一种大承载推进舱结构的制作方法

本发明属于航天器结构，具体涉及一种大承载推进舱结构。

背景技术：

1、根据公开发表的文献，国内外均设计有大承载的卫星平台。在国内，承载较大的平台有dfh-5平台、dfh-4平台和dfh-4e平台；其中，dfh-5平台的主承力结构由“w”型梁板复合结构组成，整星发射重量为8t，推进舱在平台构形不变的情况下，具备扩展到9t的能力。dfh-4平台和dfh-4e平台的推进舱结构均采用了中心承力筒构形，整星承载能力为5～6t。

2、在国外，承载较大的卫星平台有美国波音公司的bss-702平台、美国洛马公司的a2100平台、法国tas公司的spacebus4000平台、美国劳拉公司的ls-1300平台、欧洲宇航防务集团的eurostar-3000平台和esa(欧洲航天局)的超大型通信卫星alphabus平台。

3、其中，如图1所示，bss-702平台的推进舱为桁架结构，桁架呈x型布置在对角线方向，发射重量为5.8～6.16t；如图2所示，a2100平台的结构采用了箱板式主承力结构，最大承载可达6.6t；spacebus4000平台、ls-1300平台(参见附图3)、eurostar-3000平台和alphabus平台均采用中心承力筒构形，spacebus4000平台的最大承载为5.9t，eurostar-3000平台的最大承载为6.4t，alphabus平台的最大承载为8.6t。

4、综上，目前尚未公开有最大承载超过10t的卫星平台，也未公开有铰接式推进舱的构形。

技术实现思路

1、有鉴于此，本发明提供了一种大承载推进舱结构，最大承载超过10t，具有模块化、小惯量、高刚度、可扩展、轻量化的优点，不仅结构承载效率高，且易于分合舱操作。兼顾卫星平台承载、大容量贮箱安装、响应控制等特点，

2、本发明是通过下述技术方案实现的：

3、一种大承载推进舱结构，包括：主框架和包围部件；

4、主框架包括推进舱下框、推进舱上框以及连接推进舱下框和推进舱上框的六组主承力柱；

5、推进舱上框的顶部用于与卫星载荷舱连接，推进舱下框的底部用于与火箭连接；

6、推进舱下框为十二边形框架结构，推进舱上框为六边形框架结构；令推进舱下框上的十二个边分别为六个边a和六个边b，边a和边b交替设置；推进舱上框的顶点与边a的中点一一相对；

7、推进舱上框的每个顶点与其相对的边a通过一组主承力柱连接；令推进舱上框的一个顶点为顶点s，推进舱下框与顶点s相对的边a为边a’；

8、每组主承力柱包括两个主承力柱，一个主承力柱的一端与推进舱上框的顶点s铰接，另一端与推进舱下框的边a’的一端铰接；另一个主承力柱的一端与推进舱上框的顶点s铰接，另一端与推进舱下框的边a’的另一端铰接；

9、包围部件设置在主框架的底部、内部和周围，用于为大容量贮箱和气瓶提供安装接口和安装空间。

10、进一步的，包围部件包括贮箱支架、竖隔板组件和若干外板；

11、贮箱支架设置在主框架的内底部，且边缘与推进舱下框固定连接；若干外板设置在主框架的侧面；贮箱支架用于提供大容量贮箱和气瓶的安装接口；竖隔板组件设置在推进舱内部，竖隔板组件侧面与主框架、相应的外板连接，竖隔板组件底部与贮箱支架连接，若干外板、贮箱支架和竖隔板组件围成若干空间，以用于安装贮箱和气瓶。

12、进一步的，令主框架的底面所在平面为xy平面，与xy平面垂直的且朝向主框架顶部的方向为+z方向，令xy平面上任意两个垂直的方向分别为+x方向和+y方向；

13、若干竖隔板包括一个十字形隔板和四个“v”型隔板，十字形隔板的交叉线设置在主框架内部的中心，四个“v”型隔板的尖端一一对应与十字形隔板的四个端点连接，“v”型隔板的两个端部与主框架连接。

14、进一步的，令“v”型隔板的一个侧板、相邻“v”型隔板的一个侧板、十字形隔板以及主框架围成的空间为空间p；空间p的数量为四个；令每个“v”型隔板与主框架围成的空间为空间q，空间q的数量为四个；

15、贮箱支架为十二边形桁架结构，连接于推进舱下框的内侧；贮箱支架上设置有四个以贮箱支架的中心呈中心对称的圆孔，四个圆孔分别与四个空间p一一相对，四个圆孔用于分别安装四个贮箱；

16、贮箱支架上还设置有四个以贮箱支架的中心呈中心对称的气瓶安装接口，每个气瓶安装接口均位于相邻两个圆孔之间；四个气瓶安装接口分别与四个空间q一一相对。

17、进一步的，若干外板分别为六个梯形外板和六个三角外板；

18、六个三角外板分别一一对应设置在每组主承力柱与推进舱下框围成的六个三角空间内；

19、六个梯形外板分别设置在一个推进舱下框的边、一个推进舱上框的边和两个主承力柱3围成的六个梯形空间内。

20、进一步的，贮箱支架上设置有卫星变轨发动机、姿控发动机的机械接口。

21、进一步的，主承力柱的两端设置有双耳接头，推进舱上框底部的六个顶点处均分别设置有两个单耳接头，推进舱下框顶部的十二个顶点处均设置有单耳接头，主承力柱的一端的双耳接头通过销钉与推进舱上框底部相应的单耳接头销接，另一端的双耳接头通过销钉与推进舱下框顶部相应的单耳接头销接。

22、进一步的，推进舱下框底部的十二个顶点处均设置有星箭分离点接口。

23、进一步的，推进舱上框顶部的六个顶点处均设置有与卫星载荷舱连接的接口。

24、进一步的，主承力柱的主体结构采用碳纤维材料缠绕成型；

25、若干竖隔板、推进舱下框、推进舱上框的需要连接的边缘均设置有预埋碳纤维框梁，且局部应力集中的部位外贴有碳布；若干竖隔板的底部外贴有碳布进行加强；若干竖隔板的顶部采用了预埋碳纤维框梁；

26、竖隔板均采用碳纤维复合材料蒙皮铝蜂窝夹层结构；

27、外板采用碳纤维复合材料蒙皮铝蜂窝夹层结构。

28、有益效果：

29、(1)本发明推进舱上框为六边形框架结构，推进舱下框为十二边形框架结构，推进舱上框和推进舱下框的主传力路径采用根铰接式主承力柱；推进舱结构实现了从12处星箭接口点(十二边形)到载荷舱6处接口点(六边形)的变截面传力过渡；主承力柱将载荷舱载荷直接传递至星箭分离点，具有传力路径短、结构效率高的优点；使得推进舱结构的最大承载力可超过10t，达到12t，具有高刚度和大承载的优点。

30、此外，本推进舱结构可根据需求，通过改变设计参数实现承载能力扩展或缩小，具有适应性高的优点。

31、(2)本发明包围部件包括贮箱支架、竖隔板组件和若干外板；贮箱支架设置在主框架的内底部，若干外板、贮箱支架和竖隔板组件围成若干空间，以用于安装贮箱和气瓶；本发明通过将贮箱支架安装于推进舱下框上，即星箭分离框上，将大容量推进剂质心高度控制在星箭分离面附近，大幅度降低了大容量贮箱的质心高度，进而使整星质心高度大幅度降低，减小了卫星惯量，为整星发射阶段提供了良好的动力学环境，为整星在轨控制提供了便利。

32、(3)本发明若干竖隔板在主框架内中心为“十字”构形布局，外侧为“y字”构形布局，“十字”构形为大容量贮箱提供了布局空间，“y字”构形为大容量气瓶提供了布局空间，实现了大容量推进剂的安装设计，同时也增强了贮箱的安装刚度，提高了推进舱结构的整体强度。

33、(4)本发明若干外板的设置一方面用于围成大容量贮箱和气瓶的的布局空间，另一方面可提高推进舱结构的整体强度。

34、(5)本发明贮箱支架上设置有卫星变轨发动机、姿控发动机的机械接口，具有结构承载效率高的优点。

35、(6)本发明主承力柱的两端分别铰接在推进舱上框和推进舱下框上，具有互换性和维修性好的优点。

36、(7)本发明推进舱下框底部的十二个顶点处均设置有星箭分离点接口，可以适应不同规格爆炸螺栓的点式分离连接。

37、(8)本发明推进舱上框顶部的六个顶点处均设置有与卫星载荷舱连接的接口，使得接口精度易于保证，可以适应不同构形载荷舱的连接，从而使对接操作便捷。

38、(9)本发明主承力柱的主体结构采用碳纤维材料缠绕成型；若干竖隔板、推进舱下框、推进舱上框的需要连接的边缘均设置有预埋碳纤维框梁，且局部应力集中的部位外贴有碳布；若干竖隔板的底部外贴有碳布进行加强；若干竖隔板的顶部采用了预埋碳纤维框梁；竖隔板和外板均采用碳纤维复合材料蒙皮铝蜂窝夹层结构；采用不同的手段针对性的提高了推进舱结构的强度。