧接口设于所述环本体的外侧，包括沿所述环本体的外周面凸起的安装座，所述安装座上设有第四连接孔；所述连接接口还包括压紧盖板接口，设于环本体的顶端，用于安装压紧盖板，该压紧盖板被配置为使太阳翼与卫星本体固定设置。

10.一种单星连接装置，用于连接单个卫星，其特征在于，包括一组如权利要求1-9任一项所述的单星连接环，一组所述单星连接环分别连接卫星的主承力梁，形成大致呈三角形的连接位置结构。

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