CN107651225A - 星箭一体化卫星底框 - Google Patents

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李晓莉
付碧红
袁慧励
徐峰
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for

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Abstract

本发明提供了一种星箭一体化卫星底框。所述星箭一体化卫星底框包括一个框架本体(10)，其具有一个支承板(20)，其采用方形框架结构，所述支承板上预设有第一安装接口(21)，以用于连接卫星底板(40)和单机；以及一个连接环(30)，其采用裙状结构，所述连接环(30)位于所述支承板(20)的下方，所述连接环(30)上预设有第二安装接口(31)，以用于连接火箭适配器(50)，其中所述连接环(30)与所述支承板(20)为一体式成型。根据本发明的星箭一体化卫星底框，其能够很好的满足卫星轻量化设计，同时改善星上单机的力学环境，以增强卫星的发射适应能力。

Description

星箭一体化卫星底框
技术领域
本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种星箭一体化卫星底框。
背景技术
一般来说，现有技术中的卫星底框呈方形或六边形，卫星适配器一般为圆环，卫星底框需要实现方形或六边形到圆环连接面的过渡，高度一般为80～120mm。由于卫星的包络尺寸限制以及星上振动响应控制的要求，其过渡结构的设计空间有限，并且承载能力有限。现有的卫星适配器其结构形式一般采用两端带有连接法兰的圆柱环或者圆锥环结构，其高度尺寸需要满足上下法兰连接的安装操作空间。
现有技术中的卫星底框和卫星适配器为独立的两个构件，需要分别设计和加工，两者之间通过螺钉连接安装，两个构件上都有多个连接环节，装配工艺复杂，安装精度不易于保证。并且，由于卫星底框上和适配器上都要留出足够的安装操作空间，包络尺寸尤其是纵向高度尺寸较大。连接环节多，包络尺寸大，导致两者的总质量也较大。
由于卫星底框和卫星适配器的连接部位安装操作复杂，为了减少操作过程对星箭对接面状态的影响，通常在发射前才将卫星上的工艺下裙更换为发射件。
如何解决上述缺陷，本领域技术人员亟需研发一种新型的星箭一体化卫星底框，以实现其轻量化，同时增强其适配性。
发明内容
本发明的目的是提供一种星箭一体化卫星底框，其能够很好的满足卫星轻量化设计，同时改善星上单机的力学环境，以增强卫星的发射适应能力。
本发明提供了一种星箭一体化卫星底框，其包括一个框架本体，其具有一个支承板，其采用方形框架结构，所述支承板上预设有第一安装接口，以用于连接卫星底板和单机；以及一个连接环，其采用裙状结构，所述连接环位于所述支承板的下方，所述连接环上预设有第二安装接口，以用于连接火箭适配器，其中所述连接环与所述支承板为一体式成型。采用本发明设计的星箭一体化卫星底框，卫星结构质量减轻，卫星包络得到优化，卫星结构响应降低。
在星箭一体化卫星底框的再一种示意性的实施方式中，所述第一安装接口位于所述支承板的中心位置，所述支承板上还设置有环状的底板单机支撑筋板，所述底板单机支撑筋板位于所述第一安装接口的外缘处。
在星箭一体化卫星底框的又一种示意性的实施方式中，所述支承板还设置有：复数个过渡支撑筋板，所述复数个过渡支撑筋板围绕所述第一安装接口呈辐状布置。
在星箭一体化卫星底框的另一种示意性的实施方式中，所述连接环的形状呈口径从上至下逐渐递增的倒置式漏斗形。
在星箭一体化卫星底框的另一种示意性的实施方式中，所述连接环具有预定的壁厚，并且所述连接环的内壁上设置有复数个加强筋板。
在星箭一体化卫星底框的另一种示意性的实施方式中，所述第二安装接口位于所述连接环的中心位置，所述复数个加强筋板围绕所述第二安装接口呈辐状布置。
在星箭一体化卫星底框的另一种示意性的实施方式中，所述连接环的外缘周边还设置有火箭行程开关压紧部和星箭导通簧片接触部。
在星箭一体化卫星底框的另一种示意性的实施方式中，所述连接环上还设置有卫星行程开关。
在星箭一体化卫星底框的另一种示意性的实施方式中，所述支承板的四个角部均设置有定位组件。
在星箭一体化卫星底框的另一种示意性的实施方式中，所述框架本体的下端还设置有地面设备连接接口，以用于连接地面设备。
在星箭一体化卫星底框的另一种示意性的实施方式中，所述支承板的端部和侧部分别设置有卫星第一侧向基准和卫星第二侧向基准，所述连接环的底部环面上设置有卫星主基准。
附图说明
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。其中：
图1为根据本发明一种实施方式的的星箭一体化卫星底框的结构示意图；
图2显示了图1的星箭一体化卫星底框与卫星底板的连接关系；
图3显示了图1中的星箭一体化卫星底框的下部结构；
图4显示了本发明的星箭一体化卫星底框与火箭适配器的连接关系；
图5显示了本发明的星箭一体化卫星底框与地面设备的连接关系。
具体实施方式
为了对发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图说明本发明的具体实施方式，在各图中相同的标号表示相同的部分。在表示各实施方式的附图中，相同的后两位数字表示结构相同或结构相似但功能相同的部件。
为使图面简洁，各图中的只示意性地表示出了与本发明相关的部分，它们并不代表其作为产品的实际结构。另外，以使图面简洁便于理解，在有些图中具有相同结构或功能的部件，仅示意性地绘示了其中的一个，或仅标出了其中的一个。
在本文中，“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等仅用于表示相关部分之间的位置关系，而非限定它们的绝对位置。
在本文中，“第一”、“第二”等仅用于彼此的区分，而非表示它们的重要程度及顺序等。
在本文中，“平行”、“垂直”等并非严格的数学和/或几何学意义上的限制，还包含本领域技术人员可以理解的且制造或使用等允许的误差。
参阅图1，其显示了本发明一种实施方式的星箭一体化卫星底框的结构示意图。具体来说，本发明的星箭一体化卫星底框100包括一个框架本体10，所述框架本体10具有一个支承板20和一个连接环30。根据本发明的一个具体实施方式，所述支承板20采用方形框架结构，所述支承板上预设有第一安装接口21，以用于连接卫星底板40和单机。较佳的是，所述连接环30采用裙状结构，所述连接环30位于所述支承板20的下方，所述连接环30上预设有第二安装接口31，以用于连接火箭适配器50。值得指出的是，所述连接环30与所述支承板20为一体式成型。通过采用上述一体化设计，可使得本发明底框的整体结构更加紧凑。
值得指出的是，本发明采用过渡设计，构成了一个上方下圆的一体化卫星底框，结合图1和图2所示，卫星底框的上部安装卫星底板40及其上单机，卫星底框的下部与火箭适配器连接，进入卫星轨道后卫星与火箭分离。优选的是，如图4所示，星箭一体化卫星底框100的下部可通过包带51与火箭适配器50实现连接。
作为一种较佳实施方式，所述第一安装接口21位于所述支承板20的中心位置，所述支承板20上还设置有环状的底板单机支撑筋板22。具体来说，所述底板单机支撑筋板22位于所述第一安装接口21的外缘处。
更进一步地，为了提高支承板20的结构强度和稳定性，所述支承板20还设置有：复数个过渡支撑筋板23，所述复数个过渡支撑筋板23围绕所述第一安装接口21呈辐状布置。由于本发明省去了现有技术所需要的连接环节，可使得底框内部的过渡支撑筋板23的设计空间更大，对底板上的重要单机设备以及整星的承载性能得到增强。更进一步来说，由于卫星底板安装在一体化卫星底框的上部，随着卫星底框承载性能的增强，能够有效降低星上单机在发射主动段时的振动响应。
较佳的是，如图3所示，所述连接环30的形状呈口径从上至下逐渐递增的倒置式漏斗形。值得指出的是，为了提高连接环30的结构强度和稳定性，所述连接环30具有预定的壁厚。与此同时，所述连接环30的内壁上还设置有复数个加强筋板32。为了更好地实现其与火箭的对接，根据一种优选实施方式，所述第二安装接口31位于所述连接环30的中心位置。为了增强结构的稳固性，所述复数个加强筋板32围绕所述第二安装接口31呈辐状布置。
进一步地，考虑到卫星是通过位于其下部的一体化卫星底框连接到火箭，为了确保连接过程的可靠性和稳定性，如图3所示，所述连接环30的外缘周边还设置有火箭行程开关压紧部33和星箭导通簧片接触部34。与此同时，所述连接环30上还设置有卫星行程开关35，以保证连接的精准控制。为了便于定位，所述支承板20的四个角部均设置有定位组件24。定位组件24可以是可拆卸的螺栓和螺母，当然也可以是其他能够起到紧固作用的零部件，在此不做限制。
参阅图5所示，优选的是，所述框架本体10的下端还设置有地面设备连接接口36，以用于连接地面设备。如图所示，所述框架本体10的下端还可以连接有一个地面设备卫星停放环39。通过上述设计，使得地面设备与星箭对接面无接触并保证适当间距，能够有效保护星箭对接面状态。
为了便于整星精测和装配，优选地是，所述支承板20的端部和侧部分别设置有卫星第一侧向基准81和卫星第二侧向基准83，所述连接环30的底部环面上设置有卫星主基准82。
根据本发明的一个方面，通过采用星箭一体化卫星底框设计，能够实现整体结构的紧凑性，减少了连接环节，并且底框内部的加强筋板设计空间更大，承载性能得到增强。
同时，本发明的星箭一体化卫星底框不仅满足星上仪器布局要求，而且也降低了仪器设备在卫星发射时的振动响应。另外，本发明的星箭一体化卫星底框能够进一步简化发射场工作内容，优化发射场技术流程，缩短发射场准备时间，极大提高卫星的应用价值。
在本文中，“示意性”表示“充当实例、例子或说明”，不应将在本文中被描述为“示意性”的任何图示、实施方式解释为一种更优选的或更具优点的技术方案。
应当理解，虽然本说明书是按照各个实施方式描述的，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施方式中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
上文所列出的一系列的详细说明仅仅是针对本发明的可行性实施方式的具体说明，它们并非用以限制本发明的保护范围，凡未脱离本发明技艺精神所作的等效实施方式或变更均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (11)

1.星箭一体化卫星底框(100)，其特征在于，包括
一个框架本体(10)，其具有
一个支承板(20)，其采用方形框架结构，所述支承板上预设有第一安装接口(21)，以用于连接卫星底板(40)和单机；以及
一个连接环(30)，其采用裙状结构，所述连接环(30)位于所述支承板(20)的下方，所述连接环(30)上预设有第二安装接口(31)，以用于连接火箭适配器(50)，其中所述连接环(30)与所述支承板(20)为一体式成型。
2.如权利要求1所述的星箭一体化卫星底框，其特征在于，所述第一安装接口(21)位于所述支承板(20)的中心位置，所述支承板(20)上还设置有环状的底板单机支撑筋板(22)，所述底板单机支撑筋板(22)位于所述第一安装接口(21)的外缘处。
3.如权利要求2所述的星箭一体化卫星底框，其特征在于，所述支承板(20)还设置有：
复数个过渡支撑筋板(23)，所述复数个过渡支撑筋板(23)围绕所述第一安装接口(21)呈辐状布置。
4.如权利要求1所述的星箭一体化卫星底框，其特征在于，所述连接环(30)的形状呈口径从上至下逐渐递增的倒置式漏斗形。
5.如权利要求4所述的星箭一体化卫星底框，其特征在于，所述连接环(30)具有预定的壁厚，并且所述连接环(30)的内壁上设置有复数个加强筋板(32)。
6.如权利要求5所述的星箭一体化卫星底框，其特征在于，所述第二安装接口(31)位于所述连接环(30)的中心位置，所述复数个加强筋板(32)围绕所述第二安装接口(31)呈辐状布置。
7.如权利要求1所述的星箭一体化卫星底框，其特征在于，所述连接环(30)的外缘周边还设置有火箭行程开关压紧部(33)和星箭导通簧片接触部(34)。
8.如权利要求1所述的星箭一体化卫星底框，其特征在于，所述连接环(30)上还设置有卫星行程开关(35)。
9.如权利要求1所述的星箭一体化卫星底框，其特征在于，所述支承板(20)的四个角部均设置有定位组件(24)。
10.如权利要求1所述的星箭一体化卫星底框，其特征在于，所述框架本体(30)的下端还设置有地面设备连接接口(36)，以用于连接地面设备。
11.如权利要求1所述的星箭一体化卫星底框，其特征在于，所述支承板(20)的端部和侧部分别设置有卫星第一侧向基准(81)和卫星第二侧向基准(83)，所述连接环(30)的底部环面上设置有卫星主基准(82)。
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