专利名称：小卫星通用推进舱的制作方法
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°的方向位置开有胼瓶安装孔；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0在所述星箭对接面的理论中心，X轴沿坐标原点0指向上法兰的方向，Z轴过坐标原点0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-ζ 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处开有胼气加注阀的安装孔。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处开有胼液加注阀的安装孔。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胼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。
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。
具体实施例方式如图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0 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。如图1、图2所示，推进舱通过上法兰1与卫星电子舱对接，上法兰1为一侧有外翻边的圆环结构，外翻边上均布有通孔用于与电子舱连接。上法兰1上还另外设有两个销钉孔，以保证推进舱与电子舱的重复安装精度。下法兰4为卫星与运载的对接环，根据选择的运载对接型谱，可以选择不同形状的下法兰4与之进行匹配。储箱支架2为推进舱的主要承载部件，位于壳体3的内侧偏下部位，为盖状结构。 壳体3为桁条结构组成的中空的圆台形结构外加铝蒙皮。储箱支架2在圆心处开口，此开口为离子推力器管路出口。储箱支架2边缘在YOZ平面的-Y轴和-Z轴所在象限内开有豁口，此豁口为压电开关穿舱时的操作观察口。储箱支架2在YOZ平面的-Y轴和-Z轴所在象限与坐标轴成45°的方向开有通孔，此通孔为胼瓶安装孔。储箱支架2的形式为双推进系统(胼推进和电推进)同时安装时的构型，若为胼推进单独安装时，中心管路开口可根据 5N发动机接口形式修改或减小，并根据系统要求在胼瓶安装孔对称位置增加通孔以安装胼瓶。另外，可以根据设备情况在储箱支架2上取消或调整设备安装孔。储箱支架2的上表面是主要设备及管路铺设的安装面，表面要求平滑无突出，以保证设备的正常安装。为保证管路在铺设后热控实施易于总装操作，并保证胼储箱不会突出到推进舱外，储箱支架2的上表面距离发动机支架5的轴线高度为40mm，距离星箭对接面190mm。此形式的管路铺设操作方便，尤其在热控实施时空间较大，便于总装操作。如图3所示，储箱支架2上装有两个拉杆8与上法兰1连接，加强结构强度。拉杆 8的位置可以在结构设计时根据承载情况在圆周内调整。根据小卫星通用的运载火箭，对推进舱的外包络尺寸有限制壳体3与星箭对接面(下法兰4的底面)的倾斜角度为83. 8°，推进舱上下法兰端面之间高度为600mm，以保证小卫星平台的卫星构型可以适应运载净包络空间的限制，还可以最大程度的提供设备安装空间。在壳体3的与Y轴和Z轴的四个交点处各有两个长圆孔，用来通过IN发动机的管路，YOZ平面内与-Z方向夹角为45°的方向与壳体3的相交处偏上位置各留有两处长圆孔，均为电缆的穿舱孔。这是由于部分设备由于分系统的要求，电缆不能加转接，涉及到从电子舱到推进舱的穿舱问题。为了在两舱对接后仍可开板操作，在壳体3上与-Z轴的交点各偏45°处靠近上法兰1的150mm处位置各留有一处腰形电缆穿舱孔，推进舱内电缆通过此孔穿出与电子舱内设备或者电缆相连接。在YOZ平面的-Y轴和-Z轴所在象限与坐标轴成45°的方向壳体3与储箱支架2的连接处增加观察口，方便安装压电开关的操作。壳体 3上的电缆操作口及观察口可以根据不同卫星要求可以在不打断推进舱主结构壳体桁条的前提下做适应性改变。小卫星通用的胼加注阀及气加注阀和电推进的离子加排阀等设备的安装形式已固化，推进舱内管路中心线距离储箱支架2上表面(设备安装面)的距离40mm经验证为最优高度，为保证管线高度与加注阀和加排阀出口管路高度一致，在壳体3上，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3的相交处距离星箭对界面230mm 处分别开有一 Φ60开口，用于安装电推进系统的高低压加排阀。壳体3上，YOZ平面内-Z 轴偏+Y轴45°方向与壳体3的相交处距离星箭对界面230mm处开有一 Φ50开口，为胼气加注阀的安装孔。壳体3上，YOZ平面内+Z轴偏-Y轴45°方向与壳体3的相交处距离星箭对界面132mm处开有一 Φ 50开口，为胼液加注阀的安装孔。此开口方式为双推进系统模式，若为单推进系统，离子加排阀或者胼加注阀的开口在保持高度不变的情况下可以在 360°范围内调整。壳体3的外侧均布有8根撑杆7，撑杆7的一端连接在壳体3上，另一端连在电子舱底板得边缘处，起到支撑作用，保证电子舱不变形，撑杆7的位置可以根据电子舱大小进行调整或取消。壳体3的与Y轴和Z轴的四个交点处各装有一个IN发动机支架，其中与Y轴两个交点处的支架为正装IN发动机支架5，与Z轴两个交点处的支架为斜装IN发动机支架6， 正装IN发动机支架5沿Z轴方向的发动机安装面与推进舱的Y轴平行，斜装IN发动机支架6沿Y轴方向的发动机安装面分别与推进舱的Z轴成15°夹角。四个发动机支架底面均与星箭对接面(下法兰4的底面)平行，垂直方向的IN发动机安装孔轴线与星箭对接面垂直。水平方向的IN发动机安装孔轴线距离星箭对接面距离为230mm，此高度可以保证水平方向的IN发动机出口管路高度为40mm，不会出现折弯情况。垂直方向发动机安装面距离星箭对接面距离为181mm。
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。
权利要求
1.小卫星通用推进舱，其特征在于包括上法兰(1)、下法兰(4)、储箱支架(2)、发动机支架和壳体(3)；上法兰(1)和下法兰(4)分别位于壳体(3)的两个端面上，上法兰(1)与电子舱连接，下法兰(4)为星箭对接面；壳体(3)为中空的圆台形结构，储箱支架(2)位于壳体(3)的内侧偏下部位；储箱支架(2)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(2)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°的方向位置开有胼瓶安装孔；储箱支架(2)的上表面为设备及管路铺设的安装面；壳体(3)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(5)，与Z轴两个交点处的支架为斜装发动机支架(6)，正装发动机支架(5)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(6)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0在所述星箭对接面的理论中心，X轴沿坐标原点0指向上法兰(1)的方向，Z轴过坐标原点0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。
2.根据权利要求1所述的小卫星通用推进舱，其特征在于所述的圆台形结构的侧面与星箭对接面的夹角为83. 8°。
3.根据权利要求2所述的小卫星通用推进舱，其特征在于所述的储箱支架(2)上装有拉杆(8)，拉杆(8)的一端与储箱支架(2)连接，拉杆(8)的另一端与上法兰(1)连接。
4.根据权利要求2所述的小卫星通用推进舱，其特征在于所述的壳体(3)的外侧设有撑杆(7)，撑杆(7)的一端连接在壳体(3)上，撑杆(7)的另一端连在电子舱的底板上。
5.根据权利要求2所述的小卫星通用推进舱，其特征在于所述的壳体(3)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。
6.根据权利要求2所述的小卫星通用推进舱，其特征在于所述的壳体(3)上在与-Z 轴方向夹角为45°的方向靠近上法兰(1) 150mm处的位置各留有一处腰形电缆穿舱孔。
7.根据权利要求2所述的小卫星通用推进舱，其特征在于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(3)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。
8.根据权利要求2所述的小卫星通用推进舱，其特征在于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(3)的相交处距离星箭对界面230mm处开有胼气加注阀的安装孔。
9.根据权利要求2所述的小卫星通用推进舱，其特征在于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(3)的相交处距离星箭对界面132mm处开有胼液加注阀的安装孔。
10.根据权利要求2所述的小卫星通用推进舱，其特征在于所述的储箱支架(2)的上表面距离发动机支架(5)的轴线高度为40mm，距离星箭对接面190mm。
全文摘要
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。壳体为桁条结构组成的中空的圆台形结构外加铝蒙皮，储箱支架位于壳体的内侧中间偏下部位。储箱支架为上表面光滑、下表面布有加强筋的盖状结构，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。
文档编号B64G1/40GK102303710SQ20111015284
公开日2012年1月4日 申请日期2011年6月8日 优先权日2011年6月8日
发明者翟峰, 邓宇华, 韩冬 申请人:航天东方红卫星有限公司