一种核动力卫星构型

技术领域

本发明涉及卫星构型技术领域，具体地，涉及一种大尺度高承载核动力卫星构型。

背景技术

空间核动力具有不依赖太阳光照、能量自主产生、功率范围大、能量密度高、环境适应性强等优势，对于难以利用太阳能的深空探测器及大功率需求的航天器具有明显的优势。目前，已发射及在研核动力航天器的功率范围经历了从几十瓦到数千瓦、几万瓦到兆瓦的发展过程，核能功率的发展带动了大比冲电推进的迅猛发展，结合当前地月态势需求，核动力平台正往超大功率及强机动的货运平台发展。

随着核动力平台应用需求的拓展，核堆质量越来越大，且需携带大质量推进剂，对卫星平台造成了影响，并提出了更高的要求：

1)核堆质量增大，且质量集中，使得卫星质心高，动响应大；

2)核堆强辐射，会对卫星平台造成一定辐射危害，需采用可展桁架隔开核堆和卫星平台，造成惯量增大，且可展桁架驱动装置复杂笨重，发射段使整星质心提高，动力学响应大，在轨展开后刚性弱，对平台扰动大，轨控复杂。；

3)核热功率转化低于30％，余热需要大面积辐射散热系统；

4)需满足强机动货物运输能力，推进剂大于5T，且能够提供在轨加注及更换推进剂能力；

5)满足至少2个大型货运飞船对接需求。

综上，核动力货运平台整器重量大于14T，提供大于5T的燃料，使得现有的卫星系统规模庞大，结构设计复杂，需突破运载包络、刚度和重量约束。在约束条件下，如何能够满足整器功能要求、结构轻量化设计及模块化装配，成为本领域亟待解决的问题。目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

本发明针对现有技术中存在的上述不足，提供了一种大尺度高承载核动力卫星构型。

本发明是通过以下技术方案实现的。

一种核动力卫星构型，包括：核堆、可展桁架以及卫星平台本体；其中：

所述可展桁架的一端嵌入所述卫星平台本体，所述可展桁架的另一端与所述核堆连接；

所述可展桁架在收拢状态下全部包络在所述卫星平台本体内部；

所述核堆解锁后，所述可展桁架以展开状态推出所述核堆，将所述卫星平台本体与所述核堆分离。

可选地，所述可展桁架包括多个相互连接的可伸展桁架单元；其中，每一个所述可伸展桁架单元均包括：上三角框、下三角框、折叠杆、张力索、丝母、丝杠以及电机；所述上三角框和所述下三角框之间通过三根等长的所述丝杠连接，并通过相对应的所述丝母固定；三根所述折叠杆垂直设置于所述上三角框和所述下三角框之间，并靠近所述丝杠，多根所述张力索交叉设置于所述上三角框和所述下三角框之间，其中每一根所述张力索的两端部分别连接于所述丝母处，所述电机与三根等长的所述丝杠驱动连接。

可选地，每一个所述可伸展桁架单元中的上三角框、下三角框、折叠杆、丝母和丝杠分别采用碳纤维材料制成；或，靠近所述核堆一端的两段所述可伸展桁架单元中的上三角框、下三角框、折叠杆、丝母和丝杠分别采用不锈钢材质制成，其余所述可伸展桁架单元中的上三角框、下三角框、折叠杆、丝母和丝杠分别采用具有高弹性模型和低密度特性的材料制成。

可选地，所述拉索采用钛丝或不胀钢材料制成。

可选地，所述折叠杆包括多个相互连接的杆体，其中相邻的两个所述杆体之间通过锁紧铰链连接实现所述折叠杆的可折叠。

可选地，所述卫星平台本体包括：平台舱、载荷舱和推进舱；其中，所述平台舱与所述载荷舱之间采用偏心销连接结构进行连接；所述推进舱包括发射推进舱和在轨推进舱两种形式，所述发射推进舱通过爆炸螺栓与所述载荷舱连接，并在所述发射推进舱的贮箱燃料耗尽时，通过引燃所述爆炸螺栓实现所述发射推进舱与所述载荷舱分离；所述在轨推进舱通过对接机构与所述载荷舱进行对接和分离，完成所述在轨推进舱的在轨更换，实现燃料的在轨加注。

可选地，所述平台舱采用框架面板式六边形构型，其一端面设有桁架式连接件，其另一端面设有用于与所述载荷舱连接的下端框；其中：

所述桁架式连接件的内端与所述可展桁架连接，所述可展桁架的一端嵌入所述平台舱，并在收拢状态下完全包络于所述平台舱内部，所述桁架式连接件的外端与所述核堆连接；所述核堆通过所述桁架式连接件和爆炸螺栓将力传递给所述框架面板式六边形构型的六个主承力竖杆，并通过引燃爆炸螺栓，将所述核堆与所述平台舱解锁分离。

可选地，所述载荷舱采用中央承力筒式六边形构型，其一端部装配有用于与所述平台舱连接的第一端框，其另一端部装配有用于与所述发射推进舱紧固连接的第二端框和用于与所述在轨推进舱进行在轨更换的对接机构。

可选地，所述偏心销连接结构包括偏心销、抱箍和开口销；其中：

所述偏心销包括柱体，所述柱体的一部分外缘设有用于限位的突出圆环，所述突出圆环一端的柱体上设有防旋槽，所述突出圆环另一端的柱体外圆相对于柱体内圆偏心，所述偏心的方向与所述防旋槽的开槽方向正交；

当所述平台舱与所述载荷舱连接后，将所述偏心销旋转至紧固角度，所述抱箍用于防止所述偏心销转动，所述开口销用于锁紧抱箍，完成舱段连接。

可选地，所述发射推进舱包括外承力筒、固连在所述外承力筒内部的球壳、固定在所述球壳上的贮箱、连接在所述外承力筒一端端部的变截面锥段结构和设置于所述外承力筒另一端端部的多个凸耳；其中：

所述变截面锥段结构通过爆炸螺栓与所述载荷舱连接；

所述凸耳用于所述推进舱与运载火箭连接与分离。

可选地，所述在轨推进舱包括外承力筒、固连在所述外承力筒内部的球壳、固定在所述球壳上的贮箱、连接在所述外承力筒一端端部的十字隔板和连接倒锥结构以及设置于所述外承力筒另一端端部的多个凸耳；其中：

所述十字隔板和连接倒锥结构通过爆炸螺栓与所述载荷舱连接；

所述凸耳用于所述推进舱与运载火箭连接与分离。

可选地，所述对接机构包括硬对接环和设置于所述硬对接环内侧的软对接环；其中：

所述软对接环上设置有多个导向瓣、捕获锁和卡板器；当需要对接时，所述导向瓣伸展并相互插入，然后通过所述捕获锁和卡板器锁住；

所述硬对接环上设置有多组对接锁，当对接完成后，通过所述对接锁进行相互锁紧。

由于采用了上述技术方案，本发明与现有技术相比，具有如下至少一项的有益效果：

本发明提供的一种核动力卫星构型，采用大尺度可展桁架，在其收拢时全部包络在卫星平台内，平台舱全部包络在辐射散热板内，可提高整流罩包络空间利用率，降低整星质心，展开后可达13m，能够有效减弱核堆对卫星平台的辐射影响。

本发明提供的一种核动力卫星构型，采用模块化分舱设计的卫星平台本体，便于分舱研制、生产、装配和测试，有利于实施安全和可靠性保证措施。此外，这种模块化分舱设计的方法使得卫星平台本体在功能、寿命等方面具有扩展性，如燃料耗尽后可在轨更换满载的推进舱，以延长卫星的服务周期。

本发明提供的一种核动力卫星构型，采用稳定的六边形构型的平台舱和载荷舱，能够显著增多单机安装面；以分段中央承力筒作为主承力结构，有效提高整星刚度；高模量、低密度的材质减轻了可展桁架的重量。

本发明提供的一种核动力卫星构型，采用以外承力筒作为主承力结构的推进舱，能够有效增加根部抗弯能力，并且可以有效承载集中质量载荷，如大容量贮箱。推进舱通过爆炸螺栓与载荷舱连接，当贮箱燃料耗尽时，通过引燃爆炸螺栓实现推进舱与星体的分离，并利用载荷舱的对接机构与满载推进舱对接，完成推进舱模块的在轨更换，延长卫星的服务寿命。

本发明提供的一种核动力卫星构型，可以为大型卫星构型、布局和结构设计提供理论和方法基础.

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明一实施例中核动力卫星构型结构示意图。

图2为本发明一优选实施例中收拢状态的核动力卫星构型结构示意图。

图3为本发明一优选实施例中可展桁架结构示意图。

图4为本发明一优选实施例中卫星平台本体结构示意图。

图5为本发明一优选实施例中平台舱结构示意图。

图6为本发明一优选实施例中载荷舱结构示意图。

图7为本发明一优选实施例中偏心销连接结构示意图。

图8为本发明一优选实施例中发射推进舱结构示意图。

图9为本发明一优选实施例中在轨推进舱结构示意图。

图10为本发明一优选实施例中对接机构结构示意图。

图中：1为核堆，2为可展桁架，3为卫星平台本体，21为上三角框，22为下三角框，23为丝杠，24为丝母，25为张力索，26为折叠杆，27为锁紧铰链，31为平台舱，32为载荷舱，33为推进舱，311为主承力竖杆，312为下端框，313为桁架式连接件，314为爆炸螺栓，321为中央承力筒，322为第一端框，323为第二端框，324为第二端框上的对接机构，41为偏心销，42为抱箍，331为外承力筒，332为承力球壳，333为贮箱，334为变截面锥段结构，335为凸耳，336为法兰，337为热防护罩，338为连接面，339为发动机，3310为十字隔板，3311为连接倒锥，3312为推进舱上的对接机构，51为硬对接环，52为软对接环，521为导向瓣，522为捕获锁，523为卡板器，511为对接锁。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

图1为本发明一实施例提供的核动力卫星构型结构示意图。

如图1所示，该实施例提供的核动力卫星构型，可以包括：核堆、可展桁架以及卫星平台本体；其中：

可展桁架的一端嵌入卫星平台本体，可展桁架的另一端与核堆连接；

可展桁架在收拢状态下全部包络在卫星平台本体内部；

核堆解锁后，可展桁架以展开状态推出核堆，将卫星平台本体与核堆分离。

在一优选实施例中，可展桁架包括多个相互连接的可伸展桁架单元；其中，每一个可伸展桁架单元均包括：上三角框、下三角框、折叠杆、张力索、丝母、丝杠以及电机；上三角框和下三角框之间通过三根等长的丝杠连接，并通过相对应的丝母固定；三根折叠杆垂直设置于上三角框和下三角框之间，并靠近丝杠，多根张力索交叉设置于上三角框和下三角框之间，其中每一根张力索的两端部分别连接于丝母处，电机与三根等长的丝杠驱动连接。

其中，多个可伸展桁架单元之间主要通过折叠杆折叠收拢，杆件之间通过铰链连接，实现折叠收拢。

在一优选实施例中，每一个可伸展桁架单元中的上三角框、下三角框、折叠杆、丝母和丝杠分别采用碳纤维材料制成；或，靠近核堆一端的两段可伸展桁架单元中的上三角框、下三角框、折叠杆、丝母和丝杠分别采用不锈钢材质制成，其余可伸展桁架单元中的上三角框、下三角框、折叠杆、丝母和丝杠分别采用具有高弹性模量和低密度特性的材料制成。

在一具体应用实例中，该具有高弹性模量和低密度特性的材料可以为碳纤维，聚乙烯纤维等，也可以为具有相似特性的材料。

在一优选实施例中，拉索采用钛丝或不胀钢材料制成。

在一优选实施例中，折叠杆包括多个相互连接的杆体，其中相邻的两个杆体之间通过锁紧铰链连接实现折叠杆的可折叠。

在一优选实施例中，卫星平台本体包括：平台舱、载荷舱和推进舱；其中，平台舱与载荷舱之间采用偏心销连接结构进行连接；推进舱包括发射推进舱和在轨推进舱两种形式，发射推进舱通过爆炸螺栓与载荷舱连接，并在发射推进舱的贮箱燃料耗尽时，通过引燃爆炸螺栓实现发射推进舱与载荷舱分离；在轨推进舱通过对接机构与载荷舱对接和解锁分离，完成在轨推进舱的在轨更换，实现燃料的在轨加注。

在一优选实施例中，平台舱采用框架面板式六边形构型，其一端面设有桁架式连接件，其另一端面设有用于与载荷舱连接的下端框；其中：

桁架式连接件的内端与可展桁架连接，可展桁架的一端嵌入平台舱，并在收拢状态下完全包络于平台舱内部，桁架式连接件的外端与核堆连接；核堆通过桁架式连接件和爆炸螺栓将力传递给框架面板式六边形构型的六个主承力竖杆，并通过引燃爆炸螺栓，将核堆与平台舱解锁分离。

在一优选实施例中，载荷舱采用中央承力筒式六边形构型，其一端部装配有用于与平台舱连接的第一端框，其另一端部装配有用于与发射推进舱紧固连接的第二端框和用于与在轨推进舱进行在轨更换的对接机构。

在一优选实施例中，偏心销连接结构包括偏心销、抱箍和开口销；其中：

偏心销包括柱体，柱体的一部分外缘设有用于限位的突出圆环，突出圆环一端的柱体上设有防旋槽，突出圆环另一端的柱体外圆相对于柱体内圆偏心，偏心的方向与防旋槽的开槽方向正交；

当平台舱与载荷舱连接后，将偏心销旋转至紧固角度，抱箍用于防止偏心销转动，开口销用于锁紧抱箍，完成舱段连接。

在一优选实施例中，发射推进舱包括外承力筒、固连在外承力筒内部的球壳、固定在球壳上的贮箱、连接在外承力筒一端端部的变截面锥段结构和设置于外承力筒另一端端部的多个凸耳；其中：

变截面锥段结构通过爆炸螺栓与载荷舱连接；

凸耳用于推进舱与运载火箭连接与分离。

在一优选实施例中，在轨推进舱包括外承力筒、固连在外承力筒内部的球壳、固定在球壳上的贮箱、连接在外承力筒一端端部的十字隔板和连接倒锥结构以及设置于外承力筒另一端端部的多个凸耳；其中：

十字隔板和连接倒锥结构通过爆炸螺栓与载荷舱连接；

凸耳用于推进舱与运载火箭连接与分离。

在一优选实施例中，对接机构包括硬对接环和设置于硬对接环内侧的软对接环；其中：

软对接环上设置有多个导向瓣、捕获锁和卡板器；当需要对接时，导向瓣伸展并相互插入，然后通过捕获锁和卡板器锁住；

硬对接环上设置有多组对接锁，当对接完成后，通过对接锁进行相互锁紧。

本发明上述实施例针对200KW以上超大功率核卫星运输平台，提出了一种大尺度高承载的核动力卫星构型。其中，大尺度可展桁架一端嵌入卫星平台本体，一端与核堆连接，收拢时全部包络在卫星平台本体内，可提高整流罩包络空间利用率，降低整星质心，展开距离卫星平台本体可达13m，能够有效减弱核堆对卫星平台本体的辐射影响。卫星平台本体采用模块化分舱设计，便于分舱研制、生产、装配和测试，具体包括平台舱、载荷舱和推进舱。平台舱和载荷舱采用稳定的六边形构型，便于安装不同角度的指向天线。平台舱采用框架面板式构型，载荷舱采用中央承力筒作为主承力结构，提高整星刚度。平台舱和载荷舱舱段之间采用偏心销连接结构进行连接，偏心销连接结构连接方式设计巧妙，制造工艺简单，连接刚度大，能够对连接的舱段提供轴向预紧力，可以有效降低结构动响应。推进舱以外承力筒作为主承力结构，能够有效增加根部抗弯能力，并且可以有效承载集中质量载荷，如大容量贮箱。推进舱包括发射推进舱和在轨推进舱两种形式，发射推进舱通过爆炸螺栓与载荷舱连接，当贮箱燃料耗尽时，通过引燃爆炸螺栓实现推进舱与星体的分离，在轨推进舱利用对接机构与载荷舱对接，完成推进舱的在轨更换，实现燃料的在轨加注。

下面结合附图，对本发明上述实施例提供的技术方案进一步说明。

本发明上述实施例提供了一种大尺度高承载核动力卫星构型，该卫星构型具体包括以下几部分：

第一，该卫星构型主要由核堆1、大尺度的可展桁架2以及卫星平台本体3三部分构成；

该核动力卫星的整体构型类似哑铃状，如图1所示。出于热防护和屏蔽核辐射考虑，采用可展桁架将核堆和卫星平台本体隔开一定的安全距离，这种哑铃状构型在垂直于可展桁架伸展的方向有很大的惯性矩，平行于可展桁架伸展方向的惯性矩较小，能够利用重力梯度来稳定整星姿态；核堆采用基于工质做功的斯特林动态循环发电方式，将核堆产生的热能转换为电能，为航天器提供电源和动力；卫星平台本体是维持整个航天器基本运营的部分，同时为航天任务、有效载荷提供可靠的空间和温度。

第二，大尺度的可展桁架一端嵌入卫星平台本体，一端与核堆连接，如图2所示，可展桁架在收拢时全部包络在卫星平台本体内，平台舱包络于热辐射板内部，并通过爆炸螺栓和桁架式连接件与核堆相连，用于传递上升段的载荷。卫星入轨后，爆炸螺栓分离，核堆解锁，可展桁架以展开形式推出核堆，将卫星平台本体与核堆隔开一定的安全距离；

可展桁架采用模块化设计，可通过增加伸展桁架单元的数量来构建大型、轻质量伸展桁架机构以满足大尺寸展开需求。如图3所示，每一个伸展桁架单元均主要由上三角框21、下三角框22、折叠杆26、锁紧铰链27、张力索25、丝母24等组成。驱动装置通过电机驱动三根等长丝杠23实现，丝杠安装于作为底座的下三角框上端，通过电机驱动丝杠，丝杠带动丝母将上三角框推出，从而拉动折叠杆展开，展开完成后由张力索张紧，折叠杆和上、下三角框等杆件均可以选用碳纤维材料制成，这样在保证桁架结构的有效刚度的同时，有效的减轻了整个系统的质量。

为满足桁架展开后同时具有较高的刚度与强度，以折叠杆直径、三角框横截面积以及张力索预紧力为设计变量，以桁架刚度优先、强度次之为优化目标，对可展桁架几何参数进行优化设计。其中，靠近核堆的两段伸展桁架单元可以采用不锈钢制造，以抵抗反应堆产生的高温，其他单元可以采用高弹性模量、低密度的材料，丝杠和上、下三角框等杆件一般采用高强度质量比的碳纤维材料，张力索为钛丝或者不胀钢材料，这样在保证桁架结构的有效刚度的同时，能够有效减轻整个系统的质量。

第三，卫星平台本体采用多舱结构，具体包括平台舱31、载荷舱32和推进舱33；

如图4所示，平台舱是维持整个航天器基本运营的部分，位于卫星平台本体的顶部，这一部分包括整器结构部分、热控系统、维持整器基本运行的电能管理系统、测控系统和姿轨控系统；载荷舱位于卫星平台的中段，是实现航天任务的核心模块，根据具体任务装载相应的有效载荷；推进舱位于卫星平台的底部，装载燃料的能力为5t以上，为变轨机动、轨道往返运输提供的动力。

第四，平台舱和载荷舱采用稳定的六边形构型，平台舱采用框架面板式构型，载荷舱以分段中央承力筒作为主承力结构，提高整星刚度，降低整星质心。

如图5所示，平台舱采用框架面板式的六边形构型，相比于承力筒，能够有效降低整星质心。在发射阶段，核堆通过桁架式连接件313和六个爆炸螺栓314将力传递给平台舱的六个主承力竖杆311，满足最优传力路径。可展桁架的底座嵌入安装于平台舱的下端框312(即底板)，收拢时完全包络于平台舱内，以提高整流罩包络空间利用率，降低整星质心，顶部通过桁架式连接件的环段与核堆固连。入轨后，引燃爆炸螺栓，核堆与平台舱解锁分离，可展桁架在电机驱动下将核堆往外推出。

如图6所示，载荷舱以中央承力筒321作为主承力结构的六边形构型，提高整星刚度和抗弯能力；载荷舱顶部装配有舱段第一端框322，用于与平台舱的舱段连接；载荷舱底部装配有第二端框323和对接机构324，第二端框用于发射段实现和推进舱的紧固连接，对接机构用于推进舱的在轨更换，延长整星寿命，扩展卫星服务能力。

平台舱和载荷舱舱段之间的端框通过偏心销连接结构进行连接。

进一步地，偏心销连接结构包括偏心销41、抱箍42和开口销。

如图7所示，偏心销是一个变异的圆环柱体销，在约2/5高处外缘有用于限位的突出圆环(称为限位环)，限位环以上柱体开防旋槽，限位环以下柱体外圆相对内圆偏心，偏心方向与开槽方向正交。端框连接后，将偏心销插入销孔中，并旋转至紧固角度，然后将抱箍绑入舱段的第一端框抱箍槽中，防止偏心销转动，最后用开口销锁紧完成舱段连接。

第五，推进舱以外承力筒331作为主承力结构，并通过爆炸螺栓与载荷舱连接，当贮箱333燃料耗尽时，通过引燃爆炸螺栓实现推进舱与星体的分离，并利用载荷舱的对接机构324与满载推进舱的对接机构3312对接，完成推进舱模块的在轨更换，实现燃料的在轨加注。

如图8所示，发射推进舱以外承力筒331作为主承力结构，四个大容量贮箱333通过法兰336盘固定在与外承力筒固连的承力球壳332上，外承力筒上段与变截面锥段结构334的连接面338相连，并通过爆炸螺栓与载荷舱底部第二端框连接，以实现主结构传力的连续性，外承力筒下端加工有8个凸耳335，用于和运载火箭连接与分离。热防护罩337设置于发动机339与贮箱333之间。

推进舱燃料耗尽后，引燃变截面锥段顶部的爆炸螺栓，实现推进舱与星体的分离。图9是作为空间可更换推进舱模块被运送至太空的独立在轨推进舱，如图9所示，其构型与原装输入推进舱基本一致，区别在于其顶部的传力结构由变截面锥段替换为连接倒锥3311和十字隔板3310，以及增加了对接机构3312，用于与星体载荷舱的在轨对接，以完成推进舱模块的在轨更换，延长卫星的服务寿命。其中，连接倒锥3311通过螺栓与十字隔板3310、对接机构3312和承力球壳332固连。

进一步地，对接机构采用中国空间站的周边异体同构式标准对接机构，如图10所示，对接机构包括硬对接环51和软对接环52。软对接环可以伸缩，对接时伸出，并可上下左右随意移动，提高对接容错性，导向瓣521相互插入，进一步调整对接角度，而后捕获锁522和卡板器523锁住，完成舱间软对接；硬对接环上设置了12组对接锁511，能够保证连接面的刚度和强度，同时还能保证其在完成任务后安全分离。

本发明提供的核动力卫星构型，采用大尺度可展桁架，在其收拢时全部包络在卫星平台内，平台舱全部包络在辐射散热板内，可提高整流罩包络空间利用率，降低整星质心，展开后可达13m，能够有效减弱核堆对卫星平台的辐射影响。采用模块化分舱设计的卫星平台本体，便于分舱研制、生产、装配和测试，有利于实施安全和可靠性保证措施。此外，这种模块化分舱设计的方法使得卫星平台本体在功能、寿命等方面具有扩展性，如燃料耗尽后可在轨更换满载的推进舱，以延长卫星的服务周期。采用稳定的六边形构型的平台舱和载荷舱，能够显著增多单机安装面；以分段中央承力筒作为主承力结构，有效提高整星刚度。采用以外承力筒作为主承力结构的推进舱，能够有效增加根部抗弯能力，并且可以有效承载集中质量载荷，如大容量贮箱。推进舱通过爆炸螺栓与载荷舱连接，当贮箱燃料耗尽时，通过引燃爆炸螺栓实现推进舱与星体的分离，并利用载荷舱的对接机构与满载推进舱对接，完成推进舱模块的在轨更换，延长卫星的服务寿命。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域内专业技术人员的公知技术。

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。