小卫星运载器制造技术

本发明专利技术涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种小卫星运载器。其包括依次串联的整流罩舱、三子级、二三级级间舱、二子级、一二级级间舱、一子级和尾段；所述一子级和所述二子级的动力均为固液混合火箭发动机，所述三子级的动力为固体火箭发动机。本发明专利技术提供的小卫星运载器，一子级和二子级的动力采用固液混合火箭发动机，液体氧化剂与固体燃料点火前物理隔绝，安全性高，降低了保障维护成本；三子级的动力采用固体火箭发动机，质量比高，死重少，运输同样质量有效载荷情况下，有效地缩小了小卫星运载器规模，提高快速响应能力。本发明专利技术提供的小卫星运载器，能够在保证其商业价值和经济效益的同时，还具有快速响应能力。

【技术实现步骤摘要】
小卫星运载器
本专利技术涉及航空航天
，尤其是涉及一种小卫星运载器。
技术介绍
小卫星具有体积小、重量轻、成本低、研制周期短、发射方式快速灵活等优点，其发射数量占到卫星发射总数的一半以上，且这个比例还在不断增加。目前针对小卫星发射的要求，迫切需求具备快速响应能力的小卫星运载器，以便在时间上达到抢占先机、快速针对的目的，且在考虑商业价值的同时，更需要注重其低成本的经济效益。也就是说，如何能够在保证其商业价值和经济效益的同时，还能够具有快速响应能力，是现有的小卫星运载器所需要解决的技术问题。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种小卫星运载器，以解决现有技术中存在的技术问题。本专利技术提供的小卫星运载器，包括依次串联的整流罩舱、三子级、二三级级间舱、二子级、一二级级间舱、一子级和尾段；所述一子级和所述二子级的动力均为固液混合火箭发动机，所述三子级的动力为固体火箭发动机。进一步的，所述整流罩舱包括罩体、仪器舱和星箭分离机构；所述仪器舱固定设置在所述罩体内；所述星箭分离机构设置在所述仪器舱上，所述仪器舱与所述三子级连接。进一步的，所述一子级、所述二子级和所述三子级上均设置有姿轨控系统，用于控制火箭的飞行姿态。进一步的，所述姿轨控系统包括氮气瓶、高压阀、过滤器、减压阀、电磁阀和姿轨控推力室；所述氮气瓶通过所述高压阀与所述过滤器连接；所述过滤器的另一端设置有减压阀；所述减压阀远离所述过滤器的一端设置有所述电磁阀；所述电磁阀远离所述减压阀的一端设置有所述姿轨控推力室。进一步的，所述一子级和所述二子级上的姿轨控系统均采用四推力器作为动力；所述三子级上的姿轨控系统采用六推力器作为动力。进一步的，所述固液混合火箭发动机包括第一动力气瓶、贮箱、涡轮泵、第一药柱、第一发动机推力室和第一喷管；所述第一动力气瓶和所述涡轮泵均固定设置在所述贮箱和所述第一发动机推力室之间；所述第一药柱设置在所述第一发动机推力室内；所述第一喷管设置在所述第一发动机推力室远离所述贮箱的一端。进一步的，所述第一喷管为摆动喷管。进一步的，所述固体火箭发动机包括壳体、点火器、第三药柱和第二喷管；所述第三药柱设置在所述壳体内；所述第二喷管与所述燃烧室连接，且所述第二喷管与所述燃烧室连通；所述点火器与所述第三药柱连接，用于点燃所述第三药柱。进一步的，所述二三级级间舱为圆柱型或圆锥型；所述一二级级间舱为圆柱型或圆锥型。进一步的，所述一子级和所述二子级之间、所述二子级和所述三子级之间均通过爆炸螺栓连接。本专利技术提供的小卫星运载器，一子级和二子级的动力采用固液混合火箭发动机，液体氧化剂与固体燃料点火前物理隔绝，安全性高，降低了保障维护成本；三子级的动力采用固体火箭发动机，质量比高，死重少，运输同样质量有效载荷情况下，有效地缩小了小卫星运载器规模，提高快速响应能力。本专利技术提供的小卫星运载器，能够在保证其商业价值和经济效益的同时，还具有快速响应能力。附图说明为了更清楚地说明本专利技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1本专利技术中实施例小卫星运载器的结构示意图；图2本专利技术中实施例罩体的结构示意图；图3本专利技术中实施例仪器舱的结构示意图；图4本专利技术中实施例三级固体火箭发动机的结构立体示意图；图5本专利技术中实施例二级固液混合火箭发动机的结构立体示意图；图6本专利技术中实施例一级固液混合火箭发动机的结构立体示意图；图7本专利技术中实施例姿轨控系统示意图；图8本专利技术中实施例方案弹道构成示意图；图9-图12为本专利技术中实施例全弹道参数分析曲线。附图标记：1：整流罩舱；101：罩体；102：箭载计算机；103：遥测设备；104：惯导设备；105：安装基座；106：仪器舱体结构；2：三子级；201：燃烧室；202：第三药柱；203：第三喷管；204：第三结构件；3：二三级级间舱；4：二子级；401：第二动力气瓶；402：电动泵；403：第二发动机推力室；404：第二结构件；405：第二喷管；406：第二药柱；5：一二级级间舱；6：一子级；6011：第一动力气瓶；6012：贮箱；6013：涡轮泵；6014：第一发动机推力室；6015：第一结构件；6016：第一喷管；6017：第一药柱；6021：氮气瓶；6022：高压阀；6023：过滤器；6024：减压阀；6025：电磁阀；6026：姿轨控推力室。具体实施方式下面将结合附图对本专利技术的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。在本专利技术的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。在本专利技术的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义。如附图1-图12所示，本专利技术提供了一种小卫星运载器，包括依次串联的整流罩舱1、三子级2、二三级级间舱3、二子级4、一二级级间舱5、一子级6和尾段；一子级6和二子级4的动力均为固液混合火箭发动机，三子级2的动力为固体火箭发动机。在本实施例中，运载火箭箭体结构均采用碳纤维、铝合金、钛合金材料以降低结构质量，火箭各舱段及发动机间通过法兰连接。在本实施例中，一子级6和二子级4的动力均为固液混合火箭发动机、三子级2的动力为固体火箭发动机的小卫星运载器，可将100公斤有效载荷运送至700km处的太阳同步圆轨道。这样的设置，可靠性高，成本低廉，便于快速组装快速发射，可实现快速响应。在本实施例中，运载火箭全长23.95米，最大直径1.4米，长细比17.1；起飞质量22.50吨，一级平均推力299.2千牛，起飞推重比1.36。在本实施例中，小卫星运载器采用三级串联式布局，从箭顶到箭尾，依次为整流罩舱1、三子级2、二三级级间舱3、二子级4、一二级级间舱5、一子级6和尾段。其中，一子级6、二子级4均采用复合材料的固液混合火箭发动机(固体燃料与液体氧化剂)，三子级2采用复合材料的固体火箭发动机。各子级的技术性能如下表所示。表1主要技术性能在本实施例中，上述二三级级间舱3与一二级级间舱5均为级间段，主要功能是完成火箭级间的连接，在级间分离过程中为前面级火箭发动机提供排焰空间。若两级间直径无变化则采用等径圆柱筒状，其结构功能与锥台级间结构类似。在本实施例中，级间段骨架同样采用本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种小卫星运载器，其特征在于，包括依次串联的整流罩舱、三子级、二三级级间舱、二子级、一二级级间舱、一子级和尾段；所述一子级和所述二子级的动力均为固液混合火箭发动机，所述三子级的动力为固体火箭发动机。

【技术特征摘要】
1.一种小卫星运载器，其特征在于，包括依次串联的整流罩舱、三子级、二三级级间舱、二子级、一二级级间舱、一子级和尾段；所述一子级和所述二子级的动力均为固液混合火箭发动机，所述三子级的动力为固体火箭发动机。2.根据权利要求1所述的小卫星运载器，其特征在于，所述整流罩舱包括罩体、仪器舱和星箭分离机构；所述仪器舱固定设置在所述罩体内；所述星箭分离机构设置在所述仪器舱上，所述仪器舱与所述三子级连接。3.根据权利要求1所述的小卫星运载器，其特征在于，所述一子级、所述二子级和所述三子级上均设置有姿轨控系统，用于控制火箭的飞行姿态。4.根据权利要求3所述的小卫星运载器，其特征在于，所述姿轨控系统包括氮气瓶、高压阀、过滤器、减压阀、电磁阀和姿轨控推力室；所述氮气瓶通过所述高压阀与所述过滤器连接；所述过滤器的另一端设置有减压阀；所述减压阀远离所述过滤器的一端设置有所述电磁阀；所述电磁阀远离所述减压阀的一端设置有所述姿轨控推力室。5.根据权利要求3所述的小卫星运载器，其特征在于，所述一子级和所述二子级上的姿轨控系统均采用四推力器作为动力；...

【专利技术属性】
技术研发人员：蔡国飙，王鹏程，李晓刚，李承恩，何凌飞，于瑞鹏，王中烁，郭子豪，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11