CN108327926A - 可在轨变构的模块化空间飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种可在轨变构的模块化空间飞行器，所述模块化空间飞行器包括基本模块细胞体，所述基本模块细胞体包括框架和功能模块，所述框架上设有磁吸连接件，两个所述基本模块细胞体可以通过所述磁吸连接件连接相连，所述功能模块安装在所述框架上，所述功能模块可用于完成所述基本模块细胞体的既定任务。根据本发明实施例的可在轨变构的模块化空间飞行器，由于基本模块细胞体上的功能模块可以使得基本模块细胞体完成既定任务，且框架上的磁吸连接件可以将多个基本模块细胞体连接，因此模块化空间飞行器具有结构灵活、成本低、在轨响应速度快，服务寿命长克服了以往设计复杂成本高，更换部件难的问题。

Description

可在轨变构的模块化空间飞行器

技术领域

本发明专利涉及空间飞行器总体设计技术，具体涉及一种可在轨变构的模块化空间飞行器。

背景技术

随着航天技术、信息技术、新材料和先进制造技术等的飞速发展，外太空利用将发生革命性变化，空间系统微小型化和低成本发射成为未来航天发展的重要趋势。在未来的“弹性分散”型空间体系中，各种空间飞行器将能完成。从技术发展趋势上看，将具备模块化、智能化、可变构、可维护、可重组使用的特点。

对于可重构多智能体的设计和连接技术，目前尚未有完善的解决方案。国内外已有的方案，如“凤凰计划”、“F6”，“iBOSS”计划，“空间机器人”计划等，基本全部采用异构式设计，并都未通过在轨试验，未能实现同构式的模块化卫星在轨组装和拼接，以及完成特定任务。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明提出一种可在轨变构的模块化空间飞行器，所述模块化飞行器结构简单，通用性好，成本低。

根据本发明实施例的可在轨变构的模块化空间飞行器，包括基本模块细胞体，所述基本模块细胞体包括：框架，所述框架上设有磁吸连接件，两个所述基本模块细胞体可以通过所述磁吸连接件连接相连；功能模块，所述功能模块安装在所述框架上，所述功能模块可用于完成所述基本模块细胞体的既定任务。

根据本发明实施例的可在轨变构的模块化空间飞行器，由于基本模块细胞体上的功能模块可以使得基本模块细胞体完成既定任务，且框架上的磁吸连接件可以将多个基本模块细胞体连接，因此模块化空间飞行器具有结构灵活、成本低、在轨响应速度快，服务寿命长克服了以往设计复杂成本高，更换部件难的问题。

在一些实施例中，所述框架包括：核心中空立方体，两个半包围外框，两个所述半包围外框均插接在所述核心中空立方体上；其中，每个所述半包围外框大体形成为C字型，两个所述半包围外框以90°交错的方式彼此相对地插接于所述中空核心立方体。

具体地，每个所述半包围外框均包括：连接部，所述连接部上设有所述磁吸连接件以将两个所述基本模块细胞体的所述框架相连；两个延伸部，所述两个延伸部分别由所述连接部相对的两个侧边向上延伸形成，其中，每个所述半包围外框插接到所述中空核心立方体上时，每个所述延伸部位于所述中空核心立方体的内侧。

在一些可选的实施例中，每个所述延伸部上开设有第一安装孔，所述第一安装孔用于安装检测件以实现所述基本模块细胞体的检测功能，所述连接部上开设有第二安装孔，所述第二安装孔用于安装控制所述基本模块细胞体的电控板，以及为所述基本模块细胞体提供动力的推进器。

在一些可选的实施例中，所述连接部上设有第一定位件，所述核心中空立方体上设有与所述第一定位件配合的第二定位件。

在一些实施例中，每个连接部上设有第一安装标识，所述核心中空立方体上设有第二安装标识，每个所述半包围外框插接到所述核心中空立方体上时，所述第一安装标识与所述第二安装标识彼此对应。

在一些实施例中，所述基本模块细胞体还包括保护板，所述保护板用于安装控制所述基本模块细胞体的电控板，所述保护板可拆卸地设于与所述框架。

在一些实施例中，所述的可在轨变构的模块化空间飞行器，还包括太阳帆，所述太阳帆为两个，且两个所述太阳帆分别安装在所述框架的相对两个边框上。

在一些实施例中，所述两个半包围外框的结构相同。

在一些实施例中，所述功能模块包括电源系统、动力系统、供电系统、探测系统和控制系统中的至少一个。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是本发明实施例的可在轨变构的模块化空间飞行器的整体结构示意图。

图2是本发明实施例的基本模块细胞体结构示意图。

图3是本发明另一实施例的基本模块细胞体结构示意图。

图4是本发明实施例的基本模块细胞体的框架结构示意图。

图5是图4所述的框架的爆炸分解示意图。

附图标记：

模块化空间飞行器1、

基本模块细胞体10、

框架100、

核心中空立方体110、第二定位件111、第二安装标识112、

半包围外框120、延伸部121、第一安装孔1211、连接部122、第二安装孔1221、第一定位件1222、第一安装标识1223、

保护板130、

磁吸连接装置140、

主推力器210、仿生吸附机构220、激光告警装置230、激光测距仪240、激光器250、多面相机260、姿控推力器270、电控板280、太阳帆290。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面参考图1-图5描述根据本发明实施例的可在轨变构的模块化空间飞行器1。

如图1所示，根据本发明实施例的可在轨变构的模块化空间飞行器1包括基本模块细胞体10，基本模块细胞体10包括框架100和功能模块，框架100上设有磁吸连接件140，两个基本模块细胞体10可以通过磁吸连接件140连接相连，功能模块安装在框架100上，功能模块可用于完成基本模块细胞体10的既定任务。

可以理解的是，基本模块细胞体10上的功能模块可以使得基本模块细胞体10完成既定任务，且框架100上的磁吸连接件140可以将多个基本模块细胞体10连接，这就意味着多个基本模块细胞体10可以任意组合，聚合后成为功能较为丰富和强大的飞行器以执行复杂的在轨任务。相比传统空间飞行器，采用多个基本模块细胞体10简化了模块化空间飞行器1的结构。同时，在执行任务时，本发明实施例的模块化空间飞行器1根据着陆点的周围环境复杂程度变化多个基本模块细胞体10的相对位置，从而使得模块化空间飞行器1适应较为复杂的任务条件。

根据本发明实施例的可在轨变构的模块化空间飞行器1，由于基本模块细胞体10上的功能模块可以使得基本模块细胞体10完成既定任务，且框架100上的磁吸连接件140可以将多个基本模块细胞体10连接，因此模块化空间飞行器1具有结构灵活、成本低、在轨响应速度快，服务寿命长克服了以往设计复杂成本高，更换部件难的问题。

这里需要补充说明的是，多个基本模块细胞体10都是一个独立飞行器，并壳搭载不同的功能模块，使每个基本模块细胞体10都具备特定功能。

在一些实施例中，如图4-图5所示，框架100包括核心中空立方体110和两个半包围外框120，两个半包围外框120均插接在核心中空立方体110上，每个半包围外框120大体形成为C字型，两个半包围外框120以90°交错的方式彼此相对地插接于中空核心立方体110。这样的架构加工和装配都比较方便，由此既可以简化框架100的装配工序，还可以降低框架100的生产成本。

具体地，每个半包围外框120均包括连接部122和两个延伸部121，连接部122上设有磁吸连接件140以将两个基本模块细胞体10的框架100相连。两个延伸部121分别由连接部122相对的两个侧边向上延伸形成，其中，每个半包围外框120插接到中空核心立方体110上时，每个延伸部121位于中空核心立方体110的内侧。由此可以保证半包围外框120和中空核心立方体110之间的连接稳固性。当然，在本发明的其他实施例中，磁吸连接件140还可以设在两个延伸部121上。

在一些可选的实施例中，如图5所示，每个延伸部121上开设有第一安装孔1211，第一安装孔1211用于安装检测件以实现基本模块细胞体10的检测功能，连接部122上开设有第二安装孔1221，第二安装孔1221用于安装控制基本模块细胞体10的电控板280，以及为基本模块细胞体10提供动力的推进器。可以理解的是，检测件和电控板280及推进器安装在板包围外框的不同部分上，避免了检测件和电控板280或者推进器之间产生不良的影响。此外，将检测件设在延伸部121上有利于检测件的检测，将电控板280安装在连接部122上有利于电控板280的保护。

具体地，检测件可以为相机、激光器或者测量光、电、力的中传感器。

有利地，电控板280固定在一个半包围框架100的延伸部121上，将有效载荷/推进器插接在另一个半包围框架100的延伸部121上。这样，方便了后续对内部与外部部件的分开操作，若内部电路部分有所坏损，可以将所有外部固定装置拆下，拉出固定内部电路的那一边的半包围框架1003进行修复操作。

在一些可选的实施例中，如图5所示，连接部122上设有第一定位件1222，核心中空立方体110上设有与第一定位件1222配合的第二定位件111。由此保证了连接部122和核心中空立方体110的连接，避免了连接部122从核心中空立方体110中脱出的现象发生。需要说明的是，第一定位件1222和第二定位件111的形式可以有多种，例如，在有的实施例中，第一定位件1222形成为卡凸，第二定位件111形成为卡孔。在有的实施例中，第一定位件1222形成为螺栓，第二定位件111形成为螺母等等。

在一些实施例中，如图5所示，每个连接部122上设有第一安装标识1223，核心中空立方体110上设有第二安装标识112，每个半包围外框120插接到核心中空立方体110上时，第一安装标识1223与第二安装标识112彼此对应。由此，施工人员可以极其方向地将半包围外框120插接到核心中空立方体110上。第一安装标识1223和第二安装标识112仅仅起到提示安装位置的作用，在此不对第一安装标识1223和第二安装标识112的具体形式做出限定。

在一些实施例中，如图3所示，基本模块细胞体10还包括保护板130，保护板130用于安装控制基本模块细胞体10的电控板280，保护板130可拆卸地设于与框架100。由此，电控板280可以得到好的保护。需要说明的是，当模块化空间飞行器1在轨组装时，可先将电控板280固定在保护板130上，再通过第一安装孔1211和铆钉将其固定在某一个半包围框架100上，再将两个半包围框架100插接起来。

在一些实施例中，两个半包围外框120的结构相同。由此，生产半包围外框120时仅需要一个模具，降低了生产成本。

需要说明的是，在某些对强度要求并不高的情况下，框架100可以去掉中空的核心立方体110，直接将两个半包围框架100插接并固定作为框架100。

在一些实施例中，如图3所示，可在轨变构的模块化空间飞行器1还包括太阳帆290，太阳帆290为两个，且两个太阳帆290分别安装在框架100的相对两个边框上。

在一些实施例中，功能模块包括电源系统、动力系统、供电系统、探测系统和控制系统中的至少一个。

需要补充说明的是，检测件、太阳帆290及推进器可以安装的框架100的各个方向上，从而保证了基本模块细胞体10具备更高的灵活性、安全性及足够的能源供给。

下面参考图1-图5描述本发明一个具体实施例的可在轨变构的模块化空间飞行器10。

本实施例的可在轨变构的模块化空间飞行器1包含四个基本模块细胞体10，每个基本细胞体均包括框架100和功能模块。

如图4-图5所示，框架100包括中空立方体110和两个半包围外框120，两个半包围外框120均插接在核心中空立方体110上，每个半包围外框120大体形成为C字型，两个半包围外框120以90°交错的方式彼此相对地插接于中空核心立方体110。每个半包围外框120均包括连接部122和两个延伸部121，连接部122上设有磁吸连接件140以将两个基本模块细胞体10的框架100相连。两个延伸部121分别由连接部122相对的两个侧边向上延伸形成。每个半包围外框120插接到中空核心立方体110上时，每个延伸部121位于中空核心立方体110的内侧。

功能模块包括单独的电源系统、动力系统、供电系统、探测系统以及控制系统，如图1-图3所示，每个基本细胞体具备模块化空间飞行器1的基本功能，如探测、通信、动力等。每个基本细胞体的框架100表面的有效载荷包括，主推力器210,仿生吸附机构220，激光告警装置230，激光测距仪240，激光器250，多面相机260，姿控推力器270等，以供飞行器完成既定任务。

在基本模块细胞体10聚合阶段，首先在所有要聚合的基本模块细胞体10中，选出一颗主细胞体(主星)，其他从星都向主星靠近，在与主星通信协商后，确定具体规划路线，通过表面的激光测距仪240以及多面相机260精确定位与主星的相对位姿状态，配合主推力器210和姿控推力器270，控制磁性连接装置的磁性和强度，最终完成聚合，形成所需要的构型，如图1-图2所示。当基本模块细胞体10需要更换时，可控制磁性连接装置，并配合主推力器210和姿控推力器270完成逐个分离，在完成特定基本模块细胞体10的更换修复后，再逐个聚合。

本实施例的可在轨变构的模块化空间飞行器1具有下列优点：

1)硬件灵活轻小：采用同构式的细胞体设计方法，使得基本模块细胞体10有相同的结构，通过自组织又能完成复杂的功能。插接式结构保证了基本模块细胞体10的强度和灵活性，并且降低了成本。

2)在轨响应快速：由于每个基本模块细胞体10的高度相同，使得模块化空间飞行器1通过自组织获得在轨变构能力。在发射或执行飞行任务途中，呈聚集收拢状态，以减少空间占比；在执行任务时，根据着陆点周围环境的复杂程度，模块化空间飞行器1能够在轨变构完成特定任务。

3)延长在轨寿命：通过插拔式框架100结构可以在基本模块细胞体10失效式快速在轨更换。当基本模块细胞体10整体损毁时，可以选取任意健康细胞体进行替换，进而延长了飞行器的使用寿命。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种可在轨变构的模块化空间飞行器，其特征在于，包括基本模块细胞体，所述基本模块细胞体包括：

框架，所述框架上设有磁吸连接件，两个所述基本模块细胞体可以通过所述磁吸连接件连接相连；

功能模块，所述功能模块安装在所述框架上，所述功能模块可用于完成所述基本模块细胞体的既定任务。

2.根据权利要求1所述的可在轨变构的模块化空间飞行器，其特征在于，所述框架包括：

核心中空立方体，

两个半包围外框，两个所述半包围外框均插接在所述核心中空立方体上；其中，每个所述半包围外框大体形成为C字型，两个所述半包围外框以90°交错的方式彼此相对地插接于所述中空核心立方体。

3.根据权利要求2所述的可在轨变构的模块化空间飞行器，其特征在于，每个所述半包围外框均包括：

连接部，所述连接部上设有所述磁吸连接件以将两个所述基本模块细胞体的所述框架相连；

两个延伸部，所述两个延伸部分别由所述连接部相对的两个侧边向上延伸形成，其中，每个所述半包围外框插接到所述中空核心立方体上时，每个所述延伸部位于所述中空核心立方体的内侧。

4.根据权利要求3所述的可在轨变构的模块化空间飞行器，其特征在于，每个所述延伸部上开设有第一安装孔，所述第一安装孔用于安装检测件以实现所述基本模块细胞体的检测功能，所述连接部上开设有第二安装孔，所述第二安装孔用于安装控制所述基本模块细胞体的电控板，以及为所述基本模块细胞体提供动力的推进器。

5.根据权利要求3所述的可在轨变构的模块化空间飞行器，其特征在于，所述连接部上设有第一定位件，所述核心中空立方体上设有与所述第一定位件配合的第二定位件。

6.根据权利要求3所述的可在轨变构的模块化空间飞行器，其特征在于，每个连接部上设有第一安装标识，所述核心中空立方体上设有第二安装标识，每个所述半包围外框插接到所述核心中空立方体上时，所述第一安装标识与所述第二安装标识彼此对应。

7.根据权利要求1所述的可在轨变构的模块化空间飞行器，其特征在于，所述基本模块细胞体还包括保护板，所述保护板用于安装控制所述基本模块细胞体的电控板，所述保护板可拆卸地设于与所述框架。

8.根据权利要求1所述的可在轨变构的模块化空间飞行器，其特征在于，还包括太阳帆，所述太阳帆为两个，且两个所述太阳帆分别安装在所述框架的相对两个边框上。

9.根据权利要求2所述的可在轨变构的模块化空间飞行器，其特征在于，所述两个半包围外框的结构相同。

10.根据权利要求1-9中任一项所述的可在轨变构的模块化空间飞行器，其特征在于，所述功能模块包括电源系统、动力系统、供电系统、探测系统和控制系统中的至少一个。