[0001] 本发明涉及航天器总体设计领域，特别涉及一种空间站大型载荷舱段。

[0002] 空间有效载荷，尤其是大口径光学载荷，往往体积大、重量重，而且对安装指向及其精度和视场范围有很高的要求。所以，一般空间光学载荷都采用专用的航天器平台，设计成一个独立的光学卫星或探测器，如著名的哈勃望远镜。这样，光学相机的指向可以通过航天器平台的调姿来实现，且容易实现视场无遮挡。而空间站上的光学载荷，由于只是作为空间站众多空间有效载荷之一，各有效载荷均有各自的指向需求，且空间站上各自外伸类设备众多，因此不太可能通过整个空间站的姿态调姿来进行相机指向。因此，空间站光学载荷自身需要配备双自由度指向机构，进行独立的指向控制。而由此带来另一个问题，即空间站上的大口径光学载荷一般安装在舱体内部，双自由度的指向及视场要求，需要舱体结构开设大开口，以让出相机的视场空间，因此造成结构强度刚度损失巨大，带来补强设计困难。

[0003] 综上所述，如何采用创新设计，使得空间站大口径光学载荷舱体既能安装承载提供稳定环境，又能开设大开口让出视场空间并保证强度刚度，是一个具有重要实际意义的难题。

[0016] 下面将结合附图对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0017] 在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

[0018] 在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

[0019] 如图1‑图7所示，本实施例公开了一种空间站大型载荷舱段，包括舱体结构1、双自由度光学载荷相机2、对地侧可分离梁式加强结构3、对天侧可分离梁式加强结构4、光学载荷后端处理模块5和浮动式隔振稳定系统6，其中：所述舱体结构1是整个载荷舱段的主承载框架，用于支撑所述双自由度光学载荷
相机2、对地侧可分离梁式加强结构3、对天侧可分离梁式加强结构4、光学载荷后端处理模块5和浮动式隔振稳定系统6；
所述双自由度光学载荷相机2的两端分别通过所述浮动式隔振稳定系统6与舱体
结构1连接；
所述对地侧可分离梁式加强结构3和对天侧可分离梁式加强结构4分别与所述舱
体结构1连接，用于对所述舱体结构1进一步加强，同时可以在入轨后分离；
所述光学载荷后端处理模块5安装于所述舱体结构1中；
所述浮动式隔振稳定系统6，用于实现将在轨的外部振动进行隔离。

[0020] 参考图5，所述双自由度光学载荷相机2采用正交的双自由度进行空间指向，用于实现对地和对天观测。

[0021] 进一步的，所述双自由度光学载荷相机2由相机本体7、内框架8和外框架9组成，所述相机本体7安装在所述内框架8中，可由电机驱动产生绕内层旋转轴的转动；所述内框架8安装在所述外框架9中，可由电机驱动产生绕外层旋转轴的转动；通过上述方式，所述相机本体7可产生双自由度的旋转运动。

[0022] 参见图6，本实施例的所述舱体结构1采用外承力筒构型，由纵向梁式结构10、横向框式结构11以及壁板式结构12组合而成，以所述纵向梁式结构10和横向框式结构11为主体，以所述壁板式结构为舱体外壁，所述舱体结构1中部的对地侧和对天侧分别开设了两个尺寸约4米×2.8米的周向大开口，用于避让所述双自由度光学载荷相机2所需的对天对地视场区域，可满足内部双自由度光学载荷相机2指向运动下的视场要求。

[0023] 参考图1、2、4和6，在对地侧的所述周向大开口处安装对地侧可分离梁式加强结构3，在对天侧的所述周向大开口处安装对天侧可分离梁式加强结构4.本实施例中，所述舱体结构1因开设大开口，故所述对地侧可分离梁式加强结构3和对天侧可分离梁式加强结构4分别采用X形的梁式加强结构对周向大开口进行补强，并与舱体结构1有5处连接位置，分别支撑住周向大开口的4处定点位置和顶部中间位置。

[0024] 进一步的，所述对地侧可分离梁式加强结构3和对天侧可分离梁式加强结构4分别通过5个分离螺母13在所述5处连接位置与所述舱体结构1连接，用于对所述舱体结构1的两个周向大开口进行补强从而保证上升段中的强度刚度，并在运载火箭发射完成整流罩抛罩后，通过所述分离螺母13解锁将所述对地侧可分离梁式加强结构3和对天侧可分离梁式加强结构4与所述舱体结构1分离。

[0025] 上述空间站大型载荷舱段，以舱体结构1为主传力结构，所述载荷舱段整体呈圆柱形。所述双自由度光学载荷相机2、光学载荷后端处理模块5以分离的布局形式，沿舱体轴线整体安装于所述舱体结构1的内部，一侧为双自由度光学载荷相机2，一侧为轮式分布的光学载荷后端处理模块5。

[0026] 参见图7，图中示意了本实施例中的对地侧可分离梁式加强结构3和对天侧可分离梁式加强结构4与舱体结构1的分离过程。分离时机需进行计算设计：运载火箭发射后，在完成整流罩抛罩后，根据对地侧可分离梁式加强结构3和对天侧可分离梁式加强结构4的落点预估计算反推出分离时机，通过分离螺母13解锁将对地侧可分离梁式加强结构3和对天侧可分离梁式加强结构4与舱体结构1分离下落。经过上述分离过程，本实施例在轨过程中，可以满足双自由度光学载荷相机2指向运动下的视场要求。以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，
任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。