卫星轨道部署器及其组件制造技术

一种卫星轨道部署器及其组件，涉及航空航天技术领域。该卫星轨道部署器包括动力舱、对接器和适配器；沿所述动力舱的轴向，所述动力舱的两端均连接有所述对接器；所述对接器被配置为能够对接主载荷、运载火箭或者相邻所述部署器的对接器；沿所述动力舱的周向，所述动力舱连接有适配器；所述适配器被配置为对接搭载载荷或者固定载荷。该卫星轨道部署组件包括卫星轨道部署器。本发明专利技术的目的在于提供一种卫星轨道部署器及其组件，以在一定程度上解决现有技术中存在的多星发射上面级只能作为运载的主载荷，用于多星发射其定制化较高、研发成本较高的技术问题。较高的技术问题。较高的技术问题。

【技术实现步骤摘要】
卫星轨道部署器及其组件


[0001]本专利技术涉及航空航天
，具体而言，涉及一种卫星轨道部署器及其组件。

技术介绍

[0002]上面级是多级火箭的第一级以上的部分，通常为第二级或第三级，可以将一个或多个载荷送入指定轨道。
[0003]随着未来航天技术的发展及任务的多样化，小型卫星受到了广泛重视；小型卫星一般采用搭载发射的方式，即与大型卫星搭载同一颗运载火箭发射。多星发射上面级可以满足这种发射方式，能够实现卫星载荷快速部署，实现机动快速变轨，进入预定轨位后释放卫星载荷。
[0004]然而，多星发射上面级作为运载末子级，与运载火箭直接对接，其重量较大、体积较大，只能作为运载的主载荷，其功能单一且适应性较低，针对多星发射，其定制化较高，研发成本较高，不利于模块化及大规模生产。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于提供一种卫星轨道部署器及其组件，以在一定程度上解决现有技术中存在的多星发射上面级只能作为运载的主载荷，用于多星发射其定制化较高、研发成本较高的技术问题。
[0006]为了实现上述目的，本专利技术提供了以下技术方案：一种卫星轨道部署器，包括动力舱、对接器和适配器；沿所述动力舱的轴向，所述动力舱的两端均连接有所述对接器；所述对接器被配置为能够对接主载荷、运载火箭或者相邻所述部署器的对接器；沿所述动力舱的周向，所述动力舱连接有适配器；所述适配器被配置为对接搭载载荷或者固定载荷。
[0007]在上述任一技术方案中，可选地，所述动力舱包括动力舱本体、电源系统、电气系统和推进系统；沿所述动力舱的轴向，所述动力舱本体包括相对应的第一端和第二端；所述对接器分别设置在所述动力舱本体的第一端和第二端；位于所述动力舱本体第一端的所述对接器被配置为能够对接所述主载荷或者相邻所述部署器的对接器，位于所述动力舱本体第二端的所述对接器被配置为能够对接所述运载火箭或者相邻所述部署器的对接器；多个所述适配器连接在所述动力舱本体的周向上；所述电气系统和所述推进系统均设置在所述动力舱本体内部；所述电源系统和所述推进系统均与所述电气系统电连接；所述电源系统被配置为给所述部署器提供电能；所述推进系统被配置为给所述部署器提供推力；所述电气系统被配置为给所述搭载载荷或者所述固定载荷进行信息交互和供电分配。
[0008]在上述任一技术方案中，可选地，所述推进系统靠近所述动力舱本体的第二端；
所述电源系统与所述动力舱本体可转动连接，且所述电源系统靠近所述动力舱本体的第一端；所述电源系统被配置为能够从所述动力舱本体内部翻转至所述动力舱本体外部。
[0009]在上述任一技术方案中，可选地，所述动力舱本体的周向上设置有与所述适配器一一对应的锁定机构；所述锁定机构与所述电气系统电连接，且所述锁定机构被配置为令所述搭载载荷或者所述固定载荷锁定在所述适配器上；所述锁定机构包括记忆合金锁定机构。
[0010]在上述任一技术方案中，可选地，所述的卫星轨道部署器还包括与所述电气系统电连接的控制系统；所述控制系统设置在所述动力舱本体内部，且所述控制系统被配置为控制所述搭载载荷变轨。
[0011]在上述任一技术方案中，可选地，所述的卫星轨道部署器还包括锁定包带和解锁结构；所述锁定包带和所述解锁结构分别与所述电气系统电连接；所述锁定包带和所述解锁结构均设置于所述动力舱本体的第一端；所述锁定包带被配置为锁定与所述对接器对接的所述主载荷或所述部署器；所述解锁结构被配置为解除与所述对接器对接的所述主载荷或所述部署器的锁定。
[0012]在上述任一技术方案中，可选地，多个所述适配器均布在所述动力舱本体的周向上；所述适配器的数量为四个、五个、六个或者八个；所述电源系统为可展开式太阳电池阵；所述推进系统包括发动机；所述动力舱本体为环柱形结构。
[0013]在上述任一技术方案中，可选地，所述对接器包括对接环；所述适配器包括点式分离环形适配器；所述部署器的标称重量为2t
‑
3t。
[0014]一种卫星轨道部署组件，包括卫星轨道部署器，还包括搭载载荷、固定载荷和主载荷中的一种或者多种；所述搭载载荷包括小卫星或者中等卫星；所述主载荷包括大卫星；所述固定载荷包括光学设备、通讯设备和中继设备中的一种或者多种；所述搭载载荷和所述固定载荷分别与所述卫星轨道部署器的适配器对接；所述主载荷与所述卫星轨道部署器的对接器对接。
[0015]一种卫星轨道部署组件，包括多个卫星轨道部署器；所有所述卫星轨道部署器沿所述动力舱的轴向依次设置，且相邻两个所述卫星轨道部署器通过对接器对接。
[0016]本专利技术的有益效果主要在于：本专利技术提供的卫星轨道部署器及其组件，包括动力舱、对接器和适配器，通过对接搭载载荷或者固定载荷的适配器，以使部署器既可以作为运载搭载载荷对接中小型卫星这
种搭载载荷，又可以与固定载荷配合作为一个卫星在预设轨道上运行；通过在动力舱的轴向采用与主载荷、运载火箭或者相邻部署器连接的对接器，以使部署器既可以作为运载搭载载荷夹设在运载火箭与主载荷之间，实现多个中小卫星快速部署、快速机动变轨，进入预定轨位后释放卫星载荷，又可以使部署器作为运载主载荷，搭载大卫星这种主载荷并将主载荷释放在预定轨位。该部署器通过对接器和适配器可根据需求进行灵活配置，适应性较高，提高了通用性，降低了定制化，极大降低了研发成本，有利于模块化及大规模生产。
[0017]为使本申请的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合附图，作详细说明如下。
附图说明
[0018]为了更清楚地说明本专利技术实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本专利技术的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。
[0019]图1为本专利技术实施例提供的卫星轨道部署器的结构示意图；图2为本专利技术实施例提供的卫星轨道部署器的另一结构示意图；图3为本专利技术实施例提供的卫星轨道部署器的安装示意图；图4为本专利技术实施例提供的卫星轨道部署组件的结构示意图。
[0020]图标：100
‑
卫星轨道部署器；110
‑
动力舱；111
‑
动力舱本体；112
‑
电源系统；113
‑
电气系统；114
‑
推进系统；120
‑
对接器；130
‑
适配器；200
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运载火箭；300
‑
主载荷；400
‑
搭载载荷；500
‑
固定载荷。
具体实施方式
[0021]为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中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。通常在此处附图中描述和示出的本专利技术本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种卫星轨道部署器，其特征在于，该部署器包括动力舱、对接器和适配器；沿所述动力舱的轴向，所述动力舱的两端均连接有所述对接器；所述对接器被配置为能够对接主载荷、运载火箭或者相邻所述部署器的对接器；沿所述动力舱的周向，所述动力舱连接有适配器；所述适配器被配置为对接搭载载荷或者固定载荷。2.根据权利要求1所述的卫星轨道部署器，其特征在于，所述动力舱包括动力舱本体、电源系统、电气系统和推进系统；沿所述动力舱的轴向，所述动力舱本体包括相对应的第一端和第二端；所述对接器分别设置在所述动力舱本体的第一端和第二端；位于所述动力舱本体第一端的所述对接器被配置为能够对接所述主载荷或者相邻所述部署器的对接器，位于所述动力舱本体第二端的所述对接器被配置为能够对接所述运载火箭或者相邻所述部署器的对接器；多个所述适配器连接在所述动力舱本体的周向上；所述电气系统和所述推进系统均设置在所述动力舱本体内部；所述电源系统和所述推进系统均与所述电气系统电连接；所述电源系统被配置为给所述部署器提供电能；所述推进系统被配置为给所述部署器提供推力；所述电气系统被配置为给所述搭载载荷或者所述固定载荷进行信息交互和供电分配。3.根据权利要求2所述的卫星轨道部署器，其特征在于，所述推进系统靠近所述动力舱本体的第二端；所述电源系统与所述动力舱本体可转动连接，且所述电源系统靠近所述动力舱本体的第一端；所述电源系统被配置为能够从所述动力舱本体内部翻转至所述动力舱本体外部。4.根据权利要求2所述的卫星轨道部署器，其特征在于，所述动力舱本体的周向上设置有与所述适配器一一对应的锁定机构；所述锁定机构与所述电气系统电连接，且所述锁定机构被配置为令所述搭载载荷或者所述固定载荷锁定在所述适配器上；所述锁定机构包括记忆合金锁定机构。5.根据权利要求2...

【专利技术属性】
技术研发人员：牛旼，
申请(专利权)人：北京未来宇航空间科技研究院有限公司，
类型：发明
国别省市：