CN110450983B - 敏捷卫星构型 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了航天器领域内的一种敏捷卫星构型，包括推进舱、服务舱、载荷舱；推进舱包括第一承力筒、第一支撑板，第一支撑板平行于承力筒轴线方向，第一支撑板与承力筒内壁连接，承力筒包括承力筒A、承力筒B，承力筒A为柱形，承力筒B为锥形，承力筒A与承力筒B交界处连接有隔板；服务舱包括第二承力筒、第二支撑板、第二底板，第二承力筒连接于第二底板上，第二支撑板与第二承力筒的内壁相连接，第二底板连接于承力筒A远离隔板的端部；载荷舱包括底板、顶板以及连接于底板与顶板之间的支撑组件。本发明可实现推进剂携带量大、布局紧凑惯量小、轨道机动能力强、指向敏捷稳定性高、承载性能优异等效果。
Description
技术领域
本发明涉及航天器领域，具体地，涉及一种敏捷卫星构型。
背景技术
目前我国典型的卫星平台，其本体多采用长方体构型，星体内部设计中心承力筒作为主承力构件，配合层板、隔板和侧板等蜂窝板形成箱式结构体。在箱体内各结构板上布置单机，在箱体外设计展开式太阳电池阵和天线。
敏捷卫星要具备较强的轨道机动和指向机动能力，对敏捷卫星来说传统构型存在一些不足：(1)由于轨道机动需要消耗大量推进剂，推进系统一般设置多个大容量贮箱，这就要求卫星平台提供足够大的安装空间。传统卫星构型中心承力筒的存在，占据了较大内部空间，给贮箱的布局造成困难。(2)可展开式太阳电池阵和天线等挠性附件入轨展开后尺寸较大，增加了整星的惯量，不利于姿态控制；且上述附件展开后刚性差，其在轨振动会降低卫星姿态稳定度。(3)卫星一般通过姿态控制系统的飞轮、控制力矩陀螺等执行机构作动来实现姿态和指向机动，当卫星惯量较大时，上述机动方式的能力有限，难以胜任高机动成像或通信任务。
因此，需要开发出一种推进剂携带量大、布局紧凑惯量小、指向机动敏捷、承载性能优异的构型，有效满足卫星高机动性的需求。
经现有技术检索，中国发明专利号为CN201611086255.X，发明名称为一种内含式卫星构型，包括：平台舱，所述平台舱为一个中空的环状结构；载荷舱，所述载荷舱设置在所述平台舱内；对接锁紧解锁机构及非接触磁悬浮直接力控制机构，所述对接锁紧解锁机构及所述非接触磁悬浮直接力控制机构分别设置在所述平台舱与所述载荷舱之间；太阳电池阵，所述太阳电池阵设置在所述平台舱的侧部。本发明解决了卫星超高精度超高稳定度控制要求、提升卫星质量特性和敏捷机动性能、改善载荷空间环境、降低平台扰动和热交变对卫星载荷影响的问题。该发明结构复杂，其内部可提供的布局空间较小。
发明内容
本发明利用外承力筒、八连杆指向机构、体装式太阳电池阵等形成卫星构型，有效解决了推进剂携带量大、布局紧凑惯量小、指向机动敏捷、承载性能优异等问题，满足了敏捷卫星的高机动性需求。
本发明提供的一种敏捷卫星构型，包括推进舱、服务舱、载荷舱；
所述推进舱包括第一承力筒、第一支撑板，所述第一支撑板平行于所述承力筒轴线方向，所述第一支撑板与所述承力筒内壁连接，所述承力筒包括承力筒A、承力筒B，所述承力筒A为柱形，所述第二承力筒B为锥形，所述承力筒A与所述承力筒B交界处连接有隔板；
所述服务舱包括第二承力筒、第二支撑板、第二底板，所述第二承力筒连接于第二底板上，所述第二支撑板与所述第二承力筒的内壁相连接，所述第二底板连接于所述承力筒A远离所述隔板的端部；
所述载荷舱包括底板、顶板以及连接于所述底板与所述顶板之间的支撑组件。
一些实施例中，所述第二支撑板与所述第一支撑板位于同一轴线上。
一些实施例中，所述第一支撑板与第二支撑板为十字形支撑板。
一些实施例中，所述隔板设有安放贮箱的镂空部。
一些实施例中，所述第一承力筒与所述第二承力筒为碳纤维蒙皮-铝合金蜂窝夹层结构。
一些实施例中，所述第二底板为铝面板-铝蜂窝夹层板。
一些实施例中，所述支撑组件由多根连杆组成，所述连杆为伸缩杆。
一些实施例中，多根所述连杆构成的2组具有W型的八连杆指向机构，所述八连杆指向机构由电机驱动进行俯仰、滚动、偏航运动。
一些实施例中，所述推进舱和\或所述服务舱外表面设有体装式太阳电池阵，所述太阳电池阵为片状体。
一些实施例中，所述第一支撑板远离所述第二底板的一端连接有桁架式支架，所述桁架式支架为钛合金材料，所述桁架式支架用于固定连接轨控发动机。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
1、本发明提供了一种敏捷卫星的构型，采用外圆柱筒、外圆锥筒作为主承力体系，其内部可提供足够的布局空间。
2、本发明推进舱内设计整体的贮箱安装板,可并列安装四个大型贮箱；推进舱下端框处设计支架，安装大推力轨控发动机，实现轨道机动。
3、本发明有效载荷舱指向机构中的每根连杆均可伸缩，发射时锁紧，入轨后解锁；八根连杆可根据控制指令由电机驱动，完成俯仰、滚动、偏航运动，实现有效载荷的指向机动。
4、本发明卫星采用体装式太阳电池阵，电池片贴在服务舱、推进舱承力筒外表面，有效减小整星惯量。
5、本发明利用外承力筒、八连杆指向机构、体装式太阳电池阵等形成卫星构型，实现了推进剂携带量大、布局紧凑惯量小、指向机动敏捷、承载性能优异等效果，满足了敏捷卫星的高机动性需求。
附图说明
图1为本发明敏捷卫星构型整体结构示意图；
图2为本发明推进舱结构示意图；
图3为本发明推进舱内部结构图；
图4为本发明服务舱结构示意图；
图5为本发明载荷舱结构示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对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，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1-5所示，本发明提供了一种敏捷卫星构型，主要由推进舱1、服务舱2、载荷舱3组成，星箭连接环6与推进舱下端框采用螺钉连接，推进舱1与服务舱2通过端框法兰连接，有效载荷舱3通过底板31与服务舱上端框采用螺钉连接，载荷舱3顶板33为载荷4提供机械接口，其中载荷舱3的顶板33用于放置相机、激光终端、天线等载荷4。
在推进舱1的下端框通过螺钉连接有星箭连接环6，同时卫星采用体装式太阳电池阵5，太阳电池阵5由电池片组成并贴在服务舱2、推进舱1的承力筒的外表面，可有效减小整星惯量。
本发明采用外圆柱筒、外圆锥筒作为主承力体系，有别于中心承力结构体系，其内部可提供足够的布局空间。
如图2-3所示，所述推进舱1包括第一承力筒11、第一支撑板12，所述第一支撑板12平行于所述第一承力筒11轴线方向，所述第一支撑板12与所述第一承力筒11内壁连接，所述第一承力筒11包括承力筒A101、承力筒B102，所述承力筒A101为柱形，所述承力筒B102为锥形，所述承力筒A101与所述承力筒B102交界处连接有隔板15。
第一承力筒11为碳纤维蒙皮-铝合金蜂窝夹层结构；隔板15采用铝面板-铝蜂窝夹层板，为铝合金镂空设计，由整块铝合金板材机加工成型，支撑四个大型贮箱13，推进舱内设计整体的贮箱安装板,可并列安装四个大型贮箱，同时推进舱贮箱安装板内预埋铝合金整体加强框，提高刚度和强度。
推进舱1下端框为轨控发动机14设计桁架式支架，支架的四根杆件分别与承力筒B内的十字支撑板12连接，桁架式支架选用耐高温性能优异的钛合金。桁架式支架的设置为安装大推力轨控发动机提供了支撑，较好的实现轨道机动。
第一支撑板12在承力筒A101与承力筒B102内均有与承力筒相适配的均设有相适配的结构形状，承力筒B102的下端框与星箭连接环6对接。
如图4所示，所述服务舱2包括第二承力筒21、第二支撑板22、第二底板23，所述第二承力筒21连接于第二底板23上，所述第二支撑板与所述第二承力筒21的内壁相连接，所述第二底板23连接于所述承力筒A101远离所述隔板15的端部。第二承力筒21作为主承力构件，为碳纤维蒙皮-铝合金蜂窝夹层结构，。服务舱内部同样设计十字蜂窝第二支撑板22，第二支撑板22与推进舱1内的第一支撑板12位置对齐，在同一轴线上，确保传力路径连续。承力筒21下端框位置设计第二底板23，第二底板23为铝面板-铝蜂窝夹层板，其提供各类单机的安装接口。
如图5所示，所述载荷舱3包括底板31、顶板33以及连接于所述底板31与所述顶板33之间的支撑组件32。底板31和和顶板33均为铝面板-铝蜂窝夹层板，底板31与服务舱2上端框以及十字形第二支撑板22连接，顶板33为载荷4提供机械接口。
所述支撑组件32由多根连杆组成，所述连杆为伸缩杆，多根所述连杆构成的2组具有W型的八连杆指向机构，八连杆指向机构中的每根连杆均可伸缩，发射时锁紧，入轨后解锁，所述八连杆指向机构由电机驱动进行俯仰、滚动、偏航运动。
综上所述，本发明提供了一种敏捷卫星的构型，采用外圆柱筒、外圆锥筒作为主承力体系，其内部可提供足够的布局空间；本发明推进舱内设计整体的贮箱安装板,可并列安装四个大型贮箱；推进舱下端框处设计支架，安装大推力轨控发动机，实现轨道机动；本发明有效载荷舱指向机构中的每根连杆均可伸缩，发射时锁紧，入轨后解锁；八根连杆可根据控制指令由电机驱动，完成俯仰、滚动、偏航运动，实现有效载荷的指向机动；本发明卫星采用体装式太阳电池阵，电池片贴在服务舱、推进舱承力筒外表面，有效减小整星惯量；本发明利用外承力筒、八连杆指向机构、体装式太阳电池阵等形成卫星构型，有效解决了推进剂携带量大、布局紧凑惯量小、指向机动敏捷、承载性能优异等问题，满足了敏捷卫星的高机动性需求。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
Claims (6)
1.一种敏捷卫星构型，其特征在于，包括推进舱（1）、服务舱（2）、载荷舱（3）；
所述推进舱（1）包括第一承力筒（11）、第一支撑板（12），所述第一支撑板（12）平行于所述第一承力筒（11）轴线方向，所述第一支撑板（12）与所述第一承力筒（11）内壁连接，所述第一承力筒（11）包括第一承力筒A（101）、第一承力筒B（102），所述第一承力筒A（101）为柱形，所述第一承力筒B（102）为锥形，所述第一承力筒A（101）与所述第一承力筒B（102）交界处连接有隔板（15）；
所述服务舱（2）包括第二承力筒（21）、第二支撑板（22）、第二底板（23），所述第二承力筒（21）连接于第二底板（23）上，所述第二支撑板与所述第二承力筒（21）的内壁相连接， 所述第二底板（23）连接于所述第一承力筒A（101）远离所述隔板（15）的端部；
所述载荷舱（3）包括底板（31）、顶板（33）以及连接于所述底板（31）与所述顶板（33）之间的支撑组件（32）；所述第二支撑板（22）与所述第一支撑板（12）位于同一轴线上；所述第一支撑板（12）与第二支撑板（22）为十字形支撑板；所述支撑组件（32）由多根连杆组成，所述连杆为伸缩杆；
多根所述连杆构成的2组具有W型的八连杆指向机构，所述八连杆指向机构由电机驱动进行俯仰、滚动、偏航运动。
2.根据权利要求1所述的敏捷卫星构型，其特征在于，所述隔板（15）设有安放贮箱（13）的镂空部。
3.根据权利要求1所述的敏捷卫星构型，其特征在于，所述第一承力筒（11）与所述第二承力筒（21）为碳纤维蒙皮-铝合金蜂窝夹层结构。
4.根据权利要求1所述的敏捷卫星构型，其特征在于，所述第二底板（23）为铝面板-铝蜂窝夹层板。
5.根据权利要求1所述的敏捷卫星构型，其特征在于，所述推进舱（1）和\或所述服务舱（2）外表面设有体装式太阳电池阵，所述太阳电池阵为片状体。
6.根据权利要求1所述的敏捷卫星构型，其特征在于，所述第一支撑板（12）远离所述第二底板（23）的一端连接有桁架式支架，所述桁架式支架为钛合金材料，所述桁架式支架用于固定连接轨控发动机（14）。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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