CN105691637B - 一种模块化卫星 - Google Patents

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    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles

Abstract

本发明提供了一种模块化卫星，包括：一姿控舱模块，所述姿控舱模块为一长方体；一电子舱模块，所述电子舱模块为一长方体，所述电子舱模块的长度和宽度与所述姿控舱模块相同，所述电子舱模块与所述姿控舱模块沿高度方向对齐并固接；多个星外单机，所述多个星外单机各自独立的固接在姿控舱模块或电子舱模块的外壳外表面；以及一太阳能电池帆板组件，所述太阳能电池帆板组件包括对称设置在姿控舱模块两侧的一对太阳能电池展开帆板。

Description

一种模块化卫星
技术领域
本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种模块化卫星。
背景技术
卫星已普遍应用于政治、经济、军事等各个领域，随着航天技术的迅猛发展，人们对卫星的需求越来越多，现有的卫星架构存在的诸多问题随之不断突显出来。主要体现在卫星普遍外形庞大、功能复杂、成本高昂。并且卫星零部件一旦升级换代，就需要对整个系统进行重新设计改造，导致设计周期长。因此，如何提出一种新型的卫星架构，能够降低卫星体积，且能够更灵活的进行零部件的升级改造，是现有技术亟待解决的问题。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是，提供一种组装灵活且小型化的模块化卫星。
为了解决上述问题，本发明提供了一种模块化卫星，包括：一姿控舱模块，所述姿控舱模块为一长方体；一电子舱模块，所述电子舱模块为一长方体，所述电子舱模块的长度和宽度与所述姿控舱模块相同，所述电子舱模块与所述姿控舱模块沿高度方向对齐并固接；多个星外单机，所述多个星外单机各自独立的固接在姿控舱模块或电子舱模块的外壳外表面；以及一太阳能电池帆板组件，所述太阳能电池帆板组件包括对称设置在姿控舱模块两侧的一对太阳能电池展开帆板。
可选的，所述电子舱模块内具有一综合电子学系统，所述综合电子学系统具有星务计算机、存储器、测控应答机、GNSS接收机、电源控制板、光谱仪控制板、以及数传发射编码调制板中的一个或者多个。
可选的，所述姿控舱模块内具有姿控系统的陀螺、磁强计、动量轮、以及磁棒中的一个或者多个。
可选的，所述星外单机包括高光谱成像仪、GNSS天线、测控天线、数传天线、Zigbee天线、星敏感器、以及太阳敏感器中的一个或者多个。
可选的，所述电子舱模块的侧板上装配有蓄电池组和数传发射机。
可选的，所述一对太阳能电池展开帆板中的一个太阳能电池展开帆板包括三块太阳能电池片，其中第一太阳能电池片与姿控舱模块的一侧面通过转轴连接，以使第一太阳能电池片能够向外展开至与姿控舱模块的顶面平行；第二太阳能电池片与第三太阳能电池片分别与第一太阳能电池片的两个相对侧边通过转轴连接，以使第二太阳能电池片与第三太阳能电池片能够展开至第一太阳能电池片所在的平面；另一太阳能电池展开帆板的结构与上述结构对称。
可选的，所述太阳能电池帆板组件还包括设置在姿控舱模块顶面的一太阳能电池片。
可选的，所述姿控舱模块与电子舱模块通过多个角片连接，所述角片包括两个相互垂直的外片并具有外螺孔，用于连接姿控舱模块的框架，所述外片的外表面与姿控舱模块以及电子舱模块的外表面处在同一平面内，以保证所述模块化卫星的外表面平整；所述角片还包括一与外片固接的内片，所述内片设置在所述外片的边沿内侧，并与设置内片的外片平行；所述内片上设置有内螺孔，所述内螺孔用于将连接角片同电子舱模块的框架之间固连接。
本发明的优点在于，采用两个舱体作为姿态舱和电子舱以及星外单机，舱内部件可以灵活调整，舱体之间的连接采用标准化连接。这样的结构使卫星易于组装和改动，在改动星内组件时只需要调整舱内布局或者星外单机的位置，而无需对整星结构作出调整。
附图说明
附图1是本具体实施方式所述的模块化卫星的结构示意图。
附图2是本具体实施方式所述的模块化卫星中的姿控舱模块的内部结构示意图。
附图3是本具体实施方式所述的模块化卫星中的电子舱模块的内部结构示意图。
附图4A与4B是本具体实施方式所述的模块化卫星中的太阳能电池帆板组件的结构示意图。
附图5所示是本具体实施方式所述的模块化卫星中的连接角片结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明提供的模块化卫星的具体实施方式做详细说明。
附图1所示是本具体实施方式所述的模块化卫星的结构示意图，包括：姿控舱模块110，电子舱模块120、一太阳能电池帆板组件、以及多个星外单机。
所述姿控舱模块110和电子舱模块120为长方体，且两者的长度和宽度相同，所述姿控舱模块110和电子舱模块120沿高度方向对齐并固接。两者形成卫星的主要部分。
参考附图2所示是本具体实施方式所述的模块化卫星中的姿控舱模块110的内部结构示意图，包括陀螺21、斜装动量轮22、三轴磁强计23、正装动量轮24、X向磁棒25、Y向磁棒26、Z向磁棒15。
参考附图3所示是本具体实施方式所述的模块化卫星中的电子舱模块120的内部结构示意图，包括综合电子学系统，所述综合电子学系统包括星务计算机、存储器、测控应答机、GNSS接收机、电源控制板、光谱仪控制板、数传发射编码调制板中的一个或者多个，上述装置以插接板的方式设置在电子舱模块120内部，以便于扩展和升级。所述电子舱模块120的侧板上装配有蓄电池组32、数传发射机33和微波网格盒34。
所述星外单机包括高光谱成像仪、GNSS天线、测控天线、数传天线、Zigbee天线、星敏感器、以及太阳敏感器等多个组件中的一个或多个，根据需要可以增加或者减少。星外单机根据需要固定在姿控舱模块110或者电子舱模块120的表面。
本具体实施方式中的模块化卫星还包括一太阳能电池帆板组件。参考附图4A与4B并结合附图1所示是本具体实施方式所述的模块化卫星中的太阳能电池帆板组件的结构示意图。所述太阳能电池帆板组件包括对称设置在姿控舱模块两侧的一对太阳能电池展开帆板141与142，以及设置在姿控舱模块顶面的一固定太阳能电池片143。
参考附图1所示，在发射之前，太阳能电池展开帆板141与142是折叠设置在卫星的两个侧面的，以最低限度的占用卫星的横向尺寸。继续参考附图4A，所述太阳能电池展开帆板142包括三块太阳能电池片，分别为第一太阳能电池片42a、第二太阳能电池片42b以及第三太阳能电池片42c。其中第一太阳能电池片42a与姿控舱模块110的一侧面通过转轴44a连接，以使第一太阳能电池片42a能够向外展开至与姿控舱模块110的顶面平行。第二太阳能电池片42b与第三太阳能电池片42c分别与第一太阳能电池片42a的两个相对侧边通过转轴44b与44c连接，以使第二太阳能电池片42b与第三太阳能电池片42c能够展开至第一太阳能电池片42a所在的平面。
继续参考附图4A，在发生进入预定轨道后，首先是第一太阳能电池片42a依靠转轴44a向侧面展开至与姿控舱模块110的顶面平行，然后是第二太阳能电池片42b与第三太阳能电池片42c依靠转轴44b与44c向侧面展开至与第一太阳能电池片42a处在同一平面。至此三块太阳能电池板展开在同一平面。太阳能电池展开帆板141的结构与太阳能电池展开帆板142对称，也执行相同的展开操作。展开后获得的太阳能电池帆板状态请参考附图4B。
在本具体实施方式中，所述姿控舱模块与电子舱模块通过多个连接角片150连接。参考附图5所示是本具体实施方式所述的模块化卫星中的连接角片150结构示意图。所述角片150包括两个相互垂直的外片521与522，相应的，每个外片对应设置一个内片，包括内片511与512。所述外片521与522的外表面与姿控舱模块110、电子舱模块120的外表面处在同一平面内，以保证所述卫星模块的外表面平整。所述内片511设置在所述外片521的边沿内侧，并与设置内片511的外片521平行。内片512也具有类似的结构。
继续参考附图5，所述连接角片150包括两个相互垂直的外片521与522，用于连接姿控舱模块110和电子舱模块120的边沿。所述内片511上设置有内螺孔，本具体实施方式以内螺孔514与515表示。所述内螺孔用于将连接角片同电子舱模块120的框架之间固连接。对应的外片521上设置有外螺孔，本具体实施方式以外螺孔524、525和526表示。所述外螺孔用于连接姿控舱模块110的框架。在其他的具体实施方式中还可以包括更多或者更少的内螺孔和外螺孔。另一组内片512和外面522上也有同样的螺孔设置。
在本具体实施方式中，所述内片511的边沿延伸至设置该内片511的外面521边沿以外的形成一延伸部，所述内片511的内螺孔514与515设置在延伸部。在其他的具体实施方式中，内螺孔的设置位置可以根据卫星模块的螺孔位置做出调整。
上述结构用于将姿控舱模块110和电子舱模块120连接固定。内片用于同电子舱模块120的框架固结，而外片用于连接姿控舱模块110的框架。而姿控舱模块110和电子舱模块120只需要在框架上与本连接角片150的螺孔相应的位置设置螺孔即可。因此如果姿控舱模块110和电子舱模块120需要改变尺寸，也无需重新设计连接结构。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种模块化卫星，其特征在于，包括：
一姿控舱模块，所述姿控舱模块为一长方体，所述姿控舱模块包括陀螺、斜装动量轮、三轴磁强计、正装动量轮、X向磁棒、Y向磁棒、Z向磁棒；
一电子舱模块，所述电子舱模块为一长方体，所述电子舱模块的长度和宽度与所述姿控舱模块相同，所述电子舱模块与所述姿控舱模块沿高度方向对齐并固接，所述电子舱模块内具有一综合电子学系统，且所述综合电子学系统以插接板的方式设置在所述电子舱模块内部；
多个星外单机，所述多个星外单机各自独立的固接在姿控舱模块或电子舱模块的外壳外表面；以及
一太阳能电池帆板组件，所述太阳能电池帆板组件包括对称设置在姿控舱模块两侧的一对太阳能电池展开帆板；
所述姿控舱模块与电子舱模块通过多个角片连接，所述角片包括两个相互垂直的外片并具有外螺孔，用于连接姿控舱模块的框架，所述外片的外表面与姿控舱模块以及电子舱模块的外表面处在同一平面内，以保证所述模块化卫星的外表面平整；所述角片还包括一与外片固接的内片，所述内片设置在所述外片的边沿内侧，并与设置内片的外片平行；所述内片上设置有内螺孔，所述内螺孔用于将角片同电子舱模块的框架之间固连接。
2.根据权利要求1所述的模块化卫星，其特征在于，所述综合电子学系统具有星务计算机、存储器、测控应答机、GNSS接收机、电源控制板、光谱仪控制板、以及数传发射编码调制板中的一个或者多个。
3.根据权利要求1所述的模块化卫星，其特征在于，所述星外单机包括高光谱成像仪、GNSS天线、测控天线、数传天线、Zigbee天线、星敏感器、以及太阳敏感器中的一个或者多个。
4.根据权利要求1所述的模块化卫星，其特征在于，所述电子舱模块的侧板上装配有蓄电池组和数传发射机。
5.根据权利要求1所述的模块化卫星，其特征在于，所述一对太阳能电池展开帆板中的一个太阳能电池展开帆板包括三块太阳能电池片，其中第一太阳能电池片与姿控舱模块的一侧面通过转轴连接，以使第一太阳能电池片能够向外展开至与姿控舱模块的顶面平行；第二太阳能电池片与第三太阳能电池片分别与第一太阳能电池片的两个相对侧边通过转轴连接，以使第二太阳能电池片与第三太阳能电池片能够展开至第一太阳能电池片所在的平面；另一太阳能电池展开帆板的结构与上述结构对称。
6.根据权利要求1所述的模块化卫星，其特征在于，所述太阳能电池帆板组件还包括设置在姿控舱模块顶面的一太阳能电池片。
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