CN107539497A - 一种三单元立方体微纳卫星结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供三单元立方体微纳卫星结构包括：模块A、模块B、框架A、框架B；模块A是一个标准1U立方体微纳卫星主结构；模块B是一个2U立方体微纳卫星主结构；模块A和模块B通过框架A和框架B链接。本发明通过将传统的三个一单元立方星主结构组合成三单元立方星结构的方式更改为1U+2U的方式，既简化了装配，又增大了内部可利用空间。

Description

一种三单元立方体微纳卫星结构

技术领域

本发明涉及航天应用领域的卫星结构，特别涉及一种三单元立方体微纳卫星结构。

背景技术

近些年，微纳卫星得到快速发展。据统计，全球发射的微纳卫星数目大约占全球卫星发射总数的25％。立方体微纳卫星是微纳卫星领域的典型特例，于1999年由斯坦福大学的Bob Twiggs提出。立方体微纳卫星形状如名，是边长10cm的立方体，输出功率相当于手机，在几瓦范围内，重量不足1.3kg，研制成本大概在200-300万元人民币左右。根据任务的需要，立方体微纳卫星可扩展为双单元、三单元，甚至六单元，是典型的纳卫星(＜10kg)平台。

随着集成电路，微电子技术以及信息技术的发展，立方体微纳卫星的应用得到了快速的扩展，双单元和三单元标准的立方体微纳卫星渐渐成为搭载小型化载荷的高效平台，顺利完成了多项空间技术论证和太空环境监测任务。自2003年第一例立方体纳卫星发射获得成功以来，全球范围内立方体纳卫星数目(包括已发射的和正处于在研阶段)已超过200颗。目前，立方体纳卫星已广泛应用于对地观测、通信、导航、空间科学探测、空间天气、深空探测和新技术试验等领域，并且已成为空间系统的重要组成部分。

然而，现有的成熟货架产品存在结构组成单一、空间利用率低、装配灵活性差等缺点，不符合立方星日益扩展的任务领域的需求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种新型三单元立方体微纳卫星结构设计方案，能够提高现有成熟立方星结构货架产品的内部空间利用率和装配灵活性，使得立方星平台能够适应更多的航天任务需求。

为达上述目的，本发明提供的三单元立方体微纳卫星结构包括：模块A、模块B、框架A、框架B；模块A是一个标准1U立方体微纳卫星主结构；模块B是一个2U立方体微纳卫星主结构；模块A和模块B通过框架A和框架B链接。

进一步，所述模块A包括相对设置的第一肋件A、第一肋件B、肋件C和肋件D；所述第一肋件A和肋件C之间通过第一丝杆链接，所述第一肋件B和肋件D之间通过第一丝杆链接；所述第一丝杆的数量为4。

进一步，所述模块B包括相对设置的第二肋件A、第二肋件B、以及与第二肋件A、第二肋件B通过第二丝杆链接的下底板；第二丝杆的数量为4，还包括与第二肋件B平行的辅助肋件G，与第二肋件A平行的第一辅助肋件F和第二辅助肋件F。

进一步，所述的结构遵循了立方星标准文件的协议；外包络尺寸为100mmx100mmx340.5mm，与释放机构的接触面为8个8.5mmx8.5mm的支撑脚。

进一步，所述的新型结构遵循了立方星PC104标准的规定，各单机使用符合PC104标准的PCB作为电子元器件支撑体，PCB的安装通过丝杆进行插拔式安装，通过隔柱与主承力结构连接固定，各PCB之间也由隔柱定位固定。

进一步，第一、二丝杆采用两头攻螺纹，中间光滑的设计，简便了加工工艺，保证了丝杆的直线度和圆度。

进一步，，模块A内部空间大小为90mmx90mmx75mm，用于安装卫星平台基础分系统，包括：计算机系统、电源系统、姿控系统；模块B内部空间大小为90mmx90mmx195mm，用于安装卫星平台的功能扩展分系统和载荷。

进一步，标准1U立方体微纳卫星主结构和2U立方体微纳卫星主结构通过框架A和框架B由螺钉连接在一起；框架上设计有分离开关的安装孔，卫星从释放机构弹出时，行程开关由压紧状态变成弹开状态，卫星自动加电。

进一步，标准1U立方体微纳卫星主结构和2U立方体微纳卫星之间的部分设计了螺纹孔用于安装转接面板，转接面板用来安装辅助结构，辅助结构包括展开机构压紧座。

进一步，结构的外表面设计了若干个M3的螺纹孔，用来安装太阳能电池板。

进一步，所述的标准1U立方体微纳卫星主结构的4个肋件外表面设计了8个螺纹孔，用于安装星外单机和主结构包络外的单机。

进一步，所述的标准2U立方体纳卫星主结构的两个肋件上表面设计了4个螺纹孔，用于安装星外单机和主结构包络外单机。

本发明的技术效果在于：本发明涉及的新型三单元立方体微纳卫星结构，既遵循了立方体微纳卫星一般标准的规定，同时对现有的货架产品进行了空间优化和装配优化，对立方体微纳卫星内部空间利用率进行了一定提升，可以适应多种载荷，实现了立方星结构的高效集成和快速装配，扩展了立方星的任务范围。

附图说明

图1为本发明实施例提供的三单元立方体微纳卫星结构的基本结构。

图2为本发明实施例提供的三单元立方体微纳卫星结构的内部布局图。

图3为本发明实施例提供的三单元立方体微纳卫星结构的外部布局图。

图4为本发明实施例提供的三单元立方体微纳卫星结构的爆炸图。

附图标记说明：1-框架A；2-第一肋件A；3-第一肋件B；22-第二肋件A；33-第二肋件B 4-肋件C；5-肋件D；6-框架B；7-下底板；8-第一辅助肋件F；88-第二辅助肋件F；9-辅助肋件G；10-第一丝杆；11-第二丝杆；12-双通螺母；13-UHF发射机；14-自组网通信机；15-电源管理系统；16-星务转接板；17-动量轮；18-星务计算机；19-光学相机；20-星敏感器；21-MEMS冷气微推进器；22-对天自组网天线；23-GPS天线；24-数传天线；25-对地自组网天线；26-展开天线锁紧释放机构；27-UHF展开天线；28-体装太阳能电池片。

具体实施方式

下面结合具体实施实例，对本发明技术方案进一步说明。

本发明所采用的技术方案是：遵循立方星标准的规定，继承现有立方星结构货架产品的优势，通过集成一组标准1U立方星结构和一组扩展2U立方星结构，可以适应多种任务需求，实现卫星结构的高效集成和快速装配。新型三单元立方体微纳卫星的基础部件包括：1个下底板、6个肋件，2个辅助肋件、8个丝杆、8个双通螺母、2个框架和若干连接件。其中，下底板和肋件是主要的单机安装面，装配时将单机的PCB套在丝杆上，下底板、肋件和丝杆是主承力结构。框架用来连接模块A和模块B，同时可以作为星外单机的安装面。肋件也可以作为星外单机的安装面。下底板、肋件，丝杆、框架通过双通螺母和标准紧固件进行连接。

结合参考图1和图4，本发明提供的三单元立方体微纳卫星结构包括：模块A、模块B、框架A1、框架B6；模块A是一个标准1U立方体微纳卫星主结构；模块B是一个2U立方体微纳卫星主结构；模块A和模块B通过框架A1和框架B6链接。所述模块A包括相对设置的第一肋件A2、第一肋件B3、肋件C4和肋件D5；所述第一肋件A2和肋件C4之间通过第一丝杆链接，所述第一肋件B3和肋件D5之间通过第一丝杆10链接；所述第一丝10的数量为4，长75.7mm。所述模块B包括相对设置的第二肋件A22、第二肋件B33、以及与第二肋件A22、第二肋件33B通过第二丝杆11链接的下底板7；第二丝杆11的数量为4，长197mm，还包括与第二肋件B33平行的辅助肋件G9，与第二肋件A22平行的第一辅助肋件F8和第二辅助肋件F88。所述辅助肋件G9、F8、F88可以沿第二丝杆11调整位置。肋条和丝杆之间用双通螺母12链接。

本发明的进一步技术方案是：下底板作为模块B的承力面，须有足够的强度。下底板上同时设计有符合立方星PC104标准的4个安装螺纹孔，用于安装单机。下底板下表面设计了与框架连接的安装孔。下底板的外表面也设计了螺纹孔，用于安装星外单机。

参考图4，本发明的进一步技术方案是：考虑到PC104标准四个安装孔的不对称性，设计了4种肋件ABCD。A肋件和B肋件上设计了2个沉头孔用于安装单机，各2个，肋件C和肋件D上设计了2个螺纹孔用于安装单机，各1个。第一肋件A2、第一肋件B3、肋件C4和肋件D5共同围成了模块A主结构，第二肋件A22、第三肋件B33和下底板7共同围成了模块B主结构。第一肋件A2和肋件C4的安装孔间距为73.66mm，第一肋件B3和肋件D5的安装孔间距为80.01mm。4种肋件的外表面都设计了螺纹孔，用于安装星外单机。

本发明的进一步技术方案是：符合PC104标准的单机通过丝杆依次套入模块A和模块B的主结构，模块A的第一丝杆的长度分别为75.7mm，模块B的第二丝杆的长度分别为的197mm，数目分别为4个。每个丝杆的两头加工了长度30mm的外螺纹，用于和肋件连接。

本发明的进一步技术方案是：第二丝杆一端通过自身螺纹和下底板或者肋件C和肋件D连接，丝第二杆另外一端通过M3的双通螺母和M3的沉头螺钉和肋件A、肋件B连接。

本发明的进一步技术方案是：通过框架将模块A主结构和模块B主结构连接成为一个牢固的整体。每个框架上设计了4个8.5mmx8.5mm的支撑脚。框架和下底板、肋件通过M2.5沉头螺钉通过螺纹连接。

参考图1和图4，为了增强整个三单元立方体微纳卫星结构的刚度，设计了2个辅助肋件，第一辅助肋件F8、第二辅助肋件F88和辅助肋件G9连接两个框架。辅助肋件上设计螺纹孔，框架上是沉头孔，通过M2.5沉头螺钉连接，保证了三单元立方体微纳卫星结构的表面光滑性。

本发明的进一步技术方案是：在框架和肋件上可以在适当位置增加单机安装孔，以适应更多的单机安装。

本发明实施例提供的新型三单元立方体微纳卫星结构能够提高现有成熟立方星结构货架产品的内部空间利用率和装配灵活性，使得立方星平台能够适应更多的航天任务需求。

参见图2和图3，是将该新型三单元立方体微纳卫星应用到STU-2A立方星发射任务上的具体应用实例。STU-2A的任务需求包括：利用小型光学相机对极地区域进行观测；利用软件化自组网通信技术实现星地星间1000km范围内自动搜索、组网、最优路径信息传输的空间自适应组网技术验证；利用MEMS冷气微推进器，实现立方星编队绕飞和近距离逼近技术验证。

为了满足任务需求，该实例的结构布局如下：在模块B下底板上装有MEMS冷气微推进器21，自下往上依次是星敏感器20、光学相机19、数传单机和星务计算机18；模块A主结构内安装的单机自上往下依次是UHF测控单机13、自组网通信机14、电源管理系统15和星务扩展板16。在B肋件底部、框架A和框架B的中部增加了螺纹孔，用于安装动量轮17。UHF展开天线27安装在模块A主结构的外部，在模块A主结构和模块B主结构之间安装了展开天线锁紧释放机构26。在整星的外表面安装了体装太阳能电池板28，电池板内部集成了粗太敏用于磁控。整星的外表面还安装了对天自组网天线22、对地自组网天线25、数传天线24和GPS天线23用于完成整星的任务。

现有三单元立方星结构货架产品无法为STU-2A提供足够的安装空间，本发明通过将传统的三个一单元立方星主结构组合成三单元立方星结构的方式更改为1U+2U的方式，既简化了装配，又增大了内部可利用空间，较好的完成了STU-2A任务的需求。

以上内容，仅为本发明的一个典型实施例而已，当不能以此来限定本发明的范围。故举凡数值的变更或者等效组件的置换，或依本发明申请专利范围所作的均等变化和修饰，都应属本发明专利涵盖的。

Claims (12)

1.三单元立方体微纳卫星结构，其特征在于，包括：模块A、模块B、框架A、框架B；模块A是一个标准1U立方体微纳卫星主结构；模块B是一个2U立方体微纳卫星主结构；模块A和模块B通过框架A和框架B链接。

2.依据权利要求1所述的三单元立方体微纳卫星结构，其特征在于，所述模块A包括相对设置的第一肋件A、第一肋件B、肋件C和肋件D；所述第一肋件A和肋件C之间通过第一丝杆链接，所述第一肋件B和肋件D之间通过第一丝杆链接；所述第一丝杆的数量为4。

3.依据权利要求1所述的三单元立方体微纳卫星结构，其特征在于，所述模块B包括相对设置的第二肋件A、第二肋件B、以及与第二肋件A、第二肋件B通过第二丝杆链接的下底板；第二丝杆的数量为4，还包括与第二肋件B平行的辅助肋件G，与第二肋件A平行的第一辅助肋件F和第二辅助肋件F。

4.依据权利要求1所述的三单元立方体微纳卫星结构，其特征在于，所述的结构遵循了立方星标准文件的协议；外包络尺寸为100mmx100mmx340.5mm，与释放机构的接触面为8个8.5mmx8.5mm的支撑脚。

5.依据权利要求1所述的三单元立方体微纳卫星结构，其特征在于，所述的新型结构遵循了立方星PC104标准的规定，各单机使用符合PC104标准的PCB作为电子元器件支撑体，PCB的安装通过丝杆进行插拔式安装，通过隔柱与主承力结构连接固定，各PCB之间也由隔柱定位固定。

6.依据权利要求1所述的三单元立方体微纳卫星结构，其特征在于，第一、第二丝杆采用两头攻螺纹，中间光滑的设计，简便了加工工艺，保证了丝杆的直线度和圆度。

7.依据权利要求1所述的三单元立方体微纳卫星结构，其特征在于，模块A内部空间大小为90mmx90mmx75mm，用于安装卫星平台基础分系统，包括：计算机系统、电源系统、姿控系统；模块B内部空间大小为90mmx90mmx195mm，用于安装卫星平台的功能扩展分系统和载荷。

8.依据权利要求1所述的三单元立方体微纳卫星结构，其特征在于，标准1U立方体微纳卫星主结构和2U立方体微纳卫星主结构通过框架A和框架B由螺钉连接在一起；框架上设计有分离开关的安装孔，卫星从释放机构弹出时，行程开关由压紧状态变成弹开状态，卫星自动加电。

9.依据权利要求1所述的三单元立方体微纳卫星结构，其特征在于，标准1U立方体微纳卫星主结构和2U立方体微纳卫星之间的部分设计了螺纹孔用于安装转接面板，转接面板用来安装辅助结构，辅助结构包括展开机构压紧座。

10.依据权利要求1所述的三单元立方体微纳卫星结构，其特征在于，结构的外表面设计了若干个M3的螺纹孔，用来安装太阳能电池板。

11.依据权利要求1所述的三单元立方体微纳卫星结构，其特征在于，所述的标准1U立方体微纳卫星主结构的4个肋件外表面设计了8个螺纹孔，用于安装星外单机和主结构包络外的单机。

12.依据权利要求1所述的三单元立方体微纳卫星结构，其特征在于，所述的标准2U立方体纳卫星主结构的两个肋件上表面设计了4个螺纹孔，用于安装星外单机和主结构包络外单机。