一种开放式卫星构型的制作方法

1.本发明涉及卫星技术领域，更具体的，涉及一种开放式卫星构型。


背景技术：

2.当前卫星互联网已成为航天产业新的爆发点，英美等国正在构建或规划构建多个大型卫星互联网星座系统，我国也将卫星互联网列入“新基建”范畴。预计在未来五年，将有成千上万颗卫星发射入轨，而“一箭多星”发射是实现大规模星座快速部署组网的必然选择。
3.对于大规模星座卫星的发射和部署，目前还面临两大难题：一是传统卫星采用横截面为梯形的六面体构型，通过中心承力筒侧挂实现“一箭多星”发射，这种卫星构型和星箭接口形式无法充分利用运载火箭的运载能力和整流罩内的空间，限制了单次发射的卫星数量；二是对于采用相控阵天线的通信卫星，要求卫星对地舱板面积大、散热能力强，而传统封闭箱式构型卫星存在散热效率低的缺点。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种开放式卫星构型，一方面解决了现有互联网卫星的梯形六面体构型对运载火箭整流罩空间利用率低的问题，另一方面提高了含有相控阵天线的通信类卫星的散热效率。
5.为达到上述目的，本发明提供以下技术方案：
6.本发明公开了一种开放式卫星构型，包括：卫星本体、可展开太阳翼和太阳翼压紧装置，其中，
7.所述卫星本体为开口式箱体结构；
8.所述可展开太阳翼设置于所述卫星本体内部，通过太阳翼驱动机构与所述卫星本体连接固定；
9.所述太阳翼压紧装置设置于所述卫星本体内部，穿过所述可展开太阳翼压紧孔，一端与所述卫星本体通过螺接固定，另一端通过压紧螺母将折叠状态的所述可展开太阳翼压紧固定。
10.在一个具体实施例中，所述卫星本体包括： x面板、-x面板、 y面板、-y面板和 z面板，其中，
11.所述 x面板、-x面板、 y面板和-y面板为所述开口式箱体结构的侧面板，所述 z面板为所述开口式箱体结构的底面板，-z方向为所述卫星本体开口方向。
12.在一个具体实施例中，所述 x面板、-x面板、 y面板用于安装单机设备，设备通过外挂安装或嵌入面板内部，并直接利用各面板表面或设备结构外表面进行散热；
13.所述 z面板用于安装高热耗设备，所述 z面板的两侧表面作为所述高热耗设备的主散热面，直接向空间辐射热量；
14.所述-y面板作为所述 z面板的副散热面，与所述 z面板通过一体化预埋热管连
接，将所述 z面板上产生的热量均匀传导至所述-y面板，再向空间辐射。
15.在一个具体实施例中，所述可展开太阳翼包括：多个矩形太阳翼面、弹性铰链、承力框架和所述太阳翼驱动机构，其中，
16.所述多个矩形太阳翼面通过所述弹性铰链连接，组成所述可展开太阳翼；
17.所述承力框架设置于所述矩形太阳翼面离所述 z面板近的一侧，用于承力和维形；
18.所述太阳翼驱动机构设置于所述承力框架离所述 z面板近的一侧，用于所述可展开太阳翼和所述卫星本体的连接固定，并实现所述可展开太阳翼的一维转动。
19.在一个具体实施例中，所述卫星本体四个角上设有四个连接孔，多个卫星堆叠状态下，利用四个连接分离筒穿过所述卫星本体上的四个所述连接孔，实现卫星与卫星之间的连接固定。
20.在一个具体实施例中，所述多个卫星通过所述连接分离筒上下贯穿固定，由上方卫星的 z面板对下方卫星的开口进行封闭。
21.在一个具体实施例中，所述卫星发射时，所述可展开太阳翼通过所述太阳翼压紧装置压紧固定于所述卫星本体内部，高度不超过四个侧面板的高度。
22.本发明的有益效果如下：
23.本发明涉及的一种开放式卫星构型，可通过堆叠方式部署在运载火箭整流罩中，且可根据整流罩径向尺寸设计卫星尺寸，能够有效提高整流罩空间利用率，提高一箭多星的发射效率，且结构形式简单，总装操作性好，有利于大规模星座部署时卫星批量生产。
附图说明
24.为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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的附图。
25.图1示出本发明实施例太阳翼折叠状态下卫星的结构示意图；
26.图2示出本发明实施例太阳翼展开状态下卫星的结构示意图；
27.图3示出本发明实施例卫星串并联发射状态下的堆叠示意图；
28.图中：1.卫星本体 2.可展开太阳翼 3.太阳翼压紧装置 4.太阳翼驱动机构 5. x面板 6.-x面板 7. y面板 8.-y面板 9. z面板 10.相控阵天线 11.热管 12.矩形太阳翼面 13.弹性铰链 14.承力框架 15.连接孔 16.连接分离筒。
具体实施方式
29.为使本发明的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。
30.本发明公开了一种开放式卫星构型，通过堆叠方式部署在运载火箭整流罩中，且可根据整流罩径向尺寸设计卫星尺寸，有效提高整流罩空间利用率，提高一箭多星的发射效率，如图1所示，所述开放卫星构型包括：卫星本体1、可展开太阳翼2和太阳翼压紧装置3。
31.所述卫星本体1为开口式箱体结构；
32.采用开口式箱体结构，与传统卫星相比，减少了-z面板，在堆叠状态下利用上方卫星对下方卫星的开口进行封闭，可以减少卫星的重量，降低发射成本；
33.可展开太阳翼2位于卫星本体开口式箱体1内部，通过太阳翼驱动机构4与卫星本体1连接固定；
34.太阳翼压紧装置3位于卫星本体1内部，穿过可展开太阳翼2的压紧孔，一端与卫星本体1通过螺接固定，另一端通过压紧螺母将折叠状态的可展开太阳翼2压紧固定。
35.在一个具体实施例中，所述卫星本体1，如图2所示，包括： x面板5、-x面板6、 y面板7、-y面板8和 z面板9， x面板5、-x面板6、 y面板7和-y面板8为卫星本体1结构的侧面板， z面板9为卫星本体1结构的底面板，卫星本体1开口方向定义为-z方向。
36. x面板5、-x面板6、 y面板7用于安装卫星电源、星务、控制、测控和通信类单机设备，设备通过外挂安装或嵌入面板内部，并直接利用各面板表面或设备结构外表面进行散热。
37. z面板9用于安装相控阵天线10类高热耗设备， z面板9的上下表面作为相控阵天线10类高热耗设备的主散热面，直接向空间辐射热量；-y面板8作为 z面板9的副散热面，与 z面板9通过一体化预埋热管11连接，将 z面板9上产生的热量均匀传导至-y面板8，再向空间辐射。
38.所述卫星本体的五块面板的内外表面均可直接作用散热面，缩短了热传导路径，能够有效提高传热和散热效率。
39.在一个具体实施例中，所述可展开太阳翼2，如图2所示，包括：多个矩形太阳翼面12、弹性铰链13、承力框架14和太阳翼驱动机构4，其中，
40.所述多个矩形太阳翼面12通过弹性铰链13连接，组成多折可展开太阳翼2；承力框架14位于矩形太阳翼面12下方，用于承力和维形；太阳翼驱动机构4位于承力框架14下方，用于将可展开太阳翼2固定于卫星本体1，并实现可展开太阳翼2沿-z轴的一维转动。
41.在一个具体实施例中，所述卫星本体1四个角上设有四个连接孔15，如图3所示，多个卫星堆叠状态下，利用四个连接分离筒16穿过卫星本体上的四个连接孔，实现卫星与卫星之间的连接固定。
42.在一个具体实施例中，采用开放式卫星构型，卫星在运载火箭整流罩内以堆叠方式部署，多颗卫星通过连接分离筒16上下贯穿固定，由上方卫星的 z面板9对下方卫星的开口进行封闭；
43.卫星发射时，可展开太阳翼2通过太阳翼压紧装置3压紧固定于卫星本体1内部，高度不超过四个侧面板的高度；
44.卫星到达预定轨道后，连接分离筒16作动，实现卫星群的安全、有序分离。卫星在轨安全分离后，太阳翼压紧装置3作动，实现可展开太阳翼2的解锁，并在弹性铰链13的作用下平稳展开；可展开太阳翼2展开到位后，太阳翼驱动机构4驱动可展开太阳翼2转动，实现对日定向，保证卫星能源供给。
45.采用开放式卫星构型，卫星在运载火箭整流罩内，可以根据需要，采用单组堆叠串联和双组堆叠串并联的一箭多星发射构形，如图3所示。
46.显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可
以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。