CN110108270A - 小型化高轨卫星公用平台 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种小型化高轨卫星公用平台，采用模块链设计方法，由结构热控模块、供配电模块、姿轨控模块和平台电子模块四部分组成；结构热控模块采用空间正交全桁架主承力结构和柔性可扩展辐射散热技术，实现和保证卫星高承载比、轻质小型化和高散热能力；供配电模块采用大功率供电自适应控制算法和智能化配电技术，实现和保证整星不同状态下的功率需求、配电输出合理性与安全性；姿轨控模块采用全电推进入轨、自主测定轨和自主定姿技术，实现和保证整星的姿态自主控制、变轨自主控制、位保自主控制及在轨安全性防护；平台电子模块采用同一架构双总线融合技术，实现和保证整星的健康自主监测、运维模式管控、业务数据与管控数据联合管理等功能。

Description

小型化高轨卫星公用平台

技术领域

本发明涉及航天技术领域，特别涉及一种小型化高轨卫星公用平台。

背景技术

卫星平台是卫星产品的主要组成部分及核心技术。为提高卫星产品的竞争力，定型批量生产是缩短研制周期、降低研制成本和风险的最优途径。然而，卫星任务往往种类多而数量少，特别是有效载荷种类繁多各异，难以实现批量生产。为了实现研制高效率和利润最大化，应建立系列化、标准化的公用平台，使其对一定范围内的有效载荷具有通用性，满足不同研制需求。

国内外的高轨卫星公用平台有多种系列，包括针对高轨通信卫星业务、高轨遥感卫星业务的公用平台，如美国波音公司BSS-601/BSS-702/BSS-702SP系列平台、美国洛克希德·马丁公司的A2100系统平台、欧洲泰雷兹-阿莱尼亚空间公司的Spacebus-4000平台、欧洲阿斯特里姆公司的EuroStar-3000平台、中国东方红公司的DFH-3/DFH-4/DFH-5系列平台等。

国外通信卫星平台的设计不断向高可靠性、高承载比、低成本、小型化、产品化、型谱化方向发展，以期达到降低卫星研制成本/发射成本、缩短卫星研制周期和提高卫星可靠性的目的。在上述目标驱动下，欧美各国竞相推出全电推平台，如美国波音公司的BSS-702SP平台，成功占据了大量高轨通信卫星市场。而现阶段，我国尚无成功的全电推卫星平台，更无小型化、大功率、低成本、高集成度、高散热能力和适应一箭双星快速组网的小型全电推高轨卫星公用平台。因此，在技术和经济的双重驱动下，在天地一体化天机骨干节点卫星组网的任务需求下，开展完全属于我国自主知识产权的全电推卫星公用平台的研究，显得极为重要和迫切。

发明内容

本发明的目的在于提供一种小型化高轨卫星公用平台，以实现小型化、大功率、低成本、高集成度、高散热能力和适应一箭双星快速组网的小型全电推高轨卫星公用平台。

为解决上述技术问题，本发明提供一种小型化高轨卫星公用平台，所述小型化高轨卫星公用平台包括结构热控模块、供配电模块、姿轨控模块和平台电子模块，其中：

所述结构热控模块采用空间正交全桁架主承力结构，以形成整个卫星外形、布局和力学结构，所述结构热控模块具有柔性可展开辐射器，利用可扩展辐射散热维持整个卫星的温度环境；

所述供配电模块采用自适应控制算法为不同运行状态下的整个卫星提供电力，对自身和整个卫星的电气设备进行不间断保护和监控，以保证不同状态下的整个卫星的配电输出合理性和安全性；

所述姿轨控模块利用全电推进器产生动力将整个卫星送入轨道，以及控制整个卫星自动变换轨道至目标轨位；

所述姿轨控模块自主控制卫星保持在目标轨道位置，并监测整个卫星在目标轨道位置时的运行安全；

所述姿轨控模块监测和控制所述整个卫星的姿态；

所述平台电子模块具有第一总线和第二总线，所述第一总线为控制信息总线，所述第二总线为数据总线，两条总线的部分数据可互相分享，进行卫星健康和运维联合管理。

可选的，在所述的小型化高轨卫星公用平台中，所述结构热控模块包括结构子模块、机构子模块和热控子模块，其中：

所述结构子模块采用空间正交全桁架主承力结构，实现卫星高承载比和轻质小型化，并保证整个卫星外形和力学环境；所述热控子模块与机构子模块控制柔性可展开辐射器进行可扩展辐射散热，以维持整个卫星的温度环境。

可选的，在所述的小型化高轨卫星公用平台中，所述供配电模块包括太阳电池阵子模块、蓄电池组子模块、电源管理子模块和电缆网子模块，其中：

所述太阳电池阵子模块和所述蓄电池组子模块通过采用自适应控制算法的电源管理子模块为不同运行状态下的整个卫星提供电力；

所述太阳电池阵子模块采用二次可展开太阳电池阵技术及高精度一维对日跟踪技术，太阳阵面积可灵活调整，以满足卫星在轨不同量级的功率需求；所述电源管理子模块和电缆网子模块对自身和整个卫星的电气设备进行不间断保护和监控，对卫星的高低配电网隔离接地，以保证不同状态下的整个卫星的配电输出合理性和安全性。

可选的，在所述的小型化高轨卫星公用平台中，所述平台电子模块包括综合数据处理子模块、遥测遥控子模块和天基自主测定轨子模块，其中：

通过所述第一总线和所述第二总线的数据分享，所述遥测遥控子模块对整个卫星的健康状态进行监测，所述综合数据处理子模块管理和控制所述整个卫星的运行维护模式和业务数据，并对所述第一总线和所述第二总线的管控数据进行联合管理；

所述天基自主测定轨子模块自主测量卫星所在轨道位置、速度等信息并传输给所述姿轨控模块。

可选的，在所述的小型化高轨卫星公用平台中，所述姿轨控模块包括姿态确定与控制子模块、变轨自主控制子模块、位保自主控制子模块和太阳阵驱动控制子模块，其中：

所述变轨自主控制子模块利用全电推进器产生动力将整个卫星送入轨道，以及控制并带动整个卫星自动变换轨道；

所述位保自主控制子模块根据天基自主测定轨子模块测得的数据自主计算轨道保持策略，控制整个卫星保持在目标位置，并监测所述整个卫星在目标位置时的运行安全；所述姿态确定与控制子模块监测和控制所述整个卫星的姿态，以使整个卫星的姿态保持零动量三轴稳定；

所述太阳阵驱动控制子模块监测和控制所述太阳电池阵子模块，以使所述太阳电池阵子模块获取所需太阳能。

可选的，在所述的小型化高轨卫星公用平台中，采用模块链设计方法，将所述小型化高轨卫星公用平台的各个模块的功能界面和信息链接关系进行划分，以重新定义各个模块的功能，根据各个模块的功能的定义，将小型化高轨卫星公用平台划分为结构热控模块、供配电模块、姿轨控模块和平台电子模块。

可选的，在所述的小型化高轨卫星公用平台中，所述小型化高轨卫星公用平台可承载载荷质量不低于900千克、可承载载荷电功率高于5千瓦，整个卫星发射重量不大于2500千克、可输出电功率大于10千瓦，整个卫星可散热耗大于5千瓦，适应大功率、高承载和高热耗的高轨卫星一箭双星发射。

通过结构热控模块实现卫星高承载比、轻质小型化和高散热能力的同时，保证整星构形布局、力学环境及温度环境，通过供配电模块采用统一集中供电、按需分散配电和高低配电网隔离接地防护的策略，实现和保证整星的供电、配电的高效，与接地有效性和静电防护安全性；通过姿轨控模块实现全电推自主入轨与位保、零动量三轴稳定控制策略，实现整星变轨(含漂星移轨)与在轨的姿态轨道自主控制及在轨安全性防护；通过平台电子模块实现和保证整星的健康自主监测、运维模式管控、业务数据与管控数据联合管理及天基自主测定轨等功能，实现了适应高轨卫星的一箭双星/多星发射，采用电推进位保延长服务寿命，平台性价比高，解决了天地一体化信息网络工程中高轨卫星快速、灵活组网任务面临的研制周期长、研制费用高和运载发射费用高的难题。

本发明采用模块链设计方法，将小型化高轨卫星公用平台划分为结构热控、供配电、姿轨控和平台电子四个模块，重新定义了卫星功能划分，利于模块之间的功能界面、信息链接更为清晰，有助于各模块自身的独立性和扩展性提升，降低了卫星工程研制中分系统之间接口、功能界面及技术/计划状态互相牵扯的损耗，保证了卫星研制的效费比和扩展性。

本发明采用模块链设计方法，保证了卫星的高集成度和高功能密度，具备高承载比、高电功率、可扩展大散热能力、轻质小型化和柔性化配置等设计特点，使卫星具有体积小、质量轻、周期短、成本低、寿命长、风险小及适应柔性化载荷配置与一箭双星/多星发射等优点，解决了天地一体化信息网络工程中高轨卫星快速、灵活组网任务面临的研制周期长、研制费用高和运载发射费用高的难题。

本发明所提供的一种小型化高轨卫星公用平台，具有以下优点：

(1)适用于快速、灵活组网需求的卫星，具备高承载比、大输出功率、高散热能力、长寿命和高性价比等优势。

(2)降低了卫星工程研制中分系统之间接口、功能界面及技术/计划状态互相牵扯的损耗，保证了卫星研制的高效与可控。

(3)模块链设计具有良好的设计适应性、实现经济性和功能扩展性。

(4)小型化高轨卫星公用平台可适应不同类型载荷配置，且具备较高的性价比。

附图说明

图1是本发明一实施例的小型化高轨卫星公用平台拓扑示意图；

图2是本发明一实施例的小型化高轨卫星公用平台内部结构示意图；

图中所示：10-结构热控模块；11-结构子模块；12-机构子模块；13-热控子模块；20-供配电模块；21-太阳电池阵子模块；22-蓄电池组子模块；23-电源管理子模块；24-电缆网子模块；30-姿轨控模块；31-姿态确定与控制子模块；32-变轨自主控制子模块；33-位保自主控制子模块；34-太阳阵驱动控制子模块；40-平台电子模块；41-综合数据处理子模块；42-遥测遥控子模块；43-天基自主测定轨子模块；50-载荷舱；60-服务舱。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的小型化高轨卫星公用平台作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

本发明的核心思想在于提供一种小型化高轨卫星公用平台，以实现小型化、大功率、低成本、高集成度、高散热能力和适应一箭双星快速组网的小型全电推高轨卫星公用平台。

为实现上述思想，本发明提供了一种小型化高轨卫星公用平台，所述小型化高轨卫星公用平台包括结构热控模块、供配电模块、姿轨控模块和平台电子模块，其中：所述结构热控模块采用空间正交全桁架主承力结构，以形成整个卫星外形、布局和力学结构，所述结构热控模块具有柔性可展开辐射器，利用可扩展辐射散热维持整个卫星的温度环境；所述供配电模块采用自适应控制算法为不同运行状态下的整个卫星提供电力，对自身和整个卫星的电气设备进行不间断保护和监控，以保证不同状态下的整个卫星的配电输出合理性和安全性；所述姿轨控模块利用全电推进器产生动力将整个卫星送入轨道，以及控制整个卫星自动变换轨道至目标轨位；所述姿轨控模块自主控制卫星保持在目标轨道位置，并监测整个卫星在目标轨道位置时的运行安全；所述姿轨控模块监测和控制所述整个卫星的姿态；所述平台电子模块具有第一总线和第二总线，所述第一总线为控制信息总线，所述第二总线为数据总线，两条总线的部分数据可互相分享，进行卫星健康和运维联合管理。

本发明的实施例提供一种小型化高轨卫星公用平台，如图1所示，所述小型化高轨卫星公用平台包括结构热控模块10、供配电模块20、姿轨控模块30和平台电子模块40，其中：所述结构热控模块10采用空间正交全桁架主承力结构，以形成整个卫星外形、布局和力学结构，所述结构热控模块具有柔性可展开辐射器，利用可扩展辐射散热维持整个卫星的温度环境；所述供配电模块20采用自适应控制算法为不同运行状态下的整个卫星提供电力，对自身和整个卫星的电气设备进行不间断保护和监控，以保证不同状态下的整个卫星的配电输出合理性和安全性；所述姿轨控模块30利用全电推进器产生动力将整个卫星送入轨道，以及控制整个卫星自动变换轨道至目标轨位；所述姿轨控模块30自主控制卫星保持在目标轨道位置，并监测所述整个卫星在目标轨道位置时的运行安全；所述姿轨控模块30监测和控制所述整个卫星的姿态；所述平台电子模块40具有第一总线和第二总线，所述第一总线为控制信息总线，所述第二总线为数据总线，两条总线的部分数据可互相分享；通过所述第一总线和所述第二总线的数据分享，所述平台电子模块40对整个卫星的健康状态进行监测，管理和控制所述整个卫星的运行维护模式和业务数据，并对所述第一总线和所述第二总线的管控数据进行卫星健康和运维联合管理。

具体的，在所述的小型化高轨卫星公用平台中，所述结构热控模块10包括结构子模块11、机构子模块12和热控子模块13，其中：所述结构子模块11采用空间正交全桁架主承力结构，实现卫星高承载比和轻质小型化，并保证整个卫星外形和力学环境；所述热控子模块13与机构子模块12控制柔性可展开辐射器进行可扩展辐射散热，以维持整个卫星的温度环境。所述供配电模块20包括太阳电池阵子模块21、蓄电池组子模块22、电源管理子模块23和电缆网子模块24，其中：所述太阳电池阵子模块21和所述蓄电池组子模块22通过采用自适应控制算法的电源管理子模块23为不同运行状态下的整个卫星提供电力；所述太阳电池阵子模块采用二次可展开太阳电池阵技术及高精度一维对日跟踪技术，太阳阵面积可灵活调整，以满足卫星在轨不同量级的功率需求；所述电源管理子模块23和电缆网子模块24对自身和整个卫星的电气设备进行不间断保护和监控，对卫星的高低配电网隔离接地，以保证不同状态下的整个卫星的配电输出合理性和安全性。

进一步的，在所述的小型化高轨卫星公用平台中，所述姿轨控模块30包括姿态确定与控制子模块31、变轨自主控制子模块32、位保自主控制子模块33和太阳阵驱动控制子模块34，其中：所述变轨自主控制子模块32利用全电推进器产生动力将整个卫星送入轨道，以及控制并带动整个卫星自动变换轨道；所述位保自主控制子模块33根据平台电子模块40中的天基自主测定轨子模块(下文中提到的)测得的数据自主计算轨道保持策略，控制整个卫星保持在目标位置，并监测所述整个卫星在目标位置时的运行安全；所述姿态确定与控制子模块31监测和控制所述整个卫星的姿态，以使整个卫星的姿态保持零动量三轴稳定；所述太阳阵驱动控制子模块34监测和控制所述太阳电池阵子模块21，以使所述太阳电池阵子模块21获取所需太阳能。

另外，在所述的小型化高轨卫星公用平台中，所述平台电子模块40包括综合数据处理子模块41、遥测遥控子模块42和天基自主测定轨子模块43，其中：通过所述第一总线和所述第二总线的数据分享，所述遥测遥控子模块42对整个卫星的健康状态进行监测，所述综合数据处理子模块41管理和控制所述整个卫星的运行维护模式和业务数据，并对所述第一总线和所述第二总线的管控数据进行联合管理；所述天基自主测定轨子模块43自主测量卫星所在轨道位置、速度等信息并传输给所述位保自主控制子模块33。

具体的，在所述的小型化高轨卫星公用平台中，所述结构热控模块10和所述供配电模块20均具有与运载设备的接口，所述结构热控模块10和所述供配电模块20均具有与地面设备的接口。如图2所示，所述小型化高轨卫星公用平台本体为立方体，包括服务舱60和载荷舱50。其中，结构热控模块10、供配电模块20、姿轨控模块30和平台电子模块40安装在服务舱60内，载荷舱50中灵活安装各种载荷。所述小型化高轨卫星公用平台的长度为2米，宽度为2米，高度为2米，所述小型化高轨卫星公用平台可承载载荷质量不低于900千克，承载载荷电功率高于5千瓦，整个卫星输出电功率大于10千瓦，整个卫星发射重量不大于2500千克、整个卫星可散热耗大于5千瓦。适应大功率、高承载和高热耗的高轨卫星一箭双星发射。在所述的小型化高轨卫星公用平台中，采用模块链设计方法，将所述小型化高轨卫星公用平台的各个模块的功能界面和信息链接关系进行划分，以重新定义各个模块的功能，根据各个模块的功能的定义，将小型化高轨卫星公用平台划分为结构热控模块10、供配电模块20、姿轨控模块30和平台电子模块40。

在本发明提供的小型化高轨卫星公用平台中，通过结构热控模块10实现卫星高承载比、轻质小型化和高散热能力的同时，保证整星构形布局、力学环境及温度环境，通过供配电模块20采用统一集中供电、按需分散配电和高低配电网隔离接地防护的策略，实现和保证整星的供电、配电的高效，与接地有效性和静电防护安全性；通过姿轨控模块30实现全电推自主入轨与位保、零动量三轴稳定控制策略，实现整星变轨(含漂星移轨)与在轨的姿态轨道自主控制及在轨安全性防护；通过平台电子模块40实现和保证整星的健康自主监测、运维模式管控、业务数据与管控数据联合管理及天基自主测定轨等功能，实现了适应高轨卫星的一箭双星/多星发射，采用电推进位保延长服务寿命，平台性价比高，解决了天地一体化信息网络工程中高轨卫星快速、灵活组网任务面临的研制周期长、研制费用高和运载发射费用高的难题。

本发明采用模块链设计方法，将小型化高轨卫星公用平台划分为结构热控、供配电、姿轨控和平台电子四个模块，重新定义了卫星功能划分，利于模块之间的功能界面、信息链接更为清晰，有助于各模块自身的独立性和扩展性提升，降低了卫星工程研制中分系统之间接口、功能界面及技术/计划状态互相牵扯的损耗，保证了卫星研制的效费比和扩展性。

本发明采用模块链设计方法，保证了卫星的高集成度和高功能密度，具备高承载比、高电功率、可扩展大散热能力、轻质小型化和柔性化配置等设计特点，使卫星具有体积小、质量轻、周期短、成本低、寿命长、风险小及适应柔性化载荷配置与一箭双星/多星发射等优点，解决了天地一体化信息网络工程中高轨卫星快速、灵活组网任务面临的研制周期长、研制费用高和运载发射费用高的难题。

本发明所提供的一种小型化高轨卫星公用平台，具有以下优点：

(1)适用于快速、灵活组网需求的卫星，具备高承载比、大输出功率、高散热能力、长寿命和高性价比等优势。

(2)降低了卫星工程研制中分系统之间接口、功能界面及技术/计划状态互相牵扯的损耗，保证了卫星研制的高效与可控。

(3)模块链设计具有良好的设计适应性、实现经济性和功能扩展性。

(4)小型化高轨卫星公用平台可适应不同类型载荷配置，且具备较高的性价比。

综上，上述实施例对小型化高轨卫星公用平台的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。

Claims (7)

1.一种小型化高轨卫星公用平台，其特征在于，所述小型化高轨卫星公用平台包括结构热控模块、供配电模块、姿轨控模块和平台电子模块，其中：

所述结构热控模块采用空间正交全桁架主承力结构，以形成整个卫星外形、布局和力学结构，所述结构热控模块具有柔性可展开辐射器，利用可扩展辐射散热维持整个卫星的温度环境；

所述供配电模块采用自适应控制算法为不同运行状态下的整个卫星提供电力，对自身和整个卫星的电气设备进行不间断保护和监控，以保证不同状态下的整个卫星的配电输出合理性和安全性；

所述姿轨控模块利用全电推进器产生动力将整个卫星送入轨道，以及控制整个卫星自动变换轨道至目标轨位；

所述姿轨控模块自主控制卫星保持在目标轨道位置，并监测整个卫星在目标轨道位置时的运行安全；

所述姿轨控模块监测和控制所述整个卫星的姿态；

所述平台电子模块具有第一总线和第二总线，所述第一总线为控制信息总线，所述第二总线为数据总线，两条总线的部分数据可互相分享，进行卫星健康和运维联合管理。

2.如权利要求1所述的小型化高轨卫星公用平台，其特征在于，所述结构热控模块包括结构子模块、机构子模块和热控子模块，其中：

所述结构子模块采用空间正交全桁架主承力结构，实现卫星高承载比和轻质小型化，并保证整个卫星外形和力学环境；所述热控子模块与机构子模块控制柔性可展开辐射器进行可扩展辐射散热，以维持整个卫星的温度环境。

3.如权利要求1所述的小型化高轨卫星公用平台，其特征在于，所述供配电模块包括太阳电池阵子模块、蓄电池组子模块、电源管理子模块和电缆网子模块，其中：

所述太阳电池阵子模块和所述蓄电池组子模块通过采用自适应控制算法的电源管理子模块为不同运行状态下的整个卫星提供电力；

所述太阳电池阵子模块采用二次可展开太阳电池阵技术及高精度一维对日跟踪技术，太阳阵面积可灵活调整，以满足卫星在轨不同量级的功率需求；所述电源管理子模块和电缆网子模块对自身和整个卫星的电气设备进行不间断保护和监控，对卫星的高低配电网隔离接地，以保证不同状态下的整个卫星的配电输出合理性和安全性。

4.如权利要求3所述的小型化高轨卫星公用平台，其特征在于，所述平台电子模块包括综合数据处理子模块、遥测遥控子模块和天基自主测定轨子模块，其中：

通过所述第一总线和所述第二总线的数据分享，所述遥测遥控子模块对整个卫星的健康状态进行监测，所述综合数据处理子模块管理和控制所述整个卫星的运行维护模式和业务数据，并对所述第一总线和所述第二总线的管控数据进行联合管理；

所述天基自主测定轨子模块自主测量卫星所在轨道位置、速度等信息并传输给所述姿轨控模块。

5.如权利要求4所述的小型化高轨卫星公用平台，其特征在于，所述姿轨控模块包括姿态确定与控制子模块、变轨自主控制子模块、位保自主控制子模块和太阳阵驱动控制子模块，其中：

所述变轨自主控制子模块利用全电推进器产生动力将整个卫星送入轨道，以及控制并带动整个卫星自动变换轨道；

所述位保自主控制子模块根据天基自主测定轨子模块测得的数据自主计算轨道保持策略，控制整个卫星保持在目标位置，并监测所述整个卫星在目标位置时的运行安全；所述姿态确定与控制子模块监测和控制所述整个卫星的姿态，以使整个卫星的姿态保持零动量三轴稳定；

所述太阳阵驱动控制子模块监测和控制所述太阳电池阵子模块，以使所述太阳电池阵子模块获取所需太阳能。

6.如权利要求1所述的小型化高轨卫星公用平台，其特征在于，采用模块链设计方法，将所述小型化高轨卫星公用平台的各个模块的功能界面和信息链接关系进行划分，以重新定义各个模块的功能，根据各个模块的功能的定义，将小型化高轨卫星公用平台划分为结构热控模块、供配电模块、姿轨控模块和平台电子模块。

7.如权利要求1所述的小型化高轨卫星公用平台，其特征在于，所述小型化高轨卫星公用平台可承载载荷质量不低于900千克、可承载载荷电功率高于5千瓦，整个卫星发射重量不大于2500千克、可输出电功率大于10千瓦，整个卫星可散热耗大于5千瓦，适应大功率、高承载和高热耗的高轨卫星一箭双星发射。