本发明提供了一种具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，下锥筒、柱筒和上锥筒共轴，且由下至上逐一对接；贮箱下安装板安装在下锥筒上表面；贮箱下安装板上均布4个第一贮箱安装孔；贮箱下安装板下表面安装有十字梁；十字梁下部安装四个隔板；贮箱上安装板上设有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4个气瓶安装孔；贮箱上安装板通过连接角片与柱筒连接；下仪器安装板通过支柱与贮箱上安装板和上仪器安装板连接；上仪器安装板安装在上锥筒的上表面处；太阳电池壳环绕在柱筒的外侧；发动机支架包括底座和四个支撑杆，四个支撑杆分别支撑在四个隔板上。本发明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。
1.一种具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，其特征在于，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；所述发动机支架(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。
2.根据权利要求1所述的具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，其特征在于，所述下锥筒(1)采用蜂窝夹层结构，包括下锥筒筒体(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)、下锥筒筒体(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，并沿下锥筒筒体(14)的高度方向设置于下锥筒筒体(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。
3.根据权利要求1所述的具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，其特征在于，所述柱筒(2)采用蜂窝夹层结构，包括柱筒筒体(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)、柱筒筒体(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，并沿柱筒筒体(18)的高度方向设置于柱筒筒体(18)上；所述柱筒下端框(20)与下锥筒(1)对接；所述柱筒上端框(19)与上锥筒(3)对接。
4.根据权利要求1所述的具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，其特征在于，所述上锥筒(3)采用蜂窝夹层结构，包括上锥筒筒体(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)、上锥筒筒体(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，并沿上锥筒筒体(22)的高度方向设置于上锥筒筒体(22)上；所述上锥筒下端框(24)与柱筒(2)对接。
5.根据权利要求1所述的具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，其特征在于，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。
6.根据权利要求1所述的具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，其特征在于，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。
7.根据权利要求4所述的具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，其特征在于，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。
8.根据权利要求1所述的具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，其特征在于，发动机支架(11)采用490N发动机支架。
具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构
技术领域
[0001] 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
[0002] 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。
[0003] 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。
[0004] 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
[0005] 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。
[0006] 本发明是通过以下技术方案实现的。
[0007] 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；所述发动机支架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。
[0008] 优选地，所述下锥筒1采用蜂窝夹层结构，包括下锥筒筒体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、下锥筒筒体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，并沿下锥筒筒体14的高度方向设置于下锥筒筒体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。
[0009] 优选地，所述柱筒2采用蜂窝夹层结构，包括柱筒筒体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、柱筒筒体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，并沿柱筒筒体18的高度方向设置于柱筒筒体18上；所述柱筒下端框20与下锥筒1对接；所述柱筒上端框19与上锥筒3对接。
[0010] 优选地，所述上锥筒3采用蜂窝夹层结构，包括上锥筒筒体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、上锥筒筒体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，并沿上锥筒筒体22的高度方向设置于上锥筒筒体22上；所述上锥筒下端框24与柱筒2对接。
[0011] 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。
[0012] 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。
[0013] 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。
[0014] 优选地，发动机支架11采用490N发动机支架。
[0015] 与现有技术相比，本发明具有如下技术特点：
[0016] 本发明提供的具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，其整体构型为筒体结构，是卫星的主要承力结构。筒体由碳纤维蒙皮、铝蜂窝板以及上下端框构成，并在蜂窝板内的主传力路径上预埋碳纤维梁，保证了该推进舱结构的承力能力。该推进舱结构内部留有足够的单机，用以安装各类有效载荷，在与卫星本体分离之后，该推进舱自身便可作为一颗独立的小卫星，在轨运行，这便实现了资源的最大化利用，节省了成本。
[0017] 本发明提供的具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，具有如下功能：首先保证大容积推进剂贮箱的安装；其次保证推进舱结构与卫星本体连接之后具有足够的刚度和强度，满足运载对整星结构的频率特性指标要求；再者保证推进舱与运载以及推进舱与卫星本体连接分离的可靠性和安全性；最后在与卫星本体分离之后，可以作为一颗独立的卫星继续在轨工作。
[0018] 本发明提供的具备独立高轨卫星平台功能的推进舱结构，从对推进舱资源的最大利用的角度考虑，将卫星本体推入既定轨道之后，便与卫星本体分离，之后可以作为一颗独立的卫星在轨运行，这样的推进舱结构既保证了传统意义上的推进舱的功能，又能实现推进舱的再利用，避免资源浪费，且推进舱与卫星本体可以相互协作，形成一个系统，共同完成任务，是航天发展的一个重大突破。
附图说明
[0019] 通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0020] 图1是本发明所提供的推进舱结构示意图；
[0021] 图2是本发明所提供的推进舱结构剖视图；
[0022] 图3是本发明所提供的推进舱筒体结构示意图；
[0023] 图4是本发明所提供的推进舱结构的490N发动机支架示意图；
[0024] 图5是本发明所提供的推进舱结构的贮箱上安装板及连接角片示意图。
具体实施方式
[0025] 下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。
[0026] 请同时参阅图1至图5。
[0027] 本实施例提供了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；所述发动机支架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。
[0028] 进一步地，所述下锥筒1采用蜂窝夹层结构，包括下锥筒筒体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、下锥筒筒体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，并沿下锥筒筒体14的高度方向设置于下锥筒筒体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。
[0029] 进一步地，所述柱筒2采用蜂窝夹层结构，包括柱筒筒体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、柱筒筒体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，并沿柱筒筒体18的高度方向设置于柱筒筒体18上；所述柱筒下端框20与下锥筒1对接；所述柱筒上端框19与上锥筒3对接。
[0030] 进一步地，所述上锥筒3采用蜂窝夹层结构，包括上锥筒筒体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、上锥筒筒体 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，并沿上锥筒筒体22的高度方向设置于上锥筒筒体22上；所述上锥筒下端框24与柱筒2对接。
[0031] 进一步地，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。
[0032] 进一步地，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。
[0033] 进一步地，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。
[0034] 进一步地，发动机支架11采用490N发动机支架。
[0035] 下面结合附图对本实施例做进一步描述。
[0036] 结合参考图1至图5，本实施例提供的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、490N发动机支架11、分离解锁装置12；所述下锥筒1、柱筒2、上锥筒3共轴，由下至上逐一对接；所述贮箱下安装板5直径与下锥筒1上端框直径相等，安装在下锥筒上表面；所述贮箱下安装板5，均布4个贮箱安装孔；所述贮箱下安装板下表面安装有十字梁9；所述十字梁9下部安装四个隔板10；所述贮箱上安装板4在和贮箱下安装板5相同的位置处有对应的4个贮箱安装孔，并均布有4个气瓶安装孔；所述贮箱上安装板通过四个连接角片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上表面处；所述太阳电池壳8环绕在柱筒2外侧；所述490N发动机支架11具有底座和四个支撑杆，四个支撑杆分别支撑在四个隔板10上。
[0037] 工作时，推进舱与卫星本体首先作为一个组合体与运载火箭分离，而后推进舱的远地点发动机点火，将组合体送入高轨道(如地球静止轨道)。达到卫星本体目标位置后，推进舱解除与卫星本体的连接，之后卫星本体与推进舱分离并执行相关任务。而推进舱也在分离后进入推进舱的目标位置，作为一颗独立卫星执行预定任务。
[0038] 以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上 述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
