一种卫星撑杆结构的制作方法
【技术领域】
[0001 ]本发明涉及一种卫星撑杆设计领域，特别是一种卫星撑杆结构。
【背景技术】
[0002] 卫星结构是指为航天器提供总体构型，为各系统提供支撑、承受和传递载荷，并保 持一定刚度和尺寸稳定性的部件，主要功能包括承受载荷、安装设备、提供构型。
[0003] 目前，卫星的基本结构形式有承力筒式、桁架式和舱板式。本设计方法主要针对采 用舱板式的卫星(对于其他结构形式卫星也有参考意义）。舱板式结构，利用铝蒙皮蜂窝板 作为承力结构和设备安装平台。铝蒙皮蜂窝板结构板质量轻，抗弯曲强度大。但制作要求复 杂且占用相当大的空间放置。图1所示为典型的舱板式结构，为了增加底板的强度，需要在 平台底板、载荷舱底板和载荷舱顶板之间增加多块隔板，从图中看出，结构板因为必须有多 个固定点，因此必须占用一条横跨全部或部分舱内的空间区域，势必影响整个舱段的设备 布局。
[0004] 随着卫星的发展，以下两方面制约着以上卫星结构的更广泛应用：1)随着对卫星 功能要求的不断增加，在卫星体积不能相应成比例增长的前提下，星内的设备密度将增大， 传统的铝蒙蜂窝板结构板制作要求高、占用空间大，使得卫星结构板要影响设备布局空间， 对设备布局的影响大。2)卫星设计趋向于公用平台化设计，随着卫星应用的广泛和深入，执 行不同载荷任务的卫星采用同一种公用平台。在卫星的载荷变化较大的情况下，重量较大 的载荷设备或设备布置多的局部部位会造成某些局部部位结构应力大，超出卫星结构应力 要求。在这种情况下，结构强度设计需要修改加强。常规做法是采用铝蒙皮蜂窝板进行结构 加强。但结构板占用空间大，对原来结构布局和设备布局造成的影响大，无法满足设计要 求。
[0005] -种卫星撑杆，其优点在于如果卫星某一部分舱段结构强度不满足载荷条件，同 时舱内设备布局密集，无法采用铝蒙皮蜂窝板进行加强，可充分利用卫星的间隙空间，采用 撑杆结构技术，提高这一部分舱段卫星的结构强度。在航天领域尤其是卫星设备舱结构设 计方面，利用结构撑杆加强在国内还没有先例，在国外还少见报道。卫星上，撑杆结构设计 主要存在的问题：（1)如何选择制作简便、占用空间小、承受力大、易于安装的结构形式；（2) 如何确保安装表面应力较小从而不会造成所支撑的铝蜂窝结构板不被破坏；（3)如何保证 结构能够具有一定的减震左右。
【发明内容】
[0006] 本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种卫星撑杆，提供了一种卫 星撑杆结构，该发明涉及撑杆结构的设计、安装方面，解决了原常规做法中的制作要求高、 空间利用率低的问题，并创造性的提出了一整套利用铝型材撑杆作为撑杆结构的设计与安 装解决方案。在充分提高舱段的空间利用率，提高卫星舱段的结构强度的同时提供了卫星 电缆绑扎的结构，保证了卫星舱段空间的整洁性。
[0007] 本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：
[0008] 一种卫星撑杆结构，包括撑杆、垫片、角片、橡胶减震垫、连杆和连杆连接片；多个 撑杆竖直放置且相互平行;撑杆的上下两端安装有角片;垫片设置在撑杆的端面上，角片的 两个侧面分别与撑杆和垫片固定连接;垫片的外侧面设置有橡胶减震垫；多个撑杆之间水 平设置有连杆，连杆与撑杆通过连杆连接片固定连接;撑杆的两端通过橡胶减震垫与外部 卫星结构板固定连接。
[0009] 在上述的卫星撑杆结构，η个撑杆相互平行围成环状结构，η为正整数，η不小于1; 环状结构为正多边形，边数为m，m为不小于3的正整数。
[0010] 在上述的卫星撑杆结构，撑杆截面形状为一端开口的矩形，撑杆未开口侧面的两 端各安装有一片角片。
[0011] 在上述的卫星撑杆结构，撑杆材料为槽铝型材。
[0012] 在上述的卫星撑杆结构，撑杆可根据具体情况设置成方形管、圆管、角铝、T型铝 或者H型铝等其他型材。
[0013] 在上述的卫星撑杆结构，所述垫片材料为铝材料，厚度为2-5mm。
[0014] 在上述的卫星撑杆结构，垫片水平面积为撑杆的横截面积的1.4-1.6倍。
[0015] 在上述的卫星撑杆结构，η个撑杆可根据设计需要设置成异形结构，如设计成 I4、V、?等形状。
[0016] 在上述的卫星撑杆结构，所述连杆上开有电缆绑扎孔，实现卫星电缆的走线铺设。
[0017] 在上述的卫星撑杆结构，所述连杆与撑杆垂直连接，且位于撑杆上部撑杆长 i I 度的位置。
[0018] 本发明与现有技术相比具有如下优点：
[0019] (1)本发明的撑杆结构，相比于现有技术铝蜂窝结构板加强结构必须设计成板状 结构，占据了卫星空间一条区域，而本发明的撑杆结构占据的一个点区域，极大的节省了空 间，并可根据安装设备的间隙灵活采用单撑杆或多撑杆结构，不影响整星布局设计；
[0020] (2)本发明的采用的撑杆结构生产加工简便，价格低廉，具有常规机械加工能力的 工厂均能加工;而铝蜂窝结构板只能在特定厂家生产，价格高，生产周期长、易于安装；
[0021] (3)本发明提出安装垫片+橡胶减震垫的设计，在不过多占用卫星空间的前提下能 保证较大结构板的应力面积，减少了对卫星结构板安装面的应力。同时在垫片上粘贴橡胶 减震垫，减轻了卫星结构板的受力；
[0022] (4)本发明解决提出了利用多个撑杆结构腰部连接联杆从而加强撑杆结构横向强 度，并且可以利用撑杆和连杆绑扎铺设电缆，保证了卫星舱段空间的整洁性；
[0023] (5)本发明采用槽铝型材结构，抗弯强度大，增强卫星结构的强度。
【附图说明】
[0024]图1为现有技术舱板式卫星结构示意图；
[0025]图2为本发明卫星撑杆结构示意图；
[0026] 图3为本发明撑杆结构与结构板连接示意图；
[0027] 图4为本发明单撑杆结构详细示意图。
【具体实施方式】
[0028]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：
[0029]本发明的新型卫星撑杆结构连接上下两块卫星结构板，起到将上面结构板受力传 递到下面结构板，减少上面结构板受力，从而达到增强卫星结构板强度的目的。
[0030] 如图2所示为卫星撑杆结构示意图，由图可知，包括撑杆（1)、垫片（2)、角片（3)、橡 胶减震垫(4)、螺钉(5)、连杆(6)和连杆连接片(7);多个撑杆(1)竖直放置且相互平行;撑杆 (1)的上下两端通过螺钉(5)安装有角片(3);垫片(2)设置在撑杆（1)的端面上，角片(3)的 两个侧面分别与撑杆（1)和垫片(2)固定连接;垫片（2)的外侧面设置有橡胶减震垫(4);多 个撑杆(1)之间水平设置有连杆(6 )，连杆(6)与撑杆（1)通过连杆连接片(7)固定连接;撑杆 (1)的两端通过橡胶减震垫(4)与外部卫星结构板固定连接。
[0031] η个撑杆（1)相互平行围成环状结构，η为正整数，η不小于1;环状结构为正多边形， 边数为m，m为不小于3的正整数。
[0032]撑杆(1)截面形状为一端开口的矩形，撑杆（1)未开口侧面的两端各安装有一片角 片⑶。
[0033] 如图3所示为撑杆结构与卫星结构板连接示意图，由图可知，撑杆（1)的两端通过 橡胶减震垫(4)与外部卫星结构板固定连接;撑杆(1)材料为槽铝型材;撑杆（1)可根据具体 情况设置成方形管、圆管、角铝、T型铝或者H型铝等其他型材，避免了铝蜂窝结构板设计和 生产繁琐昂贵的问题。
[0034] η个撑杆（1)可根据设计需要设置成异形结构，如设计成等形状。
[0035]连杆(6)上开有电缆绑扎孔(8)，实现卫星电缆的走线铺设。所述连杆（6)与撑杆 (1)垂直连接，且位于撑杆(1)上部撑杆(1)长度的位置。 3 2：
[0036]图3体现了撑杆结构在卫星结构中的安装状态，撑杆1通过3个角片3与上下各一个 垫片2和橡胶减震垫4相连;整套撑杆结构通过垫片2和橡胶减震垫4固定在两块外部卫星结 构板之间，如根据力学分析需要，设计有多根撑杆结构，可利用连杆6和连杆连接片7将撑杆 1在中间部位连接，从而增强撑杆1结构横向强度。
[0037]如图4所示为单撑杆结构详细示意图，由图可知，本发明的撑杆结构采用槽铝(或 其他铝型材）；采用角片3+垫片2形式将撑杆1连接在卫星结构板上的连接方式，其配套安装 部件：角片3,采用如图4所示的带筋角片3,强度高；垫片2,采用铝板，其大小形状可根据安 装部位角片3的位置和放置区域的状况进行适应性设计;角片3