CN107600460A - 一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星构型 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星构型，包括平台和辅助舱，平台负责承载星内绝大部分单机设备，分为上舱段和下舱段；辅助舱位于平台的顶板上，采用长方体构型，用于承载卫星数传、测控、星间通讯和其它具备对地需求的天线；平台是截面为矩形的封闭六面体构型，上舱段由顶板、6块侧板、4个上隔框及层板组成，下舱段由底板、6块侧板、4个下隔框及层板组成。本发明可在大椭圆冻结轨道复杂光照条件下，保证卫星具备稳定的大面积背阳面，以保证低温光学相机的成像温度环境要求；较大的对地面面积，保证对地面载荷布局空间利用率；具备良好的比刚度和比强度；贮箱平铺可良好的控制整星质心偏差范围。

Description

一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星 构型

技术领域

本发明涉及航天技术领域宇航飞行器，具体涉及一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星的构型。

背景技术

运行于大椭圆冻结轨道的卫星面临极为复杂的光照条件，可使运行于该轨道的卫星存在各个面轮流受太阳光照射的热环境，且整个寿命期内卫星受照规律杂乱不明显，热控实施难度极大，且无法满足低温光学载荷的低温散热面不能受阳光照射的工作条件。尽管卫星姿控在结合对地观测的像旋规避等问题后，可设计使得卫星某个基准轴方向处于始终不受太阳光照的状态，但考虑低温光学载荷低温散热面不可受太阳光直照及平台反照、保证平台具有足够大的散热面且不可持续受太阳光照射、卫星质心不可偏移过大和保证卫星刚度和强度等要求，平台不可采用静止轨道对地遥感卫星公用平台的构型。因此，有必要设计一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星构型，满足上述所有要求，并兼顾整星质量特性、刚度强度和工艺实施等资源及方案的优化，使之具备良好的设计适应性、工艺性、经济性，具备可扩展性强、可靠性高、装配便捷、使用方便等特点，可广泛应用于各类装载低温光学相机且运行于大椭圆冻结轨道的对地遥感类卫星。

发明内容

本发明提供一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星构型，在保证卫星具备稳定的大面积背阳面，以保证低温光学相机的成像温度环境要求；较大的对地面面积，保证对地面载荷布局空间利用率；具备良好的比刚度和比强度；贮箱平铺可良好的控制整星质心偏差范围；可在整流罩包络内灵活调整三个贮箱轴心面与卫星机械基准XOY面间夹角，以适应对地面面积利用率及平台内空间利用率的不同需求；具备良好的设计适应性、工艺性、经济性，具备可扩展性强、可靠性高、装配便捷、使用方便等特点。

为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下：

一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星构型，包括平台和辅助舱，平台负责承载星内绝大部分单机设备，分为上舱段和下舱段；所述辅助舱位于所述平台的顶板上，采用长方体构型，用于承载卫星数传、测控、星间通讯和其它具备对地需求的天线；平台是截面为矩形的封闭六面体构型，上舱段由顶板、6块侧板、4个上隔框及层板组成，下舱段由底板、6块侧板、4个下隔框及层板组成，上舱段、下舱段共用6块侧板和层板，6块侧板分别为+X侧板、+X-Y侧板、+X+Y侧板、-X+Y侧板、-X-Y侧板及-X侧板；4个上隔框分别为-X上隔框、+X上隔框、-Y上隔框和+Y上隔框；4个下隔框分别为-X下隔框、+X下隔框、+Y下隔框和-Y下隔框；顶板为卫星对地载荷及辅助舱提供安装空间；承力筒上承载有1个大贮箱，层板上承载2个小贮箱，3个贮箱轴心在一个贮箱轴面内；承力筒上还设有远地点发动机及气瓶的安装接口，三个气瓶分别分布于星内+X-Y和-X+Y区域，通过气瓶支架组件与承力筒连接；6块侧板与顶板和底板组合将平台封闭，并提供星内单机设备安装区域和单机设备的散热面，且可保证其中一个面在大椭圆冻结轨道光照条件下始终处于不受太阳光照射状态，且载荷低温散热面与+X侧板平齐。

优选地，所述1个大贮箱、2个小贮箱并联平铺，大贮箱布局于承力筒内，小贮箱分别布置于大贮箱两侧，且三个贮箱轴心连线在一个贮箱轴面内，该面与卫星机械基准XOY面间夹角可调。

优选地，所述底板上设有星内单机和星外对天天线的安装区域，该安装区域可作为对天面载荷的安装区域，同时为气瓶支撑提供接口。

优选地，为适应对地面面积利用率及平台内空间利用率的不同需求，可在整流罩包络内灵活调整三个贮箱轴心面与卫星机械基准XOY面间夹角。

本发明所提供的一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星构型，在能可靠安全地保证卫星具备稳定的大面积背阳面，以保证低温光学相机的成像温度环境要求的同时，整星构型具备优良的工程可实现性和可扩展性，具有以下优点：

(1)构型设计简明合理，结构、热控、推进、姿控等卫星系统设计均可采用成熟技术方案；

(2)具有稳定的大面积背阳面，且可在整流罩包络内灵活调整三个贮箱轴心面与卫星机械基准XOY面间夹角，灵活调整背阳面面积、对地面面积利用率和平台内空间利用率；

(3)具备良好的整星质量特性，具备良好的比刚度和比强度；

(4)具备良好的设计适应性、工艺性、经济性，具备可扩展性强、可靠性高、装配便捷、使用方便等特点。

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为本发明所提供的卫星构型图。

图2为图1的俯视图。

图3为图1去掉侧板后的卫星构型分解图；

图4为本发明所提供的平台内贮箱布局图。

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。

如图1～图4所示，本发明所提供的一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星构型，包括平台和辅助舱，平台负责承载星内绝大部分单机设备，分为上舱段和下舱段；所述辅助舱位于所述平台的顶板上，采用长方体构型，用于承载卫星数传、测控、星间通讯和其它具备对地需求的天线；平台是截面为矩形的封闭六面体构型，上舱段由顶板3、6块侧板、4个上隔框及层板2组成，下舱段由底板1、6块侧板、4个下隔框及层板2组成，上舱段、下舱段共用6块侧板和层板2，6块侧板分别为+X侧板13、+X-Y侧板10、+X+Y侧板14、-X+Y侧板17、-X-Y侧板7及-X侧板6；4个上隔框分别为-X上隔框5、+X上隔框11、-Y上隔框9和+Y上隔框15；4个下隔框分别为-X下隔框4、+X下隔框12、+Y下隔框16和-Y下隔框8；顶板3为卫星对地载荷及辅助舱提供安装空间；承力筒18上承载有1个大贮箱20，层板上承载2个小贮箱21，3个贮箱轴心在一个贮箱轴面内；承力筒18上还设有远地点发动机及气瓶22的安装接口，三个气瓶22分别分布于星内+X-Y和-X+Y区域，通过气瓶支架组件23与承力筒18连接；6块侧板与顶板3和底板1组合将平台封闭，并提供星内单机设备安装区域和单机设备的散热面，且可保证其中一个面在大椭圆冻结轨道光照条件下始终处于不受太阳光照射状态，且载荷低温散热面与+X侧板平齐，所述1个大贮箱20、2个小贮箱21并联平铺，大贮箱布局于承力筒内，小贮箱分别布置于大贮箱两侧，且三个贮箱轴心连线在一个贮箱轴面内，该面与卫星机械基准XOY面间夹角可调，所述底板1上设有星内单机和星外对天天线的安装区域，该安装区域可作为对天面载荷的安装区域，同时为气瓶支撑提供接口，为适应对地面面积利用率及平台内空间利用率的不同需求，可在整流罩包络内灵活调整三个贮箱轴心面与卫星机械基准XOY面间夹角。

本构型配置及设计过程状态如下：

(1)根据任务模式、轨道姿态及外热流和初步热控分析，获得低温散热面(定义为+X面)和其它散热面的面积需求，重点考虑平台和载荷的低温散热面面积(即背阳面面积)。在整流罩包络的尺寸约束下，根据低温散热面尺寸需求，确定平台长和宽的尺寸，并进一步可确定贮箱轴面与卫星XOZ面的夹角范围，并以复核其它散热面面积需求满足度进行适应性调整。同时，根据发射方案获得贮箱装载量，进而确定贮箱大小和规格。

(2)承力筒与大贮箱通过大贮箱安装法兰螺接，小贮箱与层板通过小贮箱安装法兰螺接，并通过安装接口和贮箱接口的设计和加工精度误差控制，保证三个贮箱轴线共面，且保证该面与卫星XOZ面的夹角精度；贮箱大小尺寸根据任务需求可以适应性设计和调整，其中原则上大贮箱装载氧化剂、小贮箱装载燃烧剂。

(3)顶板、层板和底板通过承力筒上的安装法兰与承力筒螺接，上下隔框组件通过承力筒内的预埋件与承力筒螺接；顶板、层板和底板分别与隔框组件也采用螺钉连接。其中，顶板和底板均为整体结构件，层板设计从增大星内布局空间和贮箱安装面刚度的角度考虑，将层板设计为四块结构板组装，分别为+X+Y层板、+X-Y层板、-X+Y层板和-X-Y层板，其中小贮箱安装分别为安装于+X+Y层板和-X-Y层板，为碳纤维面板蜂窝夹层板，其它均为铝面板蜂窝夹层板。

(4)平台侧板通过螺钉与隔框、顶板、层板和底板紧固连接，其中+X侧板和-X侧板设计为整体结构板，+Y和-Y方向侧板考虑总装工艺性，均分别设计为两块结构板组合。

(5)辅助舱与平台顶板通过螺钉紧固连接，辅助舱内根据承载特性考虑采用结构板交叉设计或者桁架设计。

(6)上述设计使得整星具备良好的整星质量特性，具备良好的比刚度和比强度。

本具体实施可在大椭圆冻结轨道复杂光照条件下，保证卫星具备稳定的大面积背阳面，以保证低温光学相机的成像温度环境要求；较大的对地面面积，保证对地面载荷布局空间利用率；具备良好的比刚度和比强度；贮箱平铺可良好的控制整星质心偏差范围；通过调整平台长短边的比例，可灵活地调整和提升结构平台内空间的有效利用率；具备良好的设计适应性、工艺性、经济性，具备可扩展性强、可靠性高、装配便捷、使用方便等特点，可广泛应用于各类装载低温光学相机且运行于大椭圆冻结轨道的对地遥感类卫星。

以上是对本发明具体实施例的说明，但并不用来限定本发明。任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的内容对本发明所提出的方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明的技术内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简化修改、等同变化及修饰，均属于本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星构型，其特征在于，包括平台和辅助舱，平台负责承载星内绝大部分单机设备，分为上舱段和下舱段；所述辅助舱位于所述平台的顶板上，采用长方体构型，用于承载卫星数传、测控、星间通讯和其它具备对地需求的天线；平台是截面为矩形的封闭六面体构型，上舱段由顶板(3)、6块侧板、4个上隔框及层板(2)组成，下舱段由底板(1)、6块侧板、4个下隔框及层板(2)组成，上舱段、下舱段共用6块侧板和层板(2)，6块侧板分别为+X侧板(13)、+X-Y侧板(10)、+X+Y侧板(14)、-X+Y侧板(17)、-X-Y侧板(7)及-X侧板(6)；4个上隔框分别为-X上隔框(5)、+X上隔框(11)、-Y上隔框(9)和+Y上隔框(15)；4个下隔框分别为-X下隔框(4)、+X下隔框(12)、+Y下隔框(16)和-Y下隔框(8)；顶板(3)为卫星对地载荷及辅助舱提供安装空间；承力筒(18)上承载有1个大贮箱(20)，层板上承载2个小贮箱(21)，3个贮箱轴心在一个贮箱轴面内；承力筒(18)上还设有远地点发动机及气瓶(22)的安装接口，三个气瓶(22)分别分布于星内+X-Y和-X+Y区域，通过气瓶支架组件(23)与承力筒(18)连接；6块侧板与顶板(3)和底板(1)组合将平台封闭，并提供星内单机设备安装区域和单机设备的散热面，且可保证其中一个面在大椭圆冻结轨道光照条件下始终处于不受太阳光照射状态，且载荷低温散热面与+X侧板平齐。

2.根据权利要求1所述的一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星构型，其特征在于，所述1个大贮箱(20)、2个小贮箱(21)并联平铺，大贮箱布局于承力筒内，小贮箱分别布置于大贮箱两侧，且三个贮箱轴心连线在一个贮箱轴面内，该面与卫星机械基准XOY面间夹角可调。

3.根据权利要求1所述的一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星构型，其特征在于，所述底板(1)上设有星内单机和星外对天天线的安装区域，该安装区域可作为对天面载荷的安装区域，同时为气瓶支撑提供接口。

4.根据权利要求1所述的一种适用于大椭圆冻结轨道复杂光照条件下的低温光学卫星构型，其特征在于，为适应对地面面积利用率及平台内空间利用率的不同需求，可在整流罩包络内灵活调整三个贮箱轴心面与卫星机械基准XOY面间夹角。