CN102001452A - 能源控制与卫星主承力板的一体化实现方法 - Google Patents

Abstract

能源控制与卫星主承力板的一体化实现方法，首先选用矩形的硬铝材料作为加工基板，加工基板囊括卫星主承力隔板及能源控制模块一体化设计时的最大包络尺寸，然后在矩形加工基板的两个长边方向两侧各自铣去一部分矩形空间作为能源控制模块接插件在侧边的插拔空间，将非插拔空间区域的内部镂空并铣出空间作为电路盒区域。在电路盒区域内部通过螺钉固定连接能源控制电路板，能源控制电路板的接插部位紧靠插拔空间，当全部能源控制电路板固定完毕后，在电路盒区域内部整体灌胶进行固定后盖上同样大小的硬铝材料盖板，将能源控制模块和卫星的主承力隔板组成一个整体后交付卫星结构总装。本发明方法特别适合于对设备的包络尺寸、重量有严格限制的微小卫星。

Description

能源控制与卫星主承力板的一体化实现方法

技术领域

本发明涉及一种卫星主承力板的一体化成型方法。

背景技术

目前，我国小卫星的单机设备都是独立设计，在满足卫星总体向单机设备提供的机电热接口的情况下，参照接口开展设计，然后将单机设备安装到整星。整星与单机设备之间的界面相对清晰、简单。

但是，这种设计方式只适应于大卫星或小卫星上设备安装空间相对宽松的情况。针对微小卫星，由于卫星总体预留给设备的安装空间较小，要将设备独立安装到整星时，整星只能提供给设备相对简单的安装界面，这种方式往往很难满足设备的安装要求。因此，必须对单机设备基于整星的预留空间采取优化设计，并充分考虑设备电缆及接插件的插拔空间。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种星上能源控制单元与卫星主承力板的一体化实现方法，适应于对设备的包络尺寸、重量有严格限制的微小卫星的结构设计。

本发明的技术解决方案是：能源控制与卫星主承力板的一体化实现方法，步骤如下：

(1)选用矩形的硬铝材料作为加工基板，所述加工基板的表面积应囊括卫星主承力隔板及能源控制模块一体化设计时的最大包络尺寸；

(2)在所述矩形加工基板的两个长边方向的两端各自铣去一部分矩形空间作为能源控制模块接插件在侧边的插拔空间；

(3)将所述矩形加工基板的非插拔空间区域的内部镂空并铣出空间作为电路盒区域；

(4)在所述电路盒区域内部通过螺钉固定连接能源控制电路板，能源控制电路板的接插部位紧靠所述的插拔空间，当全部能源控制电路板固定完毕后，在电路盒区域内部整体灌胶进行固定；

(5)在所述电路盒区域的上表面盖上同样大小的硬铝材料盖板，由此将能源控制模块和卫星的主承力隔板组成一个整体交付卫星结构总装。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明方法通过整体加工结构板及设备的结构包络，并在此基础上铣去一部分矩形空间作为能源控制模块接插件在侧边的插拔空间，将非插拔空间区域的内部镂空并铣出空间作为电路盒区域，在电路盒区域内部通过螺钉固定连接能源控制电路板，固定完毕后在电路盒区域内部整体灌胶进行固定。这种实现设备安装及其接插件顺利插拔的方法可以在保证卫星主承力板承力效果的同时，克服包络空间有限对卫星结构总装的影响，按照设备包络尺寸大小，合理布局和放置一体化承力板，可以保证卫星结构空间的紧凑、合理，尤其适应于对设备的包络尺寸、重量有严格限制的微小卫星。

附图说明

图1为一种八边形体装电池阵立柱式微小卫星结构组成图；

图2为采用本发明一体化设计方法得到的主承力板结构图；

图3为本发明方法的流程框图。

具体实施方式

为了适应微小卫星在搭载发射时对空间的限制要求，需要采用的八边形体装电池阵立柱式微小卫星构型。如图1所示，为一种微小卫星体装电池阵立柱式构型的组成分解图。为了叙述方便，首先建立微小卫星的本体坐标系(O-XYZ)，定义如下：

坐标原点O：对接环104下端框、星箭分离面的理论中心；

Z轴：沿坐标原点指向背离星体方向；

Y轴：垂直于隔板方向，以隔板平台舱+Y隔板113、载荷舱+Y隔板115、的安装方向为正；

X轴：与Z、Y轴成右手系。

为了充分利用运载火箭提供的包络空间并尽可能扩大卫星体装太阳电池片的面积，将卫星设计为非等边的对称八边形立柱式构型，同时优化卫星八边形的构型设计及内部空间设计。

卫星主结构主要由顶板101、中板102、底板103、对接环104、+X侧板105、-X侧板109、+Y侧板107、-Y侧板111、+X+Y侧板106、+X-Y侧板112、-X+Y侧板108、-X-Y侧板110、平台舱+Y隔板113、平台舱-Y隔板114、载荷舱+Y隔板115、载荷舱-Y隔板116等共16块结构板组成，其中平台舱+Y隔板、平台舱-Y隔板分别与能源控制模块A、能源控制模块B一体化设计及安装，即能源控制模块A安装在+Y方向，能源控制模块B安装在-Y方向。

顶板101、中板102和底板103形状相同，均为矩形截去四个角后形成的八边形。

卫星本体尺寸Φ680×480mm(含对接环104)，包络尺寸Φ680×974mm。为了满足任务要求，在充分利用运载预留的空间的基础上，在卫星的底板107及顶板108上分别安装天线设备。其中顶板101、+X侧板105、-X侧板109、+Y侧板107、-Y侧板111、+X+Y侧板106、+X-Y侧板112、-X+Y侧板108、-X-Y侧板110共九个侧板的外表面安装太阳电池片，比常规立方体式的卫星构型效率提高了7％以上，体装太阳电池片总面积达1m²，整星能源得到了有效的保证。

卫星分为2个舱段，即平台舱与载荷舱，其中顶板101与中板102之间的舱段为平台舱，中板102与底板103之间的舱段为载荷舱。每个舱段通过+Y隔板及-Y隔板又分为三个区域，按照设备包络尺寸大小，合理布局和放置，并充分考虑电缆走向、电连接器的插拔空间，可以保证结构空间的紧凑、合理。

平台舱主要放置锂离子蓄电池组A、锂离子蓄电池组B、能源控制模块A、能源控制模块B、应答机、星务管理单元、UHF天线网络、USB通信天线网络等设备。载荷舱主要放置星务调度单元、汇流盒、无线电通信转发器、VHF天线网络、滤波器、CMOS相机、“天圆地方”模型、太阳敏感器等设备。

虽然在内部结构上是分舱设计，但是采用这种构型安装设备时并不是分舱安装，而是先装中板102上、下面的仪器设备和平台舱+Y隔板113、平台舱-Y隔板114及载荷舱+Y隔板115、载荷舱-Y隔板116上的仪器设备，可以保证卫星内部空间及安装面得到充分利用。

卫星构型在包络空间限制及设备安装空间紧凑的条件下，同时优化主传力路径设计。星箭对接环104通过底板103支撑在载荷舱+Y隔板115、载荷舱-Y隔板116上，载荷舱+Y隔板115、载荷舱-Y隔板116及平台舱+Y隔板113、平台舱-Y隔板114作为传力路径的承力构架。运载的冲击及振动载荷通过底板103、载荷舱+Y隔板115、载荷舱-Y隔板116、载荷舱框架118框架(一周4个)、中板102、平台舱框架117(一周4个)、平台舱+Y隔板113及平台舱-Y隔板114及把载荷传给顶板101。

由图1可以看出，载荷舱+Y隔板115、载荷舱-Y隔板116及平台舱+Y隔板113、平台舱-Y隔板114作为传力路径的承力构架，必须进行一体化的设计，在保证能够安装能源控制模块的同时，还要作为主要的承力结构。

如图2所示，为一体化设计的主承力板结构图，其实现方法如图3所示。

加工的工艺流程为：根据总体提供的接口，设计隔板如图2中的所示。按照隔板及能源控制模块一体的最大包络备料(材料：铝2A12H112，包络尺寸530mm×25mm×217mm)，在矩形加工基板的两个长边方向的两端分别铣去厚20mm、长115mm的空间，作为能源控制模块接插件在侧边的插拔空间。隔板中间的区域为能源控制模块电路盒区域，内部镂空铣出空间作为电路板的安装区域，内部通过螺钉固定连接电路板，电路板全部固定完毕后，电路盒内部整体灌UV胶固定，然后在电路盒区域的上表面盖上同样大小的硬铝材料盖板。这样能源控制模块和卫星的隔板就组成了一个整体。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (1)

1.能源控制与卫星主承力板的一体化实现方法，其特征在于步骤如下：

(1)选用矩形的硬铝材料作为加工基板，所述加工基板的表面积应囊括卫星主承力隔板及能源控制模块一体化设计时的最大包络尺寸；

(2)在所述矩形加工基板的两个长边方向的两端各自铣去一部分矩形空间作为能源控制模块接插件在侧边的插拔空间；

(3)将所述矩形加工基板的非插拔空间区域的内部镂空并铣出空间作为电路盒区域；

(4)在所述电路盒区域内部通过螺钉固定连接能源控制电路板，能源控制电路板的接插部位紧靠所述的插拔空间，当全部能源控制电路板固定完毕后，在电路盒区域内部整体灌胶进行固定；

(5)在所述电路盒区域的上表面盖上同样大小的硬铝材料盖板，由此将能源控制模块和卫星的主承力隔板组成一个整体交付卫星结构总装。

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