CN107878782A - 三单元立方星主承力结构 - Google Patents

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张翔
李�诚
赵星
胡豪斌
梁振华
陆正亮
邓寒玉
刘幸川
刘磊
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    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles

Abstract

本发明公开了一种三单元立方星主承力结构，由主框架、端盖、中间骨架、螺杆、端螺帽、中间支架组成，主框架为长方体框架结构，两个端盖设置在主框架沿长边方向的两端，两个中间骨架平行间隔设置在主框架中间位置，中间支架平行设置在中间骨架之间，四根螺杆设置在主框架内，其穿过中间骨架及中间支架并固定在主框架两端的端盖上；本发明降低了立方星的组装难度，提高了内部布局的完整性。本发明由于主框架是一体结构，因此可保证导轨间的平行度，发射时不与星箭分离装置卡死，确保发射成功。

Description

三单元立方星主承力结构
技术领域
本发明属于立方体卫星技术领域，具体是一种三单元立方星主承力结构。
背景技术
近些年，伴随着通信、光电元件、材料、传感器、MEMS器件等科技的快速发展，立方星技术发展显著加速，利用立方星进行空间远程测量、试验成为可能。低廉的成本促使了世界范围内立方星研制计划的涌现。其中越来越多的来自政府、企业、特别是有强大科研实力的学术机构。美国和欧洲已发射大量立方星。
立方体卫星（简称立方星）属于微纳卫星范畴，其发展极为迅速，目前已经标准化、模块化、商业化。立方星由加利福尼亚州州立理工大学与斯坦福大学空间系统实验室于1999年联合提出，同时制定了独立的立方星（CubeSat）设计标准有助于工程师在进行微小卫星设计时遵循其特定的原则，主要进行卫星平台系统的模块化设计，从而减短研发周期、节约研制成本。其目的是让大学、高等院校或者私营企业开展低成本科学研究、发射空间载荷、进行国际合作，同时让学生得到卫星研制、发射以及遥测的实践体验。
立方星除去卫星设计的一般原则以及拥有一些独立的设计标准外，立方星与运载火箭之间有严格的交互接口，同时使用专门的星箭分离机构。立方星结构简单，一单元立方星（1U Cubesat）尺寸为100mm×100mm×100mm，重量不超过1.33kg；2U立方星的尺寸为100mm×100mm×227mm，重量不超过2.66Kg；3U立方星的尺寸为100mm×100mm×340mm，重量不超过4kg，一颗立方星任务从开始到结束至多需要两年时间，总共花费一般只需5到10万欧元。如果任务需要，也可以将立方星扩展为6U、12U甚至27U。
目前已有各种各样的立方星结构，包括商用的和自主研制的，立方星结构设计技术呈百花齐放态势发展。例如：太空创新方案公司（ISIS）是一家专注于通过设计、制造、改进微纳卫星分系统使得卫星系统更加小型化的公司。其设计的一单元立方星（100mm×100mm×100mm）主结构由两个模块化的大零件和四个连接的小零件通过M3*6的螺钉组成；另一方面，也有很多大学和组织选择自己设计并制造立方星结构。
但是对于三单元立方星（100mm×100mm×340mm），都是由框件、肋件通过螺钉连接成主结构框架，由于4根导轨由2部分甚至4部分组成，这就很难保证4根导轨间的平行性。而这对于立方星来说又是极其重要的，因为这关乎到立方星发射的成败。立方星的发射是通过星箭分离装置-POD，在弹簧推力作用下将立方星推送到太空中。而立方星与POD的接触就是4根导轨与POD内部相互平行的槽状导轨间的滑动配合，因此一旦立方星4根导轨间的平行度得不到保证，很容易发生卡死的现象，这就直接导致立方星无法被推送到太空中。这就意味着发射的失败，一切工作都没有意义了。
发明内容
本发明的目的在于提供一种三单元立方星主承力结构，降低立方星的组装难度，提高内部布局的完整性，可保证导轨间的平行度，发射时不与星箭分离装置卡死，确保发射成功。
本发明技术解决方案为：一种三单元立方星主承力结构，包括主框架、中间支架、两个中间方形骨架、四根螺杆、两个方形端盖、八个端螺帽；主框架为长方体，包括四根立柱和若干个连接杆，连接杆用于连接相邻的两根立柱，提高其整体刚度；两个中间方形骨架平行间隔设置在主框架内，中间方形骨架的外侧壁与连接杆固连，中间支架平行设置在两个中间方形骨架之间，两个方形端盖分别位于主框架的顶部和底部，方形端盖外侧壁与连接杆固连；四根螺杆分别靠近主框架四根立柱设置，与两个中间方形骨架和中间支架间隙配合，且四根螺杆通过八个端螺帽与两个方形端盖固连。
两个中间方形骨架的外形与主框架连接杆围成的形状相配合；两个方形端盖与主框架连接杆围成的形状相配合。
所述主框架的各个面上均设置有用于连接太阳能电池阵基板的通孔。
本发明与现有技术相比，其显著优点：
（1）本发明由于主框架是一体结构，可保证导轨间的平行度，确保不与星箭分离装置卡死，确保发射成功。
（2）本发明质量轻，完全符合立方体卫星小型化、轻量化要求，减少对其他系统质量和空间的限制，提高立方星的功能密度。
（3）本发明结构外尺寸为100mm×100mm×340mm，符合立方体卫星设计标准，可使用标准3U-POD用于星箭分离。
（4）本发明在立方星的组装过程中可以先将内部PCB板与两个方形端盖、两个中间方形骨架、中间方形支架、螺杆、端螺帽全都装配好，再整体套入到主框架中，这极大降低了组装过程的难度，同时也提高了内部布局的完整性。
（5）本发明的结构完整性好，整体抗冲击抗振动能力强，可确保立方星的正常工作。
（6）本发明结构简单，可靠性好，加工成本低，实用性强，非常适用于快速响应、任务周期短的立方体卫星。
附图说明
图1是本发明三单元立方星主承力结构的结构示意图。
图2是本发明三单元立方星主承力结构中的主框架示意图。
图3是本发明三单元立方星主承力结构中的中间方形骨架示意图。
图4是本发明三单元立方星主承力结构中的方形端盖示意图。
图5是本发明三单元立方星主承力结构中的端螺帽示意图。
图6是本发明三单元立方星主承力结构中的方形中间支架示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细描述。
结合图1~图6，本发明为一种三单元立方星主承力结构，包括主框架1、中间支架6、两个中间方形骨架2、四根螺杆3、两个方形端盖4和八个端螺帽5；主框架1为长方体，包括四根立柱和若干个连接杆，四根立柱组成截面为100mm×100mm的方形，连接杆用于连接相邻的两根立柱，提高其整体刚度；主框架1的四根立柱、若干个连接杆为Al7075材料一体成型加工零件。
两个中间方形骨架2平行间隔设置在主框架1内，其外形与主框架1连接杆围成的形状相配合，中间方形骨架2的外侧壁与连接杆通过螺钉固连；中间支架6平行设置在两个中间方形骨架2之间；两个方形端盖4分别位于主框架1的顶部和底部，设置有四个与端螺帽5外形一样的阶梯孔，使端螺帽5不凸出方形端盖4四条边形成的有支角的一面，其中一个方形端盖4的四个支角中两个方形支角有圆孔，用于放置星箭分离开关的按压筒及弹簧，其四边有减重设计，两个方形端盖4与主框架1连接杆围成的形状相配合，通过四个端螺帽5与四根螺杆3的螺纹固连，方形端盖4外侧壁与连接杆使用螺钉固连；中间支架6、两个中间方形骨架2与两个方形端盖4各自为Al7075材料一体成型加工零件。
四根螺杆3分别靠近主框架1四根立柱设置，与两个中间方形骨架2和中间支架6间隙配合，且四根螺杆3通过八个端螺帽5与两个方形端盖4固连，端螺帽5外形与第一方形端盖4上的四个阶梯孔相配合，其下半部分为与螺杆3配合的螺纹，上半部分为内六角孔，方便使用内六角扳手安装。端螺帽4与螺杆3材质采用钛合金，满足所需力学性能。
主框架1的长度方向各个面上均设置有用于连接太阳能电池阵基板的通孔；两个中间方形骨架2与两个方形端盖4的外侧壁均设置有用于连接太阳能电池阵基板的螺纹孔。
装配时，四根螺杆3一端通过端螺帽5固定在一个方形端盖4上，PCB板层叠在螺杆3上，PCB板之间穿插两个中间方形骨架2及一个中间支架6，螺杆3与穿过的中间方形骨架2及中间支架6为间隙配合，螺杆3另一端使用端螺帽5固定在另一个方形端盖4上，再整体套入主框架1；主框架1长度方向上的各个面上均设置有用于连接太阳能电池阵基板的通孔，中间方形骨架2和方形端盖4设置有用于连接太阳能电池阵基板的螺纹孔，可安装上太阳能电池阵。
实施例
结合图1~图6，本发明为一种三单元立方星主承力结构，包括主框架1、中间支架6、两个中间方形骨架2、四根螺杆3、两个方形端盖4和八个端螺帽5；主框架1为长方体，包括四根立柱和若干个连接杆，四根立柱组成截面为100mm×100mm的方形，连接杆用于连接相邻的两根立柱，提高其整体刚度；主框架1的四根立柱、若干个连接杆为Al7075材料一体成型加工零件，由一整块铝合金加工而成。在主框架1的四根立柱与若干个连接杆形成的长方形空孔处设置热控多层材料，起到保温隔热作用。
两个中间方形骨架2平行间隔设置在主框架1内，其外形与主框架1连接杆围成的形状相配合，中间方形骨架2的外侧壁与连接杆通过螺钉固连；中间支架6平行设置在两个中间方形骨架2之间；两个方形端盖4分别位于主框架1的顶部和底部，设置有四个与端螺帽5外形一样的阶梯孔，使端螺帽5不凸出方形端盖4四条边形成的有支角的一面，其中一个方形端盖4的四个支角中两个方形支角有圆孔，用于放置星箭分离开关的按压筒及弹簧，其四边有减重设计，两个方形端盖4与主框架1连接杆围成的形状相配合，通过四个端螺帽5与四根螺杆3的螺纹固连，方形端盖4外侧壁与连接杆使用螺钉固连；中间支架6、两个中间方形骨架2与两个方形端盖4各自为Al7075材料一体成型加工零件。
四根螺杆3分别靠近主框架1四根立柱设置，与两个中间方形骨架2和中间支架6间隙配合，且四根螺杆3通过八个端螺帽5与两个方形端盖4固连，端螺帽5外形与第一方形端盖4上的四个阶梯孔相配合，其下半部分为与螺杆3配合的螺纹，上半部分为内六角孔，方便使用内六角扳手安装。端螺帽4与螺杆3材质采用钛合金，满足所需力学性能。
主框架1的长度方向各个面上均设置有用于连接太阳能电池阵基板的通孔；两个中间方形骨架2与两个方形端盖4的外侧壁均设置有用于连接太阳能电池阵基板的螺纹孔。
装配时，四根螺杆3一端通过端螺帽5固定在一个方形端盖4上，PCB板层叠在螺杆3上，PCB板之间穿插两个中间方形骨架2及一个中间支架6，螺杆3与穿过的中间方形骨架2及中间支架6为间隙配合，螺杆3另一端使用端螺帽5固定在另一个方形端盖4上，再整体套入主框架1；主框架1长度方向上的各个面上均设置有用于连接太阳能电池阵基板的通孔，中间方形骨架2和方形端盖4设置有用于连接太阳能电池阵基板的螺纹孔，可安装上太阳能电池阵。

Claims (3)

1.一种三单元立方星主承力结构，其特征在于：包括主框架（1）、中间支架（6）、两个中间方形骨架（2）、四根螺杆（3）、两个方形端盖（4）和八个端螺帽（5）；主框架（1）为长方体，包括四根立柱和若干个连接杆，连接杆用于连接相邻的两根立柱，提高其整体刚度；两个中间方形骨架（2）平行间隔设置在主框架（1）内，中间方形骨架（2）的外侧壁与连接杆固连，中间支架（6）平行设置在两个中间方形骨架（2）之间，两个方形端盖（4）分别位于主框架（1）的顶部和底部，方形端盖（4）外侧壁与连接杆固连；四根螺杆（3）分别靠近主框架（1）四根立柱设置，与两个中间方形骨架（2）和中间支架（6）间隙配合，且四根螺杆（3）通过八个端螺帽（5）与两个方形端盖（4）固连。
2.根据权利要求1所述的三单元立方星主承力结构，其特征在于：所述两个中间方形骨架（2）的外形与主框架（1）连接杆围成的形状相配合；两个方形端盖（4）与主框架（1）连接杆围成的形状相配合。
3.根据权利要求1所述的三单元立方星主承力结构，其特征在于：所述主框架（1）的各个面上均设置有用于连接太阳能电池阵基板的通孔。
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