一种航天器姿态控制执行部件的安装结构及安装方法

本发明涉及航天应用，具体而言，涉及一种航天器姿态控制执行部件的安装结构及安装方法。

背景技术：

1、推进组件和反作用轮是航天器姿态控制执行部件，而推进组件重要组成部分是用来储存燃料的贮箱，存放着航天器进行轨道转移、轨道维持等动作的能量来源。

2、卫星设计过程中，重量问题始终是个不容忽视的难点。对于结构分系统，在保证整星刚度、强度和安装精度的情况下，极尽可能挖掘星体每一部分结构轻量化潜力，是每一次结构优化设计的终极目标。因此如何实现卫星轻量化是本领域长期存在的技术问题。

技术实现思路

1、本发明的目的在于，提供了一种航天器姿态控制执行部件的安装结构，其能够减轻卫星重量，有助于实现卫星的轻量化设计。

2、本发明的目的还在于，提供了一种安装方法，其能够减轻卫星重量，有助于实现卫星的轻量化设计。

3、本发明的实施例可以通过以下方式实现：

4、一种航天器姿态控制执行部件的安装结构，所述航天器姿态控制执行部件的安装结构包括：

5、结构板；

6、贮箱支架，所述贮箱支架固定安装在所述结构板上；以及

7、多个反作用轮支架，所述反作用轮支架用于安装反作用轮；所述多个反作用轮支架围绕所述贮箱支架安装在所述结构板上，且所述反作用轮支架与所述贮箱支架嵌合设置，以使所述反作用轮支架与所述贮箱支架相互加强。

8、可选地，所述贮箱支架包括筒体以及设置在所述筒体的外周面上的贮箱加强肋，所述反作用轮支架与所述贮箱加强肋固定连接。

9、可选地，沿所述筒体的周向，所述筒体上分布有多组贮箱加强肋，每组所述贮箱加强肋包括间隔设置的第一加强肋和第二加强肋，多个所述反作用轮支架一一对应与多组贮箱加强肋连接；所述反作用轮支架包括第一侧板、第二侧板以及安装板，所述第一侧板和所述第二侧板相对连接在所述安装板的两侧，所述安装板用于安装所述反作用轮；所述第一侧板与所述第一加强肋固定连接，所述第二侧板与所述第二加强肋固定连接。

10、可选地，所述第一侧板位于所述第一加强肋远离所述第二加强肋的一侧，所述第二侧板位于所述第二加强肋远离所述第一加强肋的一侧。

11、可选地，所述贮箱支架还包括与所述结构板连接的下部凸边，所述下部凸边固定连接在所述筒体的轴向一侧，且所述贮箱加强肋的下端与所述下部凸边固定连接；

12、所述反作用轮支架还包括底板，所述底板用于与所述结构板连接，且所述第一侧板和所述第二侧板均固定连接在所述底板上；所述底板具有与所述下部凸边的外周轮廓一致的接口，所述接口与所述下部凸边相互配合。

13、可选地，所述反作用轮支架还包括支架加强肋，所述支架加强肋的一边与所述第一侧板固定连接，另一边与所述底板固定连接；和/或，所述支架加强肋的一边与第二侧板固定连接，另一边与所述底板固定连接。

14、可选地，所述贮箱加强肋相对所述筒体的外周面凸出，且凸出方向与所述筒体的径向所成角度为α，α＝22.5°。

15、可选地，所述贮箱加强肋上设置有安装接口，所述安装接口用于安装反作用轮的电缆插接件。

16、可选地，所述反作用轮支架上还设置有减重槽。

17、一种安装方法，用于进行上述的航天器姿态控制执行部件的安装结构的安装，所述安装方法包括：

18、将所述贮箱支架固定安装在所述结构板上；

19、围绕所述贮箱支架将多个所述反作用轮支架安装在所述结构板上，且所述反作用轮支架与所述贮箱支架嵌合并固定连接，以使所述贮箱支架与所述反作用轮支架相互加强。

20、本发明的实施例提供的航天器姿态控制执行部件的安装结构及安装方法的有益效果包括：

21、本发明的实施例提供了一种航天器姿态控制执行部件的安装结构，其包括结构板、贮箱支架以及多个反作用轮支架，反作用轮支架用于安装反作用轮。贮箱支架固定安装在结构板上，多个反作用轮支架围绕贮箱支架安装在结构板上，且反作用轮支架与贮箱支架嵌合设置，以使反作用轮支架与贮箱支架相互加强。该航天器姿态控制执行部件的安装结构突破了以往卫星贮箱与反作用轮“各自为政”的布局思维，采用嵌合方式实现贮箱支架与反作用轮支架的组合安装，如此在保证安装后的反作用轮支架和贮箱支架的刚度强度不变或者刚度强度满足使用需求的情况下，能够对反作用轮支架和贮箱支架进行减重。同时，由于该航天器姿态控制执行部件的安装结构中，贮箱支架与反作用轮支架相互连接，形成单体结构，因此有助于缩减航天器姿态控制执行部件的安装结构在卫星中占用的空间尺寸，结构更加紧凑，也便于进行卫星其他部件的空间分布设计。

22、本发明的实施例还提供了一种安装方法，该安装方法用于对上述的航天器姿态控制执行部件的安装结构进行安装。

技术特征：

1.一种航天器姿态控制执行部件的安装结构，其特征在于，所述航天器姿态控制执行部件的安装结构包括：

2.根据权利要求1所述的航天器姿态控制执行部件的安装结构，其特征在于，

3.根据权利要求2所述的航天器姿态控制执行部件的安装结构，其特征在于，

4.根据权利要求3所述的航天器姿态控制执行部件的安装结构，其特征在于，

5.根据权利要求3所述的航天器姿态控制执行部件的安装结构，其特征在于，

6.根据权利要求5所述的航天器姿态控制执行部件的安装结构，其特征在于，

7.根据权利要求2所述的航天器姿态控制执行部件的安装结构，其特征在于，

8.根据权利要求2所述的航天器姿态控制执行部件的安装结构，其特征在于，

9.根据权利要求1所述的航天器姿态控制执行部件的安装结构，其特征在于，

10.一种安装方法，其特征在于，用于进行如权利要求1-9任一项所述的航天器姿态控制执行部件的安装结构的安装，所述安装方法包括：

技术总结本发明提供了一种航天器姿态控制执行部件的安装结构及安装方法，涉及航天应用技术领域。航天器姿态控制执行部件的安装结构包括结构板、贮箱支架以及多个反作用轮支架。贮箱支架固定安装在结构板上，多个反作用轮支架围绕贮箱支架安装在结构板上，且反作用轮支架与贮箱支架嵌合安装，以使反作用轮支架与贮箱支架相互加强。该航天器姿态控制执行部件的安装结构突破了以往卫星贮箱与反作用轮“各自为政”的布局思维，采用嵌合方式实现贮箱支架与反作用轮支架的组合安装，如此在保证安装后的反作用轮支架和贮箱支架的刚度强度不变或者刚度强度满足使用需求的情况下，能够对反作用轮支架和贮箱支架进行减重。技术研发人员：田艳,王昊光,沈苑,曹冬冬,张文,涂珍贞,蒋桂忠,林宝军受保护的技术使用者：中国科学院微小卫星创新研究院技术研发日：技术公布日：2024/6/18