1.本发明属于航天技术领域，特别涉及双星串联发射构型。
背景技术：
2.进入空间、利用空间和控制空间是航天力量的主要任务，快捷、高效的进入空间是利用空间和控制空间的基础。多星发射技术，是指用一枚运载火箭一次发射将多颗卫星送入预定轨道的技术。在火箭运载能力和罩内包络允许的前提下，采用双星串联发射技术能实现两颗卫星入轨后快速组网，适应组网任务快速部署的要求；同时，在一个火箭发射周期内双星，可缩短单颗卫星的发射周期，并大幅减少卫星发射成本，是提高运载火箭性价比的一个重要途径。基于内舱进行双星串联发射，能够最大限度的利用整流罩内空间，提升运载火箭的任务适应性，世界各航天大国高度重视相关技术，并投入大量精力进行了研究与发展。
3.当前国内运载火箭双星发射主要形式为采用过渡舱的方案，整流罩内空间利用效率低，整流罩状态繁杂。新研大直径整流罩采用全透波复合材料构型，更改整流罩构型 过渡舱的方案研制周期较长，无法满足日益增加的发射需求。
技术实现要素：
4.本发明的目的在于提供一种双星串联发射构型，能够实现一箭双星快速发射，并具有较高的可靠性和安全性。
5.本发明的技术方案是：一种采用内舱的双星串联发射构型，包括：卫星整流罩、第一包带、第一卫星适配器、第一支撑舱、内舱a、内舱b、内舱c、第二包带、第二卫星适配器、第二支撑舱、内舱d、内舱e、二级仪器舱；
6.内舱在卫星整流罩的包络内，沿轴向依次设置内舱a、内舱b、内舱c、内舱d、内舱e，均采用轴向连接，卫星整流罩与内舱e和二级仪器舱通过爆炸螺栓轴向连接。
7.内舱a的顶部固定安装有支承舱1；支承舱1顶部固定安装有第一卫星适配器；采用轴向连接；第一包带与第一卫星适配器径向柔性连接，第一包带用于将卫星固定安装在第一卫星适配器上。
8.内舱e的顶部固定安装有支承舱2；支承舱2顶部固定安装有第二卫星适配器；采用轴向连接；第二包带与第二卫星适配器径向柔性连接，第二包带用于将卫星固定安装在第二卫星适配器上。
9.卫星整流罩用于在运载火箭起飞前和飞行中保护卫星整流罩内部的有效载荷；
10.内舱b与内舱c连接位置设置舱体分离弹簧装置，弹簧分离装置用于将内舱b与内舱c进行分离。
11.本发明与现有技术相比的有益效果是：
12.本发明提出了一种在国内首次通过内过渡舱实现的双星串联发射构型，能够补充和完善现有运载火箭总体发射构型，相比传统外过渡舱方案能够提供更大的运载能力，具
有较高的经济性。
13.与现有技术相比，本发明充分利用运载火箭可用包络空间，利用内舱(直径不小于3800mm)，实现双星串联布局，布局方案简单、可靠，具有较高的经济价值和工程应用价值。
14.本发明提出了一种在国内首次采用的3800大尺寸内舱双星串联发射构型，能够补充和完善现有运载火箭总体发射构型，满足未来多星发射需求，并具有较高的可靠性、安全性和经济性。
附图说明
15.图1是本发明一种双星串联发射构型示意图；
16.图2是本发明内舱弹簧分离装置安装位置示意图；
17.图3是本发明卫星整流罩舱段间连接形式示意。
具体实施方式
18.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
19.本发明提供了一种4.2m整流罩下采用3.8m内舱的双星串联发射构型，如图1所示，包括：卫星整流罩、第一包带、第一卫星适配器、第一支撑舱、内舱a、内舱b、内舱c、第二包带、第二卫星适配器、第二支撑舱、内舱d、内舱e、二级仪器舱。
20.内舱在卫星整流罩的包络内，沿轴向依次设置内舱a、内舱b、内舱c、内舱d、内舱e，均采用轴向连接，卫星整流罩与内舱e和二级仪器舱通过爆炸螺栓轴向连接。
21.内舱a的顶部固定安装有支承舱1；支承舱1顶部固定安装有第一卫星适配器；采用轴向连接；第一包带与第一卫星适配器径向柔性连接，第一包带用于将卫星固定安装在第一卫星适配器上。
22.内舱e的顶部固定安装有支承舱2；支承舱2顶部固定安装有第二卫星适配器；采用轴向连接；第二包带与第二卫星适配器径向柔性连接，第二包带用于将卫星固定安装在第二卫星适配器上。
23.卫星整流罩用于在运载火箭起飞前和飞行中保护卫星整流罩内部的有效载荷；
24.内舱b与内舱c连接位置设置舱体分离弹簧装置，弹簧分离装置用于将内舱b与内舱c进行分离。
25.卫星整流罩分为两个半罩，包括球头、前锥段、筒段和倒锥段，采用冯卡门曲线前锥段，前锥段和筒段均采用全透波复合材料，倒锥段采用金属材料，靶场采用垂直推装合罩方式。本发明实施例中卫星整流罩直筒段直径为4.2m。
26.卫星整流罩与所述二级仪器舱和内舱e通过爆炸螺栓轴向连接，两个半罩通过线性连接解锁装置纵向连接，通过弹簧实现旋转分离。
27.内舱b、内舱c采用全透波复合材料、内舱a、内舱d、内舱e采用金属材料，提供了双星串联的安装空间，并传递星箭之间的轴力和弯矩。内舱b与内舱c的连接位置设置有多个周向均布的弹簧分离装置；弹簧分离装置的推力可调，以确保分离过程及分离后卫星近场安全性。
28.本发明实施例中采用直径4.2m卫星整流罩1，提供卫星较为宽敞的使用空间，增加
发射任务适应性。
29.本发明中支承舱1和支承舱2上分别安装1颗卫星，实现双星串联发射，其中支承舱1上卫星可用包络3800mm，安装在3800内舱中支承舱2上的卫星可用包络3350mm，卫星安装后最大外包络与舱体的静态间隙大于200mm。
30.本发明中通过3800内舱为双星提供了独立的安装空间，充分利用罩内可用包络，内舱b与内舱c的连接位置设置有多个周向均布的弹簧分离装置(见图2)；通过调节弹簧分离装置数量及行程，可实现分离力可调，以满足各分离体的分离速度要求。
31.本发明中卫星整流罩与内舱e和二级仪器舱通过爆炸螺栓轴向连接，用于舱段之间的连接和分离解锁(见图3)。
32.对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。
技术特征：
1.一种采用内舱的双星串联发射构型，包括卫星整流罩(1)其特征在于，所述卫星整流罩直径不小于4.2m；所述发射构型还包括第一包带(2)、第一卫星适配器(3)、第一支撑舱(4)、内舱、第二包带(8)、第二卫星适配器(9)、第二支撑舱(10)、二级仪器舱(13)；内舱在卫星整流罩的包络内，沿轴向依次设置内舱a(5)、内舱b(6)、内舱c(7)、内舱d(11)、内舱e(12)，均采用轴向连接，卫星整流罩(1)与内舱e(12)和二级仪器舱(13)通过爆炸螺栓轴向连接；内舱a(5)的顶部固定安装第一支撑舱(4)；第一支撑舱(4)顶部固定安装第一卫星适配器(3)；内舱a(5)、第一支撑舱(4)、第一卫星适配器(3)之间均采用轴向连接；用于将卫星固定安装在第一卫星适配器(3)上的第一包带(2)与第一卫星适配器(3)径向柔性连接；内舱e(12)的顶部固定安装有第二支承舱(10)；第二支承舱(10)顶部固定安装有第二卫星适配器(9)；内舱e(12)、第二支承舱(10)、第二卫星适配器(9)之间均采用轴向连接；用于将卫星固定安装在第二卫星适配器(9)上的第二包带(8)与第二卫星适配器(9)径向柔性连接；内舱b(6)与内舱c(7)连接位置设置舱体分离弹簧装置(14)，弹簧分离装置用于将内舱b(6)与内舱c(7)进行分离。2.根据权利要求1所述的双星串联发射构型，其特征在于，所述卫星整流罩(1)分为两个半罩，包括球头、前锥段、筒段和倒锥段，采用冯卡门曲线前锥段，前锥段和筒段均采用全透波复合材料，倒锥段采用金属材料。3.根据权利要求2所述的双星串联发射构型，其特征在于，卫星整流罩(1)、内舱e(12)、二级仪器舱(12)均径向向外设置连接法兰，三个连接法兰依次叠加并通过爆炸螺栓轴向连接。4.根据权利要求1所述的双星串联发射构型，其特征在于，内舱b(6)、内舱c(7)采用全透波复合材料、内舱a(5)、内舱d(11)、内舱e(12)采用金属材料，提供了双星串联的安装空间，并传递星箭之间的轴力和弯矩。5.根据权利要求1～4任意一项所述的双星串联发射构型，其特征在于，所述弹簧分离装置(14)周向均布在内舱b(6)与内舱c(7)的连接位置，用于将内舱b(6)和内舱c(7)分离。6.根据权利要求5所述的双星串联发射构型，其特征在于，弹簧分离装置(14)的推力可调，以确保分离过程及分离后卫星近场安全性。7.根据权利要求6所述的双星串联发射构型，其特征在于，通过调节弹簧分离装置数量及行程，实现分离力可调，以适应各种类型/重量卫星多样化的分离速度要求。
技术总结
本发明提供了一种采用内舱的双星串联发射构型，包括如下部件：卫星整流罩、第一包带、第一卫星适配器、第一支撑舱、内舱A、内舱B、内舱C、第二包带、第二卫星适配器、第二支撑舱、内舱D、内舱E、二级仪器舱。设置于内舱B和内舱C的舱体分离弹簧装置；卫星整流罩与所述二级仪器舱和内舱E通过爆炸螺栓轴向连接，两个半罩通过线性连接解锁装置纵向连接，通过弹簧实现旋转分离。卫星整流罩筒段直径4.2m，采用冯卡门曲线前锥段，前锥段和筒段均采用全透波复合材料，倒锥段采用金属材料，靶场采用垂直推装合罩方式。罩方式。罩方式。
技术研发人员：杨赧 朱亮聪 宁国富 杨帆 董文丰 洪刚 张亮 张卫东 毛玉明 杨勇
受保护的技术使用者：上海宇航系统工程研究所
技术研发日：2021.06.30
技术公布日：2021/9/27
再多了解一些
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