一种卫星承力结构的制作方法

1.本技术涉及卫星安装技术领域，尤其涉及一种卫星承力结构。


背景技术：

2.众所周知，卫星的构型设计必须保证且有利于卫星功能的实现。由于传统的卫星设计需要根据卫星任务特点选取合适的外部形状、进行定制化设计，导致设计出的卫星系统外形各异、尺寸大不相同，因此根据有效载荷的特点设计出的主承力结构存在设计结构复杂、研制成本高、制备周期长等问题，有待改进。
3.为此，人们发明出一种模块化、易拓展的卫星承力结构，包括承力平台和若干舱段结构，舱段结构通过加强构件固定于承力平台上方，而其它舱段结构依次叠置于下方的舱段结构，并通过加强构件与下方相邻的加强构件进行稳固连接；针对外形尺寸各异的卫星构型，通过增设不同数量的舱段结构可以满足不同卫星的安装。
4.然而，相邻舱段结构之间、舱段结构与承力平台之间均通过加强构件连接，其连接位置作为承载薄弱点，承受重力载荷的能力以及抗剪切应力的能力较弱，质量较大的卫星安装于卫星承力结构时可能导致卫星承力结构发生局部弯曲变形，影响后续卫星试验及最终的正常发射。


技术实现要素：

5.为了提高舱段结构连接位置的承载能力及抗剪切能力，本技术提供了一种卫星承力结构。
6.本技术提供的一种卫星承力结构采用如下技术方案：一种卫星承力结构，包括多个舱段单元以及用于连接相邻舱段单元的加强构件；所述舱段单元包括呈对角对称设置的四根承力梁以及连接于每两相邻承力梁之间的支承板组，其中，所述承力梁包括设于两端的两个支承座，分别位于两根所述承力梁的相邻支承座之间通过第一连接件相互连接；每一所述支承座的上表面均设有贯通的活动插孔，所述活动插孔包括中心区域以及间隔设置于中心区域周围的多个限位区域，每一所述限位区域均与中心区域相连通；各个所述限位区域内部均设置有活动构件，各所述活动构件常态下于中心区域相互抵贴聚拢；所述加强构件插接固定于两个相邻活动插孔之间，且所述加强构件位于各个活动构件所围成的插设空间的中部，所述加强构件迫使各个活动构件相互远离并分别抵紧于相邻限位区域的内壁。
7.通过采用上述的技术方案，本技术中两根承力梁的相邻支承座之间首先通过第一连接件连接固定，再通过加强构件加强连接，可以在提高两个舱段单元之间的连接强度，进而提高两个舱段单元连接位置的承载能力；通过将加强构件插设于各个活动构件所围成的插设空间，加强构件逐渐进入活动插孔时能够挤开周侧的活动构件并迫使活动构件抵于限
位区域的内壁，从而产生横向的作用力以抵消相邻舱段单元连接位置所受到的剪切应力，进而提高了整个卫星承力结构的承载能力及抗剪切能力，能够在卫星安装于卫星承力结构时减少卫星承力结构局部弯曲变形的情况发生，有利于后续卫星的试验及最终的正常发射。
8.可选的，所述活动构件靠近中心区域的一侧设有插接槽，所述插接槽的两端分别设有导入口，所述导入口的尺寸大于插接槽的尺寸；所述加强构件的外周壁一体成型设置有多个限位部，当所述加强构件插设于插设空间时，各个所述限位部分别对应插设于各个插接槽。
9.通过采用上述的技术方案，通过在加强构件的外周壁设置多个限位部，加强构件插入活动空间时限位部的各个侧壁能够分别抵贴于插接槽的各个内壁，从而在多个方向上产生作用于活动构件的挤压应力，进一步提高相邻舱段单元连接位置的抗剪切能力，减少卫星承力结构局部弯曲变形的情况发生；另外，导入口的设置能够在各个活动构件常态下于中心区域相互聚拢时提高加强构件插入各个活动构件内部的便利性。
10.可选的，所述插设空间的内部尺寸呈线性变化设置，所述插设空间的小端口位于所在支承座靠近相邻支承座的一侧；所述加强构件呈楔形状，两个所述加强构件分别对应插设于两个相邻插设空间，且两相邻所述加强构件之间均通过第二连接件连接固定。
11.通过采用上述的技术方案，通过将加强构件设为楔形状，加强构件插设于活动插孔时所产生的、作用于活动构件的挤压应力呈倾斜设置，该挤压应力于竖直方向的分力能够用于抵消舱段单元所受的载荷，该挤压应力于水平方向的分力能够用于抵消舱段单元所受的剪切应力，进而能够同时提高该卫星承力结构的承载能力及抗剪切能力。
12.可选的，每一所述加强构件均设有贯通的螺纹孔，所述螺纹孔与加强构件同轴设置；所述第二连接件包括双头螺栓和两个螺帽，所述双头螺栓同时与两个螺纹孔螺纹连接，两个所述螺帽分别螺纹连接于双头螺栓的两端。
13.通过采用上述的技术方案，当两个加强构件分别插设于两个相邻支承座的活动插孔时，将双头螺栓由其中一个加强构件的螺纹孔旋入，双头螺栓能够通过该加强构件的螺纹孔并进入另一个加强构件的螺纹孔，继续旋动双头螺栓可以使两个加强构件相互靠近，而且每一加强构件均能够抵紧于外侧相邻的活动构件；然后使用螺帽连接于双头螺栓的两端，能够起到辅助加固的作用，进一步增强卫星承力结构的承载能力。
14.可选的，两个相邻所述支承座之间设有加固结构，所述加固结构包括形状适配的凸棱台和内凹槽，所述凸棱台一体成型设置于下方支承座的上表面，所述内凹槽开设于上方支承座的下表面，每一所述凸棱台均匹配插设于相邻内凹槽。
15.通过采用上述的技术方案，相邻舱段单元相互连接时，通过使下方支承座的凸棱台匹配插设于上方支承座的内凹槽，能够减少两个舱段单元之间出现相对转动并形成间隙的情况发生，有利于提高相邻舱段单元之间的装配精度和连接稳定性。
16.可选的，所述凸棱台设置为梅花状；所述第一连接件设有多个，所有第一连接件安装后布设于凸棱台周侧边缘的内凹位置。
17.通过采用上述的技术方案，通过将凸棱台设为梅花状，而内凹槽设为与凸棱台相适配的形状，凸棱台插设于内凹槽时能够产生作用于内凹槽侧壁的多个方向的作用力，以提高相邻舱段单元连接位置的抗剪切能力。另外，通过将第一连接件布设于凸棱台周侧边
缘的内凹位置，舱段单元受到倾覆力矩时第一连接件能够对凸棱台起到进一步的限位作用，从而进一步降低舱段单元之间出现间隙的可能性，提高相邻舱段单元之间的装配精度和连接稳固性。
18.可选的，所述支承板组包括外舱板、两根横梁以及多根加强梁，所述横梁连接于两根相邻承力梁之间，两根所述横梁与两根所述承力梁共同围合形成安装空间，所述外舱板固定于安装空间；所述外舱板内侧设有两个内延板，两个所述内延板分别位于外舱板宽度方向的两侧；所述加强梁安装于两个内延板之间，所述横梁、相邻内延板以及相邻加强梁之间通过第三连接件稳固连接。
19.通过采用上述的技术方案，通过将横梁固定于水平相邻的两根承力梁之间，两根横梁与两根承力梁共同形成稳定框架结构，能够便于的外舱板安装及固定；另外，通过将加强梁安装于外舱板的两个内延板之间，加强梁能够对相邻舱段单元的中部位置进行支撑加固，从而使整体的卫星承力结构保持良好的承载能力。
20.可选的，所述加强梁包括两根交叉设置的支撑子柱，两根所述支撑子柱的重合部位于加强梁的对称中心位置；所述重合部还设有用于提高节点支撑强度的支撑机构。
21.通过采用上述的技术方案，通过两根交叉设置的支撑子柱形成x型的加强梁，此时加强梁对称中心的承载能力以及结构稳定性最强，加强梁安装后对于舱段单元上下两侧的支撑作用力较为均匀，有利于使舱段单元各处保持良好的结构稳定性。
22.可选的，所述支撑机构包括固定盘以及一体成型设置于固定盘同一侧面的多根加强柱，每一所述支撑子柱均夹设于两根相邻加强柱之间。
23.通过采用上述的技术方案，通过设置支撑机构，支撑机构通过固定盘固定于外舱板时，各根加强柱分别抵贴于支撑子柱外侧，能够对支撑子柱起到限位支撑的作用；当舱段单元受到来自于卫星的重力载荷时，舱段单元所受到的载荷能够于两根支撑子柱的重合部分散至各根加强柱，从而进一步提高舱段单元中部位置的承载能力，降低卫星支承结构使用时加强梁出现局部断裂的可能性。
24.可选的，所述支承座与承力梁之间设有多个加强肋板。
25.通过采用上述的技术方案，加强肋板设置于支承座与承力梁之间，能够对支承座起到支撑的作用，降低承力梁整体出现弯曲变形的可能性，从而进一步提高卫星支承结构的承载能力。
26.综上所述，本技术包括以下至少一种有益技术效果：1.通过设置加强构件使其插设于各个活动构件所围成的插设空间，加强构件进入活动插孔时迫使活动构件抵于限位区域的内壁，能够产生横向的作用力以抵消相邻舱段单元连接位置所受到的剪切应力，进而提高整个卫星承力结构的抗剪切能力；2.通过将加强构件设为楔形状，加强构件插设于活动插孔时作用于活动构件的挤压应力呈倾斜设置，挤压应力于竖直方向的分力能够用于抵消舱段单元所受的载荷，该挤压应力于水平方向的分力能够用于抵消舱段单元所受的剪切应力，进而同时提高该卫星承力结构的承载能力及抗剪切能力；3.通过设置支撑机构以提高两根支撑子柱重合部的连接强度，能够进一步提高舱段单元中部位置的承载能力，降低卫星支承结构使用时加强梁出现局部断裂的可能性。
附图说明
27.图1是实施例1的整体结构示意图；图2是实施例1中承力梁的结构示意图；图3是实施例1中承力梁的另一方向的结构示意图；图4是实施例1中第一连接件与凸棱台的位置关系示意图；图5是图2中a处的放大图；图6是实施例1中加强构件的结构示意图；图7是图1中b处的放大图；图8是实施例2中两个相邻支承座的连接关系示意图；图9是图8中c处的放大图。
28.附图标记说明：1、加强构件；11、限位部；12、螺纹孔；2、承力梁；21、主支承柱；22、支承座；23、活动插孔；231、中心区域；232、限位区域；24、活动构件；241、插接槽；242、导入口；25、加固结构；251、凸棱台；252、内凹槽；26、第一连接件；27、加强肋板；3、支承板组；31、外舱板；311、内延板；32、横梁；33、加强梁；331、支撑子柱；332、重合部；34、第三连接件；4、支撑机构；41、固定盘；42、加强柱；5、第二连接件；51、双头螺栓；52、螺帽；6、承载板。
具体实施方式
29.以下结合附图1-9对本技术作进一步详细说明。
30.实施例1本技术实施例公开了一种卫星承力结构。
31.一种卫星承力结构，包括多个舱段单元以及用于连接相邻舱段单元的多个加强构件1；参照图1，舱段单元包括四个承力梁2和四组支承板组3，四个承力梁2呈对角对称设置，每一支承板组3均连接于两个相邻承力梁2之间；位于最下方的舱段单元的底部设有承载板6，承载板6通过高强度螺栓固定承力梁2及支承板组3，用于将舱段单元与外界环境分隔开。
32.参照图2，承力梁2包括主支承柱21以及设于主支承柱21两端的两个支承座22，其中，每一支承座22与主支承柱21之间均设有加强肋板27，加强肋板27同时与主支承柱21和相邻支承座22焊接固定，用以增强承力梁2的承载能力，降低承力梁2发生弯曲变形的可能性；分别位于两个承力梁2的相邻支承座22之间设有加固结构25，用于提高相邻舱段单元之间的装配精度和连接稳定性。
33.同时参照图3，加固结构25包括凸棱台251和内凹槽252，凸棱台251设置于两个相邻支承座22中下方支承座22的上表面，而内凹槽252设置于两个相邻支承座22中上方支承座22的下表面；通过将一根承力梁2的凸棱台251插设于上方相邻承力梁2的内凹槽252，可以使两根承力梁2快速对齐，装配操作方便而且装配精度高，而且能够减少相邻舱段单元之间出现相对转动形成间隙的情况发生。
34.本实施例将凸棱台251设置为梅花状，相应地内凹槽252也设为与凸棱台251相适配的梅花形状，当凸棱台251插设于上方相邻承力梁2的内凹槽252时，凸棱台251能够抵于内凹槽252的侧壁并产生多个方向的作用力，进而极大地提高相邻舱段单元连接位置的抗剪切能力。
35.另外，回到图2，分别位于两个承力梁2的相邻支承座22之间通过第一连接件26相
互连接；第一连接件26设为高强度螺栓，且第一连接件26的数量设有多个。同时参照图4，所有第一连接件26安装后布设于凸棱台251周侧边缘的内凹位置，能够对凸棱台251起到进一步的限位作用，进一步降低舱段单元之间出现间隙的可能性。
36.参照图5，每一支承座22的上表面均设有贯通的活动插孔23，活动插孔23包括中心区域231以及与中心区域231相连通的多个限位区域232，所有限位区域232间隔设置于中心区域231的周侧边缘，使得整个活动插孔23整体呈梅花状设置；各个限位区域232内部均设有活动构件24，每一活动构件24均连接于活动插孔23的内部，且活动构件24能够在限位区域232内横移；各个活动构件24常态下于中心区域231相互抵贴聚拢。
37.同时参照图6，所有活动构件24共同围合形成插设空间，而加强构件1匹配插设于两个相邻活动插孔23之间，且加强构件1位于插设空间内部；另外，活动构件24靠近中心区域231的一侧设有插接槽241，插接槽241为贯通于活动构件24延长方向两侧的通槽，且插接槽241的截面形状呈楔形设置。加强构件1的外周壁设有多个限位部11，限位部11的数量与插接槽241的数量相等，所有限位部11绕加强构件1的中轴线等距设置，且每一限位部11均与加强构件1一体成型制得；当加强构件1插设于两个相邻插设空间时，各个限位部11分别对应插设于各个加强构件1的插接槽241。
38.插接槽241延长方向的两端分别设有导入口242，导入口242的尺寸大于插接槽241的尺寸，以便于加强构件1的限位部11顺利进入插接槽241内；安装时，通过将各个限位部11分别对准各个导入口242，然后以敲击的方式迫使加强构件1进入插设空间，加强构件1持续进入插设空间的过程中能够不断迫使各个活动构件24相互远离，进而使各个活动构件24分别抵紧于限位区域232的内壁，以提高相邻舱段单元连接位置的承载能力及抗剪切能力，能够减少卫星承力结构局部弯曲变形的情况发生，有利于后续卫星的试验及最终的正常发射。
39.回到图1，支承板组3包括外舱板31、两根横梁32以及多根加强梁33，其中，每一横梁32均连接于两根相邻承力梁2之间，且两根横梁32分别位于承力梁2延长方向的两端；两根横梁32与两根承力梁2之间共同围合形成安装空间。同时参照图7，外舱板31的一侧侧面设有两个内延板311，两个内延板311分别位于外舱板31宽度方向的两侧；安装时，使外舱板31设有内延板311的一侧朝向向内，然后将加强梁33安装于两个内延板311之间，并通过第三连接件34将横梁32、相邻内延板311以及相邻加强梁33稳固连接，可以使舱段单元具有良好的承载能力及结构稳定性；第三连接件34也设为高强度螺栓。
40.参照图7，加强梁33包括两根交叉设置的支撑子柱331，两根支撑子柱331的重合部332位于加强梁33的对称中心位置；每一重合部332的外侧均设有用于提高节点支撑强度的支撑机构4，支撑机构4固定于外舱板31。
41.本实施例中，外舱板31开设有贯通的安装口，每一安装口均正对于一个加强梁33的重合部332；支撑机构4包括固定盘41和多根加强柱42，所有加强柱42均一体成型设置于固定盘41的同一侧面；固定盘41的外径尺寸大于安装口的内径尺寸，且固定盘41通过第四连接件固定于安装孔；第四连接件也设为高强度螺栓。加强柱42穿过安装孔并局部延伸至舱段单元内部，且每一支撑子柱331均夹设于两根相邻的加强柱42之间，当舱段单元受到来自于卫星的重力载荷时，舱段单元所受到的载荷能够于支撑子柱331的重合部332分散至各个加强柱42，以降低卫星支承结构使用时加强梁33出现局部断裂的可能性。
42.本技术实施例1的实施原理为：当需要增设舱段单元时，首先将两根横梁32固定于两根承力梁2之间以围合形成安装空间，将外舱板31置于安装空间内部；然后将加强梁33安装于两个内延板311之间，并通过第三连接件34将横梁32、相邻内延板311以及相邻加强梁33稳固连接，可以使单个舱段单元保持良好的承载能力和结构稳定性。
43.然后，将另一组舱段单元的承力梁2通过第一连接件26连接于下方舱段单元的承力梁2，并将加强构件1插设于插设空间，加强构件1敲入活动插孔23后能够迫使各个活动构件24分别抵于活动插孔23的内部，进而提高相邻舱段单元连接位置的承载能力及抗剪切能力，减少卫星承力结构局部弯曲变形的情况发生，有利于后续卫星的试验及最终的正常发射。
44.实施例2参照图8，本技术实施例公开的一种卫星承力结构，其余部件与实施例1对应相同，此处不再一一赘述；与实施例1的区别在于：本技术插设空间的内部尺寸呈线性变化设置，插设空间的小端口位于所在支承座22靠近相邻支承座22的一侧，即两个相邻支承座22上活动构件24所围成的插设空间内径较小的一端相互靠近。另外，本实施例中用于连接两个相邻支承座22的加强构件1数量设为两个，加强构件1呈楔形状设置，两个加强构件1分别对应插设于两个相邻插设空间，且两个加强构件1之间通过第二连接件5连接固定。
45.参照图9，第二连接件5包括双头螺栓51和两个螺帽52，每一加强构件1均设有轴向贯通的螺纹孔12，螺纹孔12与加强构件1同轴设置；双头螺栓51同时与两个螺纹孔12螺纹连接，且当双头螺栓51连接于两个螺纹孔12后，每一双头螺栓51的端部均局部外露于加强构件1；两个螺帽52分别螺纹连接于双头螺栓51的两个外露端，从而使双头螺栓51稳固连接两个加强构件1。
46.本技术实施例2的实施原理为：通过将加强构件1设为楔形状，加强构件1插设于活动插孔23时所产生的、作用于活动构件24的挤压应力呈倾斜设置，该挤压应力于竖直方向的分力能够用于抵消舱段单元所受的载荷，该挤压应力于水平方向的分力能够用于抵消舱段单元所受的剪切应力，进而能够同时提高该卫星承力结构的承载能力及抗剪切能力，进一步降低卫星承力结构局部弯曲变形的情况发生。
47.以上为本技术的较佳实施例，并非依此限制本技术的保护范围，故：凡依本技术的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本技术的保护范围之内。

技术特征：
1.一种卫星承力结构，其特征在于：包括多个舱段单元以及用于连接相邻舱段单元的加强构件（1）；所述舱段单元包括呈对角对称设置的四根承力梁（2）以及连接于每两相邻承力梁（2）之间的支承板组（3），其中，所述承力梁（2）包括设于两端的两个支承座（22），分别位于两根所述承力梁（2）的相邻支承座（22）之间通过第一连接件（26）相互连接；每一所述支承座（22）的上表面均设有贯通的活动插孔（23），所述活动插孔（23）包括中心区域（231）以及间隔设置于中心区域（231）周围的多个限位区域（232），每一所述限位区域（232）均与中心区域（231）相连通；各个所述限位区域（232）内部均设置有活动构件（24），各所述活动构件（24）常态下于中心区域（231）相互抵贴聚拢；所述加强构件（1）插接固定于两个相邻活动插孔（23）之间，且所述加强构件（1）位于各个活动构件（24）所围成的插设空间的中部，所述加强构件（1）迫使各个活动构件（24）相互远离并分别抵紧于相邻限位区域（232）的内壁。2.根据权利要求1所述的卫星承力结构，其特征在于：所述活动构件（24）靠近中心区域（231）的一侧设有插接槽（241），所述插接槽（241）的两端分别设有导入口（242），所述导入口（242）的尺寸大于插接槽（241）的尺寸；所述加强构件（1）的外周壁一体成型设置有多个限位部（11），当所述加强构件（1）插设于插设空间时，各个所述限位部（11）分别对应插设于各个插接槽（241）。3.根据权利要求2所述的卫星承力结构，其特征在于：所述插设空间的内部尺寸呈线性变化设置，所述插设空间的小端口位于所在支承座（22）靠近相邻支承座（22）的一侧；所述加强构件（1）呈楔形状，两个所述加强构件（1）分别对应插设于两个相邻插设空间，且两相邻所述加强构件（1）之间均通过第二连接件（5）连接固定。4.根据权利要求3所述的卫星承力结构，其特征在于：每一所述加强构件（1）均设有贯通的螺纹孔（12），所述螺纹孔（12）与加强构件（1）同轴设置；所述第二连接件（5）包括双头螺栓（51）和两个螺帽（52），所述双头螺栓（51）同时与两个螺纹孔（12）螺纹连接，两个所述螺帽（52）分别螺纹连接于双头螺栓（51）的两端。5.根据权利要求1所述的卫星承力结构，其特征在于：两个相邻所述支承座（22）之间设有加固结构（25），所述加固结构（25）包括形状适配的凸棱台（251）和内凹槽（252），所述凸棱台（251）一体成型设置于下方支承座（22）的上表面，所述内凹槽（252）开设于上方支承座（22）的下表面，每一所述凸棱台（251）均匹配插设于相邻内凹槽（252）。6.根据权利要求5所述的卫星承力结构，其特征在于：所述凸棱台（251）设置为梅花状；所述第一连接件（26）设有多个，所有第一连接件（26）安装后布设于凸棱台（251）周侧边缘的内凹位置。7.根据权利要求1所述的卫星承力结构，其特征在于：所述支承板组（3）包括外舱板（31）、两根横梁（32）以及多根加强梁（33），所述横梁（32）连接于两根相邻承力梁（2）之间，两根所述横梁（32）与两根所述承力梁（2）共同围合形成安装空间，所述外舱板（31）固定于安装空间；所述外舱板（31）内侧设有两个内延板（311），两个所述内延板（311）分别位于外舱板（31）宽度方向的两侧；所述加强梁（33）安装于两个内延板（311）之间，所述横梁（32）、相邻内延板（311）以及相邻加强梁（33）之间通过第三连接件（34）稳固连接。8.根据权利要求7所述的卫星承力结构，其特征在于：所述加强梁（33）包括两根交叉设置的支撑子柱（331），两根所述支撑子柱（331）的重合部（332）位于加强梁（33）的对称中心
位置；所述重合部（332）还设有用于提高节点支撑强度的支撑机构（4）。9.根据权利要求8所述的卫星承力结构，其特征在于：所述支撑机构（4）包括固定盘（41）以及一体成型设置于固定盘（41）同一侧面的多根加强柱（42），每一所述支撑子柱（331）均夹设于两根相邻加强柱（42）之间。10.根据权利要求1所述的卫星承力结构，其特征在于：所述支承座（22）与承力梁（2）之间设有多个加强肋板（27）。

技术总结
本申请涉及卫星安装技术领域，提供了一种卫星承力结构，包括多个舱段单元以及用于连接相邻舱段单元的加强构件；舱段单元包括呈对角设置的四根承力梁，承力梁包括设于两端的两个支承座，分别位于两根承力梁的相邻支承座之间通过第一连接件相互连接；每一支承座的上表面均设有活动插孔，活动插孔内部活动设置有活动构件，各个活动构件常态下于活动插孔的中心区域相互抵贴聚拢；加强构件插接固定于两个相邻活动插孔之间，且加强构件位于各个活动构件所围成的插设空间的中部；加强构件迫使各个活动构件相互远离并分别抵紧于活动插孔的内壁。基于此，可提高舱段结构连接位置的承载能力及抗剪切能力，有利于后续卫星的试验以及最终的正常发射。常发射。常发射。


技术研发人员：郭大宝 张子良 侯伟晨
受保护的技术使用者：银河航天（成都）通信有限公司
技术研发日：2023.02.13
技术公布日：2023/6/7