CN112298617B - 一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构，包括：中心承力筒、氧箱、两个燃箱、两个水平托架、四个侧板、上内撑板、下内撑板、承力筒转接框及两个以上连接组件；承力筒转接框下端与中心承力筒的承力筒上框可拆卸的连接；承力筒转接框上端的标准包带接口通过包带与外部的载荷舱可拆卸的连接；氧箱、上内撑板和下内撑板均同轴安装在中心承力筒内部；两个水平托架分别固定在中心承力筒的外圆周面上；两个燃箱分别同轴固定在对应的水平托架的圆环内；水平托架的两侧通过侧板及连接组件与中心承力筒的侧壁及上内撑板、下内撑板一体连接；该结构具备和载荷舱在轨分离的功能，且三个贮箱并联布局承载，能够降低卫星质心，实现结构高效承载。

Description

一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构

技术领域

本发明属于航天器结构技术领域，具体涉及一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构。

背景技术

卫星的轨道转移常用的有两种方案，一种是利用火箭的上面级实现完成卫星的轨道转移，一种是卫星设计配置推进服务舱，利用推进服务舱的推进系统实现轨道转移。火箭的上面级是一种相对独立的运载器，由于其独立性需要配置完整的动力系统、电子系统等，所以重量较大；常规卫星配置的推进舱不可与载荷舱分离，导致入轨后推进舱也始终与载荷舱在轨运行，影响卫星性能，若卫星需要再次电推变轨，则大重量的推进服务舱降低了变轨效率，损耗了卫星能源。

当前大承载卫星的推进服务舱结构一般采用中心承力筒式，中心承力筒贯穿于整个卫星，两个贮箱(即一个氧箱和一个燃箱)串联于中心承力筒内部，该构型一般质心较高，整星频率较低，且推进服务舱与载荷舱为一体结构，不可分离。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构，该结构具备和载荷舱在轨分离的功能，且三个贮箱(即一个氧箱和两个燃箱)并联布局承载，能够降低卫星质心，实现结构高效承载。

本发明是通过下述技术方案实现的：

一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构，包括：中心承力筒、氧箱、两个燃箱、两个水平托架、四个侧板、上内撑板、下内撑板、承力筒转接框及两个以上连接组件；

所述中心承力筒的上端固连一个承力筒上框，中心承力筒的下端固连一个运载对接框，所述运载对接框用于与外部的运载火箭连接；

所述水平托架由圆环及连接板一体成型，所述连接板的侧边A与圆环的外圆周面交汇，与所述侧边A相对的侧边B加工为与所述中心承力筒的外径相同的圆弧段，用于与所述中心承力筒的外圆周面相配合；

所述侧板为三角形板体，令三角形板体的三个角分别为角A、角B及角C；三角形板体的角A两侧的两个侧边各埋有一个承力梁A，两个承力梁A与侧板形成三角形承力结构；

所述上内撑板和下内撑板结构相同，均为梁板复合结构，所述梁板复合结构的面板为加工有矩形孔的圆板；所述梁板复合结构的面板内埋有四个承力梁B，四个承力梁B分别设置在所述矩形孔的四边，四个承力梁B组成矩形承力结构；

所述承力筒转接框为一体式环状结构，承力筒转接框的下端设有外翻法兰，承力筒转接框的上端设有内翻法兰及外翻的标准包带接口；

整体连接关系如下：所述承力筒转接框下端的外翻法兰与中心承力筒的承力筒上框可拆卸的连接；所述承力筒转接框上端的内翻法兰及标准包带接口通过包带与外部的载荷舱可拆卸的连接；

所述氧箱、上内撑板和下内撑板均同轴安装在中心承力筒内部；其中，所述上内撑板和下内撑板分别位于中心承力筒的两端，所述氧箱位于上内撑板和下内撑板之间，且上内撑板与中心承力筒可拆卸的连接；

两个水平托架的圆弧段分别固定在中心承力筒的外圆周面上；且两个水平托架以中心承力筒的轴线为中心线中心对称分布；

两个燃箱分别同轴固定在对应的水平托架的圆环内，实现两个燃箱和氧箱的并联分布；

每个水平托架的两侧各安装有一个侧板，每个所述侧板的角A均与对应的水平托架的一个侧边固连；侧板的角B通过连接组件与中心承力筒的侧壁及上内撑板一体连接；侧板的角C通过另一个连接组件与中心承力筒的侧壁及下内撑板一体连接。

进一步的，还包括：两个燃箱连接法兰和四个燃箱拉杆；

所述燃箱连接法兰为加工有中心孔的板状结构，所述板状结构的外缘延伸出两个圆形连接法兰；

所述燃箱拉杆由管体及固定在管体两端的接头组成；

两个燃箱连接法兰分别固定在对应的燃箱顶部；每个燃箱连接法兰的两个圆形连接法兰分别通过燃箱拉杆与位于同一个燃箱两侧的，且同时与上内撑板连接的两个连接组件连接。

进一步的，每个所述连接组件均包括四个角盒，四个角盒分别为外侧大角盒、外侧小角盒、内侧上角盒和内侧下角盒；

位于中心承力筒上端的连接组件的连接关系如下：

所述外侧大角盒和外侧小角盒分别固定在侧板的角B的两侧，所述内侧上角盒和内侧下角盒分别固定在上内撑板的两侧；且外侧大角盒与中心承力筒的侧壁、内侧上角盒和内侧下角盒通过螺钉一体连接；外侧小角盒与中心承力筒的侧壁、内侧上角盒和内侧下角盒通过螺钉一体连接；所述燃箱拉杆与外侧小角盒连接；

位于中心承力筒下端的连接组件的连接关系如下：

所述外侧大角盒和外侧小角盒分别固定在侧板的角C的两侧，所述内侧上角盒和内侧下角盒分别固定在下内撑板的两侧；且外侧大角盒与中心承力筒的侧壁、内侧上角盒和内侧下角盒通过螺钉一体连接；外侧小角盒与中心承力筒的侧壁、内侧上角盒和内侧下角盒通过螺钉一体连接。

进一步的，所述水平托架为蒙皮加筋结构，即一体成型的圆环和连接板的主体为蒙皮结构，蒙皮结构的下表面设有横纵加筋结构。

进一步的，所述中心承力筒的筒壁、侧板的三角形板体、上内撑板及下内撑板的面板均为碳纤维蜂窝夹层结构。

进一步的，所述水平托架、承力筒转接框及燃箱连接法兰均采用金属材料制成。

进一步的，所述承力梁A和承力梁B均采用M55J复合材料。

进一步的，所述燃箱拉杆的管体采用碳纤维复合材料，接头采用金属材料。

有益效果：(1)本发明的承力筒转接框上设有的1194A标准包带接口，与载荷舱通过包带连接，在轨后通过包带解锁实现载荷舱与推进舱的在轨分离，降低了卫星入轨后的重量，降低卫星资源损耗，实现了航天器资源的高效利用；且一个氧箱位于中心承力筒内部，两个燃箱分别分布于中心承力筒外部两侧，实现三个贮箱(即一个氧箱和两个燃箱)的并联布局，降低了卫星质心，降低了结构干重，推进舱结构重量为150kg，承载能力不小于4500kg，高效利用了卫星资源，并解决了卫星布局和承载难题。

(2)由于中心承力筒的壁厚较薄，无法承受大的拉拔载荷，本发明通过设置侧板与内埋的承力梁A组成的三角形承力结构及上内撑板、下内撑板与各自内埋的承力梁B组成的矩形承力结构，使得载荷得到传递和平衡，解决了两个燃箱外挂于中心承力筒的承载难题。

(3)本发明设有可重复拆装的承力筒转接框，承力筒转接框的下端与承力筒转接框可拆卸的连接，承力筒转接框拆卸后可实现氧箱的安装，之后再通过螺钉实现承力筒转接框和中心承力筒的复装；且承力筒转接框的上端设有1194A标准包带接口，与载荷舱通过包带进行连接，在轨通过包带解锁实现推进舱与载荷舱的分离；同时由于1194A标准包带接口为标准接口，推进舱与载荷舱通过标准接口实现连接，连接方式简单，接口统一，推进舱可单独实现部装与总装，可实现推进舱的模块化研制；且承力筒转接框的上端设有内翻法兰，提高了推进舱与载荷舱的对接刚度。

附图说明

图1为本发明的结构组成图；

图2为本发明的俯视图；

图3为中心承力筒的结构示意图；

图4为侧板的结构示意图；

图5为水平托架的俯视图；

图6为水平托架的仰视图；

图7为上内撑板及下内撑板的结构示意图；

图8为燃箱连接法兰的结构示意图；

图9为承力筒转接框的结构示意图；

图10为连接组件的连接示意图；

其中，1-氧箱，2-第一燃箱，3-第二燃箱，4-中心承力筒，5-第一水平托架，6-第二水平托架，7-第一侧板，8-第二侧板，9-第三侧板，10-第四侧板，11-燃箱连接法兰，12-燃箱拉杆，14-上内撑板，15-下内撑板，16-承力筒转接框，17-承力筒上框，18-运载对接框，19-第一承力梁，20-第二承力梁，21-第三承力梁，22-第四承力梁，23-第五承力梁，24-第六承力梁，25-外侧大角盒，26-外侧小角盒，27-内侧上角盒。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本实施例提供了一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构，参见附图1-2，包括：中心承力筒4、氧箱1、两个燃箱、两个水平托架、四个侧板、两个燃箱连接法兰11、四个燃箱拉杆12、上内撑板14、下内撑板15、承力筒转接框16及两个以上连接组件；

两个燃箱分别为第一燃箱2和第二燃箱3；

参见附图3，所述中心承力筒4的上端通过胶接固连一个承力筒上框17，中心承力筒4的下端通过胶接固连一个运载对接框18，所述运载对接框18用于与外部的运载火箭连接；所述中心承力筒4的筒壁为碳纤维蜂窝夹层结构；

参见附图5-6，所述水平托架由圆环及连接板一体成型，所述连接板的侧边A与圆环的外圆周面交汇，与所述侧边A相对的侧边B加工为与所述中心承力筒4的外径相同的圆弧段，用于与所述中心承力筒4的外圆周面相配合；所述水平托架为蒙皮加筋结构，即一体成型的圆环和连接板的主体为蒙皮结构，蒙皮结构的下表面设有横纵加筋结构，用于提高水平托架的强度和刚度；所述水平托架采用金属材料制成；令两个水平托架分别为第一水平托架5和第二水平托架6；

参见附图4，所述侧板为三角形板体，令三角形板体的三个角分别为角A、角B及角C；三角形板体的角A两侧的两个侧边各埋有一个承力梁A，每个承力梁A与其所在三角形板体的侧边平行；两个承力梁A分别为第一承力梁19和第二承力梁20，两个承力梁A与侧板形成三角形承力结构；四个侧板分别为第一侧板7、第二侧板8、第三侧板9及第四侧板10；所述侧板的三角形板体为碳纤维蜂窝夹层结构；承力梁A采用M55J复合材料，承力梁A的宽度为50mm；

参见附图8，所述燃箱连接法兰11为加工有中心孔的板状结构，所述板状结构的外缘延伸出两个圆形连接法兰；所述燃箱连接法兰11采用金属材料制成；

所述燃箱拉杆12由管体及通过胶黏剂固定在管体两端的接头组成；所述管体的壁厚为2mm；所述管体采用碳纤维复合材料，所述接头采用金属材料；

参见附图7，所述上内撑板14和下内撑板15结构相同，均为梁板复合结构，所述梁板复合结构的面板为碳纤维蜂窝夹层结构，外形为加工有矩形孔的圆板；所述梁板复合结构的面板内埋有四个承力梁B，四个承力梁B分别设置在所述矩形孔的四边，且每个承力梁B与对应的矩形孔的边平行，四个承力梁B组成矩形承力结构；四个承力梁B分别为第三承力梁21、第四承力梁22、第五承力梁23及第六承力梁24；所述承力梁B采用M55J复合材料，承力梁B宽度为40mm；

参见附图9，所述承力筒转接框16为一体式环状结构，承力筒转接框16的下端设有外翻法兰，承力筒转接框16的上端设有内翻法兰及外翻的1194A标准包带接口；所述内翻法兰用于增加承力筒转接框16刚度，使所述1194A标准包带接口与外部的载荷舱通过包带连接时，提高连接的可靠度；所述承力筒转接框16的轴向长度为80mm，壁厚为3mm，采用金属材料制成；

整体连接关系如下：所述承力筒转接框16下端的外翻法兰通过螺钉与中心承力筒4的承力筒上框17可拆卸的连接；所述承力筒转接框16上端的内翻法兰及1194A标准包带接口通过包带与外部的载荷舱可拆卸的连接；

所述氧箱1、上内撑板14和下内撑板15均同轴安装在中心承力筒4内部；其中，所述上内撑板14和下内撑板15分别位于中心承力筒4的两端，所述氧箱1位于上内撑板14和下内撑板15之间，且上内撑板14通过螺钉与中心承力筒4可拆卸的连接；

两个水平托架的圆弧段分别固定在中心承力筒4的外圆周面上；且两个水平托架以中心承力筒4的轴线为中心线中心对称分布；

两个燃箱分别通过螺钉同轴固定在对应的水平托架的圆环内，实现两个燃箱和氧箱1的并联分布；

每个水平托架的两侧各安装有一个侧板，每个所述侧板的角A均通过螺钉与对应的水平托架的一个侧边固连；侧板的角B通过连接组件与中心承力筒4的侧壁及上内撑板14一体连接；侧板的角C通过另一个连接组件与中心承力筒4的侧壁及下内撑板15一体连接；

两个燃箱连接法兰11分别通过螺钉固定在对应的燃箱顶部；每个燃箱连接法兰11的两个圆形连接法兰分别通过燃箱拉杆12与位于同一个燃箱两侧的，且同时与上内撑板14连接的两个连接组件连接；

其中，参见附图10，每个所述连接组件均包括四个角盒，四个角盒分别为外侧大角盒25、外侧小角盒26、内侧上角盒27和内侧下角盒；

位于中心承力筒4上端的连接组件的连接关系如下：

所述外侧大角盒25和外侧小角盒26分别固定在侧板的角B的两侧，所述内侧上角盒27和内侧下角盒分别固定在上内撑板14的两侧；且外侧大角盒25与中心承力筒4的侧壁、内侧上角盒27和内侧下角盒通过螺钉一体连接；外侧小角盒26与中心承力筒4的侧壁、内侧上角盒27和内侧下角盒通过螺钉一体连接；所述燃箱拉杆12与外侧小角盒26连接；

位于中心承力筒4下端的连接组件的连接关系如下：

所述外侧大角盒25和外侧小角盒26分别固定在侧板的角C的两侧，所述内侧上角盒27和内侧下角盒分别固定在下内撑板15的两侧；且外侧大角盒25与中心承力筒4的侧壁、内侧上角盒27和内侧下角盒通过螺钉一体连接；外侧小角盒26与中心承力筒4的侧壁、内侧上角盒27和内侧下角盒通过螺钉一体连接。

工作原理：由于氧箱1需要最后安装在中心承力筒4内，当装配氧箱1时，由于承力筒转接框16上端的内翻法兰及上内撑板14的存在，无法使得氧箱1直接装配进入中心承力筒4内，因此，需要先拆除承力筒转接框16和上内撑板14后，再装配氧箱1；

所述承力筒转接框16上端的内翻法兰及1194A标准包带接口通过包带与外部的载荷舱可拆卸的连接；当卫星推进服务舱主结构与外部的载荷舱分离时，拆除包带连接即实现二者的分离；

所述燃箱载荷通过水平托架传递到侧板与承力梁A组成的三角形承力结构上，进而通过连接组件传递到上内撑板14和下内撑板15与承力梁B组成的矩形承力结构上；所述燃箱拉杆12承载横向载荷，所述载荷通过连接组件传递到上内撑板14和下内撑板15与承力梁B组成的矩形承力结构上；所述侧板与承力梁A组成的三角形承力结构及上内撑板14和下内撑板15与承力梁B组成的矩形承力结构使得载荷得到传递和平衡，解决了燃箱外挂于中心承力筒4，导致中心承力筒4需承受大的拉拔载荷，而中心承力筒4的壁厚较薄，无法承受大的拉拔载荷的承载难题。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构，其特征在于，包括：中心承力筒(4)、氧箱(1)、两个燃箱、两个水平托架、四个侧板、上内撑板(14)、下内撑板(15)、承力筒转接框(16)及八个以上连接组件；

所述中心承力筒(4)的上端固连一个承力筒上框(17)，中心承力筒(4)的下端固连一个运载对接框(18)，所述运载对接框(18)用于与外部的运载火箭连接；

所述水平托架由圆环及连接板一体成型，所述连接板的侧边A与圆环的外圆周面交汇，与所述侧边A相对的侧边B加工为与所述中心承力筒(4)的外径相同的圆弧段，用于与所述中心承力筒(4)的外圆周面相配合；

所述侧板为三角形板体，令三角形板体的三个角分别为角A、角B及角C；三角形板体的角A两侧的两个侧边各埋有一个承力梁A，两个承力梁A与侧板形成三角形承力结构；

所述上内撑板(14)和下内撑板(15)结构相同，均为梁板复合结构，所述梁板复合结构的面板为加工有矩形孔的圆板；所述梁板复合结构的面板内埋有四个承力梁B，四个承力梁B分别设置在所述矩形孔的四边，四个承力梁B组成矩形承力结构；

所述承力筒转接框(16)为一体式环状结构，承力筒转接框(16)的下端设有外翻法兰，承力筒转接框(16)的上端设有内翻法兰及外翻的标准包带接口；

整体连接关系如下：所述承力筒转接框(16)下端的外翻法兰与中心承力筒(4)的承力筒上框(17)可拆卸的连接；所述承力筒转接框(16)上端的内翻法兰及标准包带接口通过包带与外部的载荷舱可拆卸的连接；

所述氧箱(1)、上内撑板(14)和下内撑板(15)均同轴安装在中心承力筒(4)内部；其中，所述上内撑板(14)和下内撑板(15)分别位于中心承力筒(4)的两端，所述氧箱(1)位于上内撑板(14)和下内撑板(15)之间，且上内撑板(14)与中心承力筒(4)可拆卸的连接；

两个水平托架的圆弧段分别固定在中心承力筒(4)的外圆周面上；且两个水平托架以中心承力筒(4)的轴线为中心线中心对称分布；

两个燃箱分别同轴固定在对应的水平托架的圆环内，实现两个燃箱和氧箱(1)的并联分布；

每个水平托架的两侧各安装有一个侧板，每个所述侧板的角A均与对应的水平托架的一个侧边固连；侧板的角B通过连接组件与中心承力筒(4)的侧壁及上内撑板(14)一体连接；侧板的角C通过另一个连接组件与中心承力筒(4)的侧壁及下内撑板(15)一体连接。

2.如权利要求1所述的一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构，其特征在于，还包括：两个燃箱连接法兰(11)和四个燃箱拉杆(12)；

所述燃箱连接法兰(11)为加工有中心孔的板状结构，所述板状结构的外缘延伸出两个圆形连接法兰；

所述燃箱拉杆(12)由管体及固定在管体两端的接头组成；

两个燃箱连接法兰(11)分别固定在对应的燃箱顶部；每个燃箱连接法兰(11)的两个圆形连接法兰分别通过燃箱拉杆(12)与位于同一个燃箱两侧的，且同时与上内撑板(14)连接的两个连接组件连接。

3.如权利要求2所述的一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构，其特征在于，每个所述连接组件均包括四个角盒，四个角盒分别为外侧大角盒(25)、外侧小角盒(26)、内侧上角盒(27)和内侧下角盒；

位于中心承力筒(4)上端的连接组件的连接关系如下：

所述外侧大角盒(25)和外侧小角盒(26)分别固定在侧板的角B的两侧，所述内侧上角盒(27)和内侧下角盒分别固定在上内撑板(14)的两侧；且外侧大角盒(25)与中心承力筒(4)的侧壁、内侧上角盒(27)和内侧下角盒通过螺钉一体连接；外侧小角盒(26)与中心承力筒(4)的侧壁、内侧上角盒(27)和内侧下角盒通过螺钉一体连接；所述燃箱拉杆(12)与外侧小角盒(26)连接；

位于中心承力筒(4)下端的连接组件的连接关系如下：

所述外侧大角盒(25)和外侧小角盒(26)分别固定在侧板的角C的两侧，所述内侧上角盒(27)和内侧下角盒分别固定在下内撑板(15)的两侧；且外侧大角盒(25)与中心承力筒(4)的侧壁、内侧上角盒(27)和内侧下角盒通过螺钉一体连接；外侧小角盒(26)与中心承力筒(4)的侧壁、内侧上角盒(27)和内侧下角盒通过螺钉一体连接。

4.如权利要求1所述的一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构，其特征在于，所述水平托架为蒙皮加筋结构，即一体成型的圆环和连接板的主体为蒙皮结构，蒙皮结构的下表面设有横纵加筋结构。

5.如权利要求1所述的一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构，其特征在于，所述中心承力筒(4)的筒壁、侧板的三角形板体、上内撑板(14)及下内撑板(15)的面板均为碳纤维蜂窝夹层结构。

6.如权利要求2所述的一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构，其特征在于，所述水平托架、承力筒转接框(16)及燃箱连接法兰(11)均采用金属材料制成。

7.如权利要求1所述的一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构，其特征在于，所述承力梁A和承力梁B均采用M55J复合材料。

8.如权利要求2所述的一种在轨可分离卫星推进服务舱主结构，其特征在于，所述燃箱拉杆(12)的管体采用碳纤维复合材料，接头采用金属材料。

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