整流罩主星一体化大口径可展开航天器的制作方法

本发明涉及一种航天器，特别是涉及一种整流罩主星一体化大口径可展开航天器。

背景技术：

星载天线是指装载在人造卫星上的天线,它是卫星信号的输入和输出器,卫星通信正是通过星载天线与地球站天线之间互相传输电磁波来实现的。随着我国空间技术，如通讯卫星技术、中继卫星及地球观测等技术的飞速发展，对星载天线的需求量与日俱增，对其口径及精度技术指标要求也越来越高。然而，现阶段任何卫星的功能、总体布局等设计都要受限于运载火箭的包络空间限制。整流罩有限的空间迫使卫星天线向可展开方向发展，当卫星处于发射阶段时将其折叠起来收藏在整流罩内，待航天器进入空间轨道后，再将其展开至工作状态。但是在有限的空间下，要实现超大口径的天线，往往需结合大型可展开技术，如充气展开及金属面网式等典型可展开结构技术。目前，充气式展开技术的形面精度较低，结构的热稳定性较差，刚度不高，技术尚不成熟；金属网面展开技术在收纳率、形面精度、展开口径、面密度和工作频率等方面表现较为均衡，但过于复杂的展开机构设计使得其可靠性较低，进而难以实现超大口径(＞25m)的天线结构。

大口径可展开结构的研制难点在于其形面精度控制、展开原理、驱动方法、动力学分析理论、振动抑制等关键技术问题。然而，要实现天线的高电磁性能，确保天线的高增益、高辐射效率和高灵敏度等性能指标，就必须保证大口径天线结构具有很高的形面精度。目前，我国在空间可展开结构方面取得了一定的成绩，但由于起步较晚，仍主要处于对国外已有成果的分析与试制阶段，研制的可展开结构口径较小，形面精度较低，缺乏对大口径可展开结构的原始创新。

火箭整流罩的主要功能是当火箭在稠密大气层飞行过程中，保护有效载荷不受气动力、气动热及声振等有害环境的影响。目前，在卫星发射过程中，火箭整流罩实际工作时间较短，在飞出大气层后便作为无效呆重被抛掉。从航天经济角度看，整流罩的经济效益较为低下。整流罩不仅仅在发射过程中消耗大量燃料，更重要的是整流罩极大地限制着各种航天器结构设计的自由度，成为大型、新型航天器结构设计难以逾越的屏障。因此，若能够对整流罩的功能进行拓展，使其作为航天器的一部分，随着航天器主体一同入轨并展开形成具有大口径的天线结构，第一能够极大降低整流罩对大口径星载天线设计的限制，第二能够实现大口径可展开结构的设计，第三能够提高航天发射的经济效益，第四能够改变我国航天器设计的总体思路，提高我国航天器总体设计水平。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是提供一种整流罩主星一体化大口径可展开航天器，其实现了大口径的星载天线设计，摆脱了对大口径星载天线的限制，有效地控制了大口径星载天线的形面误差。

为了解决上述技术问题，本发明采用如下的技术方案：一种整流罩主星一体化大口径可展开航天器，其特征在于，包括航天器主星、整流罩、整流罩顶盖、柔性索网、展开机构，航天器主星通过展开机构与整流罩相连，整流罩与柔性索网相连，多个整流罩顶盖与展开机构相连，多个整流罩顶盖与整流罩过铰链连接，柔性索网用于连接整流罩，并与整流罩一起形成大口径天线；整流罩在发射过程中收拢起整流作用；整流罩顶盖在航天器发射过程中起整流作用；整流罩入轨以后在展开机构的驱动下展开；展开机构用于连接可整流罩及航天器主星，并用于驱动整流罩展开。

优选地，所述航天器主星包括推进舱、返回舱、轨道舱，其中：推进舱与返回舱相连，用于一个航天器入轨推进；返回舱与轨道舱相连，用于一个航天员返回地面；轨道舱用于安装的平台。

优选地，所述整流罩包括第一整流罩瓣片、第二整流罩瓣片、第三整流罩瓣片、第四整流罩瓣片、第五整流罩瓣片、第六整流罩瓣片、第七整流罩瓣片、第八整流罩瓣片，推第一整流罩瓣片与第二整流罩瓣片相连，第二整流罩瓣片与第三整流罩瓣片相连，第三整流罩瓣片与第四整流罩瓣片相连，第五整流罩瓣片位于第四整流罩瓣片和第六整流罩瓣片之间，第六整流罩瓣片与第七整流罩瓣片相连，第七整流罩瓣片与第八整流罩瓣片相连，第八整流罩瓣片与第一整流罩瓣片相连。

优选地，所述柔性索网包括第一柔性索网、第二柔性索网、第三柔性索网、第四柔性索网、第五柔性索网、第六柔性索网、第七柔性索网、第八柔性索网，第一柔性索网与第二柔性索网相连，第二柔性索网与第三柔性索网相连，第三柔性索网与第四柔性索网相连，第四柔性索网与第五柔性索网相连，第五柔性索网与第六柔性索网相连，第六柔性索网与第七柔性索网相连，第七柔性索网与第八柔性索网相连，第八柔性索网与第一柔性索网相连。

本发明的积极进步效果在于：本发明能够通过对本发明的功能进行拓展，实现了大口径的星载天线设计，摆脱了对大口径星载天线的限制，提高了航天器发射的经济效益；利用本发明自身为大尺寸刚性壳体结构的特点，有效地控制了大口径星载天线的形面误差；本发明将改变我国卫星、飞船、空间站等航天器的总体设计思路，增加了航天器设计的自由度，提升我国航天器总体设计的先进性；本发明用于不同轨道，带有大口径天线的航天器总体设计，具有较高通用性。

附图说明

图1为本发明的结构示意图。

图2为本发明的展开状的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。

如图1至图2所示，本发明整流罩主星一体化大口径可展开航天器包括航天器主星50、整流罩40、整流罩顶盖20、柔性索网30、展开机构21，航天器主星50通过展开机构21与整流罩40相连，整流罩40与柔性索网30相连，多个整流罩顶盖20与展开机构21相连，多个整流罩顶盖20与整流罩40过铰链连接，柔性索网用于连接整流罩，并与整流罩一起形成大口径天线；整流罩在发射过程中收拢起整流作用；整流罩顶盖在航天器发射过程中起整流作用；整流罩入轨以后在展开机构的驱动下展开；展开机构用于连接可整流罩及航天器主星，并用于驱动整流罩展开。

所述航天器主星50包括推进舱1、返回舱2、轨道舱3，其中：推进舱1与返回舱2相连，用于一个航天器入轨推进；返回舱2与轨道舱3相连，用于一个航天员返回地面；轨道舱3用于安装的平台。

所述整流罩40包括第一整流罩瓣片4、第二整流罩瓣片5、第三整流罩瓣片6、第四整流罩瓣片7、第五整流罩瓣片8、第六整流罩瓣片9、第七整流罩瓣片10、第八整流罩瓣片11，推第一整流罩瓣片4与第二整流罩瓣片5相连，第二整流罩瓣片5与第三整流罩瓣片6相连，第三整流罩瓣片6与第四整流罩瓣片7相连，第五整流罩瓣片8位于第四整流罩瓣片7和第六整流罩瓣片9之间，第六整流罩瓣片9与第七整流罩瓣片10相连，第七整流罩瓣片10与第八整流罩瓣片11相连，第八整流罩瓣片11与第一整流罩瓣片4相连，这样用于保护有效载荷不受气动力、气动热及声振等对有害环境的影响。

所述柔性索网30包括第一柔性索网12、第二柔性索网13、第三柔性索网14、第四柔性索网15、第五柔性索网16、第六柔性索网17、第七柔性索网18、第八柔性索网19，第一柔性索网12与第二柔性索网13相连，第二柔性索网13与第三柔性索网14相连，第三柔性索网14与第四柔性索网15相连，第四柔性索网15与第五柔性索网16相连，第五柔性索网16与第六柔性索网17相连，第六柔性索网17与第七柔性索网18相连，第七柔性索网18与第八柔性索网19相连，第八柔性索网19与第一柔性索网12相连，这样提高支撑效果。

本发明的工作原理如下：在发射过程中，推进舱与一个运载火箭通过一个星箭适配器连接，返回舱下部与推进舱刚性连接，返回舱上部与轨道舱刚性连接，整流罩顶盖与轨道舱刚性连接，整流罩瓣片处于合拢状态，整流罩瓣片下部与运载火箭通过一个分离机构刚性连接，整流罩瓣片之间通过多个爆炸螺栓刚性连接，整流罩瓣片上部通过展开机构与轨道舱顶部刚性连接，整流罩瓣片分别与整流罩顶盖铰接，整流罩瓣片之间的柔性索网折叠置于整流罩中；在入轨以后，推进舱与运载火箭分离，推进舱顶部与返回舱底部刚性连接，推进舱顶部与轨道舱底部刚性连接，轨道舱顶部与整流罩瓣片刚性连接，整流罩瓣片分别与运载火箭分离，整流罩瓣片之间分离并展开，整流罩瓣片与柔性索网构成一个大口径可展开天线，整流罩瓣片与整流罩顶盖铰接，整流罩瓣片通过展开机构与轨道舱顶部刚性连接；在长期工作状态中，推进舱与返回舱分离，返回舱与轨道舱分离，返回地面，整流罩顶盖与轨道舱之间刚性连接，整流罩瓣片之间通过柔性索网连接，整流罩瓣片与柔性索网构成大口径天线结构，整流罩瓣片分别与整流罩顶盖铰接，整流罩瓣片分别通过展开机构与轨道舱顶部刚性连接；本发明通过整流罩主星一体化设计，摆脱火箭整流罩对航天器设计的限制，同时实现大口径可展开天线结构；本发明在发射之前及发射过程中，八片整流罩瓣片处于合拢状态，整流罩瓣片之间采用爆炸螺栓进行刚性连接，整流罩瓣片与运载火箭之间采用分离结构进行连接；本发明在发射过程中，整流罩顶盖同样起整流作用，保护有效载荷不受气动力、气动热及声振等有害环境的影响；当航天器飞出大气层后，整流罩顶盖以及航天器主星同时与运载火箭分离，航天器主星在推进舱的推进下进入轨道；当航天器入轨后，八片整流罩瓣片之间的爆炸螺栓起爆，整流罩瓣片在展开机构的驱动下展开同时整流罩瓣片将带动柔性索网展开；整流罩顶盖和柔性索网最终将展开成大口径天线结构；本发明在长期工作状态下，推进舱及返回舱完成任务，与轨道舱分离；轨道舱与可展开天线在轨长期工作；本发明通过对整流罩的功能拓展，充分利用整流罩为大尺寸刚性平面结构的特点，实现了具有高形面精度的大口径展开天线。

发明中整流罩与航天器主星一同进入轨道，入轨后在展开机构的驱动下整流罩瓣片以主星顶部为中心展开，展开后整流罩瓣片与柔性索网构成大口径天线。本发明通过对火箭整流罩进行功能拓展，使得整流罩成为航天器的一部分，结合柔性索网及展开机构形成大口径可展开天线。本发明通过对火箭整流罩的利用，降低了火箭整流罩有限的包络空间对大口径星载天线的约束，提高了我国航天器发射的经济效益，增加了我国航天器设计的自由度，提升我国航天器总体设计水平。本发明用于不同轨道，带有大口径天线的航天器总体设计，具有较高通用性。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。