小衛(wèi)星通用推進艙制造技術(shù)

小衛(wèi)星通用推進艙，包括上法蘭、下法蘭、儲箱支架、發(fā)動機支架和殼體，上法蘭和下法蘭分別位于殼體的兩個端面上，上法蘭與電子艙連接，下法蘭為星箭對接面。殼體為桁條結(jié)構(gòu)組成的中空的圓臺形結(jié)構(gòu)外加鋁蒙皮，儲箱支架位于殼體的內(nèi)側(cè)中間偏下部位。儲箱支架為上表面光滑、下表面布有加強筋的蓋狀結(jié)構(gòu)，中心處開有離子推力器管路出口，儲箱支架在推進艙本體坐標系YOZ平面的-Y軸和-Z軸所在象限與坐標軸成45°的方向位置開有肼瓶安裝孔，儲箱支架的上表面為設(shè)備及管路鋪設(shè)的安裝面。殼體與推進艙本體坐標系Y軸和Z軸的四個交點處各裝有一個發(fā)動機支架，其中與Y軸兩個交點處的支架為正裝發(fā)動機支架，與Z軸兩個交點處的支架為斜裝發(fā)動機支架。（*該技術(shù)在2021年保護過期，可自由使用*）

【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】

本技術(shù)涉及一種衛(wèi)星推進艙。
技術(shù)介紹
隨著小衛(wèi)星應(yīng)用的發(fā)展，小衛(wèi)星功能不斷加強，系統(tǒng)也越來越復雜。為了滿足小衛(wèi)星長期在軌運行的姿態(tài)和軌道控制的需要，小衛(wèi)星需攜帶更多的燃料或者采用電推進做為小衛(wèi)星的軌控發(fā)動機。同時，隨著小衛(wèi)星研制周期的縮短，也需要衛(wèi)星的部分研制和試驗工作可以并行進行，以優(yōu)化研制流程，加快研制進度。如果采用常規(guī)的衛(wèi)星構(gòu)型，將小衛(wèi)星推進系統(tǒng)與其它電子設(shè)備均安裝在同一個艙內(nèi)，由于受星體空間的影響，小衛(wèi)星可攜帶的燃料將會受到限制，同時發(fā)動機羽流對星上敏感器會造成一定影響，使用電推力器時影響會更大。另外，由于推進系統(tǒng)與其它電子設(shè)備均安裝在同一個艙內(nèi)，推進系統(tǒng)設(shè)備的安裝、精測、檢漏等工作將占用衛(wèi)星研制的主線，延長小衛(wèi)星的研制周期。
技術(shù)實現(xiàn)思路
本技術(shù)的技術(shù)解決問題是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種可容納雙推進系統(tǒng)的小衛(wèi)星通用推進艙，可以使得小衛(wèi)星攜帶更多的燃料，同時可以減小衛(wèi)星布局和總裝操作的復雜程度。本技術(shù)的技術(shù)解決方案是小衛(wèi)星通用推進艙，包括上法蘭、下法蘭、儲箱支架、發(fā)動機支架和殼體；上法蘭和下法蘭分別位于殼體的兩個端面上，上法蘭與電子艙連接，下法蘭為星箭對接面；殼體為中空的圓臺形結(jié)構(gòu)，儲箱支架位于殼體的內(nèi)側(cè)偏下部位；儲箱支架為上表面光滑、下表面布有加強筋的蓋狀結(jié)構(gòu)，所述蓋狀結(jié)構(gòu)的中心處開有離子推力器管路出口，儲箱支架在推進艙本體坐標系YOZ平面的-Y軸和-Z軸所在象限與坐標軸成45°的方向位置開有肼瓶安裝孔；儲箱支架的上表面為設(shè)備及管路鋪設(shè)的安裝面；殼體的與推進艙本體坐標系Y軸和Z軸的四個交點處各裝有一個發(fā)動機支架，其中與Y軸兩個交點處的支架為正裝發(fā)動機支架，與Z軸兩個交點處的支架為斜裝發(fā)動機支架，正裝發(fā)動機支架沿Z軸方向的發(fā)動機安裝面與推進艙的Y軸平行，斜裝發(fā)動機支架沿Y軸方向的發(fā)動機安裝面與推進艙的Z軸成15°夾角；所述的推進艙本體坐標系的坐標原點0在所述星箭對接面的理論中心，X軸沿坐標原點0指向上法蘭的方向，Z軸過坐標原點0并垂直于X軸，Z軸在整星飛行狀態(tài)下指向地面，Y軸與Z軸、X軸成右手系。所述的圓臺形結(jié)構(gòu)的側(cè)面與星箭對接面的夾角為83. 8°。所述的儲箱支架上裝有拉桿，拉桿的一端與儲箱支架連接，拉桿的另一端與上法蘭連接。所述的殼體的外側(cè)設(shè)有撐桿，撐桿的一端連接在殼體上，撐桿的另一端連在電子艙的底板上。所述的殼體上的與推進艙本體坐標系Y軸和Z軸的四個交點處各留有兩個發(fā)動機管路穿孔。所述的殼體上在與-Z軸方向夾角為45°的方向靠近上法蘭150mm處的位置各留有一處腰形電纜穿艙孔。所述的推進艙本體坐標系YOZ平面內(nèi)-Z軸偏+Y軸30°方向以及+Z軸偏+Y軸60°方向與殼體的相交處距離星箭對界面230mm處分別開有電推進系統(tǒng)的加排閥安裝孔。所述的推進艙本體坐標系YOZ平面內(nèi)-Z軸偏+Y軸45°方向與殼體的相交處距離星箭對界面230mm處開有肼氣加注閥的安裝孔。所述的推進艙本體坐標系YOZ平面內(nèi)+Z軸偏-Y軸45°方向與殼體的相交處距離星箭對界面132mm處開有肼液加注閥的安裝孔。所述的儲箱支架的上表面距離發(fā)動機支架的軸線高度為40mm,距離星箭對接面190mm。本技術(shù)與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于(I)本技術(shù)推進艙可同時安裝一套肼推進系統(tǒng)和一套電推進系統(tǒng)，可以使得小衛(wèi)星攜帶更多的燃料，滿足衛(wèi)星多次軌道變換需要，同時可以克服發(fā)動機羽流對星上敏感器的影響，使得電推力器做為小衛(wèi)星的軌控發(fā)動機成為可能；(2)采用獨立推進艙形式可以最大程度增加發(fā)動機與星上敏感器的距離，減小羽 流影響，同時電子艙與推進艙作為兩條主線同時進行，推進艙可獨立進行總裝、測試等工作，優(yōu)化了衛(wèi)星的研制流程，減小衛(wèi)星布局和總裝操作的復雜程度，縮短衛(wèi)星研制周期；(3)推進系統(tǒng)單獨安裝在推進艙內(nèi)，管路焊接空間充裕，方便操作，總裝實施簡單、安全。附圖說明圖I為本技術(shù)推進艙的整體結(jié)構(gòu)圖；圖2為本技術(shù)推進艙的主視圖；圖3為圖2中推進艙的A-A剖視圖。具體實施方式如圖I所示，本技術(shù)推進艙主要由推進艙主體和儲箱支架2兩部分組成，其中推進艙主體又分為上法蘭I、下法蘭4、殼體3三部分。為了敘述方便，首先定義推進艙的本體坐標系(O-XYZ)如下坐標原點0 :推進艙下法蘭4處、星箭分離面的理論中心3軸沿坐標原點指向推進艙的上法蘭I方向；Z軸過坐標原點并垂直于X軸，飛行狀態(tài)下指向地面；￥軸與Z軸、X軸成右手系。如圖I、圖2所示，推進艙通過上法蘭I與衛(wèi)星電子艙對接，上法蘭I為一側(cè)有外翻邊的圓環(huán)結(jié)構(gòu)，外翻邊上均布有通孔用于與電子艙連接。上法蘭I上還另外設(shè)有兩個銷釘孔，以保證推進艙與電子艙的重復安裝精度。下法蘭4為衛(wèi)星與運載的對接環(huán)，根據(jù)選擇的運載對接型譜，可以選擇不同形狀的下法蘭4與之進行匹配。儲箱支架2為推進艙的主要承載部件，位于殼體3的內(nèi)側(cè)偏下部位，為蓋狀結(jié)構(gòu)。殼體3為桁條結(jié)構(gòu)組成的中空的圓臺形結(jié)構(gòu)外加鋁蒙皮。儲箱支架2在圓心處開口，此開口為離子推力器管路出口。儲箱支架2邊緣在YOZ平面的-Y軸和-Z軸所在象限內(nèi)開有豁口，此豁口為壓電開關(guān)穿艙時的操作觀察口。儲箱支架2在YOZ平面的-Y軸和-Z軸所在象限與坐標軸成45°的方向開有通孔，此通孔為肼瓶安裝孔。儲箱支架2的形式為雙推進系統(tǒng)(肼推進和電推進)同時安裝時的構(gòu)型，若為肼推進單獨安裝時，中心管路開口可根據(jù)5N發(fā)動機接口形式修改或減小，并根據(jù)系統(tǒng)要求在肼瓶安裝孔對稱位置增加通孔以安裝肼瓶。另外，可以根據(jù)設(shè)備情況在儲箱支架2上取消或調(diào)整設(shè)備安裝孔。儲箱支架2的上表面是主要設(shè)備及管路鋪設(shè)的安裝面，表面要求平滑無突出，以保證設(shè)備的正常安裝。為保證管路在鋪設(shè)后熱控實施易于總裝操作，并保證肼儲箱不會突出到推進艙外，儲箱支架2的上表面距離發(fā)動機支架5的軸線高度為40mm，距離星箭對接面190mm。此形式的管路鋪設(shè)操作方便，尤其在熱控實施時空間較大，便于總裝操作。如圖3所示，儲箱支架2上裝有兩個拉桿8與上法蘭I連接，加強結(jié)構(gòu)強度。拉桿8的位置可以在結(jié)構(gòu)設(shè)計時根據(jù)承載情況在圓周內(nèi)調(diào)整。根據(jù)小衛(wèi)星通用的運載火箭，對推進艙的外包絡(luò)尺寸有限制殼體3與星箭對接面(下法蘭4的底面)的傾斜角度為83. 8°，推進艙上下法蘭端面之間高度為600mm，以保證小衛(wèi)星平臺的衛(wèi)星構(gòu)型可以適應(yīng)運載凈包絡(luò)空間的限制，還可以最大程度的提供設(shè)備安裝空間。在殼體3的與Y軸和Z軸的四個交點處各有兩個長圓孔，用來通過IN發(fā)動機的管路，YOZ平面內(nèi)與-Z方向夾角為45°的方向與殼體3的相交處偏上位置各留有兩處長圓孔，均為電纜的穿艙孔。這是由于部分設(shè)備由于分系統(tǒng)的要求，電纜不能加轉(zhuǎn)接，涉及到從電子艙到推進艙的穿艙問題。為了在兩艙對接后仍可開板操作，在殼體3上與-Z軸的交點各偏45°處靠近上法蘭I的150mm處位置各留有一處腰形電纜穿艙孔，推進艙內(nèi)電纜通過 此孔穿出與電子艙內(nèi)設(shè)備或者電纜相連接。在YOZ平面的-Y軸和-Z軸所在象限與坐標軸成45°的方向殼體3與儲箱支架2的連接處增加觀察口，方便安裝壓電開關(guān)的操作。殼體3上的電纜操作口及觀察口可以根據(jù)不同衛(wèi)星要求可以在不打斷推進艙主結(jié)構(gòu)殼體桁條的前提下做適應(yīng)性改變。小衛(wèi)星通用的肼加注閥及氣加注閥和電推進的離子加排閥等設(shè)備的安裝形式已固化，推進艙內(nèi)管路中心線距離儲箱支架本文檔來自技高網(wǎng)...

【技術(shù)保護點】

【技術(shù)特征摘要】
1.小衛(wèi)星通用推進艙，其特征在于包括上法蘭(I)、下法蘭(4)、儲箱支架(2)、發(fā)動機支架和殼體(3);上法蘭(I)和下法蘭(4)分別位于殼體(3)的兩個端面上，上法蘭(I)與電子艙連接，下法蘭(4)為星箭對接面；殼體(3)為中空的圓臺形結(jié)構(gòu)，儲箱支架(2)位于殼體(3)的內(nèi)側(cè)偏下部位；儲箱支架(2)為上表面光滑、下表面布有加強筋的蓋狀結(jié)構(gòu),所述蓋狀結(jié)構(gòu)的中心處開有離子推力器管路出口，儲箱支架(2)在推進艙本體坐標系YOZ平面的-Y軸和-Z軸所在象限與坐標軸成45°的方向位置開有肼瓶安裝孔；儲箱支架(2)的上表面為設(shè)備及管路鋪設(shè)的安裝面；殼體(3)的與推進艙本體坐標系Y軸和Z軸的四個交點處各裝有一個發(fā)動機支架，其中與Y軸兩個交點處的支架為正裝發(fā)動機支架(5)，與Z軸兩個交點處的支架為斜裝發(fā)動機支架出)，正裝發(fā)動機支架(5)沿Z軸方向的發(fā)動機安裝面與推進艙的Y軸平行，斜裝發(fā)動機支架(6)沿Y軸方向的發(fā)動機安裝面與推進艙的Z軸成15°夾角；所述的推進艙本體坐標系的坐標原點O在所述星箭對接面的理論中心，X軸沿坐標原點O指向上法蘭(I)的方向，Z軸過坐標原點O并垂直于X軸，Z軸在整星飛行狀態(tài)下指向地面，Y軸與Z軸、X軸成右手系。2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的小衛(wèi)星通用推進艙，其特征在于所述的圓臺形結(jié)構(gòu)的側(cè)面與星箭對接面的夾角為83. 8°。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的小衛(wèi)星通用推進艙，其特征在于所述的儲箱支架(2)上裝有拉桿(8)，拉桿(8)的一端與...

【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：翟峰，韓冬，鄧宇華，
申請(專利權(quán))人：航天東方紅衛(wèi)星有限公司，
類型：實用新型
國別省市：