CN105905316A - 用于微小卫星系统的多功能舱壁结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于微小卫星系统的多功能舱壁结构，涉及航天器结构和电源系统设计领域。多功能舱壁结构包括碳纤维支撑结构、锂离子电池、平衡充电电路、电连接器、电压显示模块等部件，集承力、供电、平衡充电等功能于一体。该多功能舱壁结构实现了电源分系统、结构分系统以及状态检测分系统三者的一体化设计，并综合考虑了多功能舱壁结构的长寿命以及散热等问题。本发明具有体积小、重量轻、寿命长以及与卫星总体相容性好等优点，而且通过在微重力气浮模拟卫星上的应用表明：本发明有效减小了气浮模拟卫星本体的重量并增大了气浮模拟卫星的有效载荷装载空间。

Description

用于微小卫星系统的多功能舱壁结构

技术领域

本发明涉及航天器结构及电源系统设计技术领域，具体的涉及一种用于微小卫星系统的多功能舱壁结构。

背景技术

微小卫星是指一类重量小于1000kg的卫星，具有成本低、研制周期短、组网后功能性强等特点。尤其是近年来，微卫星(重10kg～100kg)的快速实用化，出现了一大批具有明确用途的微卫星系统。如国防科大的“天拓”系列卫星、中科院的“创新一号”、清华大学的“航天清华一号”等。为了实现卫星的小型化、微型化，其中所含各种仪器、设备均需尽可能的实现微型化、一体化，如国防科大的“天拓一号”首次用商业器件实现了单板纳星。

目前传统的分立式电源分系统和结构分系统设计方法，电源以及结构分系统在系统总质量上占据了很大的比重，且电源分系统占据了太多的有效装载空间。尤其对于卫星平台系统整体质量、体积受限的微小卫星来说，由于自身卫星平台系统的限制，其功能很大程度上取决于卫星平台所能提供的有效载荷质量预算和装载空间。因此微小卫星是否能实现实用化，主要取决于在保证卫星可靠性的前提下，卫星平台上各分系统是否能最大程度的实现集成一体化，以缩小卫星的整体体积和重量。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于微小卫星系统的多功能舱壁结构，该发明解决了现有分立式的电源分系统与结构分系统自重较大，且卫星平台装载空间集成度不高的技术问题。

本发明提供一种用于微小卫星系统的多功能舱壁结构，包括：碳纤维支撑结构、锂离子电池组、平衡充电电路、用于与外部电源或用电设备电气连接的电连接器、电压显示模块，碳纤维支撑结构包括龙骨和分别蒙设于龙骨一侧面上的第一蒙板和第二蒙板，锂离子电池组、平衡充电电路、电连接器和电压显示模块分别容纳于第一蒙板、第二蒙板和龙骨围成的安装空腔内；龙骨为“日”字型支撑骨架，龙骨的铺层方式为[±45/0/±45]2S；锂离子电池组由2～8节固态聚合物锂离子电池串联组成，各固态聚合物锂离子锂电池均分别与龙骨保持0.5～1cm的缝隙。

进一步地，平衡充电电路通过长度大于1.5cm的六角单通铜柱或螺钉与第一蒙板相连。

进一步地，平衡充电电路为cuk拓扑的推挽式非能耗型的平衡充电电路。

进一步地，锂离子电池组为多个能量密度≥180Wh/kg、额定电压3.7V、充电截止电压4.2V、放电截止电压3.0V、电池容量20Ah的固态聚合物锂离子电池。

进一步地，锂离子电池组为可充电电池。

进一步地，第一蒙板的一侧设有用于镶嵌电压显示模块的电压镶嵌孔和用于平衡充电电路散热的散热孔。

进一步地，第一蒙板的外侧设有风扇。

进一步地，碳纤维支撑结构均由M40J碳纤维材料制成。

本发明的技术效果：

本发明提供用于微小卫星系统的多功能舱壁结构，集电源分系统、结构分系统以及状态检测分系统三者于一体的多功能舱壁结构，充分考虑结构及功能部件之间的力学耦合关系，有效降低微小卫星系统的自重，增大微小卫星本体的有效装载空间，为微小卫星系统预留了更多的有效载荷质量预算和体积预算。

具体请参考根据本发明的用于微小卫星系统的多功能舱壁结构提出的各种实施例的如下描述，将使得本发明的上述和其他方面显而易见。

附图说明

图1是本发明优选实施例用于微小卫星系统的多功能舱壁结构立体示意图；

图2是本发明优选实施例用于微小卫星系统的多功能舱壁结构去除第一蒙板后的主视示意图；

图3是本发明优选实施例中第一蒙板的主视示意图；

图4是本发明优选实施例中第二蒙板主视示意图；

图5是本发明优选实施例用于微小卫星系统的多功能舱壁结构在微重力气浮模拟实验系统中的安装状态示意图；

图6是本发明优选实施例用于微小卫星系统的多功能舱壁结构中所用平衡充电电路的结构示意图；

图7是本发明优选实施例用于微小卫星系统的多功能舱壁结构中Cuk拓扑能量转移电路示意图。

图例说明：

100、舱壁结构；110、第一蒙板；112、散热孔；113、电压镶嵌孔；120、第二蒙板；121、第二安装孔；122、电连接器镶嵌孔；130、龙骨；140、锂离子电池组；150、电压显示模块；160、平衡充电电路板；170、电连接器；180、安装孔；210、气浮装置。

具体实施方式

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

参见图1，本发明提供了一种用于微小卫星系统的多功能舱壁结构100，包括碳纤维支撑结构、锂离子电池组140、平衡充电电路、用于与外部电源或用电设备电气连接的电连接器170、电压显示模块150，碳纤维支撑结构包括龙骨130和分别蒙设于龙骨130一侧面上的第一蒙板110和第二蒙板120，锂离子电池组140、平衡充电电路、电连接器170和电压显示模块150分别容纳于第一蒙板110、第二蒙板120和龙骨130围成的安装空腔内；龙骨130为“日”字型支撑骨架，龙骨130的铺层方式为[±45/0/±45]_2S；

锂离子电池组140由2～8节固态聚合物锂离子电池串联组成，各固态聚合物锂离子锂电池均分别与龙骨130保持0.5～1cm的缝隙。

本发明提供的用于微小卫星系统的多功能舱壁结构100集承力、供电、平衡充电等功能于一体，能够有效降低气浮模拟卫星的本体质量，增大卫星本体的有效载荷装载空间，在保证卫星平台可靠性的前提下，提高卫星平台的集成度。通过以龙骨130加强结构替代传统的实心舱板，既保证了结构承重，又有效地降低了微小卫星系统的重量。

参见图2，龙骨130为“日”字型的支撑结构，龙骨130的周围设置了多个安装孔180，以便与通过螺栓将龙骨130与卫星本体连接，起到机械支撑的作用，同时为各器件提供一个由卫星本体、第一蒙板110、第二蒙板120和龙骨130所围成的中空的内部安装空间。尤其是采用了“日”字型支撑骨架作为龙骨130，使得龙骨130更能符合结构传力路径的要求，在保证龙骨130作为主承力部件进行承力的同时保证了龙骨130内部的装载空间。

各固态聚合物锂离子锂电池均分别与龙骨130保持0.5～1cm的缝隙，能防止包括于龙骨130承重造成的形变对电池构成挤压。按此尺寸进行安装，能使碳纤维支撑结构、锂离子电池140及平衡充电电路之间实现机械连接(包括粘接以及螺丝紧固等)时，充分考虑各部件间的力学耦合关系，防止碳纤维复合材料支撑结构对各功能部件的挤压，造成整体性能降低或结构破坏，防止龙骨130承重后形成的形变对电池芯的挤压。

优选的，为减轻模拟卫星质量，碳纤维支撑结构均由M40J碳纤维材料制成，该材料质轻强度大，高强度、高模量能实现对安设于支撑结构平衡充电电路及锂离子电池140电芯进行保护。龙骨130与第一蒙板110、第二蒙板120之间通过胶粘接。

优选的，如图3所示，第一蒙板110的周缘设有多个用于便于安装龙骨130所用螺钉通过的安装孔180，第一蒙板110的一侧设有用于镶嵌电压显示模块150的电压镶嵌孔113和用于平衡充电电路散热的散热孔112，第一蒙板110外侧设有风扇。散热孔112可以设置于位于平衡充电电路板160的正上方，第一蒙板110的外侧可以通过加装风扇，通过多功能结构的内外强迫对流进行散热。这里的散热方式仅表明多功能结构内部的热控考虑，在实际微小卫星应用中，也可以利用现有方法根据卫星系统的整体热分布以及空间的真空特性，设计热控分系统。

优选的，锂离子电池组140为多个能量密度≥180Wh/kg、额定电压3.7V、充电截止电压4.2V、放电截止电压3.0V、电池容量20Ah的固态聚合物锂离子电池，锂离子电池组140为可充电电池。固态聚合物锂离子电池成型特性良好，便于嵌入碳纤维支撑结构内部。同时采用该锂离子电池组140，能充分保持该舱壁结构100用于卫星模拟实验时的可靠性的同时，最大程度的降低整体重量。

若长期采用传统的两极充电的方式，会对电池的寿命产生不利影响，因此，本发明提供的多功能结构中所含电池均采用平衡充电的方法进行充电，并将该电路封装于多功能结构的内部，简化了外部电路，节约了星体内的载荷体积。

具体实例中，选用7节电池串联的方式进行供电，该高比能量固态聚合物锂离子锂电池中无自包括液体存在，整体电池呈“干态”，电池能量密度大于180Wh/kg。所用固态聚合物锂离子电池均采用采用聚合物锂电池专用的铝塑复合膜进行封装，结构成型后依次用有机硅凝胶粘贴于第二蒙板120上。平衡充电电路板160为印刷PCB板，该电路板10通过型号为M3(内外螺纹牙)×8mm(高度)×S4.6mm(落幕六角对边)的六角单通铜柱与第二蒙板120连接，十字铜圆头机丝穿过第二蒙板120预留的第二安装孔121与六角单通铜柱的内牙旋紧连接，六角单通铜柱的外牙穿过PCB板预留的安装孔180并用M3螺母旋紧连接。

优选的，平衡充电电路为cuk拓扑的推挽式非能耗型的平衡充电电路。采用该电路能将电压高的电池能量转移到电压低的电池，以此达到各节电池的电压均衡，延长电池使用寿命的目的，该电路采用的cuk拓扑的能量转移方式降低了封闭多功能结构的结构内部的热量累积。

参见图6平衡充电电路的结构示意图可知，电池组直接与一个开关电路相连，该开关电路是包括3个8选1的模拟开关，通过单片机发送的控制信号，控制3×8路开关的通断。该三个模拟开关将相邻的两节锂电池分别接入图7所示的位置，并且通过一个电压比较器得到一个高低电平信号，传递给单片机，以此确定锂电池B1和锂电池B2的电压高低。

如图7所示，cuk拓扑的能量转移电路包括MOSFET管(金氧半场效晶体管)S1、MOSFET管S2、电感L1、电感L2和电容C。电源B1与MOSFET管S1、电感L1串联，MOSFET管S1与二极管D1并联。电源B2与MOSFET管S2、电感L2串联，MOSFET管S2与二极管D2并联。电源B1和电源B2串联，电感L1与MOSFET管S1的连接点以及电感L2与MOSFET管S2的连接点之间通过电感C连接。设MOSFET管导通周期为Ton，周期为T，占空比D＝Ton/T。该电路的工作原理如下：当B1电压高于B2电压时，单片机的PWM信号传送给MOSFET管S1，另一个MOSFET管S2接地。Ton期间，S1导通，此时B1-L1-S1以及L2-C-S1-B2回路闭合，B1分流出的电流使L1充能，电容C放电，使L2储能并向B2充能；Toff期间，S1断开，此时B1-L1-C-D2以及L2-D2-B2回路闭合，B1分流出的电流使L1以及电容C充能，L2向B2充能。如此形成了一种能量转移式的平衡充电方式，通过上述原理描述可知，该电路的耗能主要是电池组的内阻发热，理论上没有其他额外的耗能元件，因此该平衡充电电路发热量小，效率高，适用于本发明所需的热控条件以及20Ah的大容量充电需求。

具体实例中，电连接器170为三芯航空插头，嵌设于蒙板的机械接口上；电压显示模块150为0-50V量程的两线数字电压表表头，该模块并联于电池的放电电源母线上，嵌设于蒙板的机械接口上。

优选的，平衡充电电路通过长度大于1.5cm的六角单通铜柱或螺钉与第一蒙板110相连。这使得电路板与第一、第二蒙板120之间均保持了1cm以上的距离，从而实现了电隔离和空间隔离。

本发明提供的用于微小卫星系统的多功能舱壁结构100可以用于微重力气浮模拟实验系统中，参见图5，可知本发明提供的用于微小卫星系统的多功能舱壁结构100安装于微重力气浮模拟实验系统中模拟卫星的一侧作为其侧壁使用。

微重力气浮模拟实验系统是一种包括高精度大理石平台与气浮模拟卫星，用于模拟在轨环境微重力环境特性，验证航天器动力学与控制技术的实验平台。模拟卫星的包括卫星本体和气浮装置210，其重力补偿原理为：贮存于气浮装置210气瓶中的高压气体，经过截止阀、减压阀，通过气路管线到达缓冲集气模块后，经气足排出，产生浮力从而抵消模拟卫星所受重力。模拟卫星自重越大，气浮所需的气体压力也就越大，这意味着必须要提高气瓶的壁厚以达到安全的结构强度，相应管线的强度也必须相应提高；于此同时自重的增大也意味着维持一定时间的气浮所耗费的气体量也会增长，气瓶的数量以及容量也要相应增加。因此模拟卫星的自重达到一定程度，则会对模拟卫星的气路设计提出过高要求，甚至难以满足。尤其是对于用于在轨服务技术验证的卫星而言，空间机械臂等有效载荷质量本身较大，且在地面试验过程中必须保证一定的刚度从而保证所需的载荷重量和操作精度，其质量很难削减。所以优化设计从而减轻卫星平台本身的重量势在必行。现有的实验用微重力气浮台模拟卫星多采用传统的分立式的电源分系统和结构分系统设计方法，电源以及结构分系统在系统总质量中占据了很大比重，且电源系统占据了太多的有效装载空间，这为模拟卫星的总体设计带来了较大困难。

具体实例中，电压显示模块150选用0-50V量程的两线数字电压表表头，可以利用自身的卡扣镶嵌于预留的镶嵌孔中。第一蒙板110置于卫星星体的外侧，便于用户观察电量变化。第二蒙板120上预留电连接器镶嵌孔122，该孔尺寸与选用的电连接器170的尺寸相匹配，电连接器170可镶嵌在该孔内。图4中第二蒙板120预留放电口电连接器镶嵌孔122，选用的电连接器170镶嵌在该孔内。

本领域技术人员将清楚本发明的范围不限制于以上讨论的示例，有可能对其进行若干改变和修改，而不脱离所附权利要求书限定的本发明的范围。尽管己经在附图和说明书中详细图示和描述了本发明，但这样的说明和描述仅是说明或示意性的，而非限制性的。本发明并不限于所公开的实施例。

通过对附图，说明书和权利要求书的研究，在实施本发明时本领域技术人员可以理解和实现所公开的实施例的变形。在权利要求书中，术语“包括”不排除其他步骤或元素，而不定冠词“一个”或“一种”不排除多个。在彼此不同的从属权利要求中引用的某些措施的事实不意味着这些措施的组合不能被有利地使用。权利要求书中的任何参考标记不构成对本发明的范围的限制。

Claims (8)

1.一种用于微小卫星系统的多功能舱壁结构，其特征在于，包括：碳纤维支撑结构、锂离子电池组、平衡充电电路、用于与外部电源或用电设备电气连接的电连接器、电压显示模块，所述碳纤维支撑结构包括龙骨和分别蒙设于所述龙骨一侧面上的第一蒙板和第二蒙板，所述锂离子电池组、所述平衡充电电路、所述电连接器和所述电压显示模块分别容纳于所述第一蒙板、所述第二蒙板和所述龙骨围成的安装空腔内；所述龙骨为“日”字型支撑骨架，所述龙骨的铺层方式为[±45/0/±45]_2S；

所述锂离子电池组由2～8节固态聚合物锂离子电池串联组成，各所述固态聚合物锂离子锂电池均分别与龙骨保持0.5～1cm的缝隙。

2.根据权利要求1所述的用于微小卫星系统的多功能舱壁结构，其特征在于，所述平衡充电电路通过长度大于1.5cm的六角单通铜柱或螺钉与所述第一蒙板相连。

3.根据权利要求1所述的用于微小卫星系统的多功能舱壁结构，其特征在于，所述平衡充电电路为cuk拓扑的推挽式非能耗型的平衡充电电路。

4.根据权利要求1所述的用于微小卫星系统的多功能舱壁结构，其特征在于，所述锂离子电池组为多个能量密度≥180Wh/kg、额定电压3.7V、充电截止电压4.2V、放电截止电压3.0V、电池容量20Ah的固态聚合物锂离子电池。

5.根据权利要求4所述的用于微小卫星系统的多功能舱壁结构，其特征在于，所述锂离子电池组为可充电电池。

6.根据权利要求1所述的用于微小卫星系统的多功能舱壁结构，其特征在于，所述第一蒙板的一侧设有用于镶嵌所述电压显示模块的电压镶嵌孔和用于所述平衡充电电路散热的散热孔。

7.根据权利要求1所述的用于微小卫星系统的多功能舱壁结构，其特征在于，所述第一蒙板的外侧设有风扇。

8.根据权利要求1～7中任一项所述的用于微小卫星系统的多功能舱壁结构，其特征在于，所述碳纤维支撑结构均由M40J碳纤维材料制成。