载荷嵌入式安装卫星平台构型及其组装方法与流程

1.本发明涉及遥感卫星总体设计和平台构型技术领域，具体地，涉及一种载荷嵌入式安装卫星平台构型及其组装方法。


背景技术：

2.在航天技术领域，有许多成熟的卫星平台，主要用于进行地球人造卫星研制的服务保障系统，为科学探测仪器、遥感应用载荷和其他空间专用设备提供发射、在轨运行、工作环境、能源供应、姿态控制等服务。成熟的卫星平台可以满足多种形式的应用需求，适应不同轨道条件对卫星特别是对遥感载荷的要求，可以大幅度地降低卫星研制成本和缩短卫星研制周期，有效控制卫星研制风险。随着我国国民经济和科学技术的不断发展，对天基定量化遥感的业务化需求不断升级，探测手段和方式的不断丰富，多种仪器和载荷联合观测技术的成熟，对卫星平台的综合性能要求越来越高。
3.专利文献cn108820263b公开了一种混合嵌套分层阶梯式卫星平台构型，为推进服务舱和载荷舱通过规则和异形舱板搭接实现的混合嵌套分层的封闭舱体阶梯式卫星平台构型。再如专利文献cn102717901b公开的一种多器组合火星探测器构型，包括小型进入器、环绕器本体、大尺寸高分辨率相机、太阳翼、大容量贮箱、高压气瓶、主发动机、大口径高增益天线、小容量贮箱、桁架适配器、推进器本体，其中，还提供相应的形成方法。又如专利文献cn104309824a公开了一种嵌入式复眼相机载荷卫星构型，包括：构型本体、复眼相机载荷、星敏感器和太阳翼，构型本体为正四边形六面体构型，构型本体包括底板、侧板、顶板、层板、锥形承力桶和转接环，顶板和底板分别连接至侧板上下两端，层板设置在底板上方与侧板连接，锥形承力桶设置在底板和层板之间，且锥形承力桶与层板连接，转接环设置在层板另一侧与锥形承力桶连接；太阳翼与侧板连接；复眼相机载荷部分设置在顶板内侧与转接环连接，星敏感器与复眼相机载荷位于顶板外侧的部分连接。
4.以上文献中的卫星平台构型都无法解决载荷遮光罩超出运载火箭整流罩包络的问题，使得卫星对地面使用率降低，因此都需要利用卫星平台顶部区域安装载荷。
5.综上，亟需研发涉及一种载荷潜入式安装卫星平台构型以解决现有技术的不足。


技术实现要素：

6.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种载荷嵌入式安装卫星平台构型及其组装方法。
7.根据本发明提供的一种载荷嵌入式安装卫星平台构型，包括推进舱、服务上下舱组合体、承力筒以及卫星平台载荷；
8.所述推进舱布置在所述服务上下舱组合体的底部，所述承力筒贯穿所述推进舱、服务上下舱组合体；
9.所述卫星平台载荷安装在所述服务上下舱组合体的侧面。
10.优选地，所述服务上下舱组合体包括服务下舱以及服务上舱；
11.所述推进舱、服务下舱、服务上舱从下到上依次布置。
12.优选地，所述推进舱包括推进舱底板，所述服务下舱包括服务下舱层板，所述服务上舱包括服务上舱顶板以及服务上舱层板；
13.所述承力筒均与推进舱底板、服务下舱层板、服务上舱顶板、服务上舱层板垂直并同轴布置；
14.所述推进舱底板和服务下舱层板之间、服务下舱层板和服务上舱顶板之间、服务上舱顶板和服务上舱层板之间分别形成第一容纳空间、第二容纳空间、第三容纳空间，所述第一容纳空间、第二容纳空间、第三容纳空间中沿承力筒分别设置有对称布置的隔板结构。
15.优选地，所述第一容纳空间、第二容纳空间、第三容纳空间中的隔板结构均呈井字形结构布置。
16.优选地，所述服务上下舱组合体还包括服务舱 y侧板、服务舱-z侧板、服务舱-y侧板以及服务舱 z侧板；
17.所述服务舱 y侧板安装在服务下舱以及服务上舱的前侧，所述服务舱-y侧板安装在服务下舱以及服务上舱的后侧，所述服务舱-z侧板安装在服务下舱以及服务上舱的右侧，所述服务舱 z侧板安装在服务下舱以及服务上舱的左侧，所述服务舱 z侧板分别与服务下舱层板、服务舱 y侧板、服务上舱顶板、服务舱-y侧板内侧连接且分别与服务下舱层板、服务舱 y侧板、服务上舱顶板、服务舱-y侧板的左端具有间隙进而共同形成第四容纳空间，
18.所述卫星平台载荷安装在服务舱 z侧板上且部分或全部布置在所述第四容纳空间中。
19.优选地，所述承力筒内安装有承力筒安装板，所述承力筒安装板用于安装贮箱。
20.优选地，所述卫星平台载荷的两侧分别设置有第一支撑桁架、第二支撑桁架；
21.所述第一支撑桁架、第二支撑桁架均用于支撑所述服务上舱顶板。
22.优选地，所述服务上舱顶板上具有一个或多个载荷扩展位，所述载荷扩展位用于安装载荷。
23.优选地，所述推进舱、服务下舱、服务上舱、第一支撑桁架、第二支撑桁架的尺寸能够根据所述卫星平台载荷的包络尺寸进行设计。
24.根据本发明提供的一种载荷嵌入式安装卫星平台构型的组装方法，包括如下步骤：
25.s1：将承力筒安装板安装到承力筒内；
26.s2：将推进舱底板、服务下舱层板、服务上舱顶板与所述承力筒组装成卫星平台主体结构；
27.s3：在所述推进舱、服务下舱、服务上舱内安装隔板结构进而将所述隔板结构与卫星平台主体结构组装成卫星平台主承力结构；
28.s4：将推进舱侧板和服务舱侧板与卫星平台主承力结构组装成卫星平台壳体；
29.s5：推扫型成像仪与卫星平台壳体上所具有的服务舱 z侧板连接，所述推扫型成像仪两侧分别安装第一支撑桁架、第二支撑桁架并与卫星平台壳体形成所述卫星平台构型。
30.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
31.1、本发明采用载荷嵌入式安装卫星平台构型，不改变推进服务舱本体固有包络和成熟的卫星构型，就可以实现载荷与平台的可靠安装，并满足运载整流罩包络要求，同时增加卫星平台对地面的面积。
32.2、本发明采用载荷嵌入式安装卫星平台构型，不改变卫星主传力路径，有效降低卫星平台本体高度和卫星质心高度，改善载荷安装面力学环境和提高整星基频。
33.3、本发明采用载荷嵌入式安装卫星平台构型，服务舱支撑桁架设置在嵌入卫星平台的载荷两侧，用以支撑服务上舱顶板，提高卫星整体的刚度，同时扩展卫星平台其他载荷的安置。
34.4、本发明采用载荷嵌入式安装卫星平台构型，形成方法简单高效，组装流程清晰，可有效减少卫星研制周期。
35.5、本发明采用载荷嵌入式安装卫星平台构型，可以适应不同运载火箭整流罩和载荷机械尺寸，具有高扩展性、适应性和通用性。
附图说明
36.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：
37.图1是本发明实施例中卫星平台构型示意图。
38.图2是本发明实施例中推进舱构型示意图。
39.图3是本发明实施例中服务下舱构型图。
40.图4是本发明实施例中服务上舱构型示意图。
41.图5是本发明实施例中服务上下舱组合体构型示意图。
42.图6是本发明实施例中卫星平台构型爆炸结构示意图。
43.图7是本发明实施例中卫星平台安装激光雷达时的结构示意图。
44.图8是本发明实施例中承力筒与筒内安装板组装后的结构示意图。
45.图9是本发明实施例中推进舱底板、服务舱下舱层板、服务舱上舱层板、服务上舱顶板和承力筒组装成卫星平台主体结构示意图。
46.图10是本发明实施例中推进舱隔板、服务舱下舱隔板、服务舱上舱隔板与卫星平台主体结构组装成卫星平台主承力结构示意图。
47.图11是本发明实施例中推进舱侧板和服务舱侧板与卫星平台主承力结构组装成卫星平台壳体示意图。
48.图12是本发明实施例中推扫型成像仪与卫星服务舱 z侧板连接，服务舱支撑桁架与卫星平台壳体形成所述的载荷嵌入式安装卫星平台构型示意图。
49.图中示出：
50.推进舱1
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第一服务下舱 z隔板27
51.服务下舱2
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第二服务下舱 z隔板28
52.服务上舱3
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服务上舱顶板30
53.服务上下舱组合体4
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服务上舱层板31
54.承力筒5
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第一服务上舱 y隔板32
55.卫星平台载荷6
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第二服务上舱 y隔板33
56.卫星平台主体结构7
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第一服务上舱-z隔板34
57.卫星平台主承力结构8
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第二服务上舱-z隔板35
58.卫星平台壳体9
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第一服务上舱-y隔板36
59.推进舱底板10
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第二服务上舱-y隔板37
60.第一推进舱 y隔板11
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第一服务上舱 z隔板38
61.第二推进舱 y隔板12
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第二服务上舱 z隔板39
62.第一推进舱-z隔板13
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服务舱 y侧板40
63.第二推进舱-z隔板14
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服务舱-z侧板41
64.第一推进舱-y隔板15
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服务舱-y侧板42
65.第二推进舱-y隔板16
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服务舱 z侧板43
66.第一推进舱 z隔板17
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承力筒安装板50
67.第二推进舱 z隔板18
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贮箱51
68.服务下舱层板20
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第一支撑桁架60
69.第一服务下舱 y隔板21
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第二支撑桁架61
70.第二服务下舱 y隔板22
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主动激光雷达70
71.第一服务下舱-z隔板23
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y侧板101
72.第二服务下舱-z隔板24
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z侧板102
73.第一服务下舱-y隔板25
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y侧板103
74.第二服务下舱-y隔板26
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z侧板104
具体实施方式
75.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
76.实施例1：
77.为了满足运载火箭整流罩包络和载荷嵌入式安装卫星的需求，本发明提供了一种载荷嵌入式安装卫星平台构型，包括推进舱1、服务上下舱组合体4、承力筒5以及卫星平台载荷6，本发明不仅利用化学推进高推力的特点完成卫星快速定点，还可以兼顾电推进的高比冲的优势，卫星定点后，用电推力器完成轨道维持和角动量卸载，减少卫星推进系的消耗，延长卫星在轨使用寿命。
78.为了便于说明，建立卫星的布局坐标系o-xyz，如图1所示，定义如下：
79.坐标原点o：星箭分离面中心；
80.z轴：卫星在轨沿坐标原点指向地球方向；
81.x轴：沿坐标原点指向平台方向，与卫星飞行方向保持一致；
82.y轴：与x、z轴成右手系。
83.具体地，如图1、图9所示，所述推进舱1布置在所述服务上下舱组合体4的底部，所述承力筒5贯穿所述推进舱1、服务上下舱组合体4，所述卫星平台载荷6安装在所述服务上下舱组合体4的侧面且卫星平台载荷6的部分或全部嵌入到服务上下舱组合体4的内部。
84.进一步地，所述服务上下舱组合体4包括服务下舱2以及服务上舱3，所述推进舱1、服务下舱2、服务上舱3从下到上依次布置，所述推进舱1包括推进舱底板10，所述服务下舱2包括服务下舱层板20，所述服务上舱3包括服务上舱顶板30以及服务上舱层板31，所述承力筒5均与推进舱底板10、服务下舱层板20、服务上舱顶板30、服务上舱层板31垂直并同轴布置，推进舱底板10、服务下舱层板20、服务上舱层板31的中心上均具有圆形通孔，承力筒5穿过所述圆形通孔并通过圆形通孔与推进舱底板10、服务下舱层板20、服务上舱层板31连接在一起。
85.所述推进舱底板10和服务下舱层板20之间、服务下舱层板20和服务上舱顶板30之间、服务上舱顶板30和服务上舱层板31之间分别形成第一容纳空间、第二容纳空间、第三容纳空间，所述第一容纳空间、第二容纳空间、第三容纳空间中沿承力筒5分别设置有对称布置的隔板结构。
86.所述服务上下舱组合体4还包括服务舱 y侧板40、服务舱-z侧板41、服务舱-y侧板42以及服务舱 z侧板43，所述服务舱 y侧板40安装在服务下舱2以及服务上舱3的前侧，所述服务舱-y侧板42安装在服务下舱2以及服务上舱3的后侧，所述服务舱-z侧板41安装在服务下舱2以及服务上舱3的右侧，所述服务舱 z侧板43安装在服务下舱2以及服务上舱3的左侧，所述服务舱 z侧板43分别与服务下舱层板20、服务舱 y侧板40、服务上舱顶板30、服务舱-y侧板42内侧连接且分别与服务下舱层板20、服务舱 y侧板40、服务上舱顶板30、服务舱-y侧板42的左端具有间隙进而共同形成第四容纳空间，
87.所述卫星平台载荷6安装在服务舱 z侧板43上且部分或全部布置在所述第四容纳空间中。
88.如图8所示，所述承力筒5内安装有承力筒安装板50，所述承力筒安装板50用于安装贮箱51。
89.如图6所示，所述卫星平台载荷6的两侧分别设置有第一支撑桁架60、第二支撑桁架61，所述第一支撑桁架60、第二支撑桁架61均用于支撑所述服务上舱顶板30，提高卫星整体的刚度。
90.卫星平台服务上舱顶板30上具有一个或多个载荷扩展位，载荷扩展位用于安装载荷，载荷扩展位可以提供其他大质量大体积的载荷安置，扩展卫星平台载荷布局能力和对地面面积，例如，如图7所示，载荷扩展位上安装有大质量大体积的主动激光雷达70。
91.本实施例中，卫星平台载荷6采用推扫型成像仪，可以实现云顶温度、云相态、云光学厚度和云有效粒子半径的探测，以及真彩色云图成像，云筛选全球云量观测等功能，并且还可以与其他载荷配合实现全球范围的云高精度测量。
92.在实际应用中，所述推进舱1、服务下舱2、服务上舱3、第一支撑桁架60、第二支撑桁架61的尺寸能够根据所述卫星平台载荷6的包络尺寸进行合理设计，以满足不同应用场景的需求。
93.本发明还提供了一种载荷嵌入式安装卫星平台构型的组装方法，包括如下步骤：
94.s1：将承力筒安装板50安装到承力筒5内；
95.s2：将推进舱底板10、服务下舱层板20、服务上舱顶板30与所述承力筒5组装成卫星平台主体结构7；
96.s3：在所述推进舱1、服务下舱2、服务上舱3内安装隔板结构进而将所述隔板结构
与卫星平台主体结构7组装成卫星平台主承力结构8；
97.s4：将推进舱侧板和服务舱侧板与卫星平台主承力结构8组装成卫星平台壳体9；
98.s5：推扫型成像仪与卫星平台壳体9上所具有的服务舱 z侧板43连接，所述推扫型成像仪两侧分别安装第一支撑桁架60、第二支撑桁架61并与卫星平台壳体9形成所述卫星平台构型。
99.实施例2：
100.本实施例为实施例1的优选例。
101.本实施例中，所述第一容纳空间、第二容纳空间、第三容纳空间中的隔板结构均呈井字形结构布置。
102.本实施例中，如图2所示，推进舱1包括推进舱底板10、第一推进舱 y隔板11、第二推进舱 y隔板12、第一推进舱-z隔板13、第二推进舱-z隔板14、第一推进舱-y隔板15、第二推进舱-y隔板16、第一推进舱 z隔板17、第二推进舱 z隔板18、 y侧板101、-z侧板102、-y侧板103以及 z侧板104，第二推进舱 y隔板12的一端和第一推进舱-z隔板13的一端连接，第二推进舱 y隔板12的另一端、第一推进舱-z隔板13的另一端分别与 y侧板101、-z侧板102垂直连接，第二推进舱-z隔板14的一端、第一推进舱-y隔板15的一端连接，第二推进舱-z隔板14的另一端、第一推进舱-y隔板15的另一端分别与-z侧板102、-y侧板103垂直连接，第二推进舱-y隔板16的一端、第一推进舱 z隔板17的一端连接，第二推进舱-y隔板16的另一端、第一推进舱 z隔板17的另一端分别与-y侧板103、 z侧板104垂直连接，第二推进舱 z隔板18的一端、第一推进舱 y隔板11的一端连接，第二推进舱 z隔板18的另一端、第一推进舱 y隔板11的另一端分别与 z侧板104、 y侧板101垂直连接，其中，八块隔板呈“井”字型布置共同构成了推进舱1内的隔板结构。
103.本实施例中，如图3所示，服务下舱2包括服务下舱层板20、第一服务下舱 y隔板21、第二服务下舱 y隔板22、第一服务下舱-z隔板23、第二服务下舱-z隔板24、第一服务下舱-y隔板25、第二服务下舱-y隔板26、第一服务下舱 z隔板27、第二服务下舱 z隔板28，其中，八块隔板呈“井”字型布置共同构成了服务下舱2内的隔板结构。
104.本实施例中，如图4所示，服务上舱3包括服务上舱顶板30、服务上舱层板31、第一服务上舱 y隔板32、第二服务上舱 y隔板33、第一服务上舱-z隔板34、第二服务上舱-z隔板35、第一服务上舱-y隔板36、第二服务上舱-y隔板37、第一服务上舱 z隔板38、第二服务上舱 z隔板39，其中，八块隔板呈“井”字型布置共同构成了服务上舱3内的隔板结构。
105.本实施例中，如图5所示，服务上下舱组合体4是服务上舱3和服务下舱2对接组合在一起形成，具体为，服务上舱3和服务下舱2的侧板为共同使用，分别是服务舱 y侧板40、服务舱-z侧板41、服务舱-y侧板42、服务舱 z侧板43，其中，服务舱 z侧板43向平台内嵌250mm，可以满足卫星平台载荷6嵌入平台安装，卫星平台载荷6与服务舱 z侧板43连接，避免载荷遮光罩尺寸超出运载火箭整流罩包络。
106.本实施例中，卫星平台载荷6的质量为141kg，机械尺寸为1500
㎜×
1100
㎜×
900
㎜
。
107.如图9-12所示，本发明中的卫星平台构型的形成过程如下：
108.步骤1，承力筒筒内安装板与承力筒完成组装；
109.步骤2，推进舱底板、服务舱下舱层板、服务舱上舱层板和承力筒组装成卫星平台
主体结构7；
110.步骤3，在步骤1、步骤2的基础上，推进舱隔板、服务舱下舱隔板、服务舱上舱隔板与卫星平台主体结构7组装成卫星平台主承力结构8；
111.步骤4，在步骤1、步骤2、步骤3的基础上，推进舱侧板和服务舱侧板与卫星平台主承力结构8组装成卫星平台壳体9；
112.步骤5，在步骤1、步骤2、步骤3、步骤4的基础上，推扫型成像仪与卫星服务舱 z侧板连接，服务舱支撑桁架与卫星平台壳体9形成所述的载荷嵌入式安装卫星平台。
113.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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技术和简化描述，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技术的限制。
114.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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。