一种全框架式镂空卫星构型的制作方法

1.本发明涉及卫星构型，尤其涉及一种全框架式镂空卫星构型。


背景技术：

2.卫星构型布局设计主要解决平台设备与载荷设备的安装，满足各分系统的技术指标要求，同时在承受各个阶段的载荷下刚度、强度良好，在此前提下，追求低成本、轻重量、易操作。
3.目前微小卫星大部分仍然采用舱板式结构，一般为复合材料或金属板。对于50kg级卫星，采用复合材料一方面造价较高，另一方面减重不明显甚至不比金属有优势。而通常使用金属结构板虽在减重方面做了很多工作，但结构占比仍较大。


技术实现要素：

4.为了解决现有技术中的问题，本发明提供了一种全框架式镂空卫星构型，采用载荷平台一体化构型形式，在最小的空间与重量下完成了整星布局任务，提供了一种开敞全框架卫星结构形式，解决了现有卫星总装困难、结构重量占比较大等问题。
5.本发明提供了一种全框架式镂空卫星构型，包括卫星主结构，所述卫星主结构包括结构部分和机构部分，所述结构部分包括具有舱体的全镂空金属框架主体，所述全镂空金属框架主体由底板、侧板及顶板拼接而成，所述侧板与所述顶板均采用全框架镂空结构。
6.作为本发明的进一步改进，所述全镂空金属框架主体的舱体内安装有前层板，所述底板、前层板、顶板相平行，所述侧板包括左侧板、右侧板、前侧板、后挡板和隔板，所述左侧板、右侧板、前侧板、后挡板、隔板的底部分别与所述底板连接，所述左侧板、右侧板、前侧板、后挡板、隔板的顶部分别与所述顶板连接，所述左侧板、右侧板、前侧板、隔板的中部分别与所述前层板连接，所述后挡板、隔板相平行，所述隔板位于所述后挡板的前方，所述前层板、左侧板、右侧板、前侧板、后挡板和隔板均采用全框架镂空结构。
7.作为本发明的进一步改进，所述全框架式镂空卫星构型还包括起吊工装、分离与减振设备、载荷和平台设备，所述载荷安装在所述前层板上，所述平台设备安装在所述底板和隔板上，所述分离与减振设备安装在所述底板上，所述起吊工装安装在所述顶板的左右两侧，易于安装。
8.作为本发明的进一步改进，安装在所述前层板上的载荷为对天观测相机，所述对天观测相机穿过前层板通过法兰绝缘安装，所述分离与减振设备与所述底板通过螺纹连接。
9.作为本发明的进一步改进，所述平台设备包含：安装在所述底板内侧的磁力矩器、动量轮、蓄电池、陀螺、磁力矩器线路盒；安装在所述底板外侧的测控天线；通过支架安装在底板上的太敏；安装在隔板的舱外面的综合电子；
安装在右侧板的动量轮与磁力矩器；安装在前层板的磁强计；安装在顶板舱外面的星敏；安装在前侧板的数传模块、离轨帆以及数传天线，所述数传模块安装在前侧板的舱内面，并且位于所述对天观测相机的下方，并与所述对天观测相机的底面之间设置有安装间隙。
10.作为本发明的进一步改进，所述后挡板包括左后挡板和右后挡板，所述左后挡板与所述右后挡板通过筋条连接，所述全框架式镂空卫星构型还包括离轨设备，所述离轨设备安装于所述前侧板、左后挡板上。
11.作为本发明的进一步改进，所述机构部分包括太阳电池阵机构，所述太阳电池阵机构通过角块分别与所述顶板、左侧板和右侧板连接。
12.作为本发明的进一步改进，所述太阳电池阵机构包括太阳电池阵基板和展开压紧机构，所述太阳电池阵基板采用复合材料面板，所述太阳电池阵基板通过所述展开压紧机构分别与所述顶板、左侧板和右侧板连接。
13.作为本发明的进一步改进，所述展开压紧机构为两折展开式，所述展开压紧机构收拢后将太阳电池阵基板压紧在所述左侧板、右侧板上。
14.作为本发明的进一步改进，所述底板为对地面，采用非镂空结构，所述顶板为对天面，所述底板的舱内面为金属平面，所述底板的舱外面设置有加强筋。
15.作为本发明的进一步改进，平台设备包含安装在舱内的控制部件、综合电子、电源部件以及安装在舱外框架上的天线、星敏、太敏等，太敏是航天任务中一种重要的光电传感器，能提供卫星所需的太阳矢量信息。太敏具有结构简单、可靠性高、功耗低等优点，几乎所有的航天器都需要安装相应的传感器，是航天器姿轨控系统中的重要组成之一。
16.作为本发明的进一步改进，分离与减振设备为连接卫星与运载的分离机构以及在连接界面降低力学条件的减振器。
17.作为本发明的进一步改进，离轨设备为安装在前侧板、左后挡板上的离轨设备，通常用于低轨商业卫星寿命达到后自动离轨。
18.作为本发明的进一步改进，底板为主要受力面、散热面与设备安装面，为保证刚度、强度以及提供尽量大的设备安装面和热控实施面，底板舱内面为金属平面，舱外部分采用全加强筋方式减重，基本布局原则为尽量多的设备安装在底板；底板外侧作为对地面，安装对地天线。
19.作为本发明的进一步改进，所述的卫星构型，以对天观测相机为中心，利用立式相机腰部的安装面，同时减少舱内空间，最小化包络，将其并排安装在前层板上，层板只预留相机与个别小设备接口、与其他舱板连接接口，其余材料部分均去除。
20.作为本发明的进一步改进，所述的卫星构型，为保证卫星横向质心以及良好的操作性，将综合电子安装在隔板上，接插件出口朝舱外，其余舱板材料部分均去除，只预留主传力路径安装接口。
21.作为本发明的进一步改进，所述的卫星构型，为减轻整星重量，后挡板分为左右两部分，其中左挡板安装部分平台设备，为保证顶板角上安装星敏精度，设置右挡板，但未安装设备。
22.作为本发明的进一步改进，所述的卫星构型，为保证综合电子线缆连接后绑扎实施方便，在左右挡板之间增加筋条，也可根据实际使用工况取消筋条。
23.作为本发明的进一步改进，所述的卫星构型的左右侧板提供太阳电池阵收拢的压紧点及个别设备的安装，其余使用部分均减重处理。
24.作为本发明的进一步改进，所述的卫星构型的顶板为对天面，提供对天设备安装面、起吊工装接口。
25.作为本发明的进一步改进，所述的卫星构型中的太阳翼结构部分固定基板的安装通过若干角条连接至左右侧板以及顶板。
26.作为本发明的进一步改进，所述的卫星构型结构部分包含太阳电池阵固定基板与两折展开基板，底板、左右侧板、前层板、隔板、顶板、左右后挡板、筋条以及若干角条等。
27.作为本发明的进一步改进，所述的卫星结构部分的太阳电池阵基板为减重可采用复合材料面板；其他结构板部分除底板外但不限于底板均采用金属框镂空结构，结构只保留基本安装面以及主传力筋条，其他部分材料均可去除。同时为了保证热控薄膜的实施，可根据热控设计结果在必须部位留可安装或粘贴的热控材料的加强筋，并根据力学分析结果优化加强筋位置。
28.作为本发明的进一步改进，所述的卫星构型总装过程中可拆除前侧板、后挡板，提供足够开敞的操作空间。
29.作为本发明的进一步改进，所述的卫星构型在任务末期离轨时，离轨帆展开后与太阳电池阵平行，极大地增大了迎风面积本发明的有益效果是：通过上述方案，采用的全框架开敞式镂空结构，最大化地降低了卫星结构重量占比，同时易于装配。
附图说明
30.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它的方案。
31.图1是本发明一种全框架式镂空卫星构型的分解示意图。
32.图2是本发明一种全框架式镂空卫星构型的卫星主结构的示意图。
33.图3是本发明一种全框架式镂空卫星构型的发射状态示意图。
34.图4是本发明一种全框架式镂空卫星构型的在轨任务周期内示意图。
35.图5是本发明一种全框架式镂空卫星构型的离轨时示意图。
具体实施方式
36.需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
37.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“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保护范围的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
38.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“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，可以通过具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
39.下面结合附图说明及具体实施方式对本发明作进一步说明。
40.如图1至图5所示，一种全框架式镂空卫星构型，，涉及航天技术领域，解决现有以载荷为中心设计的微小卫星总装设计空间小、包络最小化难度高、操作困难、结构重量占比大等问题，主要包括卫星主结构1、平台设备2、分离机构与减振器3、离轨设备4、对天观测相机5和起吊工装6。
41.卫星主结构1包含太阳电池阵机构101，右后挡板102，顶板103，右侧板104，前层板105，前侧板106，底板107，左侧板108，角条109，隔板110，左后挡板111，筋条112。
42.右后挡板102，顶板103，右侧板104，前层板105，前侧板106，左侧板108，角条109，隔板110，左后挡板111均采用全框架镂空结构，可根据个别设备安装情况以及热控膜实施部位预留相应的筋条，全开敞式构型使得整星重量大幅降低，同时操作性优良。
43.底板107作为对地面，与运载对接面，部分平台设备安装面以及热控散热面，选取非镂空设计。
44.本发明出了一种全开敞框架式结构，对卫星的构型设计进行优化，某些面取消了整体式舱板，层板、隔板以及侧板均采用框架结构，该结构综合考虑设备安装、热控实施以及电缆敷设空间，最大化地降低了卫星结构重量占比，同时易于装配。
45.载荷安装在卫星的前层板105上，载荷优选为对天观测相机5，或者立式对天观测相机。
46.平台设备2主要分布在底板107与隔板110上。
47.平台设备2包含安装在底板107内侧的磁力矩器、动量轮、蓄电池、陀螺、磁力矩器线路盒以及安装在底板107外侧的测控天线以及通过支架安装在底板107的太敏；还包含安装在左后挡板111上的陀螺、动量轮以及离轨设备4；安装在隔板110的综合电子；安装在右侧板104的动量轮与磁力矩器；安装在前层板105的磁强计以及安装在顶板103外侧的星敏，测控天线；还包含安装在前侧板106内侧的数传模块、离轨帆以及数传天线；。
48.对天观测相机5穿过前层板105通过法兰绝缘安装。
49.分离机构与减振器3与底板107通过螺纹连接，为保证卫星横向质心位于分离机构安装面形心，分离机构可根据整星的质量特性计算结果在安装面内横向调整。
50.参见图1，为保证卫星具有最小包络，方便搭载发射，布局时，对天观测相机5安装后，在对天观测相机5所占据空间外，将数传模块安装在前侧板106上，并根据底板107安装设备的高度特点将其布局在对天观测相机5下方，与对天观测相机5底面预留安装间隙即可。
51.考虑卫星质心配平，将具有多束电缆的综合电子安装在卫星后舱，并朝外放置。
52.为保证足够开敞的操作空间、减重以及装配时整星的刚度，将后挡板分为两部分，即左后挡板111和右后挡板102，但不限于此，同时将部分设备安装在左后挡板111上，且在两框架之间使用筋条连接，便于绑扎线缆与热控实施。
53.整星的起吊工装6安装在卫星的顶板103左右两侧，提供起吊接口。所述的离轨设备4在卫星任务周期内不工作，寿命末期时展开，展开后于太阳电池阵展开平面平行，提供迎风面积。
54.参见图2，卫星结构舱板部分相互搭接通过螺栓连接，底板107为主要的基准面，最先安装，依次安装前隔板110、前层板105、左侧板108、右侧板104、顶板103以及前侧板106与左后挡板111、右后挡板102。
55.太阳电池阵机构101包括太阳电池阵基板和展开压紧机构，太阳电池阵基板通过展开压紧机构安装在左侧板108、右侧板104以及顶板103上，并与左侧板108、右侧板104以及顶板103上的若干角条组成的平面绝缘绝热安装，展开压紧机构收拢后将太阳电池阵基板压紧在所述左侧板、右侧板上。
56.太阳电池阵机构101的固定基板与结构保持适当的间距，用于绝缘设计或太阳电池阵背面走线或太阳电池阵背面热控实施等。
57.太阳电池阵机构101的优选采用两折展开式，两折展开基板在发射时收拢在左侧板108、右侧板104上，每侧有两个压紧点，分离后展开；离轨帆在寿命末期展开时在底板107、顶板103对应位置预留展开动态包络空间。
58.左侧板108、右侧板104刚度较好的上下角提供两折展开式太阳电池阵收拢后的压紧面。
59.离轨设备4展开后，与太阳电池阵机构101展开指向同向，安装于前侧板106、左后挡板111上。
60.整星的起吊工装6位于顶板103外表面，螺钉连接时，为保证足够的刚度可将部分吊具的螺钉穿过顶板103与侧板或隔板连接。
61.左后挡板111、右后挡板102。为两个独立部分，其他舱板也可根据情况进行拆分；筋条112在增加连接刚度的同时提供电缆绑扎点。
62.太阳电池阵机构101的固定基板为对天面测控天线提供安装接口。
63.两折展开基板可采用对称或非对称方式，本实例中为非对称方式，根据太敏视场进行切边或切角处理。
64.采用金属框架式结构的卫星整星重量＜100kg，在50kg左右的减重效果最为明显，本发明所述的卫星布局不局限于所述位置，基本思想是以载荷为中心，包络与重量最小化，根据实际空间放置设备并合理给出相应的接口。本发明的主要散热面未采用全开敞结构，其他开敞舱板需要同时为热控实施提供接口。
65.在本技术实施例中提供的方案中，在一种可能实现方式中，结构板可进行取消或者拆分，同时可根据星上设备增加层板或减小隔板面积；在本技术实施例提供的方案中，载荷可根据观测性质调整至对地面，并根据发射轨道与时间调整太阳电池阵朝向，将本实例中的对地面与对天面互换；在本技术实施例提供的方案中，在一种可能实现方式中，舱板也可替换为蜂窝板
或者部分使用金属镂空结构，金属可采用铝合金、镁合金等轻型金属材料；在本技术实施例提供的方案中，在一种可能实现方式，星敏、测控天线的指向进行调整。
66.在本技术实施例提供的方案中，在一种可能实现方式，对天面测控天线安装在顶板上。
67.在本技术实施例提供的方案中，在一种可能实现方式中，框架中筋的宽度、数量根据设备安装位置、热控实施面积等调整。
68.本发明提供的一种全框架式镂空卫星构型，提供了一种围绕对天观测载荷设计的一体式轻量化构型，相较传统的箱板式卫星结构，具有以下优点：1.采用的全框架开敞式镂空结构，可极大程度的降低结构重量占比；同时可根据需要取消或增加部分框架用于减重或提供安装面；2.采用的卫星构型工艺性良好，电缆穿舱、绑扎易于操作，甚至可在卫星舱板均安装的情况下进行部分装配工作；3.所述的卫星构型传力路径简单、明确，将卫星结构设计简化，只预留必备的结构与接口，其余均去除材料，并将精度要求高的设备安装在刚性好的位置。
69.4.所述的卫星在寿命末期离轨时，极大地增加了迎风面积，快速离轨。
70.以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。