本发明专利技术公开了一种多星并联卫星发射装置，包括：支承舱，呈上端小下端大的中空圆台状；蜂窝圆盘，设置在所述支承舱上端，用于承载搭载星；圆锥过渡舱，呈上端小下端大的中空圆台状，设置在所述蜂窝圆盘上端，用于承载主卫星。设置蜂窝圆盘，蜂窝圆盘上设置搭载星，能够实现一箭多星发射的同时，解决串联构型载荷大的问题，提高运载能力，同时提高整流罩的有效空间利用率。利用率。利用率。
【技术实现步骤摘要】
一种多星并联卫星发射装置
[0001]本专利技术属于航天
，尤其涉及一种多星并联卫星发射装置。
技术介绍
[0002]一箭多星发射技术，是指用一枚火箭一次发射将多颗卫星送入预定轨道的技术。该技术可以缩短单颗卫星的发射周期并减少发射费用，是降低运载火箭发射成本的一个重要途径。在不影响主星发射任务的前提下，为微小卫星提供搭载服务，能最大限度地利用火箭剩余运载能力，对提升运载火箭经济效益以及促进微小卫星技术发展有积极意义。
[0003]目前，运载火箭要实现一箭多星发射，通常采用多星串联构型。多星串联构型通常需要增加过渡舱和支承舱来实现其布局，再通过适配器安装卫星。这种方式占用火箭的有效载荷重量从而降低了火箭的运载能力，同时需要更高的卫星整流罩，从而降低了整流罩的有效空间利用率。
技术实现思路
[0004]为解决上述问题，本专利技术的目的是提供一种多星并联卫星发射装置，能够提高火箭的有效载荷，提高运载能力，同时提高整流罩的有效空间利用率。
[0005]为实现上述目的，本专利技术的技术方案为：一种多星并联卫星发射装置，包括：
[0006]支承舱，呈上端小下端大的中空圆台状；
[0007]蜂窝圆盘，设置在所述支承舱上端，用于承载搭载星；
[0008]圆锥过渡舱，呈上端小下端大的中空圆台状，设置在所述蜂窝圆盘上端，用于承载主卫星。
[0009]设置蜂窝圆盘，蜂窝圆盘上设置搭载星，能够实现一箭多星发射的同时，解决串联构型载荷大的问题，提高运载能力，同时提高整流罩的有效空间利用率。
[0010]进一步的，所述卫星发射装置还包括呈中空圆柱状的圆柱过渡舱，所述圆锥过渡舱通过所述圆柱过渡舱安装于所述蜂窝圆盘上。设置圆柱过渡舱，能够有效将主卫星的位置进行抬高，从而避免主卫星和搭载星之间的干涉问题。
[0011]进一步的，所述卫星发射装置可以包括搭载星支架，所述搭载星支架设置在所述蜂窝圆盘上，所述搭载星安装于所述搭载星支架上。
[0012]进一步的，所述支承舱包括支承舱前端框、支承舱后端框、支承舱中间框、支承舱桁条、支承舱蒙皮，所述支承舱前端框、所述支承舱后端框、所述支承舱中间框为以所述支承舱中心轴线为轴设置的圆框，所述支承舱桁条沿所述支承舱的母线设置并连接所述支承舱前端框、所述支承舱后端框、所述支承舱中间框，所述蒙皮设置在所述支承舱侧面的表面。设置支承舱前端框、支承舱后端框、支承舱中间框、支承舱桁条的作用时为了加强所述支承舱的强度，所述支承舱蒙皮用于将所述支承舱连接成一个整体。
[0013]进一步的，所述卫星发射装置还包括三角撑，所述三角撑的一个侧边通过支承舱桁条与支承舱固连，所述三角撑的顶边与所述蜂窝圆盘固连。所述三角撑将所述支承舱和
所述蜂窝圆盘连接的更为牢固。
[0014]进一步的，所述圆柱过渡舱包括圆柱过渡舱前端框、圆柱过渡舱后端框、圆柱过渡舱桁条和圆柱过渡舱蒙皮，所述圆柱过渡舱桁条沿圆柱过渡舱母线设置，所述圆柱过渡舱桁条蒙皮设置在圆柱过渡舱侧面，所述圆柱过渡舱前端框与所述圆锥过渡舱固连，所述圆柱过渡舱后端框与所述蜂窝圆盘固连。所述圆柱过渡舱前端框、所述圆柱过渡舱后端框、所述圆柱过渡舱桁条的主要作用是加强所述圆柱过渡舱的强度。所述圆柱过渡舱蒙皮的作用是将所述圆柱过渡舱连接成一个整体。
[0015]进一步的，圆锥过渡舱包括圆锥过渡舱前端框、圆锥过渡舱后端框、圆锥过渡舱桁条、圆锥过渡舱蒙皮，所述圆锥过渡舱桁条沿圆锥过渡舱母线设置并与所述圆锥过渡舱前端框和圆锥过渡舱后端框连接，所述圆锥过渡舱蒙皮设置在所述圆锥过渡舱侧面的表面，所述圆锥前端框用于安装主卫星。所述圆锥过渡舱前端框、所述圆锥过渡舱后端框、所述圆锥过渡舱桁条的作用是加强整个圆锥过渡舱的强度，圆锥过渡舱蒙皮的作用是将整个圆锥过渡舱连接为一个整体。
[0016]进一步的，所述蜂窝圆盘包括第一铝面板、铝蜂窝芯、螺纹埋件和第二铝面板，所述第一铝面板和所述第二铝面板通过铝蜂窝芯固定连接，所述螺纹埋件设置在所述铝蜂窝芯的蜂格内，所述第一铝面板和所述第二铝面板上对应所述螺纹埋件螺孔的位置开设有孔。蜂窝圆盘采用所述第一铝面板、所述铝蜂窝芯和所述第二铝面板固连的结构，在不增加过多载荷的同时，能够获得较强的强度。在所述第一铝面板和第二铝面板上开设孔，将螺纹埋件通过胶固定在铝蜂窝芯内，铝蜂窝芯的螺孔与所述第一铝面板和第二铝面板上开设的孔对应，可以方便的将相关部件与所述蜂窝圆盘进行固定。相关部件包括支承舱，圆柱过渡舱，三角撑和搭载星支架。
[0017]进一步的，螺纹埋件为中间带孔的圆柱体，孔内设置有钢丝螺套。钢丝螺套有助于提高安装的强度。
[0018]进一步的，所述搭载星支架下部四周设置有翻边，所述翻边通过螺栓与所述蜂窝圆盘螺纹埋件连接。搭载星支架而已根据需要设置为水平或者向外倾斜，可以避免在分离过程中，避免与主星干涉。
[0019]本专利技术由于采用以上技术方案，使其与现有技术相比具有以下的优点和积极效果：
[0020](1)本专利技术实施例中设置蜂窝圆盘和设置于其上的搭载星支架，能够实现一箭多星发射的同时，解决串联构型载荷大的问题，提高运载能力，同时提高整流罩的有效空间利用率；
[0021](2)本专利技术实施例中设置圆柱过渡舱，能够有效将主卫星的位置进行抬高，从而避免主卫星和搭载星之间的干涉问题。
[0022](3)本专利技术实施例中搭载星支架而已根据需要设置为水平或者向外倾斜，可以避免在分离过程中，避免与主星干涉。
附图说明
[0023]下面结合附图对本专利技术的具体实施方式作进一步详细说明，其中：
[0024]图1为本专利技术的一种多星并联卫星发射装置的立体示意图；
[0025]图2为本专利技术的支承舱的立体示意图；
[0026]图3为本专利技术的圆柱过渡舱的立体示意图；
[0027]图4为本专利技术的圆锥过渡舱的立体示意图；
[0028]图5a为本专利技术的蜂窝圆盘的立体示意图；
[0029]图5b为本专利技术的蜂窝圆盘的部分剖视图；
[0030]图6为本专利技术的三角撑的立体示意图；
[0031]图7为本专利技术的搭载星支架的立体示意图；
[0032]图8为本专利技术的圆柱过渡舱、蜂窝圆盘和支承舱的安装剖视图。
[0033]附图标记说明：
[0034]1：支承舱；2：圆柱过渡舱；3：圆锥过渡舱；4：蜂窝圆盘；5：三角撑；6：搭载星支架；101：支承舱前端框；102：支承舱后端框；103：支承舱中间舱；104：支承舱桁条；105：支承舱蒙皮；201：圆柱过渡舱前端框；202：圆柱过渡舱后端框；203：圆柱过渡舱桁条；204：圆柱过渡舱蒙皮；301：圆锥过渡舱前端框；302：圆锥过渡舱后端框；303：圆锥过渡舱桁条；304：圆锥过渡舱蒙皮；401：第一铝面板；402：铝蜂窝芯；403：螺纹埋件；404：第二铝面板。
具体实施方式
[0035]以下结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步详细说明。根据下本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种多星并联卫星发射装置，其特征在于，包括：支承舱，呈上端小下端大的中空圆台状；蜂窝圆盘，设置在所述支承舱上端，用于承载搭载星；圆锥过渡舱，呈上端小下端大的中空圆台状，设置在所述蜂窝圆盘上端，用于承载主卫星。2.根据权利要求1所述的多星并联卫星发射装置，其特征在于，所述卫星发射装置还包括呈中空圆柱状的圆柱过渡舱，所述圆锥过渡舱通过所述圆柱过渡舱安装于所述蜂窝圆盘上。3.根据权利要求1所述的多星并联卫星发射装置，其特征在于，所述卫星发射装置还包括搭载星支架，所述搭载星支架环绕设置在所述蜂窝圆盘上，所述搭载星安装于所述搭载星支架上。4.根据权利要求1所述的多星并联卫星发射装置，其特征在于，所述支承舱包括支承舱前端框、支承舱后端框、支承舱中间框、支承舱桁条、支承舱蒙皮，所述支承舱前端框、所述支承舱后端框、所述支承舱中间框为以所述支承舱中心轴线为轴设置的圆框，所述支承舱桁条沿所述支承舱的母线设置并连接所述支承舱前端框、所述支承舱后端框、所述支承舱中间框，所述蒙皮设置在所述支承舱侧面的表面。5.根据权利要求4所述的多星并联卫星发射装置，其特征在于，所述卫星发射装置还包括三角撑，所述三角撑的一个侧边通过支承舱桁条与支承舱固连，所述三角撑的顶边与所述蜂窝圆盘固连。6.根据权利要求1所述的多星并联卫星发射...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵学成，秦震，楼云锋，闫世宇，沈璋文，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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