CN102009746A - 八边形体装电池阵立柱式微小卫星构型 - Google Patents

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Abstract

八边形体装电池阵立柱式微小卫星构型，将卫星设计为非等边的对称八边形立柱式结构，同时优化卫星八边形的构型及内部空间设计，将卫星分为平台舱与载荷舱两个舱段，其中顶板与中板之间的舱段为平台舱，中板与底板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，优化了主传力路径设计，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，同时可以充分利用运载火箭提供的包络空间尽可能扩大了卫星体装太阳电池片的面积。

Description

八边形体装电池阵立柱式微小卫星构型
技术领域
本发明涉及一种针对搭载发射的微小卫星的构型。
背景技术
我国小卫星的构型布局一般是立方体式的构型外加两侧双太阳翼方式，星体内部采用平台舱、载荷舱式的分舱式设计。像目前比较成熟的CAST968、CAST2000等公用小卫星平台，这种构型可以满足目前小卫星的重量、运载给定的包络空间及设备的安装操作空间的需求。
但是一般采用搭载发射的微小卫星，对重量、功耗、包络尺寸都有严格限制，需要根据给定的包络空间的具体形状，灵活的进行卫星构型设计。微小卫星在运载火箭内的安装位置示意如图1所示。其中1代表卫星、2表示卫星与运载火箭之间的连接支架、3表示整流罩、4表示运载火箭底部储箱、5表示主星与运载火箭的连接支架。搭载的微小卫星安装在主星的支架5内部，运载火箭给定的包络空间为Φ680mm×1100mm，且微小卫星的上下表面共需安装8副天线，其中-Z面的UHF天线长170mm，+Z面的VHF天线长400mm，这些都对卫星的构型布局提出了苛刻的限制要求。
发明内容
本发明的技术解决问题是：基于一般搭载发射的微小卫星的特点，提供了一种充分利用包络空间、电池片面积大、卫星内部空间充分优化利用并合理总装、满足设备安装要求的八边形体装电池阵立柱式微小卫星构型。
本发明的技术解决方案是：八边形体装电池阵立柱式微小卫星构型，包括顶板、中板、底板、+X侧板、-X侧板、+Y侧板、-Y侧板、+X+Y侧板、+X-Y侧板、-X+Y侧板、-X-Y侧板、平台舱+Y隔板、平台舱-Y隔板、载荷舱+Y隔板、载荷舱-Y隔板；顶板、中板和底板形状相同，均为矩形截去四个角后形成的八边形；中板位于顶板和底板之间，其中顶板与中板之间的舱段为平台舱，中板与底板之间的舱段为载荷舱，平台舱+Y隔板和平台舱-Y隔板将平台舱分为三个区域，载荷舱+Y隔板、载荷舱-Y隔板将载荷舱分为三个区域；+X侧板、-X侧板、+Y侧板、-Y侧板、+X+Y侧板、+X-Y侧板、-X+Y侧板、-X-Y侧板分别固定在中板的四周并与顶板和底板一同构成封闭的底边为八边形的立体结构；中板、平台舱+Y隔板、平台舱-Y隔板、载荷舱+Y隔板、载荷舱-Y隔板的两个表面以及顶板和底板的内表面作为星载设备的安装基面，+X侧板、-X侧板、+Y侧板、-Y侧板、+X+Y侧板、+X-Y侧板、-X+Y侧板、-X-Y侧板朝向外部空间的表面贴装太阳电池片。
所述的平台舱+Y隔板和平台舱-Y隔板的内侧一体化安装能源控制模块。
所述的底板的外表面上固定连接星箭对接环，所述的星箭对接环同时还与载荷舱+Y隔板、载荷舱-Y隔板固定连接。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)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八边形立柱式构型，提供了大仪器设备、小仪器设备各自的安装空间，保证了整星的能源供应；
(2)卫星在安装时打开8块侧板和顶板底板，以中板和上下框架为基础，先装中板上下表面的仪器和电缆，然后再装底板和顶板的仪器设备，再将中板和上下框架整体与底板对接安装。这种安装方式打破了常规的卫星侧面操作总装安装的状态，借用星外空间进行卫星的总装操作，使原来紧张的操作空间得到充分利用；
(3)从卫星中部开始，向四周、向上下安装各仪器设备，减小了安装复杂度，提高了操作效率，大大节约了操作时间，减少了多余安装操作中可能出现的问题。避免了侧向操作空间太小，无法实施卫星总装的死角。
附图说明
图1为搭载卫星在运载火箭内安装示意图；
图2为本发明卫星构型的组成分解示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步说明。
如图2所示，为本发明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，但是采用本发明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。
本发明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。
卫星结构总装的顺序充分考虑了每个太阳电池阵电缆插头与汇流盒的插接。经过详细分析并充分考虑卫星到发射场后结构板的拆装顺序，合理设计每块太阳电池板到汇流盒的电缆长度及安装方式，做到结构板拆装方便，不影响相关结构板及电缆的拆装。
卫星在整星安装时打开+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侧板和顶板101及底板103，以中板102和平台舱框架117(一周4个)、载荷舱框架118(一周4个)、平台舱隔板(113、114)、载荷舱隔板(115、116)共同组成的中板组件为基础，先装中板102上下表面的仪器和电缆，然后再装底板103、四周的8块侧板和顶板101的仪器设备，再将中板和上下框架整体一体化与底板对接安装。这种安装方式打破了常规的卫星打开侧板先装底板仪器设备的安装顺序，借用10个面(+Z面、-Z面、+X面、-X面、+Y面、-Y面、+X+Y面、+X-Y面、-X+Y面、-X-Y面)的星外空间进行卫星的总装操作，使原来紧张的操作空间得到充分利用。从卫星中部开始，向四周、向上下安装各仪器设备，开敞性好，可视性高，减小了安装的技术难度，提高了操作效率，大大节约了操作时间，消除了安装操作中可能出现的不到位等问题，同时避免了侧向顶板101、底板103操作空间太小，无法实施卫星总装的死角。
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 (3)

1.八边形体装电池阵立柱式微小卫星构型，其特征在于包括：顶板(101)、中板(102)、底板(103)、+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)；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；中板(102)位于顶板(101)和底板(103)之间，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，平台舱+Y隔板(113)和平台舱-Y隔板(114)将平台舱分为三个区域，载荷舱+Y隔板(115)、载荷舱-Y隔板(116)将载荷舱分为三个区域；+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)分别固定在中板(102)的四周并与顶板(101)和底板(103)一同构成封闭的底边为八边形的立体结构；中板(102)、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)的两个表面以及顶板(101)和底板(103)的内表面作为星载设备的安装基面，+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)朝向外部空间的表面贴装太阳电池片。
2.根据权利要求1所述的八边形体装电池阵立柱式微小卫星构型，其特征在于：所述的平台舱+Y隔板(113)和平台舱-Y隔板(114)的内侧一体化安装能源控制模块。
3.根据权利要求1或2所述的八边形体装电池阵立柱式微小卫星构型，其特征在于：所述的底板(103)的外表面上固定连接星箭对接环(104)，所述的星箭对接环(104)同时还与载荷舱+Y隔板(115)、载荷舱-Y隔板(116)固定连接。
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