CN110182388A - 基于预集成桁架的可在轨组装航天器 - Google Patents

Abstract

基于预集成桁架的可在轨组装航天器，涉及航天器在轨服务技术领域；包括预集成桁架结构、4个太阳电池阵、蓄电池组、2个推进模块、位姿测量与控制模块和数管模块；预集成桁架结构为4条支架组成井字型支架结构；4个太阳电池阵两两对称安装在预集成桁架结构相对2个支架的两端；蓄电池组安装在预集成桁架结构其中一条支架的外侧壁上；位姿测量与控制模块安装在预集成桁架结构与蓄电池组相对的支架外侧壁上；2个推进模块对称安装在预集成桁架结构另外2条相对支架的外侧壁；数管模块安装在预集成桁架结构其中一条支架的内侧壁上；本发明为大型航天器在轨应用提供了新手段，可实施在轨组装、在轨功能扩展等任务。

Description

基于预集成桁架的可在轨组装航天器

技术领域

本发明涉及一种航天器在轨服务技术领域，特别是一种基于预集成桁架的可在轨组装航天器。

背景技术

目前的航天器大多在地面设计、组装完成后发射入轨执行任务。但随着航天器技术的发展，对航天器尺寸、重量等要求越来越高。目前的航天器大多由多个舱段或模块组合而成，尺寸、重量等规模越来越大，这些航天器的总规模已经远远超过了运载火箭的运载发射能力，运载能力的限制制约了大型航天器在轨任务的执行。通过运载火箭将航天器部组件多次发射入轨、实施航天器在轨组装是解决系类问题的好办法。

同时，由于大型航天器成本较高，要求有较长的在轨工作寿命，因此，在其寿命周期内，往往需要根据技术的进步和需求的变化，在轨进行扩展和维护。通过在轨服务航天器实现在轨扩展，可以把诸如大型综合侦察系统、综合通信系统、无人照料的大型空间平台系统等这样庞大的航天器系统分批、分次发射上天，再予以组合，形成完整的系统。可以降低大型航天器系统的地面研制、运输、发射难度，并降低运载压力，便于灵活选择运载器和发射方式，降低任务风险。

综上所述，实施大型航天器的在轨组装任务成为必然的选择。

目前，国外针对于航天器在轨组装的典型案例是国际空间站项目(以下简称ISS)。ISS采用桁架挂舱式结构，通过桁架与桁架连接、桁架与舱段连接形成完整的空间飞行器。但是，ISS在轨组装仍存在以下一些不足之处：在轨组装的结构单元过于复杂，如各种不同种类的桁架，使得通用性不强，给设计及操作甚至是后期维护等带来很多不便之处；在轨组装时往往是有人参与，这就带来了安全性问题。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供基于预集成桁架的可在轨组装航天器；突破了传统卫星构型与重量受现有运载能力的严重束缚，为大型航天器在轨应用提供了新手段，可实施在轨组装、在轨功能扩展等任务。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

基于预集成桁架的可在轨组装航天器，包括预集成桁架结构、4个太阳电池阵、蓄电池组、2个推进模块、位姿测量与控制模块和数管模块；其中，预集成桁架结构包括4条支架；4条支架组成井字型支架结构；4个太阳电池阵两两对称安装在预集成桁架结构相对2个支架的两端；且太阳电池阵伸展方向指向外侧；蓄电池组固定安装在预集成桁架结构其中一条支架的外侧壁上；位姿测量与控制模块固定安装在预集成桁架结构与蓄电池组相对的支架外侧壁上；2个推进模块对称安装在预集成桁架结构另外2条相对支架的外侧壁；数管模块固定安装在预集成桁架结构其中一条支架的内侧壁上。

在上述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器，所述的每条支架包括n个桁架模块；n个桁架模块沿轴向依次对接组成支架；n为正整数，且n大于等于6。

在上述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器，所述的桁架模块包括抓捕环、被捕杆、4个锁紧杆、4个锁紧套、4个对接接口和框架；其中，框架水平放置的立方体框架结构；抓捕环设置在框架右侧外壁的中部；被捕杆设置在框架左侧外壁的中部；抓捕环所在框架侧面的四个角处分别设置有1个锁紧杆；被捕杆所在框架侧面的四个角处分别设置有1个锁紧套；4个对接接口分别设置在框架顶部、底部、前端、后端侧壁的中部；实现与太阳电池阵、蓄电池组、2个推进模块、位姿测量与控制模块和数管模块的对接。

在上述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器，两个相邻桁架模块对接时；其中一个桁架模块的抓捕环与一个桁架模块的被捕杆对接，实现连接；同时，抓捕环所在桁架模块的4个锁紧杆对应伸进另一个桁架模块的4个对接接口中，实现锁紧。

在上述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器，太阳电池阵和蓄电池组实现为预集成桁架结构上的用电模块供电，具备MV级供电能力，稳态供电不小于20kW。

在上述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器：推进模块实现为预集成桁架结构提供推动动力，实现预集成桁架结构360°相位调整，变轨速度不低于1km/s。

在上述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器，位姿测量与控制模块实现对预集成桁架结构姿态的调整，指向精度不大于0.01°；稳定度不大于0.0001°/s；实现最大±45°侧摆；机动时间不大于5min。

在上述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器，所述数管模块实现对预集成桁架结构数据信息的采集、处理、分配和存储，时间误差≤200μs，数据信息经1553B数据总线传输。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明采用了基于预集成桁架的可在轨组装方法实现航天器在轨组装，航天器部组件可分批发射、化整为零，能够有效克服运载火箭发射能力的不足，满足大型航天器在轨应用需求；

(2)本发明将可在轨组装航天器划分为基本单元，基本单元具有模块化、可扩展通用对接接口等特征，且航天器主要组成部分可外挂连接在基于预集成桁架的主承力结构上，具有设计及操作简便、组装通用性强、组装效率高、可靠性高等特点；

(3)本发明中航天器主要组成部分可更换，且可通过外挂方式实现在轨功能扩展，可增强任务执行能力，还可形成新的应用系统；易于实现维修维护操作，便于延长航天器在轨工作寿命；

(4)本发明具有通用停泊对接接口、在轨操作等能力，是一个具有实施在轨维修维护的空间平台，可对可接受维修的故障航天器实施维修操作、对可接受补给的航天器进行燃料补给等。

附图说明

图1为本发明在轨组装航天器示意图；

图2为本发明桁架模块结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

本发明提供一种基于预集成桁架的可在轨组装航天器，可在轨组装航天器主要由预集成桁架结构1、有效载荷8、任务支持模块9等基本单元组成，基本单元具有可在轨扩展的对接接口。预集成桁架结构1是可在轨组装航天器的主承力结构，有效载荷、任务支持模块9通过对接接口与预集成桁架结构1外挂连接。有效载荷根据具体应用任务进行配置。平台基本模块保证航天器平台正常运行、支持有效载荷工作。任务支持模块是执行在轨组装操作任务的必备工具。

如图1所示为在轨组装航天器示意图，由图可知，基于预集成桁架的可在轨组装航天器，包括预集成桁架结构1、4个太阳电池阵2、蓄电池组3、2个推进模块4、位姿测量与控制模块5、测控模块6、数管模块7、有效载荷8和任务支持模块9；其中，预集成桁架结构1包括4条支架11；4条支架11组成井字型支架结构；4个太阳电池阵2两两对称安装在预集成桁架结构1相对2个支架11的两端；且太阳电池阵2伸展方向指向外侧；蓄电池组3固定安装在预集成桁架结构1其中一条支架11的外侧壁上；位姿测量与控制模块5固定安装在预集成桁架结构1与蓄电池组3的支架11外侧壁上；2个推进模块4对称安装在预集成桁架结构1另外2条相对支架11的外侧壁；测控模块6和有效载荷8均固定安装在预集成桁架结构1的顶部；数管模块7固定安装在预集成桁架结构1其中一条支架11的内侧壁上；任务支持模块9安装在预集成桁架结构1的顶端。

其中，太阳电池阵2和蓄电池组3实现为预集成桁架结构1上的用电模块供电，具备MV级供电能力，稳态供电不小于20kW。推进模块4实现为预集成桁架结构1提供推动动力，实现预集成桁架结构1360°相位调整，变轨速度不低于1km/s。位姿测量与控制模块5实现对预集成桁架结构1姿态的调整，指向精度不大于0.01°；稳定度不大于0.0001°/s；实现最大±45°侧摆；机动时间不大于5min。数管模块7实现对预集成桁架结构1数据信息的采集、处理、分配和存储，时间误差≤200μs，数据信息经1553B数据总线传输。有效载荷8根据具体应用任务进行配置，可支持对地综合观测、空间目标主被动监视、空间太阳能发电等。任务支持模块9用于辅助执行在轨组装操作任务，由大型机械臂和运动支持导轨组成。大型机械臂是组装的具体操作工具，安装在运动支持导轨上，可在导轨上自由移动。运动支持导轨沿预集成桁架结构布设，可随着预集成桁架结构的装配而延伸，使得在整个在轨组装任务期间机械臂末端能够到达操作的空间位置。

如图2所示为桁架模块结构示意图，由图可知，每条支架11包括n个桁架模块111；n个桁架模块111沿轴向依次对接组成支架11；n为正整数，且n大于等于6。桁架模块111包括抓捕环12、被捕杆13、4个锁紧杆14、4个锁紧套15、4个对接接口16和框架17；其中，框架17水平放置的立方体框架结构；抓捕环12设置在框架17右侧外壁的中部；被捕杆13设置在框架17左侧外壁的中部；抓捕环12所在框架17侧面的四个角处分别设置有1个锁紧杆14；被捕杆13所在框架17侧面的四个角处分别设置有1个锁紧套15；4个对接接口16分别设置在框架17顶部、底部、前端、后端侧壁的中部；实现与太阳电池阵2、蓄电池组3、2个推进模块4、位姿测量与控制模块5、测控模块6、数管模块7、有效载荷8和任务支持模块9的对接。

两个相邻桁架模块111对接时；其中一个桁架模块111的抓捕环12与一个桁架模块111的被捕杆13对接，实现连接；同时，抓捕环12所在桁架模块111的4个锁紧杆14对应伸进另一个桁架模块111的4个对接接口16中，实现锁紧。

可在轨组装航天器是大型航天器，具备“大承载、高稳定、大功率供给”等能力，可支持对地综合观测、在轨维修维护服务及拓展等任务。航天器平台基本型可高、中、低轨部署，覆盖不同轨道服务目标。所述的可在轨组装航天器基本单元是在轨操作的对象，具有模块化特征，具备通用对接接口、可扩展。可在轨组装航天器主承力结构采用预集成桁架结构1，航天器其它组成部分采用外挂方式连接在桁架结构上。所述的可扩展性主要体现在以下几类对接接口：预集成桁架接口、操作接口、通用停泊对接接口、在轨推进剂补加接口。所述的可在轨组装航天器在轨组装时其基本单元分批发射入轨，以核心舱段为基础，逐次在轨装配扩展。所述的实施航天器在轨组装时采用大型机械臂操作。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (8)

1.基于预集成桁架的可在轨组装航天器，其特征在于：包括预集成桁架结构(1)、4个太阳电池阵(2)、蓄电池组(3)、2个推进模块(4)、位姿测量与控制模块(5)和数管模块(7)；其中，预集成桁架结构(1)包括4条支架(11)；4条支架(11)组成井字型支架结构；4个太阳电池阵(2)两两对称安装在预集成桁架结构(1)相对2个支架(11)的两端；且太阳电池阵(2)伸展方向指向外侧；蓄电池组(3)固定安装在预集成桁架结构(1)其中一条支架(11)的外侧壁上；位姿测量与控制模块(5)固定安装在预集成桁架结构(1)与蓄电池组(3)相对的支架(11)外侧壁上；2个推进模块(4)对称安装在预集成桁架结构(1)另外2条相对支架(11)的外侧壁；数管模块(7)固定安装在预集成桁架结构(1)其中一条支架(11)的内侧壁上。

2.根据权利要求1所述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器，其特征在于：所述的每条支架(11)包括n个桁架模块(111)；n个桁架模块(111)沿轴向依次对接组成支架(11)；n为正整数，且n大于等于6。

3.根据权利要求2所述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器，其特征在于：所述的桁架模块(111)包括抓捕环(12)、被捕杆(13)、4个锁紧杆(14)、4个锁紧套(15)、4个对接接口(16)和框架(17)；其中，框架(17)水平放置的立方体框架结构；抓捕环(12)设置在框架(17)右侧外壁的中部；被捕杆(13)设置在框架(17)左侧外壁的中部；抓捕环(12)所在框架(17)侧面的四个角处分别设置有1个锁紧杆(14)；被捕杆(13)所在框架(17)侧面的四个角处分别设置有1个锁紧套(15)；4个对接接口(16)分别设置在框架(17)顶部、底部、前端、后端侧壁的中部；实现与太阳电池阵(2)、蓄电池组(3)、2个推进模块(4)、位姿测量与控制模块(5)和数管模块(7)的对接。

4.根据权利要求3所述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器，其特征在于：两个相邻桁架模块(111)对接时；其中一个桁架模块(111)的抓捕环(12)与一个桁架模块(111)的被捕杆(13)对接，实现连接；同时，抓捕环(12)所在桁架模块(111)的4个锁紧杆(14)对应伸进另一个桁架模块(111)的4个对接接口(16)中，实现锁紧。

5.根据权利要求4所述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器，其特征在于：太阳电池阵(2)和蓄电池组(3)实现为预集成桁架结构(1)上的用电模块供电，具备MV级供电能力，稳态供电不小于20kW。

6.根据权利要求5所述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器，其特征在于：推进模块(4)实现为预集成桁架结构(1)提供推动动力，实现预集成桁架结构(1)360°相位调整，变轨速度不低于1km/s。

7.根据权利要求6所述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器，其特征在于：位姿测量与控制模块(5)实现对预集成桁架结构(1)姿态的调整，指向精度不大于0.01°；稳定度不大于0.0001°/s；实现最大±45°侧摆；机动时间不大于5min。

8.根据权利要求7所述的基于预集成桁架的可在轨组装航天器，其特征在于：所述数管模块(7)实现对预集成桁架结构(1)数据信息的采集、处理、分配和存储，时间误差≤200μs，数据信息经1553B数据总线传输。