技术领域
[0001] 本
发明涉及一种卫星撑杆设计领域，特别是一种卫星撑杆结构。
背景技术
[0002] 卫星结构是指为
航天器提供总体构型，为各系统提供
支撑、承受和传递
载荷，并保持一定
刚度和尺寸
稳定性的部件，主要功能包括承受载荷、安装设备、提供构型。
[0003] 目前，卫星的基本结构形式有承
力筒式、桁架式和舱板式。本设计方法主要针对采用舱板式的卫星(对于其他结构形式卫星也有参考意义)。舱板式结构，利用
铝蒙皮蜂窝板作为承力结构和设备安装平台。铝蒙皮蜂窝板结构板
质量轻，抗弯曲强度大。但制作要求复杂且占用相当大的空间放置。图1所示为典型的舱板式结构，为了增加
底板的强度，需要在平台底板、载荷舱底板和载荷舱顶板之间增加多
块隔板，从图中看出，结构板因为必须有多个固定点，因此必须占用一条横跨全部或部分舱内的空间区域，势必影响整个舱段的设备布局。
[0004] 随着卫星的发展，以下两方面制约着以上卫星结构的更广泛应用：1)随着对卫星功能要求的不断增加，在卫星体积不能相应成比例增长的前提下，星内的设备
密度将增大，传统的铝蒙蜂窝板结构板制作要求高、占用空间大，使得卫星结构板要影响设备布局空间，对设备布局的影响大。2)卫星设计趋向于公用平台化设计，随着卫星应用的广泛和深入，执行不同载荷任务的卫星采用同一种公用平台。在卫星的载荷变化较大的情况下，重量较大的载荷设备或设备布置多的局部部位会造成某些局部部位结构
应力大，超出卫星结构应力要求。在这种情况下，结构强度设计需要
修改加强。常规做法是采用铝蒙皮蜂窝板进行结构加强。但结构板占用空间大，对原来结构布局和设备布局造成的影响大，无法满足设计要求。
[0005] 一种卫星撑杆，其优点在于如果卫星某一部分舱段结构强度不满足载荷条件，同时舱内设备布局密集，无法采用铝蒙皮蜂窝板进行加强，可充分利用卫星的间隙空间，采用撑杆结构技术，提高这一部分舱段卫星的结构强度。在航天领域尤其是卫星设备舱结构设计方面，利用结构撑杆加强在国内还没有先例，在国外还少见报道。卫星上，撑杆结构设计主要存在的问题：(1)如何选择制作简便、占用空间小、承受力大、易于安装的结构形式；(2)如何确保安装表面应力较小从而不会造成所支撑的铝蜂窝结构板不被破坏；(3)如何保证结构能够具有一定的减震左右。
发明内容
[0006] 本发明的目的在于克服
现有技术的上述不足，提供一种卫星撑杆，提供了一种卫星撑杆结构，该发明涉及撑杆结构的设计、安装方面，解决了原常规做法中的制作要求高、空间利用率低的问题，并创造性的提出了一整套利用铝
型材撑杆作为撑杆结构的设计与安装解决方案。在充分提高舱段的空间利用率，提高卫星舱段的结构强度的同时提供了卫星
电缆绑扎的结构，保证了卫星舱段空间的整洁性。
[0007] 本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：
[0008] 一种卫星撑杆结构，包括撑杆、
垫片、
角片、
橡胶减震垫、
连杆和连杆连接片；多个撑杆竖直放置且相互平行；撑杆的上下两端安装有角片；垫片设置在撑杆的端面上，角片的两个侧面分别与撑杆和垫片固定连接；垫片的外侧面设置有橡胶减震垫；多个撑杆之间
水平设置有连杆，连杆与撑杆通过连杆连接片固定连接；撑杆的两端通过橡胶减震垫与外部卫星结构板固定连接。
[0009] 在上述的卫星撑杆结构，n个撑杆相互平行围成环状结构，n为正整数，n不小于1；环状结构为正多边形，边数为m，m为不小于3的正整数。
[0010] 在上述的卫星撑杆结构，撑杆截面形状为一端开口的矩形，撑杆未开口侧面的两端各安装有一片角片。
[0011] 在上述的卫星撑杆结构，撑杆材料为槽铝型材。
[0012] 在上述的卫星撑杆结构，撑杆可根据具体情况设置成方形管、圆管、角铝、T型铝或者H型铝等其他型材。
[0013] 在上述的卫星撑杆结构，所述垫片材料为铝材料，厚度为2-5mm。
[0014] 在上述的卫星撑杆结构，垫片水平面积为撑杆的横截面积的1.4-1.6倍。
[0015] 在上述的卫星撑杆结构，n个撑杆可根据设计需要设置成异形结构，如设计成等形状。
[0016] 在上述的卫星撑杆结构，所述连杆上开有电缆绑扎孔，实现卫星电缆的走线铺设。
[0017] 在上述的卫星撑杆结构，所述连杆与撑杆垂直连接，且位于撑杆上部 撑杆长度的
位置。
[0018] 本发明与现有技术相比具有如下优点：
[0019] (1)本发明的撑杆结构，相比于现有技术铝蜂窝结构板加强结构必须设计成板状结构，占据了卫星空间一条区域，而本发明的撑杆结构占据的一个点区域，极大的节省了空间，并可根据安装设备的间隙灵活采用单撑杆或多撑杆结构，不影响整星布局设计；
[0020] (2)本发明的采用的撑杆结构生产加工简便，价格低廉，具有常规
机械加工能力的工厂均能加工；而铝蜂窝结构板只能在特定厂家生产，价格高，生产周期长、易于安装；
[0021] (3)本发明提出安装垫片+橡胶减震垫的设计，在不过多占用卫星空间的前提下能保证较大结构板的应力面积，减少了对卫星结构板安装面的应力。同时在垫片上粘贴橡胶减震垫，减轻了卫星结构板的受力；
[0022] (4)本发明解决提出了利用多个撑杆结构腰部连接联杆从而加强撑杆结构横向强度，并且可以利用撑杆和连杆绑扎铺设电缆，保证了卫星舱段空间的整洁性；
[0023] (5)本发明采用槽铝型材结构，抗弯强度大，增强卫星结构的强度。
附图说明
[0024] 图1为现有技术舱板式卫星结构示意图；
[0025] 图2为本发明卫星撑杆结构示意图；
[0026] 图3为本发明撑杆结构与结构板连接示意图；
[0027] 图4为本发明单撑杆结构详细示意图。
具体实施方式
[0028] 下面结合附图和具体
实施例对本发明作进一步详细的描述：
[0029] 本发明的新型卫星撑杆结构连接上下两块卫星结构板，起到将上面结构板受力传递到下面结构板，减少上面结构板受力，从而达到增强卫星结构板强度的目的。
[0030] 如图2所示为卫星撑杆结构示意图，由图可知，包括撑杆(1)、垫片(2)、角片(3)、橡胶减震垫(4)、螺钉(5)、连杆(6)和连杆连接片(7)；多个撑杆(1)竖直放置且相互平行；撑杆(1)的上下两端通过螺钉(5)安装有角片(3)；垫片(2)设置在撑杆(1)的端面上，角片(3)的两个侧面分别与撑杆(1)和垫片(2)固定连接；垫片(2)的外侧面设置有橡胶减震垫(4)；多个撑杆(1)之间水平设置有连杆(6)，连杆(6)与撑杆(1)通过连杆连接片(7)固定连接；撑杆(1)的两端通过橡胶减震垫(4)与外部卫星结构板固定连接。
[0031] n个撑杆(1)相互平行围成环状结构，n为正整数，n不小于1；环状结构为正多边形，边数为m，m为不小于3的正整数。
[0032] 撑杆(1)截面形状为一端开口的矩形，撑杆(1)未开口侧面的两端各安装有一片角片(3)。
[0033] 如图3所示为撑杆结构与卫星结构板连接示意图，由图可知，撑杆(1)的两端通过橡胶减震垫(4)与外部卫星结构板固定连接；撑杆(1)材料为槽铝型材；撑杆(1)可根据具体情况设置成方形管、圆管、角铝、T型铝或者H型铝等其他型材，避免了铝蜂窝结构板设计和生产繁琐昂贵的问题。
[0034] n个撑杆(1)可根据设计需要设置成异形结构，如设计成 等形状。
[0035] 连杆(6)上开有电缆绑扎孔(8)，实现卫星电缆的走线铺设。所述连杆(6)与撑杆(1)垂直连接，且位于撑杆(1)上部 撑杆(1)长度的位置。
[0036] 图3体现了撑杆结构在卫星结构中的安装状态，撑杆1通过3个角片3与上下各一个垫片2和橡胶减震垫4相连；整套撑杆结构通过垫片2和橡胶减震垫4固定在两块外部卫星结构板之间，如根据力学分析需要，设计有多根撑杆结构，可利用连杆6和连杆连接片7将撑杆1在中间部位连接，从而增强撑杆1结构横向强度。
[0037] 如图4所示为单撑杆结构详细示意图，由图可知，本发明的撑杆结构采用槽铝(或其他铝型材)；采用角片3+垫片2形式将撑杆1连接在卫星结构板上的连接方式，其配套安装部件：角片3，采用如图4所示的带筋角片3，强度高；垫片2，采用铝板，其大小形状可根据安装部位角片3的位置和放置区域的状况进行适应性设计；角片3可根据安置区域空间状况布置在槽铝的内侧或外侧；在结构板和垫片2之间粘贴橡胶减震垫4，对撑杆结构进行减震。所述垫片(2)材料为铝材料，厚度为2-5mm；垫片(2)水平面积为撑杆(1)的横截面积的1.4-1.6倍，相对于用(1)撑杆直接支撑卫星结构板，对结构板的作用力较小，有利于保护结构板；采用(4)橡胶减震垫可有效减少卫星所受力对结构板的冲击。
[0038] 橡胶减震垫4大小与垫片2一致，材料选用已经在多颗卫星等使用过的
硅橡胶材料，主要优点是材料强度性能好，耐老化，耐高低温性能好，易于成型。其他设计属于常规设计。
[0039] 撑杆结构的传力力途径是：
[0040] 单撑杆结构：卫星结构板→(4)橡胶减震垫→(2)垫片→(3)角片→(1)撑杆→卫星结构板。
[0041] 多撑杆结构：卫星结构板→(4)橡胶减震垫→(2)垫片→(3)角片→(1)撑杆(→(7)连杆连接片→(6)连杆→(1)撑杆)→卫星结构板。
[0042] 本发明的实现步骤如下：
[0043] 首先卫星结构设计提出进行结构加强的需要。然后根据这一需要进行卫星撑杆结构详细设计同时根据结构薄弱部位和卫星舱内布局情况分析后设计确定撑杆结构安装部位。设计完成后在卫星设备舱的三维数字模型中将撑杆结构进行布置，以检验设计的正确性和安装的可行性。如图2所示，角片3将撑杆1和垫片2连接在外部卫星结构板上，垫片目的是增大撑杆1受力面积，减少安装部位结构板的受力，垫片2与结构板之间的安装面粘贴有橡胶减震垫4，有利于减震；
[0044] 在卫星设备舱的三维数字模型中根据撑杆结构的布置确定所连接结构板的安装孔的布置。
[0045] 根据撑杆结构的详细设计，制作设计模型和图纸交付生产厂家，加工撑杆结构零件，包括撑杆1、角片3、垫片2、连杆6和橡胶减震垫4；
[0046] 撑杆结构零件生产完毕，交付后安装撑杆组合体：将角片3，垫片2通过螺钉5和
螺母安装在撑杆1上，在垫片2安装面粘贴橡胶减震垫4；
[0047] 将撑杆结构安装在卫星结构板安装孔内，撑杆1的尺寸
精度由结构板安装孔尺寸精度保证；
[0048] 如果撑杆结构是多撑杆结构，将多根撑杆1(不包括连杆和连杆连接片)通过步骤1～5安装在卫星结构板后，再通过螺钉和连杆连接片7将连杆连接在撑杆1结间。
[0049] 本发明充分利用了星上的可用间隙空间，并解决了撑杆安装面连接、横向加强以及附属功能设计一系列问题，形成了新的卫星撑杆结构加强技术方法。适用于有类似设计需求的卫星结构设计。
[0050] 其中，撑杆1形式设计包括以下步骤(本实施例中为槽铝材料，其他型材材料可根据具体情况选用并参考以下说明进行设计)：
[0051] (1)撑杆1采用承受力大，加工简便的槽铝型材；
[0052] (2)不选用将槽铝直接作为结构件的设计，而是将槽铝的两端安装面分别用3个角片3和2个垫片2安装在所连接的2侧结构板上，同时在垫片2的表面粘贴橡胶减震垫4用于减震；
[0053] (3)在采用多个撑杆1上，采用连杆6进行横向强度加强的设计；
[0054] (4)附属功能设计。
[0055] 撑杆结构的安装包括以下步骤：
[0056] (1)撑杆1、角片3和垫片2组合体的组装调整；
[0057] (2)撑杆组合体的安装。
[0058] 本发明的新型卫星撑杆结构技术设计方法主要包括：撑杆形式设计、撑杆结构组成和连接方式设计(包括安装)和撑杆结构组(多撑杆结构)连接和安装设计。本发明的撑杆结构形式采用槽铝(或其他铝型材)，不采用以往通用的铝蜂窝结构板形式；采用角片+垫片形式将撑杆连接在卫星结构板上的连接方式，其配套安装部件：角片，采用如图4所示的带筋角片，强度高；垫片，采用铝板，其大小形状可根据安装部位角片的位置和放置区域的状况进行适应性设计；角片可根据安置区域空间状况布置在槽铝的内侧或外侧；在结构板和垫片之间粘贴橡胶减震垫4，对撑杆结构进行减震。如果在一个舱段内需要安置多个撑杆1，在撑杆1上安装连杆6，连杆6结构形式如图2，直接采用型材角铝制作。可利用连杆连接片(见图4，角铝制成)将多个撑杆结构连成一体，增强撑杆结构的横向结构强度；撑杆和连杆用于电缆固定的功能设计。橡胶减震垫大小与垫片一致，材料选用已经在多颗卫星等使用过的硅橡胶材料，主要优点是材料强度性能好，耐老化，耐高低温性能好，易于成型。其他设计属于常规设计。
[0059] 本发明的实现步骤如下：
[0060] (一)在卫星设备舱的三维数字模型中将撑杆组合体(这里指多撑杆组合体)根据可利用设备布局间隙并依据受力分析进行设计和布置。如图1所示，图中1～6所指的槽铝撑杆，7所指是卫星结构板(包括图2中的8)，8、9所指是角片和垫片，角片将撑杆和垫片连接在卫星结构板上，垫片目的是增大撑杆受力面积，减少安装部位结构板的受力，垫片与结构板之间的安装面粘贴有橡胶层，有利于减震；
[0061] (二)在卫星设备舱的三维数字模型中根据撑杆组合体的布置确定所连接结构板的安装孔。
[0062] (三)加工撑杆、角片、垫片、连杆和橡胶减震垫，在垫片安装面粘贴橡胶减震垫；
[0063] (四)安装撑杆组合体：将角片，垫片通过螺钉和螺母安装在撑杆上；
[0064] (五)将撑杆组合体安装在结构板安装孔内。撑杆组合体的尺寸精度由结构板安装孔尺寸精度保证；
[0065] (六)如果仅有1根撑杆，实现步骤同1～5，只是不安装连杆。
[0066] 本发明
说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
