CN109941459A - 一种卫星构型及卫星 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种卫星构型及卫星。该卫星构型可以包括：若干可拼接的舱段结构，以及用于连接舱段结构的连接杆；所述舱段结构包括对角对称设置的四个主承力梁；相邻主承力梁之间设置有若干横梁；所述主承力梁包括横截面呈L型的主承力部件，以及设置在所述主承力部件两端的用于承载所述横梁的承载平台。通过设置舱段结构的模块化形式，能够根据实际需求配置舱段的数量，并使用连接杆将多个舱段连接便可，便于快速装配，且结构简单，有效的降低安装难度，进而便于根据实际需求对舱段进行拓展。

Description

一种卫星构型及卫星

技术领域

本发明涉及航天器技术领域，尤其涉及一种卫星构型及卫星。

背景技术

近年来，商业航天发展如火如荼，尤其是微卫星领域，大量公司都努力发展微卫星技术。微卫星具有功能密度高、研制成本低、有效载荷种类多、飞行任务灵活多样、性能指标千差万别等特点。而传统的卫星设计方法都是根据具体任务对分系统进行定制化设计，导致设计出的卫星系统各异、接口形式多样、质量大、成本高，难以实现微卫星高性能、短周期和低成本的研制目标。例如，现有技术中专利CN103863577A中涉及的框架面板式卫星构型及模块化设计，此便具有零件设计加工复杂，装配困难，生产制造成本相对较高等缺点。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明实施例期望提供一种模块化、易拓展的卫星构型及卫星。

本发明的技术方案是这样实现的：

第一方面，本发明实施例提供了一种卫星构型，包括：

若干可拼接的舱段结构，以及用于连接舱段结构的连接杆；

所述舱段结构包括对角对称设置的四个主承力梁；

相邻主承力梁之间设置有若干横梁；

所述主承力梁包括横截面呈L型的主承力部件，以及设置在所述主承力部件两端的用于承载所述横梁的承载平台。

在一示例性实施例中，所述主承力部件两端的承载平台包括：

第一平台，截面呈矩形，且所述第一平台与所述主承力部件相邻的一角呈对角结构设置有两限位块；以及

第二平台，截面呈对称多边形，且所述第二平台与所述主承力部件相邻的一角设置有限位块。

在一示例性实施例中，所述主承力部件两端的承载平台的外侧分别设置有凸台，以及与所述凸台相配合的凹槽。

在一示例性实施例中，纵向相邻的两所述横梁之间设置有若干加强梁。

在一示例性实施例中，所述加强梁包括横截面呈X型的第一加强梁和/或横截面呈I型的第二加强梁；

在纵向相邻的两所述横梁之间间隔设置所述第一加强梁和第二加强梁。

在一示例性实施例中，所述横梁横截面呈L型，所述横梁L型的第一面设置有加强梁安装孔；

所述横梁L型的第二面中间间隔设置有若干蒙皮安装孔，两端设置有主承力梁安装孔。

在一示例性实施例中，所述横梁的两端部设置有限位台阶。

在一示例性实施例中，所述卫星构型还包括九宫格安装支架和/或平板安装支架。

在一示例性实施例中，所述舱段结构表面设置有蒙皮。

第二方面，本发明实施例提供了一种卫星，所述卫星包括至少一个平台舱和载荷舱，所述平台舱和/或载荷舱均采用第一方面中任一项所述的卫星构型。

本发明实施例提供了一种包含多个可拼接舱段的卫星构型，通过设置舱段结构的模块化形式，能够根据实际需求配置舱段的数量，并使用连接杆将多个舱段连接便可，便于快速装配，且结构简单，有效的降低安装难度，进而便于根据实际需求对舱段进行拓展。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种卫星构型整体结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种舱段结构示意图；

图3为本发明实施例提供的一种主承力梁结构的第一视角示意图；

图4为本发明实施例提供的一种主承力梁结构的第二视角示意图；

图5为本发明实施例提供的一种主承力梁结构的第三视角示意图；

图6为本发明实施例提供的一种第一加强梁结构示意图；

图7为本发明实施例提供的一种第二加强梁结构示意图；

图8为本发明实施例提供的一种横梁结构的一种视角示意图；

图9为本发明实施例提供的一种横梁结构的另一视角示意图；

图10为本发明实施例提供的一种九宫格安装支架结构示意图；

图11为本发明实施例提供的一种平板安装支架结构示意图；

图12为本发明实施例提供的一种主承力梁与横梁局部结构示意图；

图13为本发明实施例提供的一种连接杆的示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

本示例性实施例中首先提供一种卫星构型，参考图1所示，包括：若干可拼接的舱段结构，以及用于连接舱段结构的连接杆6。舱段结构表面还可以设置有蒙皮3。

具体来说，参考图2所示，所述舱段结构包括对角对称设置的四个主承力梁1；并在相邻主承力梁1之间设置有横梁2。所述主承力梁1包括横截面呈L型的主承力部件12，以及设置在所述主承力部件12两端的用于承载所述横梁的承载平台。

如图2中所示，在相邻的主承力梁1之间可以设置平行的两个横梁2，并使横梁2的两端安装在承载平台上。

具体而言，上述的主承力部件12两端的承载平台包括：

第一平台13，参考图3、图4所示，截面呈矩形，且所述第一平台13与所述主承力部件12相邻的一角呈对角结构设置有两限位块14；以及

第二平台11，参考图3、图5所示，截面呈对称多边形，且所述第二平台11与所述主承力部件12相邻的一角设置有限位块14。

如图3、4、5所示，该第二平台11可以是第一平台13切去一限位块14对应的矩形结构而形成。且第一平台13与第二平台11平行设置。

此外，在所述主承力部件12两端的承载平台的外侧分别设置有凸台15，以及与所述凸台15相配合的凹槽16。如图4、5所示，如图1所示，从而使得舱段结构在相互连接时，可以将一舱段上的凸台15嵌入相邻的另一舱段的凹槽16中。进而有效的对主承力梁进行有效的定位，保证多个舱段之间连接时整体结构的稳定性。

参考图8、9所示，所述横梁2横截面呈L型，所述横梁L型的第一面沿外侧均匀分布有加强梁安装孔21，在该第一面的内侧还设置有底面框架安装孔24。横梁L型的第二面外侧，在中间间隔设置有若干蒙皮安装孔23；并在两端设置有主承力梁安装孔22。此外，在横梁2的两端部外侧还开有限位台阶25，便于横梁2与主承力梁1之间进行限位，并达到位置固定的目的。

参考图1所示，横梁2可以主要用于承受卫星X、Z轴方向的轴向负载。横梁长度固定。通过设置横梁2横截面为L型，有助于提高横梁2的承载能力。横梁2上通过设计多个加强梁安装孔21，可用于多种形式的加强梁的安装组合。加强梁安装孔21采用沉头设计，防止卫星整体包络尺寸由于螺栓头厚度的原因而增加。同时设有底面框架安装孔24，当所需安装元件为标准的1U，2U等标准化元件时，可通过安装在底面框架的形式与卫星结构进行固定。横梁2侧面通过设有蒙皮安装孔23，可以用于安装蒙皮。横梁2上所有安装孔均可以采用螺纹孔的形式，安装时无需螺母配合，便于卫星装配，有效降低安装难度，缩短生产周期。

优选的，在本公开的其他实施例中，参考图2所示，在平行的两横梁2之间还可以设置有多个加强梁，用于稳定结构。

具体来说，上述的加强梁包括横截面呈X型的第一加强梁51和/或横截面呈I型的第二加强梁52；在纵向相邻的两所述横梁2之间间隔设置所述第一加强梁51和第二加强梁52。其中，X型加强梁具有更好的力学特性，能够承受更大的力负载；I型加强梁虽力学特性稍差，但其占用表面空间更小，有助于某些占用卫星表面积较大的元器件的安装，如星敏感器等。此外，加强梁的形式可根据实际需求任意搭配，并可以根据舱段的长度配置加强梁的长度。参考图6所示，X型的第一加强梁51包括呈X型的主体511，以及设置在主体511各端部的连接部50；参考图7所示，I型的第二加强梁52包括呈I型的主体521，以及设置在主体521各端部的连接部50。在连接部50上开设有固定孔，各型加强梁均可利用M3沉头螺栓通过连接部50上开设的固定孔固定在横梁2上。

参考图10、11所示，所述卫星构型还包括九宫格安装支架和/或平板安装支架，便于卫星内部元件放置和安装。当元件为标准化立方星元件时，可通过九宫格安装支架进行安装。同时，在九宫格安装支架的中心位置，还提供了标准PC104规格的机械接口，可供设计安装人员堆叠PC104电路板。九宫格安装支架与卫星结构的固定点主要分布在横梁上。当元件不是标准化元件时，可通过平板安装的形式进行安装。图11示为一种针对大规模供配电模块的安装平板。以该种方式进行安装固定时，需根据元件的机械接口及位置对平板打孔加工。平板安装支架的固定点主要在主承力结构上。九宫格支架具有质量轻，占据空间小的优势，但其安装接口固定，不适用于非标元件；平板安装支架可用于非标元件，安装灵活性强，有助于元件散热，但其质量相对较大。具体可以根据卫星内部元件选择对应的安装支架。

此外，在主承力梁1的所述凸台15及凹槽16上可以设置有固定孔，利用连接杆6通过所述固定孔将相邻的两主承力梁1连接并固定。如图12所示，连接杆主要将相邻两个舱段连接并通过螺母压紧的方式将其固定在一起，同时承受一定的X轴，Z轴方向的负载。如图13所示，连接杆6端头可以为圆角立方体结构，用于与主承力结构的凹槽进行配合，限制连接杆的转动，便于连接杆的安装。根据卫星整体尺寸的不同，连杆可设计为多种长度形式。

蒙皮为一块具有特定形状的铝合金薄板，主要起到将卫星内部与外界环境隔离的作用。

装配过程中，可以先对各个舱段单独进行组装。在单独组装舱段时，先用M3内六角螺栓将横梁与主承力梁组装在一起，再根据实际需求选择合适的加强梁组合形式安装加强梁。之后将测试合格的元器件以合适的形式固定在安装支架上，并将安装支架固定在指定位置，最后安装蒙皮。待所有元件固定在正确位置后，统一拧紧螺栓，避免由于加工误差造成的安装困难。待各个舱段组装完成之后，各个舱段由连接杆连接，并通过螺母压紧的形式固定，完成组装。

卫星从发射到飞行过程中的力负载主要由各个梁承担，蒙皮能提供灵活的机械安装接口。为达到方便装配的目的，单个舱段的长和宽均可以被固定，并配置舱段高度可根据需求自由设置。现提供多种舱段高度，例如40mm，50mm，100mm，150mm，200mm等。

参见表1，其描述了构成舱段的元件的示例性尺寸及功能。

表1

续表1

本发明提供的卫星构型，针对20kg级微卫星，通过设置模块化的舱段结构，能够实现快速装配，并降低研制成本、缩短设计制造周期。该发明的方案具有灵活性好，通用性强，加工装配简单等优点。通过设置由多个舱段组成，各个舱段由连接杆连接在一起并固定。舱段大小可根据需求自由选择。各个舱段之间可以不设置没有隔断，有助于实现整个卫星的等温化。仅在最外侧的舱段设置底板即可。

基于前述技术方案相同的发明构思，本发明实施例还提供了一种卫星，该卫星包括至少一个平台舱和载荷舱，所述平台舱和/或载荷舱均采用前述实施例中所述的卫星构型。具体在该卫星中，平台舱和/或载荷舱的组装结构示意参见图1所示，本实施例在此不再赘述。

需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种卫星构型，其特征在于，包括：

若干可拼接的舱段结构，以及用于连接舱段结构的连接杆；

所述舱段结构包括对角对称设置的四个主承力梁；

相邻主承力梁之间设置有若干横梁；

所述主承力梁包括横截面呈L型的主承力部件，以及设置在所述主承力部件两端的用于承载所述横梁的承载平台。

2.根据权利要求1所述的卫星构型，其特征在于，所述主承力部件两端的承载平台包括：

第一平台，截面呈矩形，且所述第一平台与所述主承力部件相邻的一角呈对角结构设置有两限位块；以及

第二平台，截面呈对称多边形，且所述第二平台与所述主承力部件相邻的一角设置有限位块。

3.根据权利要求1或2所述的卫星构型，其特征在于，所述主承力部件两端的承载平台的外侧分别设置有凸台，以及与所述凸台相配合的凹槽。

4.根据权利要求1所述的卫星构型，其特征在于，纵向相邻的两所述横梁之间设置有若干加强梁。

5.根据权利要求4所述的卫星构型，其特征在于，所述加强梁包括横截面呈X型的第一加强梁和/或横截面呈I型的第二加强梁；

在纵向相邻的两所述横梁之间间隔设置所述第一加强梁和第二加强梁。

6.根据权利要求4所述的卫星构型，其特征在于，所述横梁横截面呈L型，所述横梁L型的第一面设置有加强梁安装孔；

所述横梁L型的第二面中间间隔设置有若干蒙皮安装孔，两端设置有主承力梁安装孔。

7.根据权利要求6所述的卫星构型，其特征在于，所述横梁的两端部设置有限位台阶。

8.根据权利要求1所述的卫星构型，其特征在于，所述卫星构型还包括九宫格安装支架和/或平板安装支架。

9.根据权利要求1所述的卫星构型，其特征在于，所述舱段结构表面设置有蒙皮。

10.一种卫星，其特征在于，所述卫星包括至少一个平台舱和载荷舱，所述平台舱和/或载荷舱均采用权利要求1至9任一项所述的卫星构型。