CN104443431B - 三角形卫星构型 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种三角形卫星构型，包括构型本体和太阳电池阵；所述太阳电池阵设置在所述构型本体的外侧；所述构型本体包括相连的推进舱和服务载荷舱。所述构型本体包括锥形框筒、柱形框筒、星箭对接环和三角板；所述锥形框筒连接所述柱形框筒；所述三角板设置在所述锥形框筒和所述柱形框筒之间；所述星箭对接环设置在所述锥形框筒围的下侧；所述三角板的下侧面、所述锥形框筒和所述星箭对接环围成所述推进舱；所述三角板的上侧面和所述柱形框筒围成所述服务载荷舱。本发明还提供相应的系统和装配方法。本发明采用一体化设计思想，将有效载荷和贮箱嵌入卫星一体化构型本体构型内部，结构紧凑，质心低，惯量小。

Description

三角形卫星构型

技术领域

本发明涉及航天器总体设计，具体地，涉及一种三角形卫星构型。

背景技术

目前一般卫星构型结构复杂、成本昂贵，并且研制周期较长，不能满足用户日益强劲的低成本、快速响应、敏捷机动等需求。

经过对现有技术的检索，发现申请号为201310591599.6，专利名称为一种可分离式微纳卫星构型的发明公开了一种可分离式微纳卫星构型，由卫星本体、分离释放子卫星、机械网爪、柔性太阳电池阵、变结构机械臂组成；整体卫星构型采用由母卫星携带多颗子卫星的构型形式，实现微纳卫星的分离释放、悬停功能；通过柔性太阳翼和变结构机械臂组合构型，提高太阳电池阵效率；在微纳卫星上搭载机械网爪机构，实现空间目标的抓捕功能；设置多台相机立体视觉成像，实现了立体监测功能；采用固体微型推进技术，实现微纳卫星的姿态机动和姿态稳定，提高分离释放子卫星的控制能力。可分离式微纳卫星构型适用于近地轨道的五十公斤级微小型人造地球卫星中应用，也可用于微小卫星组网和科学探测飞行器，以及相关的微纳卫星空间演示试验。但是该发明成本较高，研制周期较长。

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三角形卫星构型。本发明具有质心低、惯量小，结构简单、力学稳定等特点，可应用于具有低成本、快速响应、敏捷机动等要求的航天器。

根据本发明的一个方面提供的三角形卫星构型包括构型本体和太阳电池阵；

所述太阳电池阵设置在所述构型本体的外侧；所述构型本体包括相连的推进舱和服务载荷舱。

优选地，所述构型本体包括锥形框筒、柱形框筒、星箭对接环和三角板；

所述锥形框筒连接所述柱形框筒；所述三角板设置在所述锥形框筒和所述柱形框筒之间且设置在所述锥形框筒和所述柱形框筒的外侧；所述星箭对接环设置在所述锥形框筒的下侧；

所述三角板的下侧面、所述锥形框筒和所述星箭对接环围成所述推进舱；所述三角板的上侧面和所述柱形框筒围成所述服务载荷舱。

优选地，还包括若干个侧板；所述若干个侧板顺次相连，用于封闭所述服务载荷舱。

优选地，还包括贮箱，所述贮箱的一端嵌入所述服务载荷舱，另一端嵌入所述推进舱。

优选地，还包括相机，所述相机以内嵌方式安装在所述柱形框筒中。

优选地，所述侧板的数量为3块，3块侧板分别连接三角板的三条变且3块侧板顺次相连围成三角形。

优选地，所述太阳电池阵包括奇数个太阳能帆板；

所述太阳能帆板的数量大于两个；其中一个太阳能电池设置在中间的侧板上，剩余的太阳能帆板对称压紧安装在两侧的侧板上。

根据本发明的另一个方面提供的三角形卫星系统，包括运载火箭，还包括多个三角形卫星构型，多个三角形卫星构型沿所述运载火箭的运载轴线的圆周分布。

根据本发明的另一个方面角形卫星构型装配方法，包括如下步骤：

步骤1：将三角板安装构型本体的外侧；

步骤2：将相机和贮箱嵌入所述构型本体；

步骤3：使用侧板封闭所述构型本体；

步骤4：在所述侧板装配太阳能帆板。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明采用一体化设计思想，将有效载荷和贮箱嵌入卫星一体化构型本体构型内部，结构紧凑，质心低，惯量小；

2、本发明外形采用三角棱柱形式，力学稳定，结构简单，具有更好的稳定性和抗振性；

3、本发明采用可压紧展开太阳电池阵单翼构型，在轨运行时，可遮挡卫星本体光照，有效地减小卫星本体散热面要求；

4本发明中太阳能帆板采用固定翼形式，卫星本体连接刚度高，转动惯量小，增强卫星机动性能；

5、本发明的三角构型空间包络利用更为充分，在同等条件下，更容易实现实现一箭多星发射，节约发射成本；

6、本发明可扩展能力强，贮箱柱段长度可在一定范围内增减，而不影响卫星的主体构型。

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为本发明的构型分解示意图；

图2为本发明发射状态示意图；

图3为本发明在轨状态示意图；

图4为本发明中构型本体结构示意图；

图5为本发明中三角形卫星一箭多星发射示意图。

图中：

1 为太阳能帆板；

2 为侧板；

3 为相机；

4 为贮箱；

5 为构型本体；

6 为三角板；

501 为锥形框筒；

502 为柱形框筒；

503 为星箭对接环。

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。

在本实施例中，如图1、图2、图3所示，本发明提供的三角形卫星构型包括构型本体5和太阳电池阵；所述太阳电池阵设置在所述构型本体的外侧；所述构型本体包括相连的推进舱和服务载荷舱。本发明提供的三角形卫星构型整体呈三角形，内部则通过模块化组装的一体式承力框筒5连接。太阳电池阵采用单翼太阳电池阵。

所述构型本体包括锥形框筒501、柱形框筒502、星箭对接环503和三角板6；所述锥形框筒501连接所述柱形框筒502；所述三角板6设置在所述锥形框筒501和所述柱形框筒502之间设置在所述锥形框筒501和所述柱形框筒502的外侧；所述星箭对接环503设置在所述锥形框筒501的下侧；所述三角板6的下侧面、所述锥形框筒501和所述星箭对接环503围成所述推进舱；所述三角板6的上侧面和所述柱形框筒502围成所述服务载荷舱。推进舱外形整体呈三角形，结构稳定性好，力学性能优。所述服务载荷舱包括一体式连接载荷舱与服务舱，由共用的侧板2封闭。锥形框筒501下部与星箭对接环503一体化安装设计，上部则通过螺栓连接圆柱形承力框筒502。

本发明提供的三角形卫星构型还包括若干个侧板2；所述若干个侧板2顺次相连，用于封闭所述服务载荷舱。本发明提供的三角形卫星构型还包括贮箱4，所述贮箱4的一端嵌入所述服务载荷舱，另一端嵌入所述推进舱。在一定范围内贮箱柱段增减不影响主体构型。

本发明提供的三角形卫星构型还包括相机3，所述相机3以内嵌方式安装在所述柱形框筒502中，实现平台与载荷一体化安装设计。构型本体5为构型主承力结构，其与大质量的相机3、贮箱4轴线完全重合，呈轴对称布置。

所述侧板2的数量为3块，3块侧板2分别连接三角板的三条变且3块侧板2顺次相连围成三角形。

所述太阳电池阵包括奇数个太阳能帆板1；所述太阳能帆板1的数量大于两个；其中一个太阳能电池设置在中间的侧板上，剩余的太阳能帆板对称压紧安装在两侧的侧板上。在轨可展开，发射时节省运载包络空间，在轨惯量小，便于机动。

本发明提供的三角形卫星系统，包括运载火箭，还包括多个三角形卫星构型，多个三角形卫星构型沿所述运载火箭的运载轴线的圆周分布，更易实现一箭多星发射布局。

本发明提供的一种角形卫星构型装配方法，包括如下步骤：

步骤1：将三角板安装构型本体的外侧；

步骤2：将相机和贮箱嵌入所述构型本体；

步骤3：使用侧板封闭所述构型本体；

步骤4：在所述侧板装配太阳能帆板。

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 (4)

1.一种三角形卫星构型，其特征在于，包括构型本体和太阳电池阵；

所述太阳电池阵设置在所述构型本体的外侧；所述构型本体包括相连的推进舱和服务载荷舱；

所述构型本体包括锥形框筒、柱形框筒、星箭对接环和三角板；

所述锥形框筒连接所述柱形框筒；所述三角板设置在所述锥形框筒和所述柱形框筒之间且设置在所述锥形框筒和所述柱形框筒的外侧；所述星箭对接环设置在所述锥形框筒的下侧；

所述三角板的下侧面、所述锥形框筒和所述星箭对接环围成所述推进舱；所述三角板的上侧面和所述柱形框筒围成所述服务载荷舱；

还包括相机，所述相机以内嵌方式安装在所述柱形框筒中；

所述太阳电池阵包括奇数个太阳能帆板；

所述太阳能帆板的数量大于两个；其中一个太阳能帆板设置在中间的侧板上，剩余的太阳能帆板对称压紧安装在两侧的侧板上；两侧的侧板的太阳能帆板的侧边分别连接中间侧板上太阳帆板两端；当在轨状态时，两侧侧板上的太阳能帆板的以中间侧板上太阳帆板为中心展开。

2.根据权利要求1所述的三角形卫星构型，其特征在于，还包括若干个侧板；所述若干个侧板顺次相连，用于封闭所述服务载荷舱。

3.根据权利要求1所述的三角形卫星构型，其特征在于，还包括贮箱，所述贮箱的一端嵌入所述服务载荷舱，另一端嵌入所述推进舱。

4.根据权利要求2所述的三角形卫星构型，其特征在于，所述侧板的数量为3块，3块侧板分别连接三角板的三条变且3块侧板顺次相连围成三角形。