CN109484673A - 一种载荷平台分离式遥感微小卫星构型及其装配方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种低轨载荷平台分离的遥感微小卫星构型，包括平台金属框板式结构、载荷支架一体式结构、框式分离机构、板式太阳翼展开机构以及各设备。在框板式结构中与传统的底板、侧板、顶板式类似，所有结构板采用薄金属板+筋+减轻设计；整个结构以底板为设计、装配基准，主要传力路径为底板至侧板至顶板至载荷；载荷支架一体式结构安装在卫星顶板上；顶板上可连接支架，该支架可安装部分对天设备也可连接太阳翼；太阳翼包含一折固定、两折展开式太阳翼，其主要通过固定式太阳翼连接至卫星侧板以及顶板支架。本发明的卫星构型空间利用高、结构紧凑、体积较小，总装过程开敞性好、测试方便，并且能够在相同量级载荷更换情形下，构型不做调整。

Description

一种载荷平台分离式遥感微小卫星构型及其装配方法
技术领域
本发明涉及航天器技术领域，尤其涉及一种载荷平台分离式遥感微小卫星构型及其装配方法。
背景技术
近年来，随着载荷分辨率提高，光谱波段的增加，高分辨率商业遥感卫星发展越来越迅速。为了满足有效载荷设备高的安装、指向、精度要求以及快速机动等特点，目前，围绕商业遥感卫星的构型主要分为两种，一种是平台载荷一体化的构型形式，另一种是平台、载荷分离式构型形式。
对于平台载荷一体化构型多用在载荷较大，卫星整星较重的场合，为了保证载荷的精度以及良好的力学条件，多采用围绕载荷设计的思想，卫星平台部分多采用蜂窝芯子夹层板结构或夹层板与框架结构，卫星外形尺寸为长方体结构或者六面体结构，载荷穿舱放置，镜头方向朝向对地面，对接环安装在对天面，卫星平台设备围绕载荷放置在四周。太阳翼安装在卫星侧面，采用多折展开翼形式。该种传统的卫星构型形式对于大型卫星(百公斤或者吨级)不失为一种较好的布局方案，但对于微小卫星，则在一定程度上存在空间占用率低，整星包络大，地面总装操作复杂等缺点。
发明内容
为了解决现有技术中的问题，本发明提供了一种载荷平台分离式遥感微小卫星构型及装配方法，实现高空间利用率、操作方便、适用度高等特点。本发明具体通过如下技术方案实现：
一种载荷平台分离式遥感微小卫星构型，所述微小卫星构型包括：底板、侧板、顶板、支架类零件等，所述的底板、侧板、顶板围成一个密闭的长方体空间，各结构板侧面通过加突起的形式实现两两连接；平台设备均安装在长方体空间，根据各设备的包络设计平台大小，并合理布置内部设备；在顶板-Y面安装卧式相机，相机支架部分安装点设置在传力路径上，并朝向对地面+Z面；太阳翼安装在星体的对天面-Z面，仅固定翼与结构连接，主要连接点设置在星体侧板与顶板上的支架；所述的分离机构与推进均安装在卫星底板+Y侧。
作为本发明的进一步改进，所述底板为厚度5mm的高强度铝合金板，侧板微3～4mm高强铝板，顶板为4mm板，并对所有结构板与支架进行优化加筋减重设计。
作为本发明的进一步改进，所述太阳翼包括一折固定翼与两折各位于固定翼两边的展开式太阳翼，因其响应加大选取为5mm厚高强度铝板优化加强减重设计，最薄区域可达0.8mm，展开太阳翼通过铰链连接至固定翼侧面，而固定太阳翼背面设置螺纹连接孔，通过结构-Z侧板与顶板上支架连接紧固至整星。
作为本发明的进一步改进，综合电子设备(电源/计算机/测控等模块)各电路板通过螺柱连接，叠装在结构内部，安装紧凑，同时可设计导热结构至结构散热板；其他姿控类设备位于综合电子另一侧，用于质量平衡布局。
作为本发明的进一步改进，相机载荷安装在顶板，并指向+Z对地面；推进器安装在底板+Y侧；天线类按要求安装在对地面，如有要求对天面，则通过顶板上的支架设计相应的安装面；太敏安装在顶板支架上，与太阳翼朝向一致；星敏安装在侧板上，指向相应的角度。
本发明另提供一种上述遥感卫星构型的参考装配方法，包括：步骤1：底板与分离机构相连；步骤2：依次安装底板内部单机设备，将四块侧板两两相连并与底板连接，同时，依次安装侧板上设备；步骤3：安装顶板内侧单机设备，并将顶板连接至侧板；步骤4：安装顶部支架至顶板；步骤5：将展开状态太阳翼整体安装至星体侧板与支架；步骤6：安装星体外部设备。
作为本发明的进一步改进，所述方法还包括步骤7：将太阳翼压紧至星体侧板。
作为本发明的进一步改进，所述方法还包括步骤8：将相机载荷安装在卫星顶板上。
作为本发明的进一步改进，所述步骤5具体为将固定太阳翼与两折展开式太阳翼通过铰链相连后，与结构侧板以及顶部支架相连。
作为本发明的进一步改进，在步骤1之前将整星机械基准与光学基准统一。
作为本发明的进一步改进，所述方法还包括安装推进模块至卫星底板外侧。
本发明的有益效果是：本发明的卫星构型，具有以下优点和积极效果：1.该卫星构型强度、刚度余量大，可承载任意外形较小于顶板尺寸的卧式相机或其他遥感载荷，与载荷单位接口简单，耦合性低；2.该卫星构型尺寸紧凑，有效地较少了卫星包络，安装方便、普适性高；3.该卫星整星选用薄壁高强度铝合金优化设计，成本低，周期短。
附图说明
图1是本发明的遥感卫星各组件或零件的爆炸图；
图2是本发明的遥感卫星的结构外观图；
图3是本发明的遥感卫星发射状态示意图；
图4是本发明的遥感卫星在轨状态示意图；
图5是本发明的遥感卫星的参考装配方法流程图。
具体实施方式
下面结合附图说明及具体实施方式对本发明进一步说明。
如图1-2所示，本发明的遥感微小卫星构型，其包括底板1、侧板2～5、顶板6，该六块结构板通过板边缘的结构突起和连接孔相互连接构成长方体封闭结构(平台金属框板式结构)，支架7(载荷支架一体式结构)安装在顶板6上表面。该实施例给出的两个相机载荷8安装在同一个金属底座9，金属底座通过紧固件与顶板6相连。太阳翼10通过结构侧板4通孔以及支架通孔连接至固定翼上的螺纹孔，两侧展开翼在发射状态分别收拢至侧板3与侧板5，并通过太阳翼压紧机构实现与结构的相连(板式太阳翼展开机构)；与火箭分离后，太阳翼解锁装置工作，将两折展开式太阳翼驱动打开至与固定翼指向相同。底板1与分离机构11(框式分离机构)相连，装配与设计的基准在底板与分离机构连接表面。
依照本发明的一个较佳实施例，所述结构板均采用薄壁高强度铝合金减重加强设计而成，可根据热控需要进行相应的表面处理；并对所有结构板与支架进行优化加筋减重设计。
依照本发明的一个较佳实施例，底板尺寸为130mm×240mm×5mm，结构高度为175mm，侧板选用的为3mm也可选用4mm铝合金板，太阳翼最大厚度为5mm，为了最大程度减少太阳翼重量，最薄区域0.8mm。
依照本发明的一个较佳实施例，底板为最直接受力面，厚度优选为5mm高强度铝合金板，而侧板可选用较薄3～4mm高强铝板，顶板因安装精度高设备，选用4mm板。
依照本发明的一个较佳实施例，所述底板与顶板尺寸相同；考虑到空间、质心调整、操作性以及敏感器件不受干扰等因素，综合电子布局、敏感器件(磁强计、星敏等)放置在星体+X侧，姿控类设备(动量轮、陀螺)以及蓄电池等安装在-X侧。
依照本发明的一个较佳实施例，太阳翼(朝向-Z对天面)含一折固定翼与两折各位于固定翼两边的展开式太阳翼，因其响应加大选取为5mm厚高强度铝板优化加强减重设计，最薄区域可达0.8mm，展开太阳翼通过铰链连接至固定翼侧面，而固定太阳翼背面设置螺纹连接孔，通过结构-Z侧板与顶板上支架连接紧固至整星。
依照本发明的一个较佳实施例，其相机载荷安装在卫星顶板，并指向+Z对地面；推进可安装在底板+Y侧；天线类按要求安装在对地面，如有要求对天面，可通过顶板上的支架设计相应的安装面；太敏安装在顶板支架上，与太阳翼朝向一致；星敏可安装在侧板上，指向相应的角度。
依照本发明的一个较佳实施例，整星重量小于20kg，三个方向基频均大于100HZ，具有优良的刚性，同时传力路径短，特别是顶板相机载荷的部分安装孔设置在传力路径上。
如图3-4所示，本发明的一个较佳实施例给出的整星+X为飞行方向，正常状态下星体-Z面朝向太阳，遥感载荷工作时，+Z面对地。
底板1在背面具有坐标轴刻线，作为装配的基准，同时底板预留立方镜安装位置，装配时首先找出刻线装配基准与立方镜光学基准关系，后续有精度要求的设备可直接测量与立方镜的关系。支架7位于卫星顶板两侧，支架两个垂直面分别连接至顶板6与太阳翼10，同时支架7朝向-Z面一侧具有设备安装面，可安装对天面天线、太敏等设备。侧板2的+Z侧为对地面，布局有各天线设备等。
底板1、侧板3、侧板5为较好的散热面，布局有功率较大的设备和单机等，同时考虑到空间与布局，将推进模块安装在底板1外侧。
遥感相机载荷通过金属框架安装在顶板安装面上，为保证相机载荷的精度，可在部装环节时组合加工顶板相机安装面。
参考图5所示的装配方法流程图，本发明提供一种参考的遥感卫星构型的装配方法，包括：
S101：将整星机械基准与光学基准统一后，连接星箭分离机构至底板；
S102：安装推进模块至卫星底板外侧；
S103：依次安装底板内部单机设备；
S104：依次安装四块侧板以及侧板上设备；
S105：舱内电缆连接与整理；
S106：安装顶板内侧单机，并将顶板连接至侧板；
S107：将顶板支架安装至顶板；
S108：将展开状态太阳翼整体安装至星体侧板与支架；
S109：依次安装星体外部设备，含相机载荷等；
S110：将太阳翼压紧至星体侧板。
装配完成后，整体如图3所示。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。
对于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，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种载荷平台分离式遥感微小卫星构型，其特征在于：所述微小卫星构型包括底板、侧板、顶板、支架类零件等，所述的底板、侧板、顶板围成一个密闭的长方体空间，各结构板侧面通过加突起的形式实现两两连接；平台设备均安装在长方体空间，根据各设备的包络设计平台大小，并合理布置内部设备；在顶板-Y面安装卧式相机，相机支架部分安装点设置在传力路径上，并朝向对地面+Z面；太阳翼安装在星体的对天面-Z面，仅固定翼与结构连接，主要连接点设置在星体侧板与顶板上的支架；所述的分离机构与推进均安装在卫星底板+Y侧。
2.根据权利要求1所述的遥感微小卫星构型，其特征在于：所述底板为厚度5mm的高强度铝合金板，侧板微3～4mm高强铝板，顶板为4mm板，并对所有结构板与支架进行优化加筋减重设计。
3.根据权利要求1所述的遥感微小卫星构型，其特征在于：所述太阳翼包括一折固定翼与两折各位于固定翼两边的展开式太阳翼，因其响应加大选取为5mm厚高强度铝板优化加强减重设计，最薄区域可达0.8mm，展开太阳翼通过铰链连接至固定翼侧面，而固定太阳翼背面设置螺纹连接孔，通过结构-Z侧板与顶板上支架连接紧固至整星。
4.根据权利要求1所述的遥感微小卫星构型，其特征在于：相机载荷安装在顶板，并指向+Z对地面；推进器安装在底板+Y侧；天线类按要求安装在对地面，如有要求对天面，则通过顶板上的支架设计相应的安装面；太敏安装在顶板支架上，与太阳翼朝向一致；星敏安装在侧板上，指向相应的角度。
5.根据权利要求1所述的遥感微小卫星构型，其特征在于：综合电子设备各电路板通过螺柱连接，叠装在结构内部，安装紧凑，同时设计导热结构至结构散热板；姿控类设备位于综合电子另一侧，用于质量平衡布局。
6.一种如权利要求1-5任一项所述的载荷平台分离式遥感微小卫星构型的装配方法，其特征在于：所述方法包括：步骤1：底板与分离机构相连；步骤2：依次安装底板内部单机设备，将四块侧板两两相连并与底板连接，同时，依次安装侧板上设备；步骤3：安装顶板内侧单机设备，并将顶板连接至侧板；步骤4：安装顶部支架至顶板；步骤5：将展开状态太阳翼整体安装至星体侧板与支架；步骤6：安装星体外部设备。
7.根据权利要求5所述的装配方法，其特征在于：所述方法还包括步骤7：将太阳翼压紧至星体侧板；所述方法还包括步骤8：将相机载荷安装在卫星顶板上。。
8.根据权利要求5所述的装配方法，其特征在于：所述步骤5具体为将固定太阳翼与两折展开式太阳翼通过铰链相连后，与结构侧板以及顶部支架相连。
9.根据权利要求5所述的装配方法，其特征在于：在步骤1之前将整星机械基准与光学基准统一。
10.根据权利要求5所述的装配方法，其特征在于：所述方法还包括安装推进模块至卫星底板外侧。
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