一种基于并联布局有效载荷适配器的留轨飞行器结构

摘要

一种基于并联布局有效载荷适配器的留轨飞行器结构，包括：有效载荷适配器(2)、分离结构(4)；有效载荷适配器(2)包括卫星支架(5)等；井字梁(10)安装在支撑舱(7)的一端端面上，仪器安装板(9)位于井字梁(10)中心下端面，仪器安装板(9)两侧的井字梁(10)“口”形框内安装太阳电池阵列安装板(6)，卫星支架(5)沿太阳电池阵列安装板(6)边缘；支撑舱(7)另一端端面边框沿周向分布有分离结构(4)，并通过安装在分离结构(4)上的分离装置(11)实现连接或分离。本发明将有效载荷适配器作为留轨飞行器在轨进行拓展任务，实现拓展任务所需功能，降低了对主发射任务影响程度，形成了留轨飞行器结构。

说明书

技术领域

本发明涉及一种留轨飞行器结构。

背景技术

人类探索外太空的基本模式为由运载火箭等运载器将卫星等航天器由地球表面运送至预定轨道，航天器与运载器分离，航天器开始开展在轨工作。一般情况下，运载火箭由多级串联式结构组成，运载火箭的最后一级(即末级)接力前几级火箭的飞行，将航天器发射至预定轨道。在传统一次性航天发射使用模式下，运载器末级发射航天器入轨后即废弃，存在使用不充分的情况。

有效载荷适配器作为航天器与运载器末级的过渡连接结构，具备质量轻、所承受飞行环境较好的特点。通过改造有效载荷支架，将其作为一种留轨飞行器平台，可以充分发挥运载器末级在轨作用，延长运载器生命周期。

通过基于并联布局有效载荷适配器的留轨飞行器，可实现任务拓展。如图1所示，运载器末级将两个航天器1发射入轨并分离后，有效载荷适配器2与运载器末级本体3分离，有效载荷适配器2作为留轨飞行器在轨进行拓展任务。因此，需对并联布局有效载荷适配器进行结构改制，以实现留轨飞行器任务拓展。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出了一种基于并联布局有效载荷适配器的留轨飞行器结构，将有效载荷适配器作为留轨飞行器在轨进行拓展任务，实现拓展任务所需功能，降低了对主发射任务影响程度，对有效载荷适配器进行了改制，形成留轨飞行器结构。

本发明所采用的技术方案是：一种基于并联布局有效载荷适配器的留轨飞行器结构，包括：有效载荷适配器、分离结构；有效载荷适配器包括卫星支架、太阳电池阵列板、支撑舱、通信天线、仪器安装板、井字梁；井字梁安装在支撑舱的一端端面上，仪器安装板位于井字梁中心下端面，仪器安装板两侧的井字梁“口”形框内安装太阳电池阵列安装板，卫星支架沿太阳电池阵列安装板边缘且与井字梁“口”形框垂直；通信天线安装于有效载荷适配器支撑舱内；支撑舱另一端端面边框沿周向分布有分离结构，并通过安装在分离结构上的分离装置实现连接或分离。

所述分离结构为盒形结构，包括两部分，一部分安装于有效载荷适配器下端面边框外侧，一部分安装于运载器末级本体上端面外侧，通过配合平面实现对接，分离装置安装在配合平面处，连接分离结构的两部分。

所述支撑舱为锥台形。

所述支撑梁安装在支撑舱直径小的一端，两侧伸出端面并通过支撑杆与支撑舱锥面之间形成支撑结构。

所述分离装置为爆炸螺栓或分离螺母。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明通过改造有效载荷支架，将其作为一种留轨飞行器平台，可以充分发挥运载器末级在轨作用，延长运载器生命周期；充分利用有效载荷适配器富余安装空间，通过集成电气设备，实现了留轨飞行器基本功能。

(2)本发明将原结构中有效载荷适配器与运载器末级之间104个连接螺栓取消，减轻重量1.8kg，改为8个爆炸螺栓或分离螺母及相应安装结构，增重5.1kg，共增重3.3kg，仍满足末级运载能力要求，不影响原主任务，风险可控。

(3)本发明对于结构的改动包括两方面：一、将有效载荷适配器支撑舱下端面更改为分离结构；二、在结构表面布局电气设备，对原有效载荷适配器主承力结构改动小，对于原主任务影响较小，风险可控。

附图说明

图1为留轨飞行器分离示意图；

图2为本发明有效适配器的设备布局轴侧视图1；

图3为本发明有效适配器的设备布局轴侧视图2。

图4为原有效载荷适配器与运载器末级本体的连接结构俯视图；

图5为原有效载荷适配器与运载器末级本体的连接结构俯视图中A-A位置剖视图；

图6本发明有效载荷适配器与运载器末级本体的分离结构俯视图；

图7为本发明有效载荷适配器与运载器末级本体的分离结构俯视图中A-A位置剖视图。

具体实施方式

将有效载荷适配器2与运载器末级本体3工艺连接面改为分离面；在有效载荷适配器2结构舱段内布局扩展任务设备。

一种基于并联布局有效载荷适配器的留轨飞行器结构，包括有效载荷适配器2、分离结构4；如图2、图3所示，根据任务需求，有效载荷适配器2上需布局电气设备。有效载荷适配器2包括卫星支架5、太阳电池阵列板6、支撑舱7、通信天线8、仪器安装板9、井字梁10；井字梁10安装在锥台形支撑舱7的上端面，两侧伸出上端面并通过支撑杆与锥面之间形成支撑结构，支撑舱7直径小的端面为上端面，直径大的一端为下端；在有效载荷适配器2井字梁10中心下端面，安装一块的仪器安装板9，用于安装电气系统设备；仪器安装板9两侧的井字梁10“口”形框内安装太阳电池阵列安装板6，卫星支架5沿太阳电池阵列安装板6边缘与井字梁10“口”形框垂直，太阳电池阵列安装在太阳电池阵列安装板6上，位于卫星支架5下方；通信天线8安装于有效载荷适配器支撑舱7内。支撑舱7下端边框沿周向分布有分离结构4，并通过分离装置11实现连接及分离。该分离结构4为盒形结构，由两部分组成，一部分安装于有效载荷适配器2下端面边框外侧，一部分安装于运载器末级本体3上端面外侧，当有效载荷适配器2与运载器末级本体3对接后，分离装置11安装于盒形机构处，将盒形结构紧固安装，进而使有效载荷适配器2与运载器末级本体3连接。当分离装置11解锁后，解除盒形结构固连，进而使有效载荷适配器2与运载器末级本体3分离。分离装置11为爆炸螺栓或分离螺母。

如图4、图5所示，原结构方案中，有效载荷适配器2与运载器末级本体3之间通过螺栓连接，二者之间的分离面为工艺分离面，即二者只在地面上为实现单独运输进行拆卸分离，上天之后由螺栓固连，无法实现分离。为实现结构分离，取消原有螺栓连接，如图6、图7更换成8个分离装置11，实现有效载荷适配器与运载器末级本体的连接解锁，二者之间的分离面为任务分离面，即入轨之前二者由8个分离装置11连接，入轨之后，分离装置11爆炸解锁，二者分离。为适应分离装置11，在有效载荷适配器2与运载器末级本体3分离面附近分别设计盒形结构，作为分离结构4。

另外，由于工艺分离面改为任务分离面，原运载器末级本体3与有效载荷适配器2之间的电连接器须改为分离连接器，在有效载荷适配器2分离时进行电脱落或机械脱落。

本发明说明书未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。