[发明专利]具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构

说明书

技术领域

本发明涉及卫星发射推进舱技术领域，具体地，涉及一种具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构。

背景技术

由于高轨卫星平台运行轨道较高，需要更多的推进剂才能将平台推到运行轨道上。但是卫星本体的空间有限，贮箱尺寸受限，不能携带足够的推进剂，因此对于高轨平台卫星，需要单独设计较大结构尺寸的推进舱，以携带大量的推进剂，实现卫星的长距离变轨运行，最终将卫星带到设计轨道。

目前一般的高轨平台卫星，其推进舱只起到保证卫星发射阶段安全以及将卫星本体带入既定轨道的作用，之后推进舱便再无作用，而且成为整星的一个负担，空耗能源。

目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

本发明针对现有技术中存在的上述不足，提供了一种具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，该推进舱结构应用于高轨卫星平台，保证卫星在发射主动段的恶劣工况下免受破坏，同时，该推进舱结构可与卫星本体分离，分离后可作为一颗独立卫星在轨运行工作，既能满足高轨卫星成功发射进入既定轨道，又能够实现推进器再利用。

本发明是通过以下技术方案实现的。

一种具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，包括下锥筒1、柱筒2、上锥筒3、贮箱上安装板4、贮箱下安装板5、上仪器安装板6、下仪器安装板7、太阳电池壳8、十字梁9、隔板10、发动机支架11以及分离解锁装置12；其中，所述下锥筒1、柱筒2和上锥筒3共轴，且由下至上逐一对接；所述贮箱下安装板5安装在下锥筒1的上表面；所述贮箱下安装板5上均布有4个第一贮箱安装孔；所述贮箱下安装板5的下表面安装有十字梁9；所述十字梁9下部安装有四个隔板10；所述贮箱上安装板4上设有4个与第一贮箱安装孔位置对应的第二贮箱安装孔，并均布有4个气瓶安装孔；所述贮箱上安装板4通过四个连接角片13与柱筒2连接；所述下仪器安装板7通过支柱与贮箱上安装板4和上仪器安装板6连接；所述上仪器安装板6安装在上锥筒3的上表面处；所述太阳电池壳8环绕在柱筒2的外侧；所述推力器支架11包括底座和四个支撑杆，所述四个支撑杆的一端分别连接在底座上，所述四个支撑杆的另一端分别支撑在四个隔板10上。

优选地，所述下锥筒1采用蜂窝夹层结构，包括下锥筒简体14、下锥筒上端框15、下锥筒下端框16和下锥筒预埋梁17；其中，所述下锥筒上端框15、下锥筒简体14、下锥筒下端框16从上到下逐一对接，所述下锥筒预埋梁17为若干个，并沿下锥筒简体14的高度方向设置于下锥筒简体14上；所述下锥筒上端框15的直径大于下锥筒下端框16的直径；所述贮箱下安装板5的直径与下锥筒上端框15的直径相等，并安装在下锥筒上端框15的上表面。

优选地，所述柱筒2采用蜂窝夹层结构，包括柱筒简体18、柱筒上端框19、柱筒下端框20以及柱筒预埋梁21；其中，所述柱筒上端框19、柱筒简体18、柱筒下端框20从上到下逐一对接，所述柱筒预埋梁21为若干个，并沿柱筒简体18的高度方向设置于柱筒简体18上；所述柱筒下端框20与下锥筒1对接；所述筒柱上端框19与上锥筒3对接。

优选地，所述上锥筒3采用蜂窝夹层结构，包括上锥筒简体22、上锥筒上端框23、上锥筒下端框24以及上锥筒预埋梁25；其中，所述上锥筒上端框23、上锥筒简体22、上锥筒下端框24从上到下逐一对接，所述上锥筒预埋梁25为若干个，并沿上锥筒简体22的高度方向设置于上锥筒简体22上；所述上锥筒下端框24与柱筒2对接。

优选地，所述贮箱下安装板5为碳纤维蒙皮铝蜂窝芯子夹层结构，碳纤维蒙皮铝蜂窝芯子夹层结构内埋碳纤维承力框，所述碳纤维承力框的侧面设有与太阳电池壳8连接的连接接口。

优选地，每一个隔板10均为蜂窝夹层结构，蜂窝夹层结构内部设有预埋梁26，每一个隔板的上部均与十字梁9下部相连接，每一个隔板的侧面均与下锥筒1相连接。

优选地，所述太阳电池壳8由两块环形蜂窝板组成，太阳电池壳的上端与上锥筒下端框24的上表面平齐，并通过耳片与上锥筒下端框24连接，在太阳电池壳轴向方向的中间部位通过螺接的方式与贮箱下安装板5相连接。

优选地，发动机支架11采用490N发动机支架。

与现有技术相比，本发明具有如下技术特点：