CN110920937B - 一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，属于载荷舱设计领域；包括舱体和电缆铺设通道；其中，舱体为中空长方体结构；电缆铺设通道呈灌木状设置在舱体内部；电缆铺设通道沿竖直平面铺设；外部设备放置在舱体内；舱体的内腔分为左右对称的两个尺寸相同的区域，分别为第一区和第二区；第一区和第二区均用于放置外部设备；第一区的空间沿竖直方向分为变频区和第一等温低温区；第二区的空间沿竖直方向分为高温区和第二等温低温区；按照区域划分在舱体内初步放置外部设备；并对质心进行调整，最终完成安装外部设备；本发明解决了卫星舱内大热耗、高密度设备布局困难问题。

Description

一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱

技术领域

本发明属于载荷舱设计领域，涉及一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱。

背景技术

以通信卫星为代表的地球同步轨道卫星，一般由平台、载荷舱、太阳电池组件、星外天线组件等组成。载荷舱作为地球同步轨道卫星业务载荷的主要装载舱段，其布局直接影响卫星载荷性能指标，是卫星布局的重要组成部分，代表着卫星布局设计的典型技术。

地球同步轨道卫星传统卫星布局采用均布、平铺式布局方法，满足卫星各分系统设备在舱内安装的要求。设备按照能源传输和信号传输的链路要求平铺部置在舱内，低频电缆铺设在舱板上，射频电缆架设在一定高度上。发热设备一般布置在作为散热面的南北舱板上，其他设备按链路要求分布在其他舱板上。随着卫星技术发展，载荷舱设备数量日益增多，热耗越来越高，链路、温度等性能要求日趋苛刻，受卫星舱内空间和散热能力限制，传统均布、平铺式布局方法逐渐难以满足任务要求。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，解决了卫星舱内大热耗、高密度设备布局困难问题。

本发明解决技术的方案是：

一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，包括舱体和电缆铺设通道；其中，舱体为中空长方体结构；电缆铺设通道呈灌木状设置在舱体内部；电缆铺设通道沿竖直平面铺设；外部设备放置在舱体内；线缆通过电缆铺设通道与外部设备连通实现供电。

在上述的一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，所述舱体长L1为2.36m；宽L2为2.1m；高L3为2.7m；载荷舱的承载能力为：实现230路的通信卫星载荷；承载420台外部设备；承载4500W设备热耗；装满外部设备后，舱体实现760kg的承载。

在上述的一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，所述电缆铺设通道所在平面距舱体前面板的距离L4为80-105mm。

在上述的一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，舱体的内腔分为左右对称的两个尺寸相同的区域，分别为第一区和第二区；第一区和第二区均用于放置外部设备。

在上述的一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，所述第一区的空间沿竖直方向分为变频区和第一等温低温区；其中，变频区位于第一区的下方；第一等温低温区位于第一区的上方；变频区的长L5为1m；高L6为1m；第一等温低温区的长L5为1m；高L7为0.8m。

在上述的一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，所述变频区用于放置外部变频器模块；第一等温低温区用于放置最高工作温度不大于50℃的设备；且放置在第一等温低温区的设备；相邻2个设备的温度差小于30°。

在上述的一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，所述第二区的空间沿竖直方向分为高温区和第二等温低温区；其中，高温区位于第二区的下方；第二等温低温区位于第二区的上方；高温区的长L8为1m；高L9为0.4m；第二等温低温区的长L8为1m；高L10为1.4m。

在上述的一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，所述高温区用于放置最高工作温度不大于80℃的设备；第二等温低温区用于放置最高工作温度不大于50℃的设备；且放置在第二等温低温区的设备；相邻2个设备的温度差小于30°。

在上述的一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，在载荷舱内放置外部设备的方法为：

S1、在舱体内按变频区、第一等温低温区、高温区和第二等温低温区的区域划分放置外部设备；放置外部设备时，外部设备避开电缆铺设通道；

S2、根据公式Lsa-Σ(Mi×(Lia-Lib))/Ms，对外部设备的放置位置进行调整；

式中，Mi为质量大于4kg的设备的重量；

Lia为质量大于4kg的设备最终放置位置在整星坐标系OXYZ中某一坐标轴方向的力臂；

Lib为质量大于4kg的设备初始放置位置在整星坐标系OXYZ中某一坐标轴方向的力臂；

Ms为舱体的总重量；

Lsa为整星初步布局时的质心位置；

微调外部设备的位置，当Lsa-Σ(Mi×(Lia-Lib))/Ms＝0，完成外部设备位置调整，外部设备安装结束。

在上述的一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，所述S2中，整星坐标系OXYZ的建立方法为：原点O位于卫星与火箭对接面几何中心；X方向指向卫星东舱板；Y方向指向卫星南舱板；Z方向由右手定则确定。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明对布局约束条件提出了优先级分类；设备模块化组合设计和功能模块化区域集成组合布局设计，可应用在卫星高密度设备布局中；

(2)本发明温度梯度布局设计经过了整星热试验考核，在整舱热耗4500W的工况下，主要设备温差满足30℃范围要求，可应用在地球同步轨道大热耗舱段设备布局中；

(3)本发明舱段质心预偏置设计，使整星质量特性满足变轨要求，可应用在含远离整星质心的大部件的卫星布局中；

(4)本发明计灌木状空间电缆通路，提高空间利用率，优化电缆链路和长度；建立布局设计矩阵，采用计算分析、模型模拟方法，分级满足约束条件，最终实现布局230路等效转发器，提高卫星布局承载能力。

附图说明

图1为本发明舱体和电缆铺设通道示意图；

图2为本发明舱体内部分区示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

本发明提供一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，解决卫星舱内大热耗、高密度设备布局困难问题。采用“分级布局-模块组合-分区热控-专项调整”方法进行布局设计。经过计算分析、模型模拟，实现大热耗、高密度设备在载荷舱内的有效布局。

如图1所示，卫星大热耗高密度载荷舱，主要包括舱体1和电缆铺设通道2；其中，舱体1为中空长方体结构；电缆铺设通道2呈灌木状设置在舱体1内部；电缆铺设通道2沿竖直平面铺设；外部设备放置在舱体1内；线缆通过电缆铺设通道2与外部设备连通实现供电。

舱体1长L1为2.36m；宽L2为2.1m；高L3为2.7m；电缆铺设通道2所在平面距舱体1前面板的距离L4为80-105mm。设置载荷舱布局边界约束条件：设备布局满足载荷舱200余路等效转发器空间承载能力；设备热耗满足载荷舱最大散热能力，单舱不小于4500W；通信链路满足链路预算、通道幅相一致性技术要求；重点设备满足工作温度要求和温度一致性要求，设备温差在要求范围内；大规模射频电缆及低频电缆具备铺设及操作空间；舱体1承载质量特性满足整星质量特性要求，整舱设备、电缆重量超760kg。

由于很多外部设备具有温度一致性要求，在舱体1内腔设计时，进行温度分区，将不同温度梯度要求的模块相互隔离，形成温度梯度分区布局，把工作温度最高的设备布局在高温区的核心区，把工作温度最低的设备布局在低温区的核心区；如图2所示，舱体1的内腔分为左右对称的两个尺寸相同的区域，分别为第一区11和第二区12；第一区11和第二区12均用于放置外部设备。第一区11的空间沿竖直方向分为变频区111和第一等温低温区112；其中，变频区111位于第一区11的下方；第一等温低温区112位于第一区11的上方；变频区111的长L5为1m；高L6为1m；第一等温低温区112的长L5为1m；高L7为0.8m。变频区111用于放置外部变频器模块；第一等温低温区112用于放置最高工作温度不大于50℃的设备；且放置在第一等温低温区112的设备；相邻2个设备的温度差小于30°。第二区12的空间沿竖直方向分为高温区121和第二等温低温区122；其中，高温区121位于第二区12的下方；第二等温低温区122位于第二区12的上方；高温区121的长L8为1m；高L9为0.4m；第二等温低温区122的长L8为1m；高L10为1.4m。高温区121用于放置最高工作温度不大于80℃的设备；第二等温低温区122用于放置最高工作温度不大于50℃的设备；且放置在第二等温低温区122的设备；相邻2个设备的温度差小于30°。

在载荷舱内放置外部设备的方法为：

S1、在舱体1内按变频区111、第一等温低温区112、高温区121和第二等温低温区122的区域划分放置外部设备；放置外部设备时，外部设备避开电缆铺设通道2；

S2、整星坐标系OXYZ的建立方法为：原点O位于卫星与火箭对接面几何中心；X方向指向卫星东舱板；Y方向指向卫星南舱板；Z方向由右手定则确定。根据公式Lsa-Σ(Mi×(Lia-Lib))/Ms，对外部设备的放置位置进行调整；

式中，Mi为质量大于4kg的设备的重量；

Lia为质量大于4kg的设备最终放置位置在整星坐标系OXYZ中某一坐标轴方向的力臂；

Lib为质量大于4kg的设备初始放置位置在整星坐标系OXYZ中某一坐标轴方向的力臂；

Ms为舱体1的总重量；

Lsa为整星初步布局时的质心位置；

微调外部设备的位置，当Lsa-Σ(Mi×(Lia-Lib))/Ms＝0，完成外部设备位置调整，外部设备安装结束。

本发明解决了地球同步轨道卫星大热耗、高密度载荷舱布局为目标，提出约束分级的概念，设计一种“分级布局-模块组合-分区热控-专项调整”的布局方法，采用耦合矩阵计算的手段，实现了一种舱段布局。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (5)

1.一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，其特征在于：包括舱体(1)和电缆铺设通道(2)；其中，舱体(1)为中空长方体结构；电缆铺设通道(2)呈灌木状设置在舱体(1)内部；电缆铺设通道(2)沿竖直平面铺设；外部设备放置在舱体(1)内；线缆通过电缆铺设通道(2)与外部设备连通实现供电；

所述舱体(1)长L1为2.36m；宽L2为2.1m；高L3为2.7m；载荷舱的承载能力为：实现230路的通信卫星载荷；承载420台外部设备；承载4500W设备热耗；装满外部设备后，舱体(1)实现760kg的承载；

所述电缆铺设通道(2)所在平面距舱体(1)前面板的距离L4为80-105mm；

舱体(1)的内腔分为左右对称的两个尺寸相同的区域，分别为第一区(11)和第二区(12)；第一区(11)和第二区(12)均用于放置外部设备；

所述第一区(11)的空间沿竖直方向分为变频区(111)和第一等温低温区(112)；其中，变频区(111)位于第一区(11)的下方；第一等温低温区(112)位于第一区(11)的上方；变频区(111)的长L5为1m；高L6为1m；第一等温低温区(112)的长L5为1m；高L7为0.8m；

所述变频区(111)用于放置外部变频器模块；第一等温低温区(112)用于放置最高工作温度不大于50℃的设备；且放置在第一等温低温区(112)的设备；相邻2个设备的温度差小于30℃。

2.根据权利要求1所述的一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，其特征在于：所述第二区(12)的空间沿竖直方向分为高温区(121)和第二等温低温区(122)；其中，高温区(121)位于第二区(12)的下方；第二等温低温区(122)位于第二区(12)的上方；高温区(121)的长L8为1m；高L9为0.4m；第二等温低温区(122)的长L8为1m；高L10为1.4m。

3.根据权利要求2所述的一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，其特征在于：所述高温区(121)用于放置最高工作温度不大于80℃的设备；第二等温低温区(122)用于放置最高工作温度不大于50℃的设备；且放置在第二等温低温区(122)的设备；相邻2个设备的温度差小于30 ℃。

4.根据权利要求3所述的一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，其特征在于：在载荷舱内放置外部设备的方法为：

S1、在舱体(1)内按变频区(111)、第一等温低温区(112)、高温区(121)和第二等温低温区(122)的区域划分放置外部设备；放置外部设备时，外部设备避开电缆铺设通道(2)；

S2、根据公式Lsa-Σ(Mi×(Lia-Lib))/Ms，对外部设备的放置位置进行调整；

式中，Mi为质量大于4kg的设备的重量；

Lia为质量大于4kg的设备最终放置位置在整星坐标系OXYZ中某一坐标轴方向的力臂；

Lib为质量大于4kg的设备初始放置位置在整星坐标系OXYZ中某一坐标轴方向的力臂；

Ms为舱体(1)的总重量；

Lsa为整星初步布局时的质心位置；

微调外部设备的位置，当Lsa-Σ(Mi×(Lia-Lib))/Ms＝0，完成外部设备位置调整，外部设备安装结束。

5.根据权利要求4所述的一种地球同步轨道卫星大热耗高密度载荷舱，其特征在于：所述S2中，整星坐标系OXYZ的建立方法为：原点O位于卫星与火箭对接面几何中心；X方向指向卫星东舱板；Y方向指向卫星南舱板；Z方向由右手定则确定。

Images