CN107848634A - 卫星框架和制备卫星的方法 - Google Patents

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Abstract

一种包括一体式集成本体的卫星框架，所述一体式集成本体限定多个侧面以用于将卫星部件附接至其。所述单个集成卫星本体的使用使紧固件和对准设备以及工艺的量最小化。所述单件框架的使用通过极大地减少连接和结构接口的数量还允许最大可能比刚度。

Description

卫星框架和制备卫星的方法
技术领域
本发明涉及卫星，并且具体地，涉及LEO和MEO卫星的结构设计。
背景技术
传统卫星结构设计通常由多个面板、甲板、纵梁、肋部和支架组成，它们彼此附接以形成限定一组平坦表面的闭合形状。典型形状将为矩形或六边形棱柱。
此类设计的显著问题在于，其使用多个零件和紧固件并且需要大量的固定装置、支撑工装和劳动量。每个接头增加额外紧固件并使质量加倍，并且产生潜在软节点，该潜在软节点降低了整体结构刚性。此外，一旦卫星已组装，则其通常需要组装后对准和复杂校准过程。
此类工艺中的每个步骤为昂贵的且耗时的。然而，甚至比时间和金钱更重要的是，当卫星在轨道中时，传统设计致使故障率和不对准问题增加。如可理解，当卫星已在轨道中时，修复卫星可为极其困难的。
因此，需要提供一种卫星结构设计，该卫星结构设计显著地减少对准问题、故障率和复杂性以及组装成本和时间。
发明内容
根据本发明的一个方面，卫星框架具有一体式本体，该一体式本体限定多个侧面以用于附接多个卫星部件。
根据本发明的另一方面，提供了一种制备卫星的方法。形成了限定多个侧面的一体式集成框架。一旦形成框架，则面板附接至框架的侧面，其中每个面板支撑至少一个卫星部件。
有利地，单个集成卫星本体框架的使用使固定装置、紧固件和对准设备以及工艺的量最小化，这得到较轻设计并且为较快速集成设计。单件框架的使用通过极大地减少连接和结构接口的数量还允许最大可能比刚度。
此外，一个特别重要的益处为当卫星在轨道上运行时的部件相对于彼此的改善对准，以及减小不对准的可能性，其中卫星在轨道上运行时修复可为极其困难的。因此，本发明显著地减少了运行卫星的成本。
附图说明
图1示出了根据本发明的一个方面的卫星的透视图；
图2示出了图1的卫星的一些部分的分解透视图；
图3示出了根据本发明的一个方面的单件集成卫星框架的透视图；
图4A和图4B示出了图3的卫星框架的两个横向侧面。
具体实施方式
图1示出了根据本教导的卫星100。图2示出了卫星100的一些突出特征的“分解”图。现在参考图1和图2两者，卫星100包括如所示布置的统一有效载荷模块102、推进模块114、有效载荷天线模块122、总线部件模块132和太阳能阵列系统140。应注意，图1和图2中卫星100的取向在意义上为“倒置的”，在使用中，图中面向“上”的天线124将“向下”面向地球。
统一有效载荷模块102包括面板104、106和108。在一些实施例中，面板利用各种连接器等以已知方式接合在一起。支架109向连接面板提供结构加强。
面板104、106和108用作用于从卫星102辐射热量的辐射器等任何其它功能。在一些实施例中，面板包括适配部分以有利于热移除。在一些实施例中，面板包括多种材料，诸如由面材夹持的芯部。适用于面板的材料包括通常用于航空工业的那些。例如，在一些实施例中，芯部包括轻质铝蜂窝结构并且面材包括6061-T6铝。
推进模块114设置于面板112上，面板112在一些实施例中以类似于面板104、106和108的方式来构造(例如，铝蜂窝芯部和铝面材等)。图1中遮蔽的面板112邻接统一有效载荷模块102的面板104和106。
推进模块114包括燃料箱116和推进控制系统118。推进控制系统利用一个或多个阀(未示出)控制推进气体通过推进喷嘴(未示出)的释放，该推进喷嘴设置于面板114的朝向外面的表面上。推进控制系统适当地仪表化(即，软件和硬件)成响应于地基命令或从控制处理器机载生成的命令。
有效载荷天线模块122包括多个天线124。在示例性实施例中，十六个天线124以4×4阵列布置。在一些其它实施例中，天线124可以不同布置来编排和/或可使用不同数量的天线。天线124由支撑幅材120支撑。在一些实施例中，支撑幅材为包括碳纤维的弯曲面板，该弯曲面板具有合适数量的开口(即，该示例性实施例中十六个)以用于接纳和支撑天线124。
在一些实施例中，天线124以Ku带进行传送，该Ku带为电磁光谱的12至18GHz部分。在示例性实施例中，天线124配置为指数喇叭(horn)，该指数喇叭通常用于通信卫星。本领域众所周知的是，喇叭天线从波导传送无线电波(或将无线电波收集至波导中)，该波导通常实施为短矩形或圆柱形金属管，该金属管在一端闭合并且在另一端展开成开端喇叭(示例性实施例中的锥形)。每个天线124的波导部分在图1中被遮蔽。每个天线124的闭合端部联接至放大器(图1和图2中未示出；它们位于面板104或108的内部表面上)。
总线部件模块132设置于面板130上，面板130附接至统一有效载荷模块102的底部(根据图1和2的透视图)。面板130可以类似于面板104、106和108的方式来构造(例如，铝蜂窝芯部和铝面材等)。在一些实施例中，面板130不包括用于热移除的任何具体适配部分。
模块132包括主太阳能阵列电机134、四个反作用轮136和主控制处理器164。反作用轮允许卫星100经由角动量守恒在空间中旋转而无需使用推进剂。每个反作用轮136(包括离心质量块(未示出))由相关联驱动电机(和控制电子器件)138驱动。如本领域的技术人员将理解，仅需要三个反作用轮136来在x、y和z方向上旋转卫星100。第四反作用轮用作备品。为此，此类反作用轮通常用于卫星中。
主控制处理器164处理从地面所接收的命令并且自主地执行卫星100的许多功能，包括但不限于空间方位指向控制、推进控制和电力系统控制。
太阳能阵列系统140包括太阳能面板142A和142B和相应y形条148A和148B。每个太阳能面板包括多个太阳能电池(未示出；它们设置于太阳能面板142A和142B的遮蔽侧上)，该多个太阳能电池以已知方式将阳光转换成电能。太阳能面板的每一者包括电机144和无源旋转轴承146；y形条的一者在电机144和轴承146处附接至每个太阳能面板。电机144允许太阳能面板的每一者至少部分地绕着轴线A-A旋转。这有利于太阳能面板142A从其平行于和相对于面板104的收起位置进行部署，以及太阳能面板142B从其平行于和相对于面板106的收起位置进行部署。电机144还用于经由前述绕着轴线A-A的旋转适当地斜置面板142A和142B以用于最佳日晒。
每个y形条148A和148B的构件150延伸通过相应面板104和106中的开口152。在统一有效载荷模块102内，构件150连接至先前结合总线部件模块132所述的主太阳能阵列电机134。主太阳能阵列电机能够使每个构件150至少部分地绕着其轴线旋转，如所示。这是为了斜置太阳能面板142A和142B以用于最佳日晒。在一些实施例中，构件150可彼此独立地旋转；在一些其它实施例中，构件150一起旋转。锁定和释放构件154用于将太阳能面板142A联接至侧面板104和从其释放，和将太阳能面板142B联接至侧面板106和从其释放。锁定和释放构件联接至侧面板104和106中的开口156。
卫星100还包括面板126，面板126配合安装在统一有效载荷102的面板108“之下”(根据图1和图2的透视图)。在一些实施例中，面板108为航空级材料(例如，6061-T6铝等)的片材。蓄电池模块128设置于面板126的朝内表面上。蓄电池模块向卫星100机载的各种能量消耗件供应电力。蓄电池模块128由电能再充电，该电能经由太阳能面板142A和142B生成；面板和模块128为此电联接(太阳能面板142A/B和蓄电池模块128之间的电路经在图1和图2中未示出)。
卫星100还包括万向天线158以用于遥测和地基命令和控制。
两个“网关”天线160设置于面板108上。网关天线将用户数据发送至地球上的网关站点并且接收用户数据。网关站点与互联网通信。天线160通过可移动安装件162联接至面板108，可移动安装件162允许天线沿着两个轴线移动以用于以地基天线的最佳定位。天线160通常传送并接收Ka带，该Ka带覆盖26.5至40GHz范围内的频率。
设置于面板106的朝内表面上的转换器模块110在Ka无线电频率和Ku无线电频率之间转换。例如，转换器模块110将网关天线160的Ka带上行链路信号经由天线124转换成Ku带下行链路信号。转换器模块110还在相反方向上转换，即Ku至Ka。
在卫星100的操作中，关于数据请求的数据流如下：
·(获得数据)：在网关站点从互联网获得所请求数据；
·(上行链路)：数据信号经由大型地基天线传送(Ka带)至卫星的网关天线160；
·(有效载荷)：数据信号放大、路由至转换器模块110以用于转换成下行链路(Ku)带，并且然后再次放大；
·有效载荷信号路由至有效载荷天线124；
·(下行链路)：天线124将放大频率转换信号传送至用户的终端。
当用户传送(而非请求)数据时，诸如电子邮件，信号沿循相同路径但在相反方向上。
图3示出了根据本发明的一个方面的单件集成卫星框架10的透视图。如所示，框架10设计用于LEO(低地球轨道)卫星，该LEO旨在为至少数百相同卫星中的一者，这些卫星向目前电缆未服务的区域提供电话和互联网连接。然而，本文所公开的原理可等同地适用于其它类型的卫星，包括MEO、地球同步卫星和地球静止卫星。
框架10为包括支撑梁24-46的通用框架，支撑梁24-46一体地形成并且彼此互连以限定六个侧面12-22。术语通用框架或整体框架出于本申请的目的意指单个一体形成本体或框架。六个侧面12-22中的每一者在所示实施例中为四边形。
支撑梁24-30限定底侧面12并且梁32-38限定顶侧面。一组支撑梁(24、32、40和42)、(26、34、42和44)、(28、36、44和46)和(30、38、40和46)各自分别限定四个横向侧面16-22中的一者。如之前所讨论，当卫星在轨道上运行时，框架10将转变成倒置，使得底侧面12将面向地球而顶侧面14将背向地球。
任选地，为增加框架10的结构完整性，矩形支架109(图2中所示)可通过紧固件(诸如螺栓和螺母)附接至梁32-38周围的顶侧面14。支架109可由强轻质材料制成，诸如铝或铝合金，诸如6061铝合金(特别地，6061-T6)。
在所示实施例中，横向侧面16和20(如图4B所示)和底侧面12以及顶侧面14为矩形形状，而横向侧面18和22(如图4A所示)为等腰梯形形状。梁32和40以及梁32和42之间所形成的角度在该实施例中为约80°。
底侧面12测量为约500mm×780mm，而顶侧面14测量为约750mm×780mm。横向侧面18和22测量为约500mm×72mm，750mm×720mm，而侧面16和20测量为约780mm×720mm。
底面板130和侧面板104、112、106、108和126利用已知紧固方法(诸如螺栓和螺母(未示出))附接至框架10。螺栓头部沉入面板中，并且螺母或螺母板驻留于框架10内部。
面板可由与矩形支架109相同的材料制成。因此，它们可为铝或铝合金，诸如6061铝合金(特别地，6061-T6)。
根据本发明的一个方面，框架10可由任何材料制成，该材料具有在卫星发射期间承受静态和动态力的拉伸强度和模量。整体框架10可经由模制、形成、冲压、机加工等由复合材料或金属材料来构造。整体方式特别有利于纤维复合物的使用，因为整个整体可在单个模具上共固化并且纤维取向出于最佳卫星刚度可局部微调。
例如，可使用诸如铝、钢、合成纤维、玻璃纤维和碳纤维材料的材料。优选地，框架10包括碳纤维材料，其为强刚性的且轻质的。
更特别地，框架10可为碳纤维预浸渍材料的单个集成模制件。一种示例性碳纤维预浸渍材料由浸渍有RS-36环氧树脂的T700碳纤维组成，其可购自美国加利福尼亚州摩根希尔市的滕卡特航空复合材料公司(TenCate Aerospace Composites of Morgan Hill,CA)。框架10包括由单向积层的碳纤维预浸渍料构成的准各向同性成层叠。利用这种类型的布局，碳纤维框架10有利地提供结构强度，该结构强度类似于铝并且还提供40％重量节省。
现将讨论制备框架10的方法。
首先，制成框架10的模具。因为碳纤维预浸渍材料通常在约120-180℃下固化，所以模具材料应能够承受此类高温而不软化、变形或劣化。预浸渍料中所用的树脂为环氧树脂，并且因此重要的是，模具材料兼容环氧树脂。出于这些原因，模具的优选材料包括高温环氧树脂、金属(诸如铝或不锈钢)或高温乙烯基酯树脂。
一旦模具已制备，将原材碳纤维层牢固地按压于模具中以确保模具的任何急拐角被紧密地覆盖而无任何空隙。碳纤维材料可为包括多个织造层的单个层压物。另选地，碳纤维材料可为多个单向层，在这种情况下，这些层应以不同角度置于模具上，这些角度形成指定图案，诸如准各向同性的。
在任一种情况下，然后将模具置于真空袋中，并且排空该袋中的空气。这确保了，环境空气压力将力施加于碳纤维层的每部分上以在固化期间将它们压实。
然后，将包括模具的真空袋在烘箱中按照指定温度斜坡曲线和要固化的特定类型的材料的持续时间来固化。在固化之后，将碳纤维层从模具移除。通过根据需要钻出所有孔并加工将碳纤维层精修成框架10。
所得框架10提供了结构通用本体，该结构通用本体以单个一体部件提供了卫星总线结构的基本几何形架构。由于所有的面板和部件直接地或间接地组装至单个集成本体框架10，所以单个通用框架本体10的使用使固定装置、紧固件和对准设备和工艺的量最小化，这得到较轻且较快速集成设计。此外，单件框架的使用通过极大地减少连接和结构接口的数量允许最大可能比刚度。
另外，所有主要飞行载荷通过整体框架10直接地回应并传送。这允许半结构性和二次连接以支撑所有辐射器和部件，并且迫使所有主要发射载荷进入最硬载荷路径，这使整体框架10的球性效应最大化同时使所有次要构件中可见的发射应力最小化。
特别重要的益处为部件相对于彼此的改善对准。传统上，如果框架10由简单地彼此栓接的梁制成，那么部件之间的对准非常困难。更显著地，即使部件在地面上正确地对准，但是它们在发射或轨道中运行期间可漂移而失准，其中修复极其困难。
例如，在图1中，天线106支撑于支撑幅材120上，而控制卫星的位置的反作用轮在面板130上。面板130和支撑幅材120通过梁40-46彼此分离。如果梁单独地彼此附接并且附接至形成底侧面和顶侧面的梁，那么存在面板130与支撑幅材120不对准的显著较大可能性。
相比之下，根据本发明，所有的面板连接至共同单个集成框架10。因此，面板之间和任何两个部件之间的任何不对准的可能性极大地减小。
应当理解，本公开描述了少数实施例，并且本发明的许多变型可由本领域的技术人员在阅读本公开之后易于想出。例如，虽然本文所公开的发明构思特别地适于LEO和MEO卫星，但是它们也可适用于较大较高轨道卫星。因此，本发明的范围由下述权利要求书确定。

Claims (20)

1.一种包括一体式本体的卫星框架，所述一体式本体限定多个侧面以用于附接多个卫星部件。
2.根据权利要求1所述的卫星框架，其中所述本体包括多个互连梁以限定六个侧面。
3.根据权利要求2所述的卫星框架，其中所述六个侧面的每一者为四边形。
4.根据权利要求1所述的卫星框架，其中所述多个侧面接纳多个面板，并且所述面板中的一者支撑多个反作用轮以用于控制所述卫星的取向并且所述面板的另一者支撑至少一个天线。
5.根据权利要求1所述的卫星框架，其中所述本体包括碳纤维材料。
6.根据权利要求5所述的卫星框架，其中所述本体包括由单向积层的碳纤维材料构成的准各向同性成层叠。
7.根据权利要求1所述的卫星框架，其中所述本体包括碳纤维预浸渍材料。
8.根据权利要求1所述的卫星框架，其中所述本体包括一种或多种下述材料：玻璃纤维、合成纤维、铝和钢。
9.一种包括一体式模制本体的LEO卫星框架，所述一体式模制本体限定至少三个侧面以用于附接多个面板，所述多个面板支撑多个卫星部件。
10.根据权利要求9所述的LEO卫星框架，其中所述至少三个侧面接纳多个面板，并且所述面板中的一者支撑多个反作用轮以用于控制所述卫星的取向并且所述面板的另一者支撑至少一个天线。
11.根据权利要求9所述的LEO卫星框架，其中所述本体包括碳纤维材料。
12.根据权利要求11所述的LEO卫星框架，其中所述本体包括由单向积层的碳纤维材料构成的准各向同性成层叠。
13.根据权利要求9所述的LEO卫星框架，其中所述本体包括碳纤维预浸渍材料。
14.根据权利要求9所述的LEO卫星框架，其中所述本体包括一种或多种下述材料：玻璃纤维、合成纤维、铝和钢。
15.根据权利要求9所述的LEO卫星框架，其中所述本体所限定的体积为一立方米或更小。
16.一种制造卫星的方法，所述方法包括：
制成限定多个侧面的一体式集成框架；
将多个面板附接至所述侧面，其中每个面板支撑至少一个卫星部件。
17.根据权利要求16所述的方法，其中形成所述框架的步骤包括：
将复合纤维材料放置于框架模具中；
硬化所述的放置的纤维材料以形成所述一体式集成模制框架。
18.根据权利要求16所述的方法，其中制成所述框架的步骤包括：
将复合碳纤维材料放置于框架模具中；
在烘箱中固化所述的放置的纤维材料以形成所述一体式集成模制框架。
19.根据权利要求18所述的方法，其中放置复合碳纤维材料的步骤包括放置碳纤维预浸渍层合物，所述碳纤维预浸渍层合物限定由单向积层构成的准各向同性成层叠。
20.根据权利要求16所述的方法，其中附接的步骤包括：
将一个面板附接至所述框架的一个侧面，所述一个面板支撑多个反作用轮以用于控制所述卫星的取向；和
将另一个面板附接至所述框架的另一个侧面，所述另一个面板支撑至少一个天线。
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