CN103482082A - 一种模块化微型卫星平台构型 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种模块化微型卫星平台构型，包括底板、顶板、第一侧板、第二侧板、第三侧板、第四侧板、有效载荷接口模块、星箭对接模块、姿控和综合电子模块、机械太阳翼模块、推进模块、体装太阳电池阵模块和供配电模块，各侧板分别与底板和顶板连接，第二侧板和第四侧板为内嵌框架结构，形成内嵌框架的箱板式构型结构，星箭对接模块与底板连接，体装太阳电池阵模块与顶板连接，有效载荷接口模块与第一侧板连接，姿控和综合电子模块连接至第二侧板的内嵌框架，推进模块与第三侧板连接，供配电模块连接至第四侧板的内嵌框架，机械太阳翼模块分别连接至第二侧板和第四侧板。本发明具有重量轻、承载能力高、生产周期短、可靠性高、通用性高的优点。

Description

一种模块化微型卫星平台构型

技术领域

本发明涉及一种卫星平台构型，具体地，涉及一种模块化微型卫星平台构型。

背景技术

微型卫星平台为达到商业应用和市场推广目的，追求低成本、通用性、快速和高效的设计目标，朝着精细化、多功能和多星同时发射组网的方向发展。进而对微型卫星平台的构型提出了多载荷适应、并行设计、批量生产的新要求。目前，还没有能够满足上述要求的微型卫星平台构型，因此，急需设计一种高效通用的微型卫星平台构型以满足应用需求。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种模块化微型卫星平台构型。本发明解决的技术问题是研制了一种适用于多任务载荷的低地球轨道微型卫星平台构型，其主要技术特征是模块化布局、内嵌框架箱板结构、点式星箭分离以及体装和固定太阳翼混合式太阳电池阵。这种微型卫星构型可以应用于低地球轨道数据转发与通信卫星、微小型低成本科学技术试验卫星、小型对地遥感卫星等卫星，通用性高。

根据本发明的一个方面，提供一种模块化微型卫星平台构型，包括：底板、顶板、第一侧板、第二侧板、第三侧板、第四侧板、有效载荷接口模块1、星箭对接模块2、姿控和综合电子模块3、机械太阳翼模块4、推进模块5、体装太阳电池阵模块6和供配电模块7，各侧板分别与底板和顶板连接，且第二侧板和第四侧板为内嵌框架结构，形成内嵌框架的箱板式构型结构，星箭对接模块2与底板连接，体装太阳电池阵模块6与顶板连接，有效载荷接口模块1与第一侧板连接，姿控和综合电子模块3连接至第二侧板的内嵌框架，推进模块5与第三侧板连接，供配电模块7连接至第四侧板的内嵌框架，机械太阳翼模块4分别连接至第二侧板和第四侧板外侧。

优选地，还包括玻璃钢隔热垫片，顶板四角均设置有安装部，玻璃钢隔热垫分别设置在各安装部内，且位于顶板与四个侧板之间。

优选地，底板与各侧板之间、各相邻的侧板之间，以及顶板与各侧板之间均采用螺钉连接。

优选地，模块化微型卫星平台构型包络尺寸为300mm×350mm×600mm，其中，星体主结构尺寸为295mm×262mm×500mm。

优选地，第一侧板和第三侧板均为262mm×260mm×15mm规格的轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板。

优选地，底板和顶板均为262mm×500mm×15mm规格的轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板，且顶板上设置有大小为Φ130mm的开口。

优选地，第二侧板和第四侧板均为260mm×470mm×15mm规格的内嵌高强度碳纤维复合材料框架的铝蜂窝夹层板。

优选地，机械太阳翼模块4采用280mm×500mm×11mm规格的内嵌高强度碳纤维复合材料框架铝蜂窝夹层基板制成。

优选地，星箭分离模块2采用点式连接分离的星箭分离方式，星箭分离接口为4组4×M5钛合金螺钉。

优选地，机械太阳翼模块4和体装太阳电池阵模块6构成固定太阳翼加体装太阳电池阵混合构型，固定太阳翼加体装太阳电池阵混合构型采用小型高强度镁合金展开锁定机构。

本发明的具体装配过程如下：

第一步，将星箭对接模块2安装至底板，姿控和综合电子模块3安装至第二侧板，将第二侧板与底板连接，完成星箭对接模块2与姿控和综合电子模块3组装；

第二步，在第一步的基础上，装配推进模块5，具体先将装配推进模块5安装至第三侧板，再将第三侧板与底板连接；

第三步，在步骤二的基础上，装配上供配电模块7，先将供配电模块7安装至第四侧板，再将第四侧板与底板连接；

第四步，在步骤三的基础上，装配有效载荷模块1，先将有效载荷模块1安装至第一侧板，再将第一侧板与底板连接；

第五步，在步骤四的基础上，装配机械太阳翼4，分别将机械太阳翼4安装至第二侧板和第四侧板的外侧；

第六步，在步骤五的基础上，装配体装太阳电池阵模块6，卫星平台封舱，形成该模块化微型卫星平台构型，具体先将太阳电池阵模块6安装至顶板，再将顶板分别与各侧板通过螺钉连接，且将玻璃钢隔热垫放置在所述顶板与各侧板之间。

本发明公开了一种模块化微型卫星平台的构型，具体涉及一种30kg～50kg级模块化微型卫星平台构型，这种模块化微型卫星平台构型是为满足低成本高效能通用微小型卫星快速设计、生产、总装、测试和发射任务而提出的构型设计，可以应用于低地球轨道LEO微小卫星，尤其是太阳同步轨道的微小型数据转发通信卫星及其卫星星座；同时也可应用于微小型低成本科学技术试验卫星、小型对地遥感卫星，通用性高。与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1该模块化微型卫星平台构型采用内嵌框架的箱板式构型，减轻了结构重量，提升了卫星承载能力；

2该模块化微型卫星平台构型采用模块化构型，简化了星上各分系统接口，缩短了生产周期；

3该模块化微型卫星平台构型采用固定双翼太阳电池阵加体装太阳电池阵的构型，增加了太阳电池片布片面积和可靠性；

4该模块化微型卫星平台构型采用点式星箭分离方式，减少了卫星分离环的重量。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明模块化微型卫星平台构型的结构爆炸图；

图2为本发明模块化微型卫星平台构型的发射状态构型图；

图3为本发明模块化微型卫星平台构型的飞行状态构型图。

图中：1为有效载荷接口模块，2为星箭对接模块，3为姿控和综合电子模块，4为机械太阳翼模块，5为推进模块，6为体装太阳电池阵模块，7为供配电模块。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

本发明提出一种适用于30kg～50kg级太阳同步地球轨道卫星平台的构型，该卫星平台为六面体构型，由有效载荷接口模块、星箭对接模块、姿控和综合电子模块、机械太阳翼模块、推进模块、体装太阳电池阵模块和供配电模块构成，星体主结构尺寸为295mm×262mm×500mm，平台最大包络尺寸为300mm×350mm×600mm。

平台舱体结构由底板、顶板、四周侧板及玻璃钢隔热垫片组成。底板为星箭对接模块提供支撑和安装接口，顶板为体装太阳电池阵模块提供支撑和安装接口。四周侧板分别为第一侧板、第二侧板、第三侧板和第四侧板。第四侧板为供配电模块提供安装接口，且为内嵌框架结构；第二侧板为姿控和综合电子模块提供安装接口，为内嵌框架结构；第一侧板为有效载荷模块提供安装接口；第三侧板为推进模块提供安装接口；机械太阳翼模块安装在星体第二侧板和第四侧板上，两翼面积相等，采用压紧装置压紧，火工装置解锁。

本发明采用模块化构型布局设计方法，研制了一种微型卫星构型，经力学试验验证可以满足30kg～50kg有效载荷的承载要求，能够适应多种任务载荷的需要。

请同时参阅图1至图3，一种模块化微型卫星平台构型，包括：底板、顶板、第一侧板、第二侧板、第三侧板、第四侧板、有效载荷接口模块1、星箭对接模块2、姿控和综合电子模块3、机械太阳翼模块4、推进模块5、体装太阳电池阵模块6和供配电模块7，各侧板分别与底板和顶板连接，且第二侧板和第四侧板为内嵌框架结构，形成内嵌框架的箱板式构型结构，星箭对接模块2与底板连接，体装太阳电池阵模块6与顶板连接，有效载荷接口模块1与第一侧板连接，姿控和综合电子模块3连接至第二侧板的内嵌框架，推进模块5与第三侧板连接，供配电模块7连接至第四侧板的内嵌框架，机械太阳翼模块4分别连接至第二侧板和第四侧板外侧。

进一步地，本发明还包括玻璃钢隔热垫片，顶板四角均设置有安装部，玻璃钢隔热垫分别设置在各安装部内，且位于顶板与四个侧板之间。

进一步地，底板与各侧板之间、各相邻的侧板之间，以及顶板与各侧板之间均采用螺钉连接。

进一步地，模块化微型卫星平台构型包络尺寸为300mm×350mm×600mm，其中，星体主结构尺寸为295mm×262mm×500mm。

进一步地，第一侧板和第三侧板3均为262mm×260mm×15mm规格的轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板，第一侧板提供有效载荷安装接口，推进模块5与第三侧板通过螺钉连接，推进模块5选用液氨推进剂的高比冲冷气推进系统，贮箱和推进机组与蜂窝板采用钛合金螺钉连接。底板和顶板均为262mm×500mm×15mm规格的轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板，且顶板上设置有大小为Φ130mm的开口板，提供压紧释放装置、星箭对接装置和其他单机安装接口，与四块侧板通过螺钉连接；底板四角裁剪，设置有安装部，与四块侧板间垫玻璃钢材料隔热垫片后通过螺钉连接。第二侧板和第四侧板均为260mm×470mm×15mm规格的内嵌高强度碳纤维复合材料框架的铝蜂窝夹层板，第二侧板提供姿控单机和综合电子单机的安装接口。第四侧板提供卫星供配电分系统单机安装接口。机械太阳翼模块4采用280mm×500mm×11mm规格的内嵌高强度碳纤维复合材料框架铝蜂窝夹层基板制成，安装小型高强度镁合金太阳帆板展开锁定机构，通过根部铰链螺钉与第二侧板、第四侧板连接。

进一步地，星箭分离模块2采用点式连接分离的星箭分离方式，星箭分离接口为4组4×M5钛合金螺钉。机械太阳翼模块4和体装太阳电池阵模块6构成固定太阳翼加体装太阳电池阵混合构型，固定太阳翼加体装太阳电池阵混合构型采用小型高强度镁合金展开锁定机构。

第一步，将星箭对接模块2安装至底板，姿控和综合电子模块3安装至第二侧板，将第二侧板与底板连接，完成星箭对接模块2与姿控和综合电子模块3组装；

第二步，在第一步的基础上，装配推进模块5，具体先将装配推进模块5安装至第三侧板，再将第三侧板与底板连接；

第三步，在步骤二的基础上，装配上供配电模块7，先将供配电模块7安装至第四侧板，再将第四侧板与底板连接；

第四步，在步骤三的基础上，装配有效载荷模块1，先将有效载荷模块1安装至第一侧板，再将第一侧板与底板连接；

第五步，在步骤四的基础上，装配机械太阳翼4，分别将机械太阳翼4安装至第二侧板和第四侧板的外侧；

第六步，在步骤五的基础上，装配体装太阳电池阵模块6，卫星平台封舱，形成该模块化微型卫星平台构型，具体先将太阳电池阵模块6安装至顶板，再将顶板分别与各侧板通过螺钉连接，且将玻璃钢隔热垫放置在所述顶板与各侧板之间。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (10)

1.一种模块化微型卫星平台构型，其特征在于，包括：底板、顶板、第一侧板、第二侧板、第三侧板、第四侧板、有效载荷接口模块（1）、星箭对接模块（2）、姿控和综合电子模块（3）、机械太阳翼模块（4）、推进模块（5）、体装太阳电池阵模块（6）和供配电模块（7），所述各侧板分别与所述底板和顶板连接，且所述第二侧板和第四侧板为内嵌框架结构，形成内嵌框架的箱板式构型结构，所述星箭对接模块（2）与所述底板连接，所述体装太阳电池阵模块（6）与所述顶板连接，所述有效载荷接口模块（1）与所述第一侧板连接，所述姿控和综合电子模块（3）连接至所述第二侧板的内嵌框架，所述推进模块（5）与所述第三侧板连接，所述供配电模块（7）连接至所述第四侧板的内嵌框架，所述机械太阳翼模块（4）分别连接至所述第二侧板和第四侧板外侧。

2.根据权利要求1所述的模块化微型卫星平台构型，其特征在于，还包括玻璃钢隔热垫片，所述顶板四角均设置有安装部，所述玻璃钢隔热垫分别设置在所述各安装部内，且位于所述顶板与四个侧板之间。

3.根据权利要求1所述的模块化微型卫星平台构型，其特征在于，所述底板与各侧板之间、所述各相邻的侧板之间、以及所述顶板与所述各侧板之间均采用螺钉连接。

4.根据权利要求1所述的模块化微型卫星平台构型，其特征在于，所述模块化微型卫星平台构型包络尺寸为300mm×350mm×600mm，其中，星体主结构尺寸为295mm×262mm×500mm。

5.根据权利要求1所述的模块化微型卫星平台构型，其特征在于，所述第一侧板和第三侧板均为262mm×260mm×15mm规格的轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板。

6.根据权利要求1所述的模块化微型卫星平台构型，其特征在于，所述底板和顶板均为262mm×500mm×15mm规格的轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板，且所述顶板上设置有大小为Φ130mm的开口。

7.根据权利要求1所述的模块化微型卫星平台构型，其特征在于，所述第二侧板和第四侧板均为260mm×470mm×15mm规格的内嵌高强度碳纤维复合材料框架的铝蜂窝夹层板。

8.根据权利要求1所述的模块化微型卫星平台构型，其特征在于，所述机械太阳翼模块（4）采用280mm×500mm×11mm规格的内嵌高强度碳纤维复合材料框架铝蜂窝夹层基板制成。

9.根据权利要求1所述的模块化微型卫星平台构型，其特征在于，所述星箭分离模块（2）采用点式连接分离的星箭分离方式，星箭分离接口为4组4×M5钛合金螺钉。

10.根据权利要求1所述的模块化微型卫星平台构型，其特征在于，所述机械太阳翼模块（4）和体装太阳电池阵模块（6）构成固定太阳翼加体装太阳电池阵混合构型，所述固定太阳翼加体装太阳电池阵混合构型采用小型高强度镁合金展开锁定机构。

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