地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的製作方法
2023-04-24 17:14:16
本發明涉及航天結構設計技術領域，具體涉及一種地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器。
背景技術：
為了提升空間快速響應能力，發展星箭(衛星和火箭)一體化具有重要的戰略意義。星箭一體化具有快速研製、快速集成、快速測試、快速發射和快速入軌等特點，可以應用於各種突發應急狀況(例如，自然災害突發和通信系統發生故障等)，實現衛星的快速發射和空間部署，及時獲取災害情況信息，最大限度地減少災害損失並組織抗災救災。
星箭一體化飛行器為實現最大的效能，要求具備輕巧的結構。可通過降低火箭所運輸載荷的質量，例如一體化飛行器中的火箭與衛星，通過共用部分重複的設備和結構，大幅度降低了入軌的冗餘質量。但現有星箭一體化中的衛星，其入軌後衛星艙體所對應的載荷比較低，影響了飛行器起飛質量的進一步降低。
現有的衛星載荷比過低的原因：
1)電子設備分別採用獨立封裝；
2)衛星中繁雜電纜的重量過大，增加了衛星的潛在危險；
3)所用電源系統的外殼過重；
4)太陽能帆板擠佔了整流罩的空間，對性能造成損失等等。
因此，急需發展星箭一體多功能結構，以提高衛星載荷比，進而大幅增強星箭一體化飛行器的性能。
技術實現要素：
本發明的目的在於提供一種地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器，用於解決現有一體化結構中所用衛星的有效載荷比低；一體化飛行器性能較差的技術問題。
本發明提供了一種地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器，包括：有效載荷、用於調整姿態的側向噴流環、用於安裝和連接地面演示裝置的結構電纜板、共用多功能服務艙、多塊能在軌展開的多功能太陽能帆板和推進裝置；側向噴流環設置於有效載荷的底面上，有效載荷與側向噴流環可分離地連接；共用多功能服務艙設置於側向噴流環的底面上；多功能太陽能帆板設置於共用多功能服務艙的外側，多功能太陽能帆板設置於地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的±y方向上；推進裝置設置於共用多功能服務艙的底面上；推進裝置包括用於儲存燃料的儲箱、多個姿軌控發動機、末端推發動機和多個用於儲存高壓氣體的氣瓶，儲箱設置於共用多功能服務艙的底面上；氣瓶對稱設置於儲箱的底面上；姿軌控發動機對稱設置於氣瓶的外側並向外噴射氣體產生推進力；末端推發動機的軸線與氣瓶的軸線重合併設置於儲箱的底面，末端推發動機向外噴射氣體產生推進力。
進一步地，側向噴流環包括燃料燃燒裝置和設置於燃料燃燒裝置噴口的噴嘴，側向噴流環的內壁上設有凹槽，燃料燃燒裝置容納於凹槽內，側向噴流環側壁上開設多個沿其徑向貫通側向噴流環側壁的燃料噴射口，噴嘴正對燃料噴射口設置。
進一步地，共用多功能服務艙包括筒體和用於安裝在軌設備的多個單機安裝板，單機安裝板沿筒體軸向相互間隔設置。
進一步地，姿軌控發動機包括連接管、垂直噴嘴、第一徑向噴嘴、第二徑向噴嘴、第三徑向噴嘴和多個閥體，連接管的一端與氣瓶相連通，另一端通過管路分別與垂直噴嘴、第一徑向噴嘴、第二徑向噴嘴、第三徑向噴嘴連通，垂直噴嘴、第一徑向噴嘴、第二徑向噴嘴、第三徑向噴嘴的開口端向外開設，閥體分別設置於垂直噴嘴、第一徑向噴嘴、第二徑向噴嘴、第三徑向噴嘴的管路上。
進一步地，垂直噴嘴的開口垂直儲箱向下開設，第一徑向噴嘴、第二徑向噴嘴和第三徑向噴嘴的一端靠近，開口端成扇形展開，第一徑向噴嘴、第二徑向噴嘴和第三徑向噴嘴的軸線兩兩相鄰成30～45°夾角。
進一步地，有效載荷通過載荷安裝板與側向噴流環相連接，載荷安裝板下安裝載荷安裝板分離機構。
進一步地，有效載荷包括彈體、罩設於有效載荷上的屏蔽罩、用於使彈體與載荷推進裝置分離的彈體分離機構和用於使載荷推進裝置與有效載荷板分離的有效載荷板分離機構，載荷推進裝置的底面安裝於載荷安裝板上，載荷推進裝置的周圍設置載荷支撐板，載荷支撐板支撐設置於載荷安裝板上；載荷板分離機構設置於載荷推進裝置的頂面上，有效載荷板分離機構的頂面上安裝彈體分離機構，所述彈體分離機構的頂面設置所述彈體。
本發明的技術效果：
本發明提供的地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器，通過在衛星與火箭的共用服務艙以及火箭的適配器等設計中，採用了多功能太能帆板、多功能結構電纜、多功能適配器等多功能結構，通過應用這些新概念多功能結構，實現了結構的深度一體化，有效降低了設備的結構質量和冗餘體積，從而大幅提升了衛星的有效載荷比。
具體請參考根據本發明的地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器提出的各種實施例的如下描述，將使得本發明的上述和其他方面顯而易見。
附圖說明
圖1是本發明優選實施例地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的爆炸立體示意圖；
圖2是本發明優選實施例中側向噴流環立體示意圖；
圖3是本發明優選實施例中共用多功能服務艙立體透視示意圖；
圖4是本發明優選實施例中單機安裝板立體示意圖；
圖5是本發明優選實施例中載荷安裝板立體結構示意圖；
圖6是本發明優選實施例中推進裝置爆炸示意圖；
圖7是本發明優選實施例中推進裝置仰視示意圖；
圖8是本發明優選實施例中姿態推動發動機立體示意圖；
圖9是本發明優選實施例中載荷安裝板上的表面設備布置示意圖；
圖10是本發明優選實施例中地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的整體有限元分析模型圖；
圖11是本發明優選實施例中地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的一階彎曲振動模態圖；
圖12是本發明優選實施例地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的本體坐標系定義圖。
圖例說明：
110、氣瓶；120、儲箱；130、末助推發動機；140、姿態推動發動機；141、垂直噴嘴；142、第一徑向噴嘴；143、第二徑向噴嘴；144、第三徑向噴嘴；145、閥體；200、多功能太能帆板；300、共用多功能服務艙；310、筒體；320、助推安裝板；400、單機安裝板；500、結構電纜板；600、載荷安裝板；610、載荷支撐板；620、載荷安裝板分離機構；630、磁力矩器；700、側向噴流環；710、燃料噴射口；720、噴嘴；800、有效載荷；810、屏蔽罩；820、彈體；830、彈體分離機構；840、推進裝置；850、有效載荷板分離機構；870、載荷推進裝置。
具體實施方式
構成本申請的一部分的附圖用來提供對本發明的進一步理解，本發明的示意性實施例及其說明用於解釋本發明，並不構成對本發明的不當限定。
本發明通過藉助多功能結構，改進傳統部件功能單一的局限，大幅度提升公用服務艙的載荷比，從而進一步降低飛行器的起飛質量，並提高了其性能。本發明提供的星箭一體化多功能結構飛行器也可在軌飛行使用。
參見圖1，本發明提供的地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器，包括有效載荷800、用於調整姿態的側向噴流環700、用於安裝和連接地面演示裝置的結構電纜板500、共用多功能服務艙300、多塊在軌展開的多功能太陽能帆板和推進裝置840；側向噴流環700設置於有效載荷800的底面，有效載荷800與側向噴流環700可分離的連接；共用多功能服務艙300設置於側向噴流環700的底面；多功能太陽能帆板設置於共用多功能服務艙300的外側；推進裝置840設置於共用多功能服務艙300的底面；多功能太陽能帆板設置於地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的±y方向；
推進裝置840包括用於儲存燃料的儲箱120、多個姿軌控發動機、末端推發動機和多個用於儲存高壓氣體的氣瓶110，儲箱120設置於共用多功能服務艙300的底面上；氣瓶110對稱設置於儲箱120的底面上；姿軌控發動機對稱設置於氣瓶110的外側並向外噴射氣體產生推進力；末端推發動機的軸線與氣瓶110的軸線重合併設置於儲箱120的底面，並向外噴射氣體產生推進力。
本發明提供的地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器，通過將火箭所用推進裝置840與衛星結構相結合，在降低飛行器本身載荷的同時，實現對其上所負載的有效載荷800最大程度的加載。該飛行器中結合使用了多種具有集成結構的多功能構件，從而實現了對飛行器整體質量的降低。多功能太能帆板200的展開機構包括鎖緊釋放裝置、主鉸鏈、板間的副鉸鏈、拉力彈簧、釋放彈簧和阻尼機構等，通過該展開機構使得圓柱形整流罩可以轉換為太陽帆板。
參見圖2，優選的，側向噴流環700側壁上開設多個沿其徑向貫通側向噴流環700側壁的燃料噴射口710。側向噴流環700的內壁上設有凹槽，凹槽內設置燃料燃燒裝置，燃料燃燒裝置與噴嘴720相連接，通過燃燒燃料產生的推進力，通過與燃料噴射口710正對設置的噴嘴720噴出，從而產生推進力，對該飛行器的姿態等進行微調。側向噴流環700體積小，結構緊湊，有利於降低整體載荷。為了進一步降低整體載荷，在側向噴流環700側壁上開設多個通孔，通孔成對設置於噴嘴720兩相對側。
參見圖3，優選的，共用多功能服務艙300包括筒體310、筒體310內沿其軸向相互間隔設置多個單機安裝板400，用於安裝衛星所需設備，例如偵查相機、測控應答機和數據處理器。參見圖4，單機安裝板400為切割圓盤。為了降低整體載荷，單機安裝板400上不發揮支撐設備作用的部分均可切除，為了保證支撐效果的穩定性，切割需為對稱結構。圖4中的單機安裝板400上分別安裝了測控應答機、相機和數據處理器等部件。單機安裝板400通過支撐結構固定於共用多功能服務層內。可以在不增加整體載荷的情況下，保證星上在軌所需設備的安裝穩定性。筒體310的兩端分別安裝結果電纜板和助推安裝板320。結構電纜板500的頂上安裝側向噴流環700。側向噴流環700的頂面上安裝載荷安裝板600，用於對有效載荷800的固定。
共用多功能服務艙300的結構採用以筒體310側壁為主承力結構，可承載大部分載荷，同時也是共用多功能服務艙300與運載器的過渡段、整流罩前罩、多功能太陽帆板連接和分離的主要部件。
參見圖6～7，推進裝置840能發揮與火箭類似的作用，為共用多功能服務艙300及其上的有效載荷800的推進提供推動力。儲箱120的頂面通過助推安裝板320與共用多功能服務艙300相連接，儲箱120可以為球體，用於儲存整個飛行器中所需燃料。氣瓶110安裝於儲箱120底面的兩相對側。末助推發動機130的一端設置於儲箱120底面，並與儲箱120軸線相重合。末助推發動機130的兩相對側分別設置姿態推動發動機140。氣瓶110的兩相對外側也對稱設置姿態推動發動機140。設置於四周的姿態推動發動機140能根據指令進行噴氣，從而實現對該飛行器的姿態調整。參見圖8，姿態推動發動機140包括連接管、垂直噴嘴141、第一徑向噴嘴142、第二徑向噴嘴143和第三徑向噴嘴144以及用於控制各噴嘴720的閥體145。連接管的一端與氣瓶110相連通，另一端與各噴嘴720的連接管相連通，各噴嘴720的連接管上設置有閥體145。垂直噴嘴141垂直儲箱120向下開口。兩兩相鄰的第一徑向噴嘴142、第二徑向噴嘴143和第三徑向噴嘴144的軸線成30～45°夾角。第一徑向噴嘴142、第二徑向噴嘴143和第三徑向噴嘴144沿儲箱120徑向向外開設噴嘴720。
參見圖5，優選的，有效載荷800通過載荷安裝板600與側向噴流環700相連接。載荷安裝板600下安裝載荷安裝板分離機構620，從而使得當推進裝置840將飛行器送入預定軌道後，與之分離。載荷安裝板600上設置多個用於支撐有效載荷800的載荷支撐板610，載荷支撐板610垂直載荷安裝板600向外延伸，延伸端與有效載荷800相連接。載荷安裝板600的頂面上鋪設多個磁力矩器630。
在共用多功能服務艙300內部布局的設備包括：安裝在載荷安裝板600的艙外側(上表面)的磁力矩器630，以及安裝在載荷安裝板600的艙內側(下表面)的x向飛輪、y向飛輪、z向飛輪、斜向飛輪、星敏感器控制盒、光纖陀螺組件、gps接收機及信號處理單元。，其安裝結構與現有技術相同。
參見圖9，有效載荷800包括彈體820、罩設於有效載荷800上的屏蔽罩810、用於將彈體820與載荷推進裝置870分離的彈體分離機構830、用於使載荷推進裝置870與有效載荷800板分離的有效載荷板分離機構850。載荷推進裝置870的底面設置於載荷安裝板600上，載荷推進裝置870的周圍設置載荷支撐板610，載荷推進裝置870的頂面設置有效載荷板分離機構850，有效載荷板分離機構850的頂面上安裝彈體分離機構830，彈體分離機構830的頂面設置彈體820。屏蔽罩810罩設於載荷安裝板600上。
以下為具體實例：
(1)總體布局與包絡尺寸
地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的本體為φ1200mm×3211mm的近圓柱體形狀(含適配器的則為φ1200mm×3283mm)。最前端布置有所需有效載荷800，例如高解析度相機、通信天線等，為φ940mm×1203mm的圓柱體形狀；地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的中部為多功能服務艙，為φ940mm×1916mm的近圓柱體形狀；地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器後端與運載器的適配器相連，其適配器的包絡尺寸為φ1200mm×500mm。
在星體的±y方向各安裝有一塊多功能太陽電池帆板，在發射階段收攏於共用服務艙的側面，其包絡尺寸為φ1200mm×1374mm的圓柱體形狀，入軌後展開鎖定，單面電池陣為1846mm×1374mm，兩隻帆板最遠端相距3958mm。
地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的本體坐標系定義如下(詳見圖12)：原點ob位於系統質心；obzb軸垂直於服務艙與運載器過渡段對接面，指向有效載荷800，此軸也是地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的縱軸；obxb軸在質心面內，垂直指向共用服務艙多功能太陽電池陣的折形中間板；obyb按右手法則進行確定。本體坐標系ob-xbybzb為與星體固連的直角坐標系。
地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器在發射狀態的包絡尺寸(本體坐標系)為：1200mm×1200mm×3206mm。在軌運行狀態的包絡尺寸為：1200mm×1846mm×3958mm。
(2)質量分布
本實施例中，地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的總設計質量為500kg，具體質量分布如表1所示。
表1器件布局與質量明細單
由上表可見，整體質量僅為500kg，對比常規小型火箭的重量(大約900kg～1400kg)和普通小型衛星的重量(大約500kg～1000kg)，該地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的質量有明顯的降低。
(3)共用服務艙結構布局
(3.1)主承力結構布局
共用服務艙的結構採用了以主承力艙壁為主、並結合儀器設備安裝板的方案。共用服務艙結構主要由主承力艙壁、4塊儀器設備安裝結構板組成。
共用服務艙的主承力艙壁作為主承力結構承載大部分載荷，同時也是共用服務艙與運載器的過渡段、整流罩前罩、多功能太陽帆板連接和分離的主要部件。儀器安裝板包括載荷安裝板600、結構電纜板500、單機安裝板400和末助推安裝板320，其中載荷安裝板600用於安裝有效載荷800和部分共用服務艙設備，結構電纜板500安裝和連接地面演示裝置(如天線、攝像頭等)，單機安裝板400用於安裝共用服務艙的大部分儀器設備，末助推安裝板320用於安裝推進分系統的設備和相關部件。
(3.2)外部設備布局
在地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器共用服務艙外部安裝的設備除有效載荷800外，還包括安裝在有效載荷800上的其它設備和部件，包括星敏感器、數字太陽敏感器、0-1太陽敏感器、測控天線、gps天線。設備布局為：星敏感器安裝在側面，0-1太陽敏感器、測控天線、數字太陽敏感器、gps天線均安裝在基座結構上。
在地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器共用服務艙的底部安裝有推進系統，詳見「推進系統布局」。此外，在服務艙外部安裝有多功能太能帆板200及展開機構。
(3.3)共用服務艙內部設備布局
地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器共用服務艙內部設備布局具體情況如下：
在載荷安裝板600的艙外側(上表面)安裝的部件有磁力矩器630。
在載荷安裝板600的艙內側(下表面)安裝的部件包括：x向飛輪、y向飛輪、z向飛輪、斜向飛輪、星敏感器控制盒、光纖陀螺組件、gps接收機及信號處理單元。
在單機安裝板400上表面安裝的設備包括：偵查相機、測控應答機和數據處理器。
(3.4)推進系統布局
在末助推安裝板320上安裝了末助推發動機130、姿軌控發動機、氣瓶110、閥件、管路及推進系統電器盒等。推進系統的球形貯箱通過耳片與服務艙壁面上的角形支架相連。在公共服務艙的頂部，有一個直徑φ1200mm的側向噴流段。
(4)載荷段結構布局
載荷段安裝在載荷安裝板600上，其布局包括有效載荷800、分離結構、儲箱120、氣瓶110以及有效載荷800安裝板600。載荷段為φ940mm×1203mm的圓柱體形狀，有效載荷800為φ200mm×700mm近似圓錐體，在有效載荷800的底端，有四個穩定翼。有效載荷800及其分離機構安裝在有效載荷800安裝板600上表面，該板通過四個支撐柱與載荷安裝板600連接；有效載荷800安裝板600下表面安裝有兩個儲箱120、兩個高壓氣瓶110以及一個噴管。支撐柱與有效載荷800安裝板600連接部分為分離機構，以便於將有效載荷800及推進系統分離。有效載荷800及推進系統被φ940mm圓柱形的屏蔽罩810所封閉，屏蔽罩810與載荷安裝板600通過分離機構連接。
(5)多功能太能帆板200及展開機構
多功能太能帆板200及展開機構使得帆板從圓柱形整流罩轉換為太陽帆板，其結構包括鎖緊釋放裝置、主鉸鏈、板間的副鉸鏈、拉力彈簧、釋放彈簧和阻尼機構。
(6)多功能適配器
多功能適配器為整個地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器提供了安裝基座。在進行地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器研製過程中，使用了鋼材料作為其替換件進行展示。
(7)結構有限元分析模型
根據cad模型得到的地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的結構有限元分析模型如圖10所示。整星結構有限元分析模型的建立採用ansys-apdl參數化語言和catiav5設計軟體完成。整星參數化模型的建立基於以下原則：確保傳力路線完整；確保典型載荷工況的計算實用性；結構件參數化；對結構細節作重要簡化；整星有限元建模及分析流程自動化。模型共包括20684個節點，27261個單元，252個參數。為方便結構分析，將整體cad模型劃分為27個組件，使用不同類型的單元對各組件劃分網格，共計37種單元(以材料屬性和實常數進行區分)，其中包括15種四節點層合殼單元、8種二節點三維梁單元、12種三維質點單元及接觸、目標單元各一種。大量使用mpc多點約束的裝配對和自由度約束方程處理結構部件之間的連接，共10組裝配/耦合對，共計2254個目標單元、613個接觸單元，2064個自由度耦合方程。這些連接對主要包括(1)載荷板與上筒壁裝配(2)彈頭底部與載荷板裝配(3)上筒壁與板3裝配(4)前框與板3裝配(5)下筒壁與前框裝配(6)板2與下筒壁裝配(7)板1與下筒壁裝配(8)貯箱與下筒壁裝配(9)帆板與前框裝配(10)帆板與底板裝配(11)適配器與上部結構裝配。結構分析中將星上儀器設備、氣瓶110、噴管等視為惰性質量，它們對結構整體的剛度幾乎沒有貢獻，以三維質量點單元模擬，其中又分為集中質量和分布質量兩種形式，共計5752個質點單元，並使用3048個自由度約束方程模擬它們與主結構之間的連接。
為便於對模型進行模型修改、擴展和調整，使用了模塊化的建模思想和ansys-apdl參數化方式建立模型，並針對整星結構有限元分析任務開發了專門的節點自由度耦合程序包，該程序能在已給出需耦合自由度節點的情況下自動完成自由度耦合，效率高、計算穩定，相比mpc多點約束算法具有更高的計算效率。
利用所建立的結構有限元分析模型，計算了地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的前10階固有模態，其中第一階彎曲振動模態計算結果如圖11所示。在計算過程中，為與實際情況保持一致，邊界約束條件設為適配器底端面固支。由圖11可知，所設計的地面模擬用星箭一體化多功能結構飛行器的一階頻率為31.887hz。
本領域技術人員將清楚本發明的範圍不限制於以上討論的示例，有可能對其進行若干改變和修改，而不脫離所附權利要求書限定的本發明的範圍。儘管己經在附圖和說明書中詳細圖示和描述了本發明，但這樣的說明和描述僅是說明或示意性的，而非限制性的。本發明並不限於所公開的實施例。
通過對附圖，說明書和權利要求書的研究，在實施本發明時本領域技術人員可以理解和實現所公開的實施例的變形。在權利要求書中，術語「包括」不排除其他步驟或元素，而不定冠詞「一個」或「一種」不排除多個。在彼此不同的從屬權利要求中引用的某些措施的事實不意味著這些措施的組合不能被有利地使用。權利要求書中的任何參考標記不構成對本發明的範圍的限制。