CN106564619A

CN106564619A - 一种新型商业遥感卫星构型布局

Info

Publication number: CN106564619A
Application number: CN201610964646.0A
Authority: CN
Inventors: 段晓; 刘质加; 辛强; 王峰; 高永新; 刘江; 齐卫红
Original assignee: Aerospace Dongfanghong Satellite Co Ltd
Current assignee: Aerospace Dongfanghong Satellite Co Ltd
Priority date: 2016-10-28
Filing date: 2016-10-28
Publication date: 2017-04-19
Anticipated expiration: 2036-10-28
Also published as: CN106564619B

Abstract

一种新型商业遥感卫星构型布局，包括中空的正五边形立柱形式的卫星结构(4)、体装太阳翼(3)、可展开太阳翼(2、6、7)，卫星结构(4)又包括底板(402)、五块相同的侧板(403～407)、相机安装板(409)和桁架结构(408)。本发明综合考虑主载荷相机机械接口、卫星主结构形式、太阳翼安装布局、电子设备安装布局等因素并进行综合优化设计，能够在满足有效载荷及平台设备安装布局要求的基础上，实现卫星的小型化、轻量化、转动惯量小、总装操作性好，满足卫星在轨应用需求。

Description

一种新型商业遥感卫星构型布局

技术领域

本发明涉及一种卫星的构型布局。

背景技术

高分辨率商业遥感卫星是推动卫星及应用产业化发展的必然趋势，立足于服务市场商业需求，为卫星遥感数据化及开展国际服务提供支撑。商业遥感卫星主载荷为多光谱相机，具有平台高度集成化、体积小型化、高敏捷机动能力等特点，可实现快速机动的高分辨率成像任务。

卫星构型布局设计的任务就是要满足有效载荷设备的安装和指向要求，满足卫星各分系统设备的指向与安装要求，同时整星要具备良好的刚度特性，尽可能减小整星结构占比，减小转动惯量以提高机动性能。卫星还要求具备总装可操作性、具备足够的太阳电池阵面积以满足能源需求。

目前商业遥感卫星构型布局采用的是传统的舱板式结构，构型布局的特点有：1)主结构采用具有蜂窝芯子的夹层板结构，卫星外形尺寸呈规则的立方体构型；2)相机安装在载荷舱内，卫星镜筒指地面；3)对接环安装在卫星的对天面；4)太阳翼压紧在卫星本体两侧，为保证太阳翼面积，采用多次折叠压紧形式，在轨解锁展开；5)卫星设备大部分安装在星体内部。这种传统的构型布局方式存在以下问题：1)结构重量占整星比重较大，约为15％；2)整星转动惯量大，不利用卫星在轨快速机动；3)设备安装空间小，总装操作性差；4)两叠展开式太阳翼的设计、安装、地面展开过程复杂；5)整星包络尺寸大，星内空间利用率低。因此，传统的构型布局方式不能够实现卫星快速总装、轻量化、快速机动的任务需求。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，针对商业遥感卫星在轨快速机动、高分辨率成像的任务要求，提供了一种新型的构型布局方法，综合考虑主载荷相机机械接口、卫星主结构形式、太阳翼安装布局、电子设备安装布局等因素并进行综合优化设计，能够在满足有效载荷及平台设备安装布局要求的基础上，实现卫星的小型化、轻量化、转动惯量小、总装操作性好，满足卫星在轨应用需求。

本发明的技术解决方案是：一种新型商业遥感卫星构型布局，包括中空的正五边形立柱式的卫星结构、体装太阳翼、可展开太阳翼，所述的卫星结构又包括底板、五块相同的侧板、相机安装板和桁架结构，底板位于所述桁架结构的底面，五块相同的侧板位于所述桁架结构的侧面，相机安装板位于所述桁架结构的顶面；体装太阳翼固定支撑在卫星结构的顶部，可展开太阳翼与体装太阳翼铰接；对接环固定在底板的下方，主载荷相机通过相机安装板固定在卫星结构中间，星载电子设备和控制力矩陀螺均安装在侧板上，推进子系统设备安装在底板上，两个贮箱相对于整星质心对称安装。

所述的桁架结构包括五个底杆、五个顶杆、五个竖杆、五个主杆、十个支撑杆、五个底部接头、五个顶部接头、五个支撑接头，其中五个底杆通过五个底部接头首尾相连构成底面正五边形，五个顶杆通过五个顶部接头首尾相连构成顶面正五边形，每个竖杆首尾通过一个底部接头和一个顶部接头相连，由此形成正五面体的立体框架，所述正五面体的立体框架的顶部，每个顶部接头上又固定安装三个杆件，中间为主杆，两侧为支撑杆，每个主杆的顶端对应安装一个支撑接头。

所述的五个底杆、五个顶杆、五个竖杆、五个主杆、十个支撑杆、五个底部接头、五个顶部接头、五个支撑接头均采用碳纤维复合材料。

所述主载荷相机的承力结构采用五边形承力结构，五边形承力结构上主载荷相机的安装面与镜筒同方向；五边形承力结构上主载荷相机的安装面上设有三个阻尼桁架，三个阻尼桁架支撑在所述桁架结构上。

所述的底板、相机安装板及侧板均采用碳纤维面板和铝蜂窝夹层结构。

所述的控制力矩陀螺有五台，每台的转动轴线G与卫星的XOY平面的夹角β均为50°，框架角为零度时，角动量H方向与卫星的XOY面平行，五台控制力矩陀螺的转动轴线G在Z轴上交于一点，五条转动轴线与交点在空间中呈五面锥构型；所述卫星的XOY面为与底板平行的平面，Z轴与卫星的XOY面垂直。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明基于控制力矩陀螺的正五面锥构型和主载荷相机的安装特点，并充分利用运载火箭包络，将卫星设计为正五边形立柱式结构，卫星构型尺寸更为紧凑，有效减小了卫星包络尺寸和距离星箭对接面的高度，卫星包络尺寸由Φ2249mm×2150mm减小为Φ2000mm×1600mm，使卫星能够适应一箭双星的发射状态；

(2)本发明优化了相机的阻尼桁架结构，新设计了相机的阻尼桁架反撑结构，实现了相机倒置安装，使相机镜筒与对接环设计在同一方向上，既充分利用了正五边形立柱式结构的内部空间，同时也减少了相机在星体外部的高度；

(3)本发明卫星结构形式采用桁架式结构加五块侧板，较传统的结构形式，卫星结构重量更轻量化；同时，卫星在地面总装及测试时，以桁架式结构为承力结构，依次安装相机、侧板、底板，然后安装侧板上的设备和电缆，最后安装太阳翼。这种安装方式打破了以往常规的卫星内部安装设备的状态，所有的设备均在星体外部安装和操作，电缆沿星体外部铺设，热控实施全部在星体外部操作，星上设备操作简单易行，减小了安装复杂度，提高了操作效率，减少了操作过程中可能出现的问题。

附图说明

图1为本发明遥感卫星构型布局示意图；

图2为本发明卫星结构示意图；

图3为本发明桁架结构组成示意图；

图4为本发明四向立体异形接头示意图；

图5为本发明六向立体异形接头示意图；

图6为本发明四向立体规则接头示意图；

图7为本发明主载荷相机优化设计示意图；

图8为本发明主载荷相机“倒置安装”示意图；

图9为本发明太阳翼收拢状态示意图；

图10为本发明控制力矩陀螺转动矢量示意图；

图11为本发明控制力矩陀螺安装构型示意图；

图12为本发明电子设备安装布局示意图。

具体实施方式

本发明中，卫星结构本体为五边形立柱式结构，主结构采用“复合材料桁架”+“蜂窝结构板”的形式；对主载荷相机承力结构方式改进，通过设计阻尼桁架反撑结构，通过设计主载荷相机“倒置安装”的新布局形式，解决了相机遮光罩周边空间的利用；通过规定太阳翼构型布局采用一块体装式太阳翼和三块可展开式太阳翼结合的方式，保证了太阳翼的面积能够满足整星的在轨能源供应，同时也提高了整星的刚度。

本发明遥感卫星构型布局如图1所示，为充分利用空间，构型布局时取消传统的分舱布局形式，对有效载荷和卫星平台进行一体化设计和优化，避免舱段间所需的操作空间。卫星本体形状为规则五边形，卫星包络尺寸为Φ2000mm×1600mm。图中给出了星载电子设备1，三块可展开太阳翼2、6、7，体装太阳翼3，卫星结构4、主载荷相机5。

卫星结构4主体五边形立柱式结构，结构本体尺寸为Ф1200×1478mm(含对接环401)，其由对接环401、底板402、五块相同的侧板403～407、桁架结构408、相机安装板409、体装太阳翼3组成，如图2所示。对接环401作为整星的机械基准，对接环401与底板402通过螺栓连接，作为结构装配基准，桁架结构408装配完成后，通过五个底杆426～430上的连接孔与底板402连接，侧板403～407、相机安装板409、体装太阳翼3通过侧向连接孔与桁架结构408固定，组成封闭的五边形立体结构，底板402、相机安装板409及侧板403～407均采用碳纤维面板/铝蜂窝夹层结构。侧板403～407外侧以及体装太阳翼3内侧作为星载电子设备1的安装面。

如图3所示，桁架结构主要由接头和杆件共同组成，接头之间通过复合材料杆件胶接连接。共包括五个底杆426～430、五个顶杆436～440、五个竖杆431～435、五个支撑杆451～455、十个斜向支撑杆441～450、五个底部接头421～425、五个顶部接头416～420、五个支撑接头411～415，其中五个底杆426～430通过五个底部接头421～425首尾相连构底面正五边形，五个顶杆436～440通过五个顶部接头416～420首尾相连构顶面正五边形，每个竖杆431～435首尾通过一个底部接头421～425和一个顶部接头416～420相连，由此形成正五面体的立体框架。每个顶部接头416～420上固定安装三个杆件，中间为主杆451～455，两侧为支撑杆441～450，每个主杆451～455的顶端对应安装一个支撑接头411～415；五个底杆426～430通过接头连接成整体，用于和底板402的连接，保证了桁架结构的横向刚度，同时作为桁架结构的装配基础；五个竖杆431～435用于连接桁架结构的底面正五边形结构和顶面正五边形结构，保证了桁架结构的纵向刚度；五个支撑杆451～455和十个斜向支撑杆441～450用于连接五个顶部接头416～420和五个支撑接头411～415，以此为基础安装和固定体装太阳翼3，减小固定体装太阳翼3及其板内侧安装设备的振动响应。

支撑接头411～415为四向立体异形接头，如图4所示，接头用于连接支撑杆、斜向支撑杆和体装太阳翼，接头由碳纤维复合材料采用三维编织工艺成型加工，接头上的连接点提供桁架和结构板支架的连接接口，连接点采用铝合金埋置件。顶部接头416～420为六向立体异形接头，如图5所示，接头用于连接支撑杆、斜向支撑杆和竖杆，接头由碳纤维复合材料采用三维编织工艺成型加工，接头上的连接点提供桁架和结构板支架的连接接口，连接点采用铝合金埋置件。底部接头421～425为四向立体规则接头，如图6所示，接头用于连接支撑杆、斜向支撑杆和竖杆，接头由碳纤维复合材料采用三维编织工艺成型加工，接头上的连接点提供桁架和结构板支架的连接接口，连接点采用铝合金埋置件。

对于主载荷相机5的承力结构，本发明中进行了优化改进，如图7所示，相机主承力结构为适应卫星的五边形立柱式构型，将其主承力结构优化为五边形承力结构501，其外形尺寸与卫星结构匹配；相机安装面选择与相机镜筒指向同方向，即与图示的+Za方向同向，将三个阻尼桁架502安装在五边形承力结构503的+Za面。

根据优化设计的结果，将主载荷相机5“倒置安装”，“倒置安装”区别于传统意义上的相机镜筒指向朝上或指向朝星体侧面，这里指相机镜筒指向朝下，即与对接环401和相机镜筒设计在同一方向。如图8所示，由于相机镜筒直径为756mm，小于对接环内径(838mm)，为充分利用星体内部空间，将对接环与镜筒设计在同一方向，即相机的Za轴方向与星体的Z轴指向相同，安装时，将相机吊装，相机镜筒沉入星体内部，相机通过三个阻尼桁架支撑在卫星的主承力桁架结构上，其中，每个阻尼桁架通过阻尼桁架与星体连接点1和阻尼桁架与星体连接点2与顶杆连接，相机在地面测试及发射状态时，镜筒对地。

卫星共设计4块太阳翼，太阳翼总面积为5.75m²，太阳翼构型布局采用一块体装式太阳翼3(五边形，面积1.85m²)和三块块可展开式太阳翼2、6、7(长方形，面积1.3m²)结合的方式，体装式太阳翼3固定于桁架结构顶端，三块可展开式太阳翼2、6、7通过活动铰链与体装太阳翼3连接并固定，在轨解锁朝-Z方向旋转90°并锁定，太阳电池阵收拢状态构型和在轨展开状态构型分别如图9和图1所示；

五台控制力矩陀螺101～105的布局考虑了卫星在轨的零动量控制要求，同时兼顾其发射主动段的力学环境，如图12所示，五台控制力矩陀螺通过支架分别安装在五块侧板403～407上，且靠近卫星的对接环401位置(卫星的+Z方向)。如图10所示，控制力矩陀螺的转动矢量定义为控制力矩陀螺正向旋转时其角动量H方向由高速部分安装面中心指向突起侧；当H方向正对基准镜时，框架角为零度，框架转动正方向为G(右手法则)。如图11所示，五台控制力矩陀螺的转动轴线G与卫星的XOY平面(卫星坐标系OXYZ见图1所示)夹角β均为50°，框架角为零度时，角动量H方向与卫星的XOY面平行，五台控制力矩陀螺的转动轴线在Z轴上交于一点，五条转动轴线与交点在空间中呈群五面锥构型。

如图12所示，卫星推进子系统选用两个相同容积的贮箱106～107，贮箱通过高120mm的支架安装在体装式太阳翼3的背面，两贮箱的质心相对卫星的质心对称布置，在轨燃料消耗不会影响卫星的横向质心位置变化。十台推力器组件109通过支架安装在底板402上，推进子系统其他部件均安装在底板402上，并通过管路系统将其连接为一个整体。

为保证星敏感器108的指向精度，如图12所示，三台星敏感器108安装在主载荷相机5的组合加工的一体化支架上；其余星上电子设备按分系统在侧板外侧布局，同一分系统的设备布局在同一结构板上，设备具有良好的开敞性和可操作性。在图示的设备布局情况下，结构板无遮挡，有精测要求的设备均可以被测量；电缆设计均沿杆件走向，绑扎方便，走向简单，无需进行电缆穿舱设计；设备在安装到位后进行抗辐照设计处理和热控实施，确保满足在轨任务要求。

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

1.一种新型商业遥感卫星构型布局，其特征在于包括：中空的正五边形立柱式的卫星结构(4)、体装太阳翼(3)、可展开太阳翼(2、7、8)，所述的卫星结构(4)又包括底板(402)、五块相同的侧板(403～407)、相机安装板(409)和桁架结构(408)，底板(402)位于所述桁架结构(408)的底面，五块相同的侧板(403～407)位于所述桁架结构(408)的侧面，相机安装板(409)位于所述桁架结构(408)的顶面；体装太阳翼(3)固定支撑在卫星结构(4)的顶部，可展开太阳翼(2、7、8)与体装太阳翼(3)铰接；对接环(401)固定在底板(402)的下方，主载荷相机(5)通过相机安装板(409)固定在卫星结构(4)中间，星载电子设备(1)和控制力矩陀螺(101～105)均安装在侧板(403～407)上，推进子系统设备安装在底板(402)上，两个贮箱(106、107)相对于整星质心对称安装。

2.根据权利要求1所述的一种新型商业遥感卫星构型布局，其特征在于：所述的桁架结构(408)包括五个底杆(426～430)、五个顶杆(436～440)、五个竖杆(431～435)、五个主杆(451～455)、十个支撑杆(441～450)、五个底部接头(421～425)、五个顶部接头(416～420)、五个支撑接头(411～415)，其中五个底杆(426～430)通过五个底部接头(421～425)首尾相连构成底面正五边形，五个顶杆(436～440)通过五个顶部接头(416～420)首尾相连构成顶面正五边形，每个竖杆(431～435)首尾通过一个底部接头(421～425)和一个顶部接头(416～420)相连，由此形成正五面体的立体框架，所述正五面体的立体框架的顶部，每个顶部接头(416～420)上又固定安装三个杆件，中间为主杆(451～455)，两侧为支撑杆(441～450)，每个主杆(451～455)的顶端对应安装一个支撑接头(411～415)。

3.根据权利要求2所述的一种新型商业遥感卫星构型布局，其特征在于：所述的五个底杆(426～430)、五个顶杆(436～440)、五个竖杆(431～435)、五个主杆(451～455)、十个支撑杆(441～450)、五个底部接头(421～425)、五个顶部接头(416～420)、五个支撑接头(411～415)均采用碳纤维复合材料。

4.根据权利要求1或2所述的一种新型商业遥感卫星构型布局，其特征在于：所述主载荷相机(5)的承力结构采用五边形承力结构(501)，五边形承力结构(501)上主载荷相机(5)的安装面与镜筒同方向；五边形承力结构(501)上主载荷相机(5)的安装面上设有三个阻尼桁架(502)，三个阻尼桁架(502)支撑在所述桁架结构(408)上。

5.根据权利要求1或2所述的一种新型商业遥感卫星构型布局，其特征在于：所述的底板(402)、相机安装板(409)及侧板(403～407)均采用碳纤维面板和铝蜂窝夹层结构。

6.根据权利要求1或2所述的一种新型商业遥感卫星构型布局，其特征在于：所述的控制力矩陀螺(101～105)有五台，每台的转动轴线G与卫星的XOY平面的夹角β均为50°，框架角为零度时，角动量H方向与卫星的XOY面平行，五台控制力矩陀螺(101～105)的转动轴线G在Z轴上交于一点，五条转动轴线与交点在空间中呈五面锥构型；所述卫星的XOY面为与底板(402)平行的平面，Z轴与卫星的XOY面垂直。