[发明专利]小卫星通用推进舱

说明书

技术领域

本发明涉及一种卫星推进舱。

背景技术

随着小卫星应用的发展，小卫星功能不断加强，系统也越来越复杂。为了满足小卫星长期在轨运行的姿态和轨道控制的需要，小卫星需携带更多的燃料或者采用电推进做为小卫星的轨控发动机。同时，随着小卫星研制周期的缩短，也需要卫星的部分研制和试验工作可以并行进行，以优化研制流程，加快研制进度。

如果采用常规的卫星构型，将小卫星推进系统与其它电子设备均安装在同一个舱内，由于受星体空间的影响，小卫星可携带的燃料将会受到限制，同时发动机羽流对星上敏感器会造成一定影响，使用电推力器时影响会更大。另外，由于推进系统与其它电子设备均安装在同一个舱内，推进系统设备的安装、精测、检漏等工作将占用卫星研制的主线，延长小卫星的研制周期。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种可容纳双推进系统的小卫星通用推进舱，可以使得小卫星携带更多的燃料，同时可以减小卫星布局和总装操作的复杂程度。

本发明的技术解决方案是：小卫星通用推进舱，包括上法兰、下法兰、储箱支架、发动机支架和壳体；上法兰和下法兰分别位于壳体的两个端面上，上法兰与电子舱连接，下法兰为星箭对接面；壳体为中空的圆台形结构，储箱支架位于壳体的内侧偏下部位；储箱支架为上表面光滑、下表面布有加强筋的盖状结构，所述盖状结构的中心处开有离子推力器管路出口，储箱支架在推进舱本体坐标系YOZ平面的-Y轴和-Z轴所在象限与坐标轴成45°的方向位置开有肼瓶安装孔；储箱支架的上表面为设备及管路铺设的安装面；壳体的与推进舱本体坐标系Y轴和Z轴的四个交点处各装有一个发动机支架，其中与Y轴两个交点处的支架为正装发动机支架，与Z轴两个交点处的支架为斜装发动机支架，正装发动机支架沿Z轴方向的发动机安装面与推进舱的Y轴平行，斜装发动机支架沿Y轴方向的发动机安装面与推进舱的Z轴成15°夹角；所述的推进舱本体坐标系的坐标原点O在所述星箭对接面的理论中心，X轴沿坐标原点O指向上法兰的方向，Z轴过坐标原点O并垂直于X轴，Z轴在整星飞行状态下指向地面，Y轴与Z轴、Y轴成右手系。

所述的圆台形结构的侧面与星箭对接面的夹角为83.8°。所述的储箱支架上装有拉杆，拉杆的一端与储箱支架连接，拉杆的另一端与上法兰连接。所述的壳体的外侧设有撑杆，撑杆的一端连接在壳体上，撑杆的另一端连在电子舱的底板上。所述的壳体上的与推进舱本体坐标系Y轴和Z轴的四个交点处各留有两个发动机管路穿孔。所述的壳体上在与-Z轴方向夹角为45°的方向靠近上法兰150mm处的位置各留有一处腰形电缆穿舱孔。所述的推进舱本体坐标系YOZ平面内-Z轴偏+Y轴30°方向以及+Z轴偏+Y轴60°方向与壳体的相交处距离星箭对界面230mm处分别开有电推进系统的加排阀安装孔。所述的推进舱本体坐标系YOZ平面内-Z轴偏+Y轴45°方向与壳体的相交处距离星箭对界面230mm处开有肼气加注阀的安装孔。所述的推进舱本体坐标系YOZ平面内+Z轴偏-Y轴45°方向与壳体的相交处距离星箭对界面132mm处开有肼液加注阀的安装孔。所述的储箱支架的上表面距离发动机支架的轴线高度为40mm，距离星箭对接面190mm。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明推进舱可同时安装一套肼推进系统和一套电推进系统，可以使得小卫星携带更多的燃料，满足卫星多次轨道变换需要，同时可以克服发动机羽流对星上敏感器的影响，使得电推力器做为小卫星的轨控发动机成为可能；

(2)采用独立推进舱形式可以最大程度增加发动机与星上敏感器的距离，减小羽流影响，同时电子舱与推进舱作为两条主线同时进行，推进舱可独立进行总装、测试等工作，优化了卫星的研制流程，减小卫星布局和总装操作的复杂程度，缩短卫星研制周期；

(3)推进系统单独安装在推进舱内，管路焊接空间充裕，方便操作，总装实施简单、安全。

附图说明

图1为本发明推进舱的整体结构图；

图2为本发明推进舱的主视图；

图3为图2中推进舱的A-A剖视图。

具体实施方式

如图1所示，本发明推进舱主要由推进舱主体和储箱支架2两部分组成，其中推进舱主体又分为上法兰1、下法兰4、壳体3三部分。为了叙述方便，首先定义推进舱的本体坐标系(O-XYZ)如下：

坐标原点O：推进舱下法兰4处、星箭分离面的理论中心；X轴：沿坐标原点指向推进舱的上法兰1方向；Z轴：过坐标原点并垂直于X轴，飞行状态下指向地面；Y轴：与Z、Y轴成右手系。