一种由太阳帆板和天线组成的卫星组件及卫星

1.本发明涉及卫星结构设计领域，尤其涉及一种由太阳帆板和天线组成的卫星组件及卫星。


背景技术：

2.太阳帆板是卫星平台的重要组件，目前绝大多数卫星平台都依靠太阳帆板来提供能量。通常，太阳帆板在展开以后需要具有较大的能够被太阳光照射到的面积，以便为卫星平台提供足够的所需能量。特别地，对于例如通信卫星、合成孔径雷达(synthetic aperture radar，sar)卫星之类的功耗较大的卫星平台而言，为满足功耗，这类卫星平台的太阳帆板的展开面积通常远大于卫星平台的本体的表面积。以一些sar卫星为例，其载荷工作的功率为10kw，按照一个轨道周期工作5分钟，卫星长期功耗500w计算，其太阳帆板的展开面积需要达到约12.5平方米。
3.除了太阳帆板以外，天线也是卫星平台的重要组件，以便例如完成对地成像等任务。同样以上述的sar卫星为例，想要提高对地成像的分辨率和覆盖面积，则需要增大天线的有效口径或者说占据的面积。对于上述的载荷工作功率为10kw的sar卫星而言，若采用相控阵天线，则天线占据的面积需要约11平方米。
4.在卫星平台即包括太阳帆板又包括天线的情况下，当卫星平台运行时同时形成有较大面积的太阳帆板以及较大面积的天线，由此导致卫星平台的整体结构刚度降低，柔性增加，并且迎风面积也较大，当需要对卫星平台进行姿态调整时能耗较大。


技术实现要素：

5.为解决上述技术问题，本发明实施例期望提供一种由太阳帆板和天线组成的卫星组件及卫星，克服因太阳帆板和天线都具有较大的面积带来的卫星平台整体结构刚底降低以及迎风面积大致使姿态调整所需能耗较大的问题。
6.本发明的技术方案是这样实现的：
7.第一方面，本发明实施例提供了一种由太阳帆板和天线组成的卫星组件，所述卫星组件包括：
8.与卫星的主体连接的板片状的太阳帆板单元；
9.与所述主体连接的板片状的天线单元；
10.其中，所述太阳帆板单元和所述天线单元构造成彼此叠置并且整体上同样呈板片状。
11.第二方面，本发明实施例提供了一种卫星，所述卫星包括根据第一方面所述的卫星组件。
12.本发明实施例提供了由太阳帆板和天线组成的卫星组件及卫星，由于同为板片状的太阳帆板单元和天线单元之间的相对位置关系为彼此叠置并且两者在整体上同样呈板片状，因此，即使太阳帆板单元和天线单元都具有较大的面积，也能够最大程度地减小两者
总共占据的面积，例如在太阳帆板单元和天线单元具有相同的轮廓形状的情况下，两者总共占据的面积可以减小一半，由此能够缓减卫星的整体结构刚度降低的问题以及迎风面积大导致的姿态调整所需能耗较大的问题。
附图说明
13.图1示出了包括根据本发明的实施例的卫星组件的卫星的立体结构示意图；
14.图2示出了根据本发明的实施例的卫星组件的立体结构示意图；
15.图3示出了根据本发明的实施例的天线元件的俯视立体图；
16.图4示出了根据本发明的实施例的天线元件的仰视立体图；
17.图5示出了沿着图2中的线a-a剖切的示意性局部剖视图；
18.图6示出了根据本发明的实施例的卫星组件的分解立体图；
19.图7示出了图6中的虚线方框区域的放大视图；
20.图8示出了根据本发明的另一实施例的卫星组件的立体结构示意图；
21.图9示出了根据本发明的构造成可折叠的卫星组件的立体结构示意图；
22.图10示出了根据本发明的又一实施例的卫星组件的立体结构示意图。
具体实施方式
23.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。
24.参见图1，本发明实施例提供了一种由太阳帆板和天线组成的卫星组件10，这里的术语“卫星组件”应当理解为用于卫星的组件。所述卫星组件10可以包括：与卫星1的主体20连接的板片状的太阳帆板单元11，如在图1中通过未被填充的平板状块体示意性地示出的；与所述主体20连接的板片状的天线单元12，如在图2中通过灰色填充的平板状块体示意性地示出的。这里的“板片状”指的是，太阳帆板单元11和天线单元12在二维的面中延伸，如在图1中具体地示出的在二维平面中延伸，但也可以表示图1中未示出的在二维曲面中延伸，如在下文中更详细地描述的。其中，所述太阳帆板单元11和所述天线单元12构造成彼此叠置并且整体上同样呈板片状。这里的“叠置”指的是，太阳帆板单元11和天线单元12即可以是如在图1中示出的处于彼此接触的状态，也可以是图1中未示出的彼此邻近而未彼此接触。为了使太阳帆板单元11和天线单元12整体上呈板片状，两者可以都呈简单的平面状，在如图1中示出的，而在太阳帆板单元11和天线单元12中的一个呈曲面状的情况下，另一个也呈曲面状，并且太阳帆板单元11和天线单元12的重叠于彼此的部分具有相同的曲面轮廓形状，以使得太阳帆板单元11和天线单元12能够尽可能地彼此靠近。
25.对于上述的卫星组件10而言，由于同为板片状的太阳帆板单元11和天线单元12之间的相对位置关系为彼此叠置并且两者在整体上同样呈板片状，因此，即使太阳帆板单元11和天线单元12都具有较大的面积，也能够最大程度地减小两者总共占据的面积，例如在图1中示出的太阳帆板单元11和天线单元12具有相同的轮廓形状的情况下，两者总共占据的面积可以减小一半，由此能够缓减卫星1的整体结构刚度降低的问题以及迎风面积大导致的姿态调整所需能耗较大的问题。
26.在上述实施例的一种具体实现方式中，参见图2，所述天线单元12可以由以二维阵
列的方式排列的多个天线元件120构成。在这种情况下，将这些天线元件120逐一直接装配至帆板单元11是困难的，因为帆板单元11由于需要实现将太阳能转化为电能的功能而需要具有特定材质以及表面结构。对此，如在图2中示出的，所述多个天线元件120可以安装在专用于实现安装功能而不是与帆板单元11一样必须具有特定材质以及表面结构的安装板13的一侧，以使这些天线元件120整体形成一个板片状部件，以便于实现与太阳帆板单元11的连接。在这种情况下，所述太阳帆板单元11可以安装至所述安装板13的另一侧。
27.更具体地，参见图3和图4，每个天线元件120可以包括振子12e和射频连接器12c，其中振子12e的形状可以根据所需的天线频率、增益等确定。在这种情况下，为了使振子12e可以更好地收发信号，参见图5，每个天线元件120可以安装成使得所述振子12e远离所述安装板13而所述射频连接器12c靠近所述安装板13，另外结合图2容易理解的是，当图3和图4中示出的天线元件120按照上述方式安装至安装板13时，振子12e朝向卫星组件10的上侧或者说外侧，而射频连接器12c朝向卫星组件10的下侧或者说内侧。仍然参见图5并结合图6和图7，为了使天线元件120能够正常工作，每个天线元件120还可以配备有与所述射频连接器12c连接的射频电缆12l(在图5中通过粗实线示意性地示出)、与所述射频电缆12l连接的电路盒12s(在图5中通过横剖面线填充的块体示意性地示出)以及用于使所述天线元件120互联的连接器件12g(在图5中通过竖剖面线填充的块体示意性地示出)。在这种情况下，为了不影响振子12e收发信号，如在图5和图6中示出的，所述电路盒12s和所述连接器件12g位于所述安装板13的安装有所述太阳帆板单元11的一侧，并且所述安装板13形成有用于所述射频电缆12l穿过的通孔13t。
28.参见图5容易理解的是，对于电路盒12s和连接器件12g上述的安装方式而言，会导致安装板13的用于安装太阳帆板单元11的侧面凹凸不平，影响太阳帆板单元11的安装。对此，仍然参见图2、图5和图6，所述太阳帆板单元11可以借助于多个安装支柱14(在图5中通过黑色填充的柱体示意性地示出)安装至所述安装板13，以在所述太阳帆板单元11与所述安装板13之间形成用于容置所述射频电缆12l、所述电路盒12s和所述连接器件12g的间隔空间is，如参考图2和图5容易理解的。
29.对于上述的具有较大面积的板片状的天线单元12而言，通常需要将其温度保持在一定范围内，例如需要在光照区为天线单元12散热，而需要在阴影区为天线单元12保温。而对于保温而言通常需要为天线加热，由此增加了额外的能量需求，同时要求太阳帆板单元11的面积增大。为了例如减少或甚至消除为实现保温所需的能量消耗，仍然参见图5和图6，所述间隔空间is中可以填充有热学垫块15(在图5中通过斜线填充的块体示意性地示出)，所述热学垫块15用于对所述太阳帆板单元11产生的热量朝向所述天线单元12的传导进行影响。例如，热学垫块15可以是导热垫块，太阳帆板单元11产生的热量由此可以传导致天线单元12以用于天线单元12的保温，热学垫块15也可以是隔热垫块，以避免天线单元12受到从太阳帆板单元11传导的热量的影响，导热垫块和隔热垫块也可以同时被夹置在太阳帆板单元11与安装板13之间，以满足天线单元12的不同区域处对热量的不同需求。热学垫块15例如可以由多层聚酰亚胺薄膜构成或由导热材料构成。另外，在太阳帆板单元11借助于所述多个安装支柱14安装至所述安装板13的情况下，所述多个安装支柱14可以是柱形热管、金属支柱或聚酰亚胺支柱，以达到控制热量传导的目的。在这种情况下，热学垫块15可以与安装支柱14搭配设计，以控制太阳帆板单元11向天线单元12传导的热量总量，达到控制天
线单元12的温度的作用，减少天线单元12控温消耗的能量。
30.在上述实施例的另一种具体实现方式中，参见图8，所述天线单元12可以与前一实现方式一样由以二维阵列的方式排列的多个天线元件120构成，但是所述多个天线元件120通过印制在印刷电路板(printed circuit board，pcb)上的图形f获得，并且用于所述多个天线元件的比如射频连接器之类的辅助部件12a设置在所述pcb的边缘处，使得所述pcb和所述太阳帆板单元11能够以直接接触的方式彼此叠置，如在图8中示出的。这样，可以免于使用上述的安装板13以及安装支柱14，使得卫星组件10的组成部件的数量减少并且使卫星组件10的整体结构厚度减小。
31.参见图9，所述卫星组件10被分割成板片状的多个部段10p，相邻的两个部段10p之间通过铰链h连接使得所述卫星组件10能够折叠和展开。在上述情况下，如在图9中示出的，太阳帆板单元11、天线单元12和安装板13都由相互分离的太阳帆板单元部段11p、天线单元部段12p和安装板部段13p组成，而上述的铰链h例如可以仅仅将两个相邻的安装板部段13p连接。尽管在附图中未示出，但可以理解的是，对于图8中示出的卫星组件10而言，铰链h例如可以仅仅将两个相邻的太阳帆板单元部段连接，从而实现折叠和展开。这样，可以在卫星1的发射阶段使卫星组件10处于折叠状态以减少发射时所需的容纳空间，另外可以在卫星1的在轨运行阶段使卫星组件10处于展开状态以使太阳帆板单元11和天线单元12发挥功能。
32.由于上述的太阳帆板单元11和天线单元12被连接在一起，因此两者是一起运动的，而各自发挥功能时可能需要使卫星组件10处于不同的姿态。对此，所述卫星组件10的姿态可以调整成除了在所述卫星1需要收发信号时处于便于所述天线单元12收发信号的信号收发姿态以外都处于所述太阳帆板单元11接受太阳光线以将太阳能转化为电能的能量转化姿态。
33.在上述实施例的又一种实现方式中，参见图10，所述天线单元12整体上可以呈抛物面状，所述太阳帆板单元11设置在所述天线单元12的背面12b处。在这种情况下，为了保证太阳帆板单元11与天线单元12叠置并且整体上同样呈板片状，需要太阳帆板单元11也在整体上呈抛物面状，但是，呈抛物面状的太阳帆板元件是难以生产制造的，而易于生产制造的太阳帆板元件通常都呈平板状。为此，在本发明中，为了获得整体上呈抛物面状的太阳帆板单元11，所述太阳帆板单元11可以由平板状的多个太阳帆板元件110组成，每个太阳帆板元件110均布置成所处于的平面与所述背面12b只有单个交点ip(如通过叉号示意性地示出的)或者说每个太阳帆板元件110均与背面12b是相切的，并且所述交点ip位于每个太阳帆板元件110的几何中心处，以使得除了由所述多个太阳帆板元件110构成的太阳帆板单元11与天线单元12叠置并且整体上同样呈板片状之外，太阳帆板单元11能够尽可能地平滑。
34.返回参见图1，本发明实施例还提供了一种卫星1，所述卫星1可以包括根据本发明的各实施例所述的卫星组件10。
35.需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。
36.以上所述，仅为本发明的具体实施方式，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以所述权利要求的保护范围为准。