一种面向软件定义卫星的结构的制作方法

1.本发明涉及航天器技术领域，具体而言，涉及一种面向软件定义卫星的结构。


背景技术：

2.随着地面用户使用要求的不断提高，对卫星所具有的功能、功能指标要求也越来越高。得益于火箭发射技术的飞速发展，我们能够把质量更重、功能更强大、数量更多的卫星送到更高、更远轨道，完成更多、更精确的任务。但受限于火箭发射的高昂成本，多功能、高集成的紧凑型卫星成为当前商业卫星的发展方向。同时卫星快速设计、快速制造、快速具备上天条件等快速响应能力也同样制约了商业卫星的快速发展。
3.为满足上述要求，现有技术中提出了紧凑型的卫星结构，但是提出的紧凑型卫星结构中，由于零部件较为密集，容易导致散热不足，进而容易影响各部件的正常使用寿命。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种面向软件定义卫星的结构，其能够保证紧凑型卫星结构的散热效果，保障各部件的正常使用寿命。
5.本发明的实施例是这样实现的：
6.本发明提供一种面向软件定义卫星的结构，包括电源组件、推进器、摄像组件、超算中心和由多块壳板围设而成的外壳体；
7.所述电源组件、所述推进器、所述摄像组件和所述超算中心均设置在所述外壳体的内部；
8.同一块所述壳板上最多设置有所述电源组件、所述推进器、所述摄像组件和所述超算中心中的三个。
9.在可选的实施方式中，所述电源组件、所述推进器、所述摄像组件和所述超算中心相互错位设置。
10.在可选的实施方式中，所述电源组件包括电池组和电源分配器，所述电池组和所述电源分配器设置在同一所述壳板上。
11.在可选的实施方式中，所述摄像组件包括多光谱相机、红外地平仪和高分辨率相机，所述多光谱相机、所述红外地平仪和所述高分辨率相机均设置在同一所述壳板上。
12.在可选的实施方式中，在所述外壳体上在卫星飞行方向的相对两侧均放置有掩星天线。
13.在可选的实施方式中，所述壳板上设置有支撑架，所述电源组件、所述推进器、所述摄像组件和所述超算中心均通过所述支撑架与所述壳板连接。
14.在可选的实施方式中，所述外壳体内还设置有扩展载荷支架；
15.所述扩展载荷支架设置在所述壳板上，所述扩展载荷支架用于增加壳板上的器件安装数量。
16.在可选的实施方式中，所述扩展载荷支架包括主支架和至少一个支撑层架，所述
支撑层架设置在所述主支架上。
17.在可选的实施方式中，所述扩展载荷支架的数量为n个，n≥1；
18.设置有所述扩展载荷支架的所述壳板的数量为m个，1≤m≤n。
19.在可选的实施方式中，所述外壳体的至少一块壳板的外侧设置有太阳帆板。
20.本发明实施例的有益效果是：
21.将电源组件、推进器、摄像组件、超算中心等各部件分别设置在外壳体的不同壳板上，各部件在外壳体内部错位设置，避免了均集中在其中一块壳板上，导致散热效率降低、空间利用率低的情况出现，提高了整体的散热效率，保证了各部件的使用寿命，提高了卫星内部空间利用率。
附图说明
22.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
23.图1为本发明实施例提供的面向软件定义卫星的结构的外形结构示意图；
24.图2为本发明实施例提供的面向软件定义卫星的结构的第一视角的内部结构示意图；
25.图3为本发明实施例提供的面向软件定义卫星的结构的第二视角的内部结构示意图；
26.图4为本发明实施例提供的面向软件定义卫星的结构的第三视角的内部结构示意图；
27.图5为本发明实施例提供的面向软件定义卫星的结构的第四视角的内部结构示意图；
28.图6为本发明实施例提供的面向软件定义卫星的结构的壳板的第一种结构示意图；
29.图7为本发明实施例提供的面向软件定义卫星的结构的壳板的第二种结构示意图；
30.图8为本发明实施例提供的面向软件定义卫星的结构的扩展载荷支架的结构示意图；
31.图9为本发明实施例提供的面向软件定义卫星的结构的第五视角的内部结构示意图。
32.图标：1
‑
外壳体；2
‑
太阳帆板；3
‑
摄像组件；4
‑
掩星天线；5
‑
海反天线；6
‑
星敏感器；7
‑
壳板；8
‑
支撑架；9
‑
超算中心；10
‑
扩展载荷支架；11
‑
x天线端机；12
‑
电推进器；13
‑
ku天线复合前端；14
‑
电池组；15
‑
电源分配器；16
‑
动量轮；17
‑
横向支撑杆；18
‑
纵向支撑杆；19
‑
斜向支撑杆；20
‑
电池安装框架；21
‑
主支架；22
‑
支撑层架；23
‑
安装板。
具体实施方式
33.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例
中的附图，对本发明实施例中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。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
34.因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。
35.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
36.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，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，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”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
37.此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。
38.在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“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。
39.下面结合附图1至附图9，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
40.本发明提供一种面向软件定义卫星的结构，如图1
‑
图5，以及图9所示，包括电源组件、推进器、摄像组件、超算中心9和由多块壳板7围设而成的外壳体1；电源组件、推进器、摄像组件和超算中心9均设置在外壳体1的内部；同一块壳板7上最多设置有电源组件、推进器、摄像组件和超算中心9中的三个。
41.具体的，在本实施例中，电源组件、推进器、摄像组件和超算中心9相互错位设置。
42.在现有技术中，为了使外壳体1内部的空间更加紧凑，均是将各个部件集成设置在同一块壳板上，再通过其他壳板罩上后，形成整体的卫星结构。
43.但是这样的设置，各部件均通过同一壳板进行散热，容易造成一定的热聚集，进而极大的降低了散热效率；且各零部件之间也不可避免的产生接触，进而可能会使部分部件造成热桥效应，影响该部件的使用寿命。
44.为解决上述问题，在本实施例中，外壳体1的形状为长方体，其具有六块壳板7组成，电源组件、推进器、摄像组件以及超算中心9均设置在外壳体1的内部，且不设置在相同的壳板7上，也就是说，各部件在进行固定时，均为外端固定，向内部延伸，且在延伸的过程中，相互错位设置，避免产生相互干扰。
45.这样的设置，由于各部件的高度、宽度、直径等各不相同，通过错位的设置，能够将两个高度之和小于壳板7宽度或高度的部件设置在相对的两块壳板7上，进而对空间的利用更加的充分。
46.且在各部件进行相互错位设置的同时，能够使得各部件各自设置在不同的壳板上，使得整体结构更加的紧凑；各部件分别独自与壳板进行连接，通过壳板进行直接散热，且在同一壳板上的安装密度有效的降低，提高了散热效率。
47.在本实施例中，不同部件设置在不同的壳板上，通过多块壳板对不同部件进行分别散热，相对于现有技术中的单一壳板散热，极大的提高了散热效率。
48.需要指出的是，各部件之间可以是设置在不同的壳板7上，其也可以是部分部件设置在同一壳板7上，其只要不是全部设置在同一壳板7上，能够保证散热效率即可。
49.在可选的实施方式中，电源组件包括电池组14和电源分配器15，电池组14和电源分配器15设置在同一壳板7上。
50.具体的，在本实施例中，电源组件中的电池组14为整个面向软件定义卫星的结构进行供电。
51.具体的，在本实施例中，电池组14为多个，多个电池组通过电池安装框架20进行安装。
52.因此，为保证电池的续航时间，在电池进行供电时，可以根据不同的用电器件，利用电源分配器15，对电源的电压或电量进行不同的分配，进而提高电源的利用率。
53.在本实施例中，为方便及时对电源的输出电流进行分配，电池组14和电源分配器15设置在同一壳板7上。
54.需要指出的是，电池组14和电源分配器15可以是设置在同一壳板7上，也可以是设置在不同的壳板7上，其只要能够通过电源分配器15实现对电源的输出能量进行分配即可。
55.在可选的实施方式中，摄像组件3包括多光谱相机、红外地平仪和高分辨率相机，多光谱相机、红外地平仪和高分辨率相机均设置在同一壳板7上。
56.具体的，在本实施例中，摄像组件3具有多种不同类型的相机，其穿过壳板7后，相机头部从外壳体1内部伸出，相机的机头与壳板7的外表面平齐，进而既能够实现摄像组件3的正常摄像，又避免了摄像组件3向外裸露较多部分，保证了摄像组件3在空间作业时的安全性，同时减少了面向软件定义卫星的结构的外包络尺寸。
57.更具体的，在本实施例中，摄像组件3可以有以下几种类型。
58.多光谱相机，是指在可见光的基础上向红外光和紫外光两个方向扩展，并通过各种滤光片或分光器与多种感光胶片的组合，使其同时分别接收同一目标在不同窄光谱带上所辐射或反射的信息，即可得到目标的几张不同光谱带的照片。
59.红外地平仪，又称红外地球敏感器，通过测量地球与天空的红外辐射的差别而获取航天器姿态信息的一种光学测量仪器。大多利用14μm
‑
16μm波段的co2的吸收带来测量地球大气辐射圈所形成的地平圆来克服季节变化、地球表面以及地表辐射差异对地平圆的影响。
60.高分辨率相机，在高空作业时，通过该相机能够对地面拍摄，且拍摄精度优于2米，即能够拍摄到地面上的2米大小的物体。
61.通过不同类型的相机进行配合，能够满足面向软件定义卫星的结构在不同的情况
下，对摄影拍摄的需求，且通过不同的拍摄相机进行拍摄，得到的参数各不相同，使得在空间作业时，能够多方面拍摄，得到更全面的参数，便于空间技术的研究。
62.需要指出的是，在本实施例中，摄像组件3为上述几种相机类型，但其不仅仅局限于上述几种类型，其还可以是其他的相机类型，其只要能够满足空间拍照的功能，能够得到研究所需要的照片即可。
63.在本实施例中，摄像组件3中的各类型相机均设置在同一壳板7上，便于对不同类型的相机进行统一的规划协调处理。
64.需要指出的是，摄像组件3中的各类型相机也可以是设置在不同的壳板7上，由于各类型的相机的外形尺寸各不相同，因此其可以根据空间位置进行设置，使得空间利用率更高。
65.在可选的实施方式中，在外壳体1的相对两侧均设置有掩星天线4。
66.在本实施例中，掩星天线4设置在外壳体1上在卫星行进方向相对的两侧，使得面向软件定义卫星的结构在空间中可获取大气温度、湿度、压强等大气参数，以及海面风场等参数，实现全球覆盖、高精度、长期稳定、实时的地球大气立体探测。
67.在外壳体1上还设置有其他各种天线组件，如还设置有海反天线5、星敏感器6等。
68.在可选的实施方式中，壳板7上设置有支撑架8，电源组件、推进器、摄像组件和超算中心9均通过支撑架8与壳板7连接。
69.在本实施例中，在每一块的壳板7上均设置有支撑架8，各部件均通过支撑架8设置在壳板7上，进而能够避免各部件与壳板7直接连接而导致的各部件与壳板7之间没有间隙，使得各部件在壳板7上安装时，也能保证各部件与壳板7之间的散热效果。
70.同时，支撑架8的设置，还能够增加壳板7的强度。
71.具体的，在本实施例中，支撑架8为铺设在壳板7表面设置的网状结构，对各部件进行支撑。
72.更具体的，如图6和图7所示，支撑架8包括多根横向支撑杆17、多根纵向支撑杆18和多根斜向支撑杆19，横向支撑杆17之间相互平行设置，纵向支撑杆18之间相互平行设置，横向支撑杆17与纵向支撑杆18连接形成网状。纵向支撑杆18与横向支撑杆17之间因为相互连接而形成连接节点，斜向支撑杆19连接两个连接节点，增加整体支撑架8的稳定性，以及支撑强度。
73.更具体的，在本实施例中，横向支撑杆17、纵向支撑杆18和斜向支撑杆19的横截面均为长方形或正方形，能够便于对各零部件进行安装。
74.需要指出的是，支撑架8的设置方式可以是上述结构，其也可以是其他的结构，其只要能够使得各部件与壳板7之间具有一定的散热间隙即可。
75.还需要指出的是，支撑架8中的横向支撑杆17、纵向支撑杆18和斜向支撑杆19的横截面可以是正方形或长方形，但其不仅仅局限于该形状，其也可以是如圆形等形状，其只要能够便于各部件的安装，且将各部件与壳板7之间形成散热间隙即可。
76.还需要指出的是，横向支撑杆17、纵向支撑杆18和斜向支撑杆19的横截面形状可以是相同的，也可以是不相同的。
77.还需要指出的是，支撑架8可以是通过铺设设置在壳板7的表面，其也可以是在壳板7的表面进行开槽等方式，凸现出支撑架8。这样的方式，既实现壳板7的减重，又能够在壳
板7上凸现出支撑架8。也就是说，只要在壳板7上能够加工出支撑架8即可，而支撑架8的加工方式、装配生产方式不限。
78.在可选的实施方式中，外壳体1内还设置有扩展载荷支架10；扩展载荷支架10设置在壳板7上，扩展载荷支架10用于增加壳板7上的器件安装数量。
79.在本实施例中，在外壳体1内设置的各部件中，当有些部件的高度较小，且数量较多时，将各部件均安装在壳板7上，会增加外壳体1的体积，进而使得整体结构不够紧凑。
80.为解决上述问题，在本实施例中，在壳板7的内侧设置了扩展载荷支架10，将体积较小、功耗较低的多个器件设置在扩展载荷支架10上，使得器件通过扩展载荷支架10进行叠加，既保证了器件之间的散热空间，又增加了空间的利用率。
81.具体的，在本实施例中，扩展载荷支架10可以是直接固定设置在壳板7上，也可以是固定设置在支撑架8上。
82.在本实施例中，扩展载荷支架10与壳板7之间可以设置有器件，如x天线端机11等，即扩展载荷支架10设置在x天线端机11或其他器件的上方，扩展载荷支架10越过该器件后与壳板7进行连接；扩展载荷支架10可以是直接与壳板7进行连接，需要叠加安装的各器件直接设置在扩展载荷支架10上。
83.在可选的实施方式中，如图8所示，扩展载荷支架10包括主支架21和至少一个支撑层架22，支撑层架22设置在主支架21上。
84.在本实施例中，扩展载荷支架10的主支架21为多个立柱，支撑层架22为连接立柱的横向支撑柱，也可以是在横向支撑柱上再设置安装板23或者安装网架，便于对体积相对较小、功耗较低的器件进行安装。
85.具体的，在本实施例中，支撑层架22相互平行设置，其也可以根据不同器件的外形进行结构上的调整，如进行下方部分凸出，如设置为台阶形状等，其只要能够在保证散热效果的情况下，增加空间的利用率即可。
86.具体的，在本实施例中，任意相邻的两层支撑层架22之间的间距可以是相同的，也可以是不相同的，也就是说，支撑层架22的层高可以根据需要安装的器件的高度进行设置，以保证器件的正常使用。
87.在可选的实施方式中，扩展载荷支架10的数量为n个，n≥1；设置有扩展载荷支架10的壳板7的数量为m个，1≤m≤n。
88.在本实施例中，扩展载荷支架10可以设置在任一块壳板7上，其只要具有安装扩展载荷支架10的空间即可。
89.扩展载荷支架10的数量，可以根据实际需求进行设置，当具有安装空间，且有小器件需要安装时，具有在任意壳板7上进行设置。
90.也就是说，可以是同一壳板7上设置多个扩展载荷支架10，也可以是在每一块壳板7上均设置扩展载荷支架10，还可以是部分扩展载荷支架10设置在相同的壳板7上，其余扩展载荷支架10设置在其他壳板7上。
91.在可选的实施方式中，外壳体1的至少一块壳板7的外侧设置有太阳帆板2。
92.通过太阳帆板2的设置，能够增加面向软件定义卫星的结构在高空或外太空中的电池组14的续航能力，进而增加面向软件定义卫星的结构的工作续航能力。
93.需要指出的是，在本发明中，在外壳体内设置的部件可以是上述提及的部件，但其
不仅仅局限于上述所提及的部件，其还可以是其他的部件，如电推进器12、ku天线复合前端13、动量轮16等，只要是面向软件定义卫星的结构所需要的结构、部件、器件等，均可以利用本发明所提供的结构方式去设置。
94.本发明实施例的有益效果是：
95.将电源组件、推进器、摄像组件、超算中心9等各部件分别设置在外壳体1的不同壳板7上，各部件在外壳体1内部错位设置，避免了均集中在其中一块壳板7上，导致散热效率降低、空间利用率低的情况出现，提高了整体的散热效率，保证了各部件的使用寿命，提高了卫星内部空间的利用率。
96.以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。