用于遙感衛星整星運輸的柔性支撐系統技術方案

本發明專利技術公開了一種遙感衛星整星運輸時的柔性支撐系統，遙感衛星適配器通過螺接方式安裝于L型支架的垂直結構上，輔助支撐結構設置在L型支架的水平結構上用以支撐遙感衛星，其中，用于支撐遙感衛星的星體支撐桿支撐在S型稱重傳感器上端，S型稱重傳感器下端設置在導向組件上，彈簧組件套設在導向組件上，導向組件下端穿過導向板上的孔，在安裝遙感衛星后的壓力作用下壓縮彈簧組件運動；兩組高度調節桿上下端均為螺桿，分別與導向板和包裝箱連接組件進行連接以調節支撐遙感衛星的高度，高度調節桿調整至適合高度后，通過調節桿上的螺母進行鎖緊；包裝箱連接組件直接螺接到L型支架的水平結構上。

【技術實現步驟摘要】
用于遙感衛星整星運輸的柔性支撐系統
本專利技術屬于遙感衛星運輸
，具體涉及一種可用于航天器整星運輸的預緊力可調整、最大支撐力可控、支撐力實時顯示的柔性支撐系統。
技術介紹
遙感衛星在北京地區完成AIT(裝配、集成、測試)階段的全部工作后，需要運輸至發射場進行發射前最后工作。遙感衛星運輸是其研制流程的重要環節，隨著遙感衛星載荷設備尺寸越來越大，運輸過程高度方向的限制必須要求遙感衛星在整星水平狀態下進行運輸。整星運輸對遙感衛星的結構強度提出更高要求。目前，整星運輸時，支撐結構主要有兩種方式：第一種是L型支架和適配器結構，衛星在整星運輸時大懸臂結構，運輸過程中及其容易造成衛星與適配器的連接結構的損壞，最終造成衛星研制過程的失敗；第二種是在第一種結構的基礎上增加剛性輔助支撐，剛性輔助支撐可以改善衛星與適配器的連接結構的受力狀態，但是由于其初始支撐力無法設置，最大支撐力無法控制，極易造成衛星輔助支撐點的損壞，最終造成衛星研制過程的失敗。遙感衛星的整星運輸時的支撐結構，已經影響衛星的研制過程。因此，解決整星運輸過程中星體受力太大引起的結構破壞問題是非常重要的一項工作。
技術實現思路
本專利技術的目的是設計一種預緊力可調、最大支撐力可控、支撐力實時顯示的柔性支撐系統，緩解遙感衛星整星運輸過程中星箭對接面附近的結構受力狀態，同時最大程度上降低輔助支撐自身對星體結構的影響。為了解決上述技術問題，本專利技術采用了如下的技術方案：一種遙感衛星整星運輸時的柔性支撐系統，遙感衛星適配器通過螺接方式安裝于L型支架的垂直結構上，輔助支撐結構設置在L型支架的水平結構上用以支撐遙感衛星，其中，輔助支撐結構包括星體支撐桿、S型稱重傳感器、導向組件、彈簧組件、導向板、高度調節桿、包裝箱連接組件，用于支撐遙感衛星的星體支撐桿支撐在S型稱重傳感器上端，S型稱重傳感器下端設置在導向組件上，彈簧組件套設在導向組件上，導向組件下端穿過導向板上的孔，在安裝遙感衛星后的壓力作用下壓縮彈簧組件運動；兩組高度調節桿上下端均為螺桿，分別與導向板和包裝箱連接組件進行連接以調節支撐遙感衛星的高度，高度調節桿調整至適合高度后，通過調節桿上的螺母進行鎖緊；包裝箱連接組件直接螺接到L型支架的水平結構上。其中，星體支撐桿上端為螺紋結構，與遙感衛星底部設置的螺紋孔進行連接。其中，S型稱重傳感器上下端均為螺紋通孔，分別于星體支撐桿下端和導向組件上端進行連接。其中，S型稱重傳感器電連接有支撐力顯示裝置，支撐力顯示裝置可設置在遙感衛星包裝箱的外部箱壁上以實時顯示支撐力。其中，輔助支撐結構的數量為多個，以提供遙感衛星穩定的支撐。進一步地，導向組件為T型或型，相應地，彈簧組件為彈簧，彈簧的數量可以為一個或兩個以上。本專利技術的遙感衛星整星運輸時的柔性支撐系統，能夠緩解遙感衛星整星運輸時星箭對接面受力狀態，降低輔助支撐自身對星體結構的影響，滿足惡劣的運輸工況對星體結構的影響。附圖說明圖1為本專利技術的遙感衛星整星運輸時的柔性支撐系統的結構示意圖；其中顯示了L型支架的水平結構上的輔助支撐結構。其中：1-1:適配器；1-2:L型支架；1-3:遙感衛星；1-4：輔助支撐結構；圖2為本專利技術的柔性支撐系統中的輔助支撐結構的正視圖；圖3為本專利技術的柔性支撐系統中的輔助支撐結構的側視圖；其中：2-1：星體支撐桿2-2：S型稱重傳感器2-3：導向組件2-4：彈簧組件2-5：導向板2-6：高度調節桿2-7：包裝箱連接組件。具體實施方式以下介紹的是作為本
技術實現思路
的具體實施方式，下面通過具體實施方式對本
技術實現思路
作進一步的闡明。當然，描述下列具體實施方式只為示例本專利技術的不同方面的內容，而不應理解為限制本專利技術范圍。本專利技術的遙感衛星整星運輸時的柔性支撐系統如圖1所示，其中，遙感衛星的適配器1-1通過螺接方式安裝于L型支架1-2的垂直結構上，遙感衛星1-3通過螺接方式安裝于遙感衛星適配器1-1上，若干個輔助支撐結構1-4的下端(即包裝箱組件)通過螺接方式安裝于L型支架1-2的水平結構上，輔助支撐結構1-4的上端(即星體支撐桿)通過螺接方式與遙感星體1-3進行連接。圖2，圖3分別顯示了本專利技術的柔性支撐系統中的輔助支撐結構的正視圖和側視圖；其中，本專利技術的輔助支撐結構主要包括7部分：星體支撐桿2-1、S型稱重傳感器2-2、導向組件2-3、彈簧組件2-4、導向板2-5、高度調節桿2-6、包裝箱連接組件2-7。星體支撐桿2-1上端為螺紋結構，與遙感衛星星體上提供的螺紋孔進行螺紋連接；S型稱重傳感器2-2上下端均為螺紋通孔，分別于星體支撐桿2-1下端和T型的導向組件2-3上端進行連接，S型稱重傳感器2-2電連接有支撐力顯示裝置(未示出)，支撐力顯示裝置可設置在遙感衛星包裝箱的外部箱壁上以實時顯示支撐力；彈簧組件2-4套設在T型導向組件的下部導向桿上，導向桿下端穿過導向板2-5上的孔，在垂向力作用下可壓縮彈簧組件運動；導向板兩側設置的高度調節桿2-6上下端均為螺桿，分別與導向板2-5和包裝箱連接組件2-7進行連接，高度調節桿2-6調整至適合高度后，通過調節桿2-6上的螺母進行鎖緊；包裝箱連接組件2-7直接螺接與包裝箱的L型支架上。在一具體實施方式中，導向組件為型，下部包括兩個導向桿，導向桿上分別套設彈簧，并在承載遙感衛星后壓縮彈簧。上述遙感衛星整星運輸時的柔性支撐系統的使用過程如下：首先，將適配器1-1安裝L型支架1-2上，再將衛星吊裝至適配器1-1上；其次，安裝衛星與L型支架1-2之間的輔助支撐結構1-4；最后，調節輔助支撐結構1-4上的高度調節桿2-6，驅動導向板2-5壓縮彈簧組件2-4，S型稱重傳感器2-2可實時顯示輔助支撐結構1-4的支撐力。輔助支撐結構1-4的設計過程如下：①明確輸入條件(整星水平狀態下靜態變形、整星水平運輸工況下最大變形、初始預緊力、運輸過程中最大支反力)，②輔助支撐柔性元件選型(剛度計算)、③稱重傳感器選型、④柔性元件能容校驗。①：已知靜態變形可確定水平狀態下星體支撐點距離L型支架的距離，確定輔助支撐初始高度；已知初始預緊力可確定輔助支撐彈簧的預緊壓縮量；已知最大變形和最大支反力可確定輔助支撐彈簧的剛度范圍；②以案例說明輔助支撐柔性元件的選型方法某遙感衛星水平運輸時的輔助支撐點的最大變形(Lmax)、輔助支撐對星體的初始預緊力支撐力(F0)、輔助支撐對星體的最大支撐力(Fmax)、星體支撐桿的m。設彈簧在初始支撐力的狀態下變形為L0，彈簧的剛度為K，則有如下關系：L0*K＝F0+mg；(Lmax+L0)*K<(Fmax+mg)通過如上關系可求解K的范圍，選取K值后可確定L0、Lmax。③依據最大支撐力Fmax和輔助支撐高度對稱重傳感器進行選型；④依據彈簧剛度K、最大變形Lmax校驗柔性元件的能容要求；柔性支撐系統可實現如下功能：①預緊力可調，②最大支撐力可控，③支撐力實時顯示；各個功能的實現方法敘述如下：①調節輔助支撐結構1-4上的高度調節桿2-6，驅動導向板2-5壓縮彈簧組件2-4，即可實現初始預緊力的調整；②通過對整星運輸期間最大變形(Lmax)的計算和彈簧組件2-4剛度K的選擇，即可實現最大支撐力的控制；③S型稱重傳感器2-2可實現支撐力的實時顯示。盡管上文對本專利技術的具體實施方式給予了詳細描本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種遙感衛星整星運輸時的柔性支撐系統，遙感衛星適配器通過螺接方式安裝于L型支架的垂直結構上，輔助支撐結構設置在L型支架的水平結構上用以支撐遙感衛星，其中，輔助支撐結構包括星體支撐桿、S型稱重傳感器、導向組件、彈簧組件、導向板、高度調節桿、包裝箱連接組件，用于支撐遙感衛星的星體支撐桿支撐在S型稱重傳感器上端，S型稱重傳感器下端設置在導向組件上，彈簧組件套設在導向組件上，導向組件下端穿過導向板上的孔，在安裝遙感衛星后的壓力作用下壓縮彈簧組件運動；兩組高度調節桿上下端均為螺桿，分別與導向板和包裝箱連接組件進行連接以調節支撐遙感衛星的高度，高度調節桿調整至適合高度后，通過調節桿上的螺母進行鎖緊；包裝箱連接組件直接螺接到L型支架的水平結構上。

【技術特征摘要】
1.一種遙感衛星整星運輸時的柔性支撐系統，遙感衛星適配器通過螺接方式安裝于L型支架的垂直結構上，輔助支撐結構設置在L型支架的水平結構上用以支撐遙感衛星，其中，輔助支撐結構包括星體支撐桿、S型稱重傳感器、導向組件、彈簧組件、導向板、高度調節桿、包裝箱連接組件，用于支撐遙感衛星的星體支撐桿支撐在S型稱重傳感器上端，S型稱重傳感器下端設置在導向組件上，彈簧組件套設在導向組件上，導向組件下端穿過導向板上的孔，在安裝遙感衛星后的壓力作用下壓縮彈簧組件運動；兩組高度調節桿上下端均為螺桿，分別與導向板和包裝箱連接組件進行連接以調節支撐遙感衛星的高度，高度調節桿調整至適合高度后，通過調節桿上的螺母進行鎖緊...

【專利技術屬性】
技術研發人員：郭濤，劉廣通，鄭鵬，張延磊，趙書萍，傅浩，張偉，許凱，趙培容，徐奕柳，
申請(專利權)人：北京衛星環境工程研究所，
類型：發明
國別省市：北京;11