一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，涉及航天总体装置技术领域，包括电子舱顶板、电子舱前板、电子舱后板、电子舱侧板、电子舱隔板、主承力前板、主承力后板、主承力侧板、底板、过渡套筒和垫板；本发明取消中心承力筒，以板架作为主承力结构，解决了整星力学载荷从箱型板架平台到圆形运载对接环的均匀过渡；板架式卫星装置简单、灵活，可扩展性强，适应电推进卫星平台特点，有效提高了卫星空间利用效率，增加了有效载荷承载能力。
1.一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：包括电子舱顶板(1)、电子舱前板(2)、电子舱后板(3)、电子舱侧板(4)、电子舱隔板(5)、主承力前板(6)、主承力后板(7)、主承力侧板(8)、底板(9)、过渡套筒(10)和垫板(11)；过渡套筒(10)设置在板架式卫星装置的底部，实现与外部运载火箭卫星支架的连接；底板(9)水平固定在过渡套筒(10)的外壁，位于过渡套筒(10)的中部；垫板(11)固定安装在过渡套筒(10)的顶部；主承力前板(6)和主承力后板(7)垂直固定安装在底板(9)的上表面；主承力侧板(8)垂直固定安装在垫板(11)上表面，主承力侧板(8)位于主承力前板(6)和主承力后板(7)之间，并与主承力前板(6)和主承力后板(7)垂直连接；电子舱前板(2)、电子舱后板(3)和电子舱侧板(4)垂直固定在底板(9)的上表面，电子舱顶板(1)位于顶端，电子舱顶板(1)、电子舱前板(2)、电子舱后板(3)、电子舱侧板(4)和底板(9)形成封闭的六面体结构；电子舱隔板(5)垂直安装在底板(9)的上表面，且与电子舱前板(2)、电子舱后板(3)垂直。
2.根据权利要求1所述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：电子舱顶板(1)长L1为2300-2400mm，宽L2为2050-2150mm。
3.根据权利要求1所述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：底板(9)长L3为2300-2400mm，宽L4为2050-2150mm；中间设置有通孔，通孔为圆方结构，直边L5为
230-250mm；以相邻两条直边相近的两个端点做直边的垂线，两条垂线相交点为圆弧的圆心位置，圆弧半径R1为440-460mm，圆弧的圆心角A为85-95°。
4.根据权利要求1所述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：电子舱前板(2)和电子舱后板(3)为对称结构，长L6为2300-2400mm；高L7为2900-3100mm。
5.根据权利要求1所述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：两个电子舱侧板(4)为对称结构，长L8为2050-2150mm；高L9为2900-3100mm。
6.根据权利要求1所述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：两个电子舱隔板(5)分别垂直安装在电子舱前板(2)和电子舱后板(3)的竖直中心线位置，电子舱隔板(5)顶长L10为650-750mm，高L11为2900-3100mm；底长L12为500-650mm；斜边与水平夹角B为65-75°。
7.根据权利要求1所述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：垫板(11)水平截面为正方形，边长L13为750-850mm，高L14为50-70mm；中间设置有圆形通孔，通孔直径L15为650-750mm。
8.根据权利要求1所述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：垫板(11)的通孔外侧设置有方槽。
9.根据权利要求1所述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：主承力前板(6)和主承力后板(7)平行固定在底板(9)的上表面，间距L16为650-750mm；两个主承力侧板(8)平行固定在主承力前板(6)和主承力后板(7)之间，间距L17为650-750mm。
10.根据权利要求1所述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：主承力前板(6)和主承力后板(7)结构相同；长L18为2300-2400mm；高L19为2900-3100mm；主承力前板(6)中部开有方孔，方孔边长L20为550-650mm。
11.根据权利要求1所述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：所述过渡套筒(10)包括主筒体(12)、背地板连接框(13)和星箭对接框(14)；主筒体(12)固定安装在星箭对接框(14)的上部，星箭对接框(14)的底部开口为圆形；背地板连接框(13)固定安装在主筒体(12)外壁的中下部；主筒体(12)的顶部开口为正方形；星箭对接框(14)实现与外部运载火箭卫星支架的连接。
12.根据权利要求11所述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：所述过渡套筒(10)高h为500-600mm；主筒体(12)正方形的顶部开口边长L21为700-900mm；星箭对接框(14)圆形的底部开口直径L22为1200-1230mm。
13.根据权利要求11所述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：主筒体(12)包括平面区和曲面区；平面区包括4个倒置的等腰三角形平面，等腰三角形平面以主筒体(12)正方形的顶部开口边长L21为底边，顶点在星箭对接框(14)圆形的底部边框上；其余部分为圆滑过渡的曲面区。
14.根据权利要求13所述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，其特征在于：等腰三角形平面的腰长L23为450-600mm；底角D为60-70°。
一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置
技术领域
[0001] 本发明涉及一种航天总体装置技术领域，特别是一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置。
背景技术
[0002] 随着电推进技术的快速发展和日趋成熟，电推进技术已经GEO卫星上逐步应用，从南北位保、部分变轨，到利用电推进实现全部的变轨和在轨位置保持任务。电推进技术的应用可以大幅缩减推进剂携带量，减轻卫星发射重量，从而实现一箭双星发射，有效节省发射成本。
[0003] 传统以化学推进变轨的卫星平台其承力筒内部安装了庞大的化学推进剂贮箱，由于承力筒的存在，降低了卫星的仪器设备承载效率，并给总装操作带来了难度。由于电推进技术的应用，特别是采用全电推完成变轨任务，使GEO卫星推进剂携带量显著减少，采用以中心承力筒为主承力结构的装置方式已经不适应GEO卫星平台的设计需求。
发明内容
[0004] 本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，本发明取消中心承力筒，以板架作为主承力结构。板架式卫星装置简单、灵活，可扩展性强，适应电推进卫星平台特点，有效提高了卫星空间利用效率，增加了有效载荷承载能力。
[0005] 本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：
[0006] 一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，包括电子舱顶板、电子舱前板、电子舱后板、电子舱侧板、电子舱隔板、主承力前板、主承力后板、主承力侧板、底板、过渡套筒和垫板；过渡套筒设置在板架式卫星装置的底部，实现与外部运载火箭卫星支架的连接；底板水平固定在过渡套筒的外壁，位于过渡套筒的中部；垫板固定安装在过渡套筒的顶部；主承力前板和主承力后板垂直固定安装在底板的上表面；主承力侧板垂直固定安装在垫板上表面，主承力侧板位于主承力前板和主承力后板之间，并与主承力前板和主承力后板垂直连接；电子舱前板、电子舱后板和电子舱侧板垂直固定在连接底板的上表面，电子舱顶板位于顶端，电子舱顶板、电子舱前板、电子舱后板、电子舱侧板和底板形成封闭的六面体结构；电子舱隔板垂直安装在底板的上表面，且与电子舱前板、电子舱后板垂直。
[0007] 在上述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，电子舱顶板长L1为2300-2400mm，宽L2为2050-2150mm。
[0008] 在上述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，底板L3为2300-2400mm，宽L4为2050-2150mm；中间设置有通孔，通孔为圆方结构，直边L5为230-250mm；以相邻两条直边相近的两个端点做直边的垂线，两条垂线相交点为圆弧的圆心位置，圆弧半径R1为440-
460mm，角A为85-95°。
[0009] 在上述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，电子舱前板和电子舱后板为对称结构，长L6为2300-2400mm；高L7为2900-3100mm。
[0010] 在上述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，两个电子舱侧板为对称结构，长L8为2050-2150mm；高L9为2900-3100mm。
[0011] 在上述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，两个电子舱隔板分别垂直安装在电子舱前板和电子舱后板的竖直中心线位置，电子舱隔板顶长L10为650-750mm，高L11为2900-3100mm；底长L12为500-650mm；斜边与水平夹角B为65-75°。
[0012] 在上述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，垫板水平截面为正方形，边长L13为750-850mm，高L14为50-70mm；中间设置有圆形通孔，通孔直径L15为650-750mm。
[0013] 在上述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，垫板的通孔外侧设置有方槽。
[0014] 在上述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，主承力前板和主承力后板平行固定在底板的上表面，间距L16为650-750mm；两个主承力侧板平行固定在主承力前板和主承力后板之间，间距L17为650-750mm。
[0015] 在上述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，主承力前板和主承力后板结构相同；长L18为2300-2400mm；高L19为2900-3100mm；主承力前板中部开有方孔，方孔边长L20为550-650mm。
[0016] 在上述的一种适用于高轨卫星的板架式卫星装置，所述过渡套筒包括主筒体、背地板连接框和星箭对接框；主筒体固定安装在星箭对接框的上部，星箭对接框的底部开口为圆形；背地板连接框固定安装在主筒体外壁的中下部；主筒体的顶部开口为正方形；星箭对接框实现与外部运载火箭卫星支架的连接。
[0017] 在上述的一种星箭对接装置，所述过渡套筒高h为500-600mm；主筒体正方形的顶部开口边长L21为700-900mm；星箭对接框圆形的底部开口直径L22为1200-1230mm。
[0018] 在上述的一种星箭对接装置，主筒体包括平面区和曲面区；平面区包括4个倒置的等腰三角形平面，等腰三角形平面以主筒体正方形的顶部开口边长L1为底边，顶点在星箭对接框圆形的底部边框上；其余部分为圆滑过渡的曲面区。
[0019] 在上述的一种星箭对接装置，等腰三角形平面的腰长L23为450-600mm；底角D为60-70°。
[0020] 本发明与现有技术相比具有如下优点：
[0021] (1)本发明设计了一种适用于新型高轨卫星的板架式卫星装置，以4块主承力隔板及星箭连接结构作为主承力结构，装置简单、灵活，可扩展性强，适应全电推进卫星平台特点；
[0022] (2)本发明以板架取代传统中心承力筒作为主承力结构，4块主承力隔板上可以提供充足的仪器设备布局空间，布局空间比中心承力筒式构型的卫星提高了30％以上；
[0023] (3)本发明设计的装置可广泛应用于采用全电推变轨的GEO卫星平台，装置方案简单、灵活，可扩展性强，可以提高卫星空间利用效率，增加有效载荷承载能力。
[0024] (4)本发明首次设计了一种主筒体的顶部开口为正方形，星箭对接框的底部开口为圆形的适用于板架式构型全电推卫星平台的方圆过渡星箭连接装置，解决了整星力学载荷从箱型板架平台到圆形运载对接环的均匀过渡；
[0025] (5)本发明主筒体采用平面区和曲面区结合的结构；平面区包括4个倒置的等腰三角形平面，其余部分为圆滑过渡的曲面区，使星箭连接装置得刚度、强度得到极大提高，提高了卫星空间利用效率，增加有效载荷承载能力；
附图说明
[0026] 图1为本发明板架式卫星装置爆炸图；
[0027] 图2为本发明板架式卫星装置组成图；
[0028] 图3为本发明电子舱顶板示意图；
[0029] 图4为本发明底板示意图；
[0030] 图5为本发明电子舱前板示意图；
[0031] 图6为本发明电子舱侧板示意图；
[0032] 图7为本发明电子舱隔板示意图；
[0033] 图8为本发明垫板示意图；
[0034] 图9为本发明主承力前板示意图；
[0035] 图10为本发明板架式卫星装置俯视图；
[0036] 图11为本发明过渡套筒组成图；
[0037] 图12为本发明过渡套筒俯视图；
[0038] 图13为本发明过渡套筒正视图。
具体实施方式
[0039] 下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
[0040] 如图1所示为板架式卫星装置爆炸图，由图可知，包括电子舱顶板1、电子舱前板2、电子舱后板3、电子舱侧板4、电子舱隔板5、主承力前板6、主承力后板7、主承力侧板8、底板9、过渡套筒10和垫板11；
[0041] 如图2所示为板架式卫星装置组成图，由图可知，过渡套筒10设置在板架式卫星装置的底部，实现与外部运载火箭卫星支架的连接；底板9水平固定在过渡套筒10的外壁，位于过渡套筒10的中部；垫板11固定安装在过渡套筒10的顶部；主承力前板6和主承力后板7垂直固定安装在底板9的上表面；主承力侧板8垂直固定安装在垫板11上表面，主承力侧板8位于主承力前板6和主承力后板7之间，并与主承力前板6和主承力后板7垂直连接；电子舱前板2、电子舱后板3和电子舱侧板4垂直固定在连接底板9的上表面，电子舱顶板1位于顶端，电子舱顶板1、电子舱前板2、电子舱后板3、电子舱侧板4和底板9形成封闭的六面体结构；电子舱隔板5垂直安装在底板9的上表面，且与电子舱前板2、电子舱后板3垂直。
[0042] 如图3所示为电子舱顶板示意图，由图可知，电子舱顶板1长L1为2300-2400mm，宽L2为2050-2150mm。
[0043] 如图4所示为底板示意图，由图可知，底板9L3为2300-2400mm，宽L4为2050-2150mm；中间设置有通孔，通孔为圆方结构，直边L5为230-250mm；以相邻两条直边相近的两个端点做直边的垂线，两条垂线相交点为圆弧的圆心位置，圆弧半径R1为440-460mm，角A为
85-95°。
[0044] 如图5所示为电子舱前板示意图，由图可知，电子舱前板2和电子舱后板3为对称结构，长L6为2300-2400mm；高L7为2900-3100mm。
[0045] 如图6所示为电子舱侧板示意图，由图可知，两个电子舱侧板4为对称结构，长L8为2050-2150mm；高L9为2900-3100mm。
[0046] 如图7所示为电子舱隔板示意图，由图可知，两个电子舱隔板5分别垂直安装在电子舱前板2和电子舱后板3的竖直中心线位置，电子舱隔板5顶长L10为650-750mm，高L11为2900-3100mm；底长L12为500-650mm；斜边与水平夹角B为65-75°。
[0047] 如图8所示为垫板示意图，由图可知，垫板11水平截面为正方形，边长L13为750-850mm，高L14为50-70mm；中间设置有圆形通孔，通孔直径L15为650-750mm。
[0048] 垫板11的通孔外侧设置有方槽。
[0049] 如图9所示为主承力前板示意图，由图可知，主承力前板6和主承力后板7结构相同；长L18为2300-2400mm；高L19为2900-3100mm；主承力前板6中部开有方孔，方孔边长L20为550-650mm。
[0050] 如图10所示为板架式卫星装置俯视图，由图可知，主承力前板6和主承力后板7平行固定在底板9的上表面，间距L16为650-750mm；两个主承力侧板8平行固定在主承力前板6和主承力后板7之间，间距L17为650-750mm。
[0051] 如图11所示为过渡套筒组成图，由图可知，所述过渡套筒10包括主筒体12、背地板连接框13和星箭对接框14；主筒体12固定安装在星箭对接框14的上部，星箭对接框14的底部开口为圆形；背地板连接框13固定安装在主筒体12外壁的中下部；主筒体12的顶部开口为正方形；星箭对接框14实现与外部运载火箭卫星支架的连接。
[0052] 如图12所示为过渡套筒俯视图，由图可知，过渡套筒10高h为500-600mm；主筒体12正方形的顶部开口边长L21为700-900mm；星箭对接框14圆形的底部开口直径L22为1200-1230mm。
[0053] 如图13所示为过渡套筒正视图，由图可知，主筒体12包括平面区和曲面区；平面区包括4个倒置的等腰三角形平面，等腰三角形平面以主筒体12正方形的顶部开口边长L1为底边，顶点在星箭对接框14圆形的底部边框上；其余部分为圆滑过渡的曲面区。
[0054] 等腰三角形平面的腰长L23为450-600mm；底角D为60-70°。
[0055] 该装置以板架作为主承力结构，装置由电子舱顶板1、电子舱前板2、电子舱后板3、电子舱侧板4、电子舱隔板5、主承力前板6、主承力后板7、主承力侧板8、底板9、过渡套筒10和垫板11组成；采用全碳纤维复合材料方圆过渡星箭对接结构来实现整星力学载荷从箱型板架平台到圆形运载对接环的均匀过渡，其上端部方形部分与氙气瓶底部支撑结构连接，过渡部分与主承力前板6、主承力后板7和底板9连接，下端面与运载系统1194A标准接口的卫星支架连接。
[0056] 根据运载整流罩空间包络尺寸约束和卫星设备布局空间需求，同时为实现星箭对接结构的整体优化，采用两舱式装置，整星分为平台舱和电子舱两部分。
[0057] 主承力结构由电子舱顶板1、电子舱前板2、电子舱后板3、电子舱侧板4、底板9、主承力前板6、主承力后板7、两个主承力侧板8组成，同时设置接口与4块主承力隔板连接，主承力隔板之间通过角条连接形成“井”字形结构，主承力隔板可提供较大得仪器设备布局面积。
[0058] 整星分为平台舱和电子舱两部分，电子舱延续了东四平台的“∏”型结构，由电子舱顶板1、电子舱前板2、电子舱后板3、电子舱侧板4、电子舱隔板5、底板9组成，电子舱隔板5通过角条与电子舱前板2、电子舱后板3连接，主承力板架同时与底板9连接；电子舱前板2、电子舱后板3与主承力前板6、主承力后板7的距离为650-750mm，从而保证了合舱状态下总装测试过程中对电子舱设备有足够的操作空间。
[0059] 平台舱由过渡套筒10、主承力前板6、主承力后板7、主承力侧板8、底板9组成，主要安装电推进系统、单组元推进剂贮箱、氙气瓶和管路系统以及陀螺、反作用轮等。配置1个氙气瓶和两个小型单组元推进剂贮箱，氙气瓶安装于主承力隔板内部，底部通过安装耳片与氙气瓶底部支撑结构连接，顶部通过与主承力侧板8连接的支撑板固定；单组元推进剂贮箱可以根据实际任务需求灵活配置，贮箱安装在主承力侧板8两侧，其底部通过贮箱支撑支架与方圆过渡结构连接，顶部通过支撑板固定。
[0060] 电子舱通过底板9、电子舱前板2、电子舱后板3与推进舱“井”字形主承力隔板上端、主承力前板6、主承力后板7、底板9以及星箭连接结构进行对接。
[0061] 氙气瓶底部支撑结构为垫板11，采用板式装置，其中央开口为氙气瓶提供安装接口；底部与方圆过渡星箭连接结构连接，同时其侧面分别与4块主承力隔板连接。
[0062] 本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
