一种新型航天器主承力结构

摘要

本发明公开了一种新型航天器主承力结构，包括推进舱结构、星形桁架结构(6)和电子舱主框架结构；所述推进舱结构的上部连接电子舱主框架结构，下部作为整星精度检测基准面和提供推进舱仪器设备的安装面；所述星形桁架结构(6)为一个由撑杆支撑的载荷安装框，位于电子舱主框架结构内，用于安装有效载荷，其撑杆的下端固定连接在推进舱结构的上部。由于本发明采用外框架侧板结构和内部星形桁架结构来构成内外双承力路径的混合式主结构来传递整星载荷，传力路径短而连续，结构紧凑、质心低，满足了整个卫星的高刚度、小惯量要求。

说明书

技术领域

本发明涉及一种航天器主承力结构，特别是用于提高小卫星平台适应能力的一种新型小卫星主承力结构。

背景技术

航天器的主承力结构主要用于承受作用在航天器上的静力和动力载荷，为所载仪器设备提供固定安装界面并保持稳定的精度，确保整体几何形状。

以卫星为例，卫星主承力结构的主要功能是：承受作用在卫星上的静力和动力载荷，为星载仪器设备提供固定安装界面并保持稳定的精度，确保整星几何形状。

卫星各分系统的仪器设备有的直接安装在主承力构件上，大多数仪器设备通过隔板和壁板等次要构件连接到主承力构件上。主承力构件形式的总体布局和质量特性要适应运载火箭的力学环境。卫星结构系统的主承力构件的承力方向要与运载火箭推力方向一致。

主承力结构是卫星的脊梁。它承受轴向、弯曲、剪切和扭转等载荷。卫星由于所选取的主承力构件的形式不同，其构型也会有很大的差别。目前主承力结构一般可分为四种形式：箱形板式、中心承力筒式、桁架式、外壳式。

箱形板式结构：主承力结构主要为蜂窝夹层板组成的箱形结构。如我国的CAST968小卫星平台、CAST2000小卫星平台的主承力结构就是采用的箱形板式结构，典型的还有美国洛克希德马丁公司的A2100卫星平台。若选择箱板式主承力结构，由于有效载荷相机较为庞大，空间占据极大，无论是立式安装还是卧式安装都不便于总装操作。

中心承力筒结构：此类卫星的主承力构件位于卫星本体的中心部位。如我国的东方红三号卫星平台就是由中心承力筒、结构板构成主承力结构。太阳翼、天线及仪器设备等通过连接接口、支架等连接到承力构件上，并将载荷传递到主传力路径上。其特点是主要通过内传力路径传递载荷，星箭对接环、隔板等板架结构也是通过内传力路径传递载荷。

对于小卫星，若要中心承力筒起主承力作用，其直径必须与对接环尺寸相当，这样的话外部空间很小，提供的设备安装空间不多，内部空间因相机的装拆空间需求而利用率较低，且不便操作。无论是侧板形式还是增加平台形式都没有办法安装设备，即使仪器设备布于外围而使整星转动惯量较大也不利于总体提出的小惯量要求。而且由于推进系统的发动机需要伸出星体外部，因此要在承力筒相应部位开孔，这样也影响了承力筒的刚度。

桁架结构：其主承力构件是由杆件组成的桁架。如美国休斯公司的HS702卫星平台。桁架可以有多种形式，因此，桁架承力式卫星的构型也呈多样化。可以采用三角形桁架或多边形桁架构架。桁架式主承力构件的构型不一样，卫星的构型也就有所不同。桁架结构对材料和结构的要求很高，在国内作为主承力结构的例子较少，技术难度较大。

外壳体结构：以舱体作为主承力构件，主要是通过外传力路径传递载荷。这类卫星往往由多个舱连接而成，舱与舱之间由舱体法兰连接，最下面与运载火箭连接的舱承受整个航天器的载荷。如我国的返回式卫星、各国的载人飞船大多采用此种结构。但当卫星中心部位有质量较大的有效载荷时，也不便于仅选择外壳作为主传力结构。

上述几种结构都采用单一的传力路线，导致纵轴惯量大，同时不能满足有效载荷的机动性。目前，单一的主承力结构已不能适应小卫星敏捷机动的需求，但综合多种方式的主承力结构，在设计和结构上较难实现，未见相关文献报道。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供纵轴惯量小、有效载荷容易实施滚动、俯仰机动，采用内、外双承力路径的一种新型航天器主承力结构。

本发明的技术解决方案是：一种新型航天器主承力结构，包括推进舱结构、星形桁架结构和电子舱主框架结构；所述推进舱结构的上部连接电子舱主框架结构，下部作为整星精度检测基准面和提供推进舱仪器设备的安装面；所述星形桁架结构为一个由撑杆支撑的载荷安装框，位于电子舱主框架结构内，用于安装有效载荷，其撑杆的下端固定连接在推进舱结构的上部。

所述推进舱结构为锥台形状，包括推进舱下端框、推进舱壳体、推进舱加强桁条和推进舱上端框；推进舱加强桁条分布在推进舱壳体周围，两端分别固定连接推进舱下端框和推进舱上端框，推进舱上端框的上端面连接电子舱主框架结构，推进舱上端框下部的圆锥面是推进舱壳体的连接面。

所述推进舱下端框设有内法兰，作为整星精度检测基准面和提供推进舱仪器设备的安装面。

所述星形桁架结构的撑杆数量为不少于六的双数，每两根撑杆的顶端共用一个连接接头，接头的上端与载荷安装框连接，接头的下端与推进舱结构连接。

所述电子舱主框架结构包括主框架下角条、主框架立柱、主框架上角条和加强支撑，主框架立柱连接主框架下角条和主框架上角条，在主框架立柱上靠近主框架上角条处安装加强支撑。

所述电子舱主框架结构还包括T形角条，位于主框架下角条和主框架上角条之间支撑主框架立柱。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

1、本发明的卫星主承力结构与运载火箭对接，采用外框架侧板结构和内部星形桁架结构来构成内外双承力路径的混合式主结构来传递整星载荷，传力路径短而连续。其主传力路径为：

内：有效载荷相机→有效载荷星形桁架支撑结构→推进舱下端框→运载对接框；

外：顶板和侧板→主框架结构→推进舱上端框→推进舱壳体→推进舱下端框→运载对接框。

因此，本发明结构紧凑、质心低，满足了整个卫星的高刚度、小惯量要求。

2、卫星本体结构突破了以往较多采用的箱板式结构构型，合理使用板壳结构、桁架结构及带加强桁条的承力圆锥筒，有效载荷与平台对接所采用的星形桁架结构最大限度地提高安装精度。形成星形桁架结构加外侧板主框架内外相结合的双路径承力结构，使卫星整体刚度得到了较好的保证。

附图说明

图1为本发明主承力结构的一般视图；

图2为本发明推进舱结构的一般视图；

图3为本发明星形桁架结构的一般视图；

图4为本发明主框架结构的一般视图。

具体实施方式

如图1所示，本发明的一种新型卫星主承力结构，包括推进舱结构、星形桁架结构和电子舱主框架结构；推进舱结构的上部连接电子舱主框架结构，下部作为整星精度检测基准面和提供推进舱仪器设备的安装面；星形桁架结构位于电子舱主框架结构内，为一个由撑杆支撑的载荷安装框，用于安装有效载荷，其撑杆的下端固定连接在推进舱结构的上部。

如图2所示，推进舱结构为一锥台形状，包括推进舱下端框1、推进舱壳体2、推进舱加强桁条3和推进舱上端框4；推进舱加强桁条3分布在推进舱壳体2周围，其两端分别固定连接推进舱下端框1和推进舱上端框4，推进舱上端框4的上端面连接电子舱主框架结构，为正六边形结构，推进舱上端框4下部的圆锥面是推进舱壳体2的连接面。

推进舱下端框1设有内法兰，作为整星精度检测基准面和提供推进舱仪器设备的安装面。

如图3所示，星形桁架结构6为一个由撑杆支撑的载荷安装框，用于安装有效载荷相机及相关载荷，提供相机的基础刚度。本实施例的撑杆共八根，每两根撑杆的顶端共用1个连接接头，接头的上端与载荷安装框连接，接头的下端与推进舱结构的推进舱下端框1连接。

如图4所示，本实施例中的电子舱主框架结构，包括六个主框架下角条5、六个主框架立柱7、六个主框架上角条9和六个加强支撑10组成。主框架立柱7连接主框架下角条5和主框架上角条9，在主框架立柱7上靠近主框架上角条9处安装加强支撑10。

在主框架下角条5和主框架上角条9之间，还有六个T形角条8，用于支撑主框架立柱7。

主框架结构是电子舱的中心部件，主要作用是使各结构板连成一个整体封闭结构，并且保证电子舱与推进舱连接处的强度。

此种小卫星主承力结构主要装配顺序为：

(1)推进舱结构的推进舱下端框1、推进舱壳体2、推进舱加强桁条3、推进舱上端框4主要通过铆接连接成一整体，在局部厚度过大的部位，铆接不能完成时，用螺接代替，防止发生剥离现象。

(2)考虑到有效载荷的安装精度以及总装操作的方便性，采用了星形桁架结构6来实现有效载荷与平台的对接。将星形桁架结构6底部螺栓连接在推进舱下端框1的内法兰上。

(3)将已经铆接好的六个主框架下角条5与推进舱上端框4通过螺接或铆接完成连接。

(4)将由六个主框架立柱7、六个主框架T形角条8、六个主框架上角条9、六个加强支撑10通过过渡角盒连接成一个整体的主框架结构与已经与推进舱结构连接的主框架下角条5通过螺栓连接。