本發(fā)明涉及航天結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器。

背景技術(shù)：

為了提升空間快速響應(yīng)能力，發(fā)展星箭(衛(wèi)星和火箭)一體化具有重要的戰(zhàn)略意義。星箭一體化具有快速研制、快速集成、快速測試、快速發(fā)射和快速入軌等特點，可以應(yīng)用于各種突發(fā)應(yīng)急狀況(例如，自然災(zāi)害突發(fā)和通信系統(tǒng)發(fā)生故障等)，實現(xiàn)衛(wèi)星的快速發(fā)射和空間部署，及時獲取災(zāi)害情況信息，最大限度地減少災(zāi)害損失并組織抗災(zāi)救災(zāi)。

星箭一體化飛行器為實現(xiàn)最大的效能，要求具備輕巧的結(jié)構(gòu)?？赏ㄟ^降低火箭所運輸載荷的質(zhì)量，例如一體化飛行器中的火箭與衛(wèi)星，通過共用部分重復(fù)的設(shè)備和結(jié)構(gòu)，大幅度降低了入軌的冗余質(zhì)量。但現(xiàn)有星箭一體化中的衛(wèi)星，其入軌后衛(wèi)星艙體所對應(yīng)的載荷比較低，影響了飛行器起飛質(zhì)量的進一步降低。

現(xiàn)有的衛(wèi)星載荷比過低的原因：

1)電子設(shè)備分別采用獨立封裝；

2)衛(wèi)星中繁雜電纜的重量過大，增加了衛(wèi)星的潛在危險；

3)所用電源系統(tǒng)的外殼過重；

4)太陽能帆板擠占了整流罩的空間，對性能造成損失等等。

因此，急需發(fā)展星箭一體多功能結(jié)構(gòu)，以提高衛(wèi)星載荷比，進而大幅增強星箭一體化飛行器的性能。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器，用于解決現(xiàn)有一體化結(jié)構(gòu)中所用衛(wèi)星的有效載荷比低；一體化飛行器性能較差的技術(shù)問題。

本發(fā)明提供了一種地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器，包括：有效載荷、用于調(diào)整姿態(tài)的側(cè)向噴流環(huán)、用于安裝和連接地面演示裝置的結(jié)構(gòu)電纜板、共用多功能服務(wù)艙、多塊能在軌展開的多功能太陽能帆板和推進裝置；側(cè)向噴流環(huán)設(shè)置于有效載荷的底面上，有效載荷與側(cè)向噴流環(huán)可分離地連接；共用多功能服務(wù)艙設(shè)置于側(cè)向噴流環(huán)的底面上；多功能太陽能帆板設(shè)置于共用多功能服務(wù)艙的外側(cè)，多功能太陽能帆板設(shè)置于地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器的±y方向上；推進裝置設(shè)置于共用多功能服務(wù)艙的底面上；推進裝置包括用于儲存燃料的儲箱、多個姿軌控發(fā)動機、末端推發(fā)動機和多個用于儲存高壓氣體的氣瓶，儲箱設(shè)置于共用多功能服務(wù)艙的底面上；氣瓶對稱設(shè)置于儲箱的底面上；姿軌控發(fā)動機對稱設(shè)置于氣瓶的外側(cè)并向外噴射氣體產(chǎn)生推進力；末端推發(fā)動機的軸線與氣瓶的軸線重合并設(shè)置于儲箱的底面，末端推發(fā)動機向外噴射氣體產(chǎn)生推進力。

進一步地，側(cè)向噴流環(huán)包括燃料燃燒裝置和設(shè)置于燃料燃燒裝置噴口的噴嘴，側(cè)向噴流環(huán)的內(nèi)壁上設(shè)有凹槽，燃料燃燒裝置容納于凹槽內(nèi)，側(cè)向噴流環(huán)側(cè)壁上開設(shè)多個沿其徑向貫通側(cè)向噴流環(huán)側(cè)壁的燃料噴射口，噴嘴正對燃料噴射口設(shè)置。

進一步地，共用多功能服務(wù)艙包括筒體和用于安裝在軌設(shè)備的多個單機安裝板，單機安裝板沿筒體軸向相互間隔設(shè)置。

進一步地，姿軌控發(fā)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(shè)，閥體分別設(shè)置于垂直噴嘴、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(shè)，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(cè)向噴流環(huán)相連接，載荷安裝板下安裝載荷安裝板分離機構(gòu)。

進一步地，有效載荷包括彈體、罩設(shè)于有效載荷上的屏蔽罩、用于使彈體與載荷推進裝置分離的彈體分離機構(gòu)和用于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(gòu)，載荷推進裝置的底面安裝于載荷安裝板上，載荷推進裝置的周圍設(shè)置載荷支撐板，載荷支撐板支撐設(shè)置于載荷安裝板上；載荷板分離機構(gòu)設(shè)置于載荷推進裝置的頂面上，有效載荷板分離機構(gòu)的頂面上安裝彈體分離機構(gòu)，所述彈體分離機構(gòu)的頂面設(shè)置所述彈體。

本發(fā)明的技術(shù)效果：

本發(fā)明提供的地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器，通過在衛(wèi)星與火箭的共用服務(wù)艙以及火箭的適配器等設(shè)計中，采用了多功能太能帆板、多功能結(jié)構(gòu)電纜、多功能適配器等多功能結(jié)構(gòu)，通過應(yīng)用這些新概念多功能結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)了結(jié)構(gòu)的深度一體化，有效降低了設(shè)備的結(jié)構(gòu)質(zhì)量和冗余體積，從而大幅提升了衛(wèi)星的有效載荷比。

具體請參考根據(jù)本發(fā)明的地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器提出的各種實施例的如下描述，將使得本發(fā)明的上述和其他方面顯而易見。

附圖說明

圖1是本發(fā)明優(yōu)選實施例地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器的爆炸立體示意圖；

圖2是本發(fā)明優(yōu)選實施例中側(cè)向噴流環(huán)立體示意圖；

圖3是本發(fā)明優(yōu)選實施例中共用多功能服務(wù)艙立體透視示意圖；

圖4是本發(fā)明優(yōu)選實施例中單機安裝板立體示意圖；

圖5是本發(fā)明優(yōu)選實施例中載荷安裝板立體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖6是本發(fā)明優(yōu)選實施例中推進裝置爆炸示意圖；

圖7是本發(fā)明優(yōu)選實施例中推進裝置仰視示意圖；

圖8是本發(fā)明優(yōu)選實施例中姿態(tài)推動發(fā)動機立體示意圖；

圖9是本發(fā)明優(yōu)選實施例中載荷安裝板上的表面設(shè)備布置示意圖；

圖10是本發(fā)明優(yōu)選實施例中地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器的整體有限元分析模型圖；

圖11是本發(fā)明優(yōu)選實施例中地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器的一階彎曲振動模態(tài)圖；

圖12是本發(fā)明優(yōu)選實施例地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)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(fā)動機；140、姿態(tài)推動發(fā)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(wù)艙；310、筒體；320、助推安裝板；400、單機安裝板；500、結(jié)構(gòu)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(gòu)；630、磁力矩器；700、側(cè)向噴流環(huán)；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(gòu)；840、推進裝置；850、有效載荷板分離機構(gòu)；870、載荷推進裝置。

具體實施方式

構(gòu)成本申請的一部分的附圖用來提供對本發(fā)明的進一步理解，本發(fā)明的示意性實施例及其說明用于解釋本發(fā)明，并不構(gòu)成對本發(fā)明的不當限定。

本發(fā)明通過借助多功能結(jié)構(gòu)，改進傳統(tǒng)部件功能單一的局限，大幅度提升公用服務(wù)艙的載荷比，從而進一步降低飛行器的起飛質(zhì)量，并提高了其性能。本發(fā)明提供的星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器也可在軌飛行使用。

參見圖1，本發(fā)明提供的地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器，包括有效載荷800、用于調(diào)整姿態(tài)的側(cè)向噴流環(huán)700、用于安裝和連接地面演示裝置的結(jié)構(gòu)電纜板500、共用多功能服務(wù)艙300、多塊在軌展開的多功能太陽能帆板和推進裝置840；側(cè)向噴流環(huán)700設(shè)置于有效載荷800的底面，有效載荷800與側(cè)向噴流環(huán)700可分離的連接；共用多功能服務(wù)艙300設(shè)置于側(cè)向噴流環(huán)700的底面；多功能太陽能帆板設(shè)置于共用多功能服務(wù)艙300的外側(cè)；推進裝置840設(shè)置于共用多功能服務(wù)艙300的底面；多功能太陽能帆板設(shè)置于地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器的±y方向；

推進裝置840包括用于儲存燃料的儲箱120、多個姿軌控發(fā)動機、末端推發(fā)動機和多個用于儲存高壓氣體的氣瓶110，儲箱120設(shè)置于共用多功能服務(wù)艙300的底面上；氣瓶110對稱設(shè)置于儲箱120的底面上；姿軌控發(fā)動機對稱設(shè)置于氣瓶110的外側(cè)并向外噴射氣體產(chǎn)生推進力；末端推發(fā)動機的軸線與氣瓶110的軸線重合并設(shè)置于儲箱120的底面，并向外噴射氣體產(chǎn)生推進力。

本發(fā)明提供的地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器，通過將火箭所用推進裝置840與衛(wèi)星結(jié)構(gòu)相結(jié)合，在降低飛行器本身載荷的同時，實現(xiàn)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(jié)合使用了多種具有集成結(jié)構(gòu)的多功能構(gòu)件，從而實現(xiàn)了對飛行器整體質(zhì)量的降低。多功能太能帆板200的展開機構(gòu)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(gòu)等，通過該展開機構(gòu)使得圓柱形整流罩可以轉(zhuǎn)換為太陽帆板。

參見圖2，優(yōu)選的，側(cè)向噴流環(huán)700側(cè)壁上開設(shè)多個沿其徑向貫通側(cè)向噴流環(huán)700側(cè)壁的燃料噴射口710。側(cè)向噴流環(huán)700的內(nèi)壁上設(shè)有凹槽，凹槽內(nèi)設(shè)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(chǎn)生的推進力，通過與燃料噴射口710正對設(shè)置的噴嘴720噴出，從而產(chǎn)生推進力，對該飛行器的姿態(tài)等進行微調(diào)。側(cè)向噴流環(huán)700體積小，結(jié)構(gòu)緊湊，有利于降低整體載荷。為了進一步降低整體載荷，在側(cè)向噴流環(huán)700側(cè)壁上開設(shè)多個通孔，通孔成對設(shè)置于噴嘴720兩相對側(cè)。

參見圖3，優(yōu)選的，共用多功能服務(wù)艙300包括筒體310、筒體310內(nèi)沿其軸向相互間隔設(shè)置多個單機安裝板400，用于安裝衛(wèi)星所需設(shè)備，例如偵查相機、測控應(yīng)答機和數(shù)據(jù)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(fā)揮支撐設(shè)備作用的部分均可切除，為了保證支撐效果的穩(wěn)定性，切割需為對稱結(jié)構(gòu)。圖4中的單機安裝板400上分別安裝了測控應(yīng)答機、相機和數(shù)據(jù)處理器等部件。單機安裝板400通過支撐結(jié)構(gòu)固定于共用多功能服務(wù)層內(nèi)?？梢栽诓辉黾诱w載荷的情況下，保證星上在軌所需設(shè)備的安裝穩(wěn)定性。筒體310的兩端分別安裝結(jié)果電纜板和助推安裝板320。結(jié)構(gòu)電纜板500的頂上安裝側(cè)向噴流環(huán)700。側(cè)向噴流環(huán)700的頂面上安裝載荷安裝板600，用于對有效載荷800的固定。

共用多功能服務(wù)艙300的結(jié)構(gòu)采用以筒體310側(cè)壁為主承力結(jié)構(gòu)，可承載大部分載荷，同時也是共用多功能服務(wù)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(fā)揮與火箭類似的作用，為共用多功能服務(wù)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(wù)艙300相連接，儲箱120可以為球體，用于儲存整個飛行器中所需燃料。氣瓶110安裝于儲箱120底面的兩相對側(cè)。末助推發(fā)動機130的一端設(shè)置于儲箱120底面，并與儲箱120軸線相重合。末助推發(fā)動機130的兩相對側(cè)分別設(shè)置姿態(tài)推動發(fā)動機140。氣瓶110的兩相對外側(cè)也對稱設(shè)置姿態(tài)推動發(fā)動機140。設(shè)置于四周的姿態(tài)推動發(fā)動機140能根據(jù)指令進行噴氣，從而實現(xiàn)對該飛行器的姿態(tài)調(diào)整。參見圖8，姿態(tài)推動發(fā)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以及用于控制各噴嘴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(shè)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(shè)噴嘴720。

參見圖5，優(yōu)選的，有效載荷800通過載荷安裝板600與側(cè)向噴流環(huán)700相連接。載荷安裝板600下安裝載荷安裝板分離機構(gòu)620，從而使得當推進裝置840將飛行器送入預(yù)定軌道后，與之分離。載荷安裝板600上設(shè)置多個用于支撐有效載荷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(shè)多個磁力矩器630。

在共用多功能服務(wù)艙300內(nèi)部布局的設(shè)備包括：安裝在載荷安裝板600的艙外側(cè)(上表面)的磁力矩器630，以及安裝在載荷安裝板600的艙內(nèi)側(cè)(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(jié)構(gòu)與現(xiàn)有技術(shù)相同。

參見圖9，有效載荷800包括彈體820、罩設(shè)于有效載荷800上的屏蔽罩810、用于將彈體820與載荷推進裝置870分離的彈體分離機構(gòu)830、用于使載荷推進裝置870與有效載荷800板分離的有效載荷板分離機構(gòu)850。載荷推進裝置870的底面設(shè)置于載荷安裝板600上，載荷推進裝置870的周圍設(shè)置載荷支撐板610，載荷推進裝置870的頂面設(shè)置有效載荷板分離機構(gòu)850，有效載荷板分離機構(gòu)850的頂面上安裝彈體分離機構(gòu)830，彈體分離機構(gòu)830的頂面設(shè)置彈體820。屏蔽罩810罩設(shè)于載荷安裝板600上。

以下為具體實例：

(1)總體布局與包絡(luò)尺寸

地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)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，例如高分辨率相機、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(jié)構(gòu)飛行器的中部為多功能服務(wù)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(jié)構(gòu)飛行器后端與運載器的適配器相連，其適配器的包絡(luò)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(fā)射階段收攏于共用服務(wù)艙的側(cè)面，其包絡(luò)尺寸為φ1200mm×1374mm的圓柱體形狀，入軌后展開鎖定，單面電池陣為1846mm×1374mm，兩只帆板最遠端相距3958mm。

地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器的本體坐標系定義如下(詳見圖12)：原點ob位于系統(tǒng)質(zhì)心；obzb軸垂直于服務(wù)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(jié)構(gòu)飛行器的縱軸；obxb軸在質(zhì)心面內(nèi)，垂直指向共用服務(wù)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(jié)構(gòu)飛行器在發(fā)射狀態(tài)的包絡(luò)尺寸(本體坐標系)為：1200mm×1200mm×3206mm。在軌運行狀態(tài)的包絡(luò)尺寸為：1200mm×1846mm×3958mm。

(2)質(zhì)量分布

本實施例中，地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器的總設(shè)計質(zhì)量為500kg，具體質(zhì)量分布如表1所示。

表1器件布局與質(zhì)量明細單

由上表可見，整體質(zhì)量僅為500kg，對比常規(guī)小型火箭的重量(大約900kg～1400kg)和普通小型衛(wèi)星的重量(大約500kg～1000kg)，該地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器的質(zhì)量有明顯的降低。

(3)共用服務(wù)艙結(jié)構(gòu)布局

(3.1)主承力結(jié)構(gòu)布局

共用服務(wù)艙的結(jié)構(gòu)采用了以主承力艙壁為主、并結(jié)合儀器設(shè)備安裝板的方案。共用服務(wù)艙結(jié)構(gòu)主要由主承力艙壁、4塊儀器設(shè)備安裝結(jié)構(gòu)板組成。

共用服務(wù)艙的主承力艙壁作為主承力結(jié)構(gòu)承載大部分載荷，同時也是共用服務(wù)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(jié)構(gòu)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用于安裝有效載荷800和部分共用服務(wù)艙設(shè)備，結(jié)構(gòu)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用于安裝共用服務(wù)艙的大部分儀器設(shè)備，末助推安裝板320用于安裝推進分系統(tǒng)的設(shè)備和相關(guān)部件。

(3.2)外部設(shè)備布局

在地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器共用服務(wù)艙外部安裝的設(shè)備除有效載荷800外，還包括安裝在有效載荷800上的其它設(shè)備和部件，包括星敏感器、數(shù)字太陽敏感器、0-1太陽敏感器、測控天線、gps天線。設(shè)備布局為：星敏感器安裝在側(cè)面，0-1太陽敏感器、測控天線、數(shù)字太陽敏感器、gps天線均安裝在基座結(jié)構(gòu)上。

在地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器共用服務(wù)艙的底部安裝有推進系統(tǒng)，詳見“推進系統(tǒng)布局”。此外，在服務(wù)艙外部安裝有多功能太能帆板200及展開機構(gòu)。

(3.3)共用服務(wù)艙內(nèi)部設(shè)備布局

地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器共用服務(wù)艙內(nèi)部設(shè)備布局具體情況如下：

在載荷安裝板600的艙外側(cè)(上表面)安裝的部件有磁力矩器630。

在載荷安裝板600的艙內(nèi)側(cè)(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(shè)備包括：偵查相機、測控應(yīng)答機和數(shù)據(jù)處理器。

(3.4)推進系統(tǒng)布局

在末助推安裝板320上安裝了末助推發(fā)動機130、姿軌控發(fā)動機、氣瓶110、閥件、管路及推進系統(tǒng)電器盒等。推進系統(tǒng)的球形貯箱通過耳片與服務(wù)艙壁面上的角形支架相連。在公共服務(wù)艙的頂部，有一個直徑φ1200mm的側(cè)向噴流段。

(4)載荷段結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)、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(wěn)定翼。有效載荷800及其分離機構(gòu)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(gòu)，以便于將有效載荷800及推進系統(tǒng)分離。有效載荷800及推進系統(tǒng)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(gòu)連接。

(5)多功能太能帆板200及展開機構(gòu)

多功能太能帆板200及展開機構(gòu)使得帆板從圓柱形整流罩轉(zhuǎn)換為太陽帆板，其結(jié)構(gòu)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(gòu)。

(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(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)飛行器研制過程中，使用了鋼材料作為其替換件進行展示。

(7)結(jié)構(gòu)有限元分析模型

根據(jù)cad模型得到的地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器的結(jié)構(gòu)有限元分析模型如圖10所示。整星結(jié)構(gòu)有限元分析模型的建立采用ansys-apdl參數(shù)化語言和catiav5設(shè)計軟件完成。整星參數(shù)化模型的建立基于以下原則：確保傳力路線完整；確保典型載荷工況的計算實用性；結(jié)構(gòu)件參數(shù)化；對結(jié)構(gòu)細節(jié)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(jié)點，27261個單元，252個參數(shù)。為方便結(jié)構(gòu)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(wǎng)格，共計37種單元(以材料屬性和實常數(shù)進行區(qū)分)，其中包括15種四節(jié)點層合殼單元、8種二節(jié)點三維梁單元、12種三維質(zhì)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(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)裝配。結(jié)構(gòu)分析中將星上儀器設(shè)備、氣瓶110、噴管等視為惰性質(zhì)量，它們對結(jié)構(gòu)整體的剛度幾乎沒有貢獻，以三維質(zhì)量點單元模擬，其中又分為集中質(zhì)量和分布質(zhì)量兩種形式，共計5752個質(zhì)點單元，并使用3048個自由度約束方程模擬它們與主結(jié)構(gòu)之間的連接。

為便于對模型進行模型修改、擴展和調(diào)整，使用了模塊化的建模思想和ansys-apdl參數(shù)化方式建立模型，并針對整星結(jié)構(gòu)有限元分析任務(wù)開發(fā)了專門的節(jié)點自由度耦合程序包，該程序能在已給出需耦合自由度節(jié)點的情況下自動完成自由度耦合，效率高、計算穩(wěn)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(jié)構(gòu)有限元分析模型，計算了地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器的前10階固有模態(tài)，其中第一階彎曲振動模態(tài)計算結(jié)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(shè)為適配器底端面固支。由圖11可知，所設(shè)計的地面模擬用星箭一體化多功能結(jié)構(gòu)飛行器的一階頻率為31.887hz。

本領(lǐng)域技術(shù)人員將清楚本發(fā)明的范圍不限制于以上討論的示例，有可能對其進行若干改變和修改，而不脫離所附權(quán)利要求書限定的本發(fā)明的范圍。盡管己經(jīng)在附圖和說明書中詳細圖示和描述了本發(fā)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(fā)明并不限于所公開的實施例。

通過對附圖，說明書和權(quán)利要求書的研究，在實施本發(fā)明時本領(lǐng)域技術(shù)人員可以理解和實現(xiàn)所公開的實施例的變形。在權(quán)利要求書中，術(shù)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(quán)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(quán)利要求書中的任何參考標記不構(gòu)成對本發(fā)明的范圍的限制。