CN111003211B - 一种可在轨组装扩展的航天器构型 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种可在轨组装扩展的航天器构型，属于航天器构型技术领域。该构型包括母平台、桁架扩展模块和第一功能扩展模块、第二功能扩展模块。母平台用于提供航天器在轨飞行的电源和推进动力，对航天器进行姿态与轨道控制，与地面监测设备进行测控通信；桁架扩展模块，用于母平台与第一功能扩展模块的机械、电源和信息连接；第一功能扩展模块，采用桁架式主承力结构，除了与其他模块连接的方位以外，其余方位设有带有设备接口的结构板，结构板上的设备接口用于外挂功能设备、实现功能设备与第一功能扩展模块之间的机械、电源和信息连接。本发明实现了不同组装扩展任务需求下的模块功能需求，且具有良好的可接受在轨服务能力。

Description

一种可在轨组装扩展的航天器构型

技术领域

本发明属航天器构型技术领域，具体设计了一种应用于在轨可扩展、可重构、可接受服务的航天器构型。

背景技术

航天器在轨服务技术领域的核心即为在轨组装。传统航天器受制于运载火箭的约束，均需要通过严格的构型与布局设计，从而在既定运载包络与发射重量等大系统条件下航天器效率达到最大化，简言之，即装载更多的载荷和设备。随着航天器在轨服务技术的不断发展，通过多次在轨组装从而可以提供更多的载荷安装面，以彻底解决运载一次发射所带来的航天器效率受限的根本问题。同时，对于尤其稀缺的GEO轨道资源，通过航天器在轨组装，可将轨道资源的利用达到最大化。

国外早在上世纪70年代就开展了有关在轨组装的技术研究，包括NASA马绍尔空间飞行中心提出的静止轨道平台、NASA提出的地球科学静止轨道平台，以及各类模块化航天器平台、空间太阳能电站系统、国际空间站系统等等。

综合分析上述各类在轨组装空间系统，可以看出，系统可在轨组装构建、可按任务需求在轨扩展、系统可在轨重构、具有良好的可接受在轨服务能力，克服目前航天器严格受运载限制的缺点，是此类航天器的典型特征，也是相比于其他航天器所具有的显著优势。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术不足，提供一种可在轨组装扩展的航天器构型，解决未来航天器受运载约束、航天器可接受在轨服务对各类构型技术有迫切需求的问题，满足未来空间系统在轨组装构建、在轨可重构、可接受在轨服务等应用需求。

本发明解决技术的方案是:一种可在轨组装扩展的航天器构型，包括母平台、桁架扩展模块和第一功能扩展模块，其中：

母平台，用于提供航天器在轨飞行的电源和推进动力，对航天器进行姿态与轨道控制，与地面监测设备进行测控通信；

桁架扩展模块，用于母平台与第一功能扩展模块的机械、电源和信息连接，并对最终航天器构型起到维型作用；

第一功能扩展模块，采用桁架式主承力结构，除了与其他模块连接的方位以外，其余方位设有带有设备接口的结构板，结构板上的设备接口用于外挂功能设备，实现功能设备与第一功能扩展模块之间的机械、电源和信息连接；

所述功能设备包括为太阳翼或者星上计算机。

上述可在轨组装扩展的航天器构型还包括第二功能扩展模块；第二功能扩展模块采用箱板式主承力结构，除了与其他模块连接的方位以外，其余方位设有带有设备接口的舱体结构和结构板，舱体结构用于内嵌功能设备，舱体结构的设备接口用于实现内嵌功能设备与第二功能扩展模块之间的电源和信息连接，结构板的设备接口实现外挂功能设备与第二功能扩展模块之间的机械、电源和信息连接。

所述第二功能扩展模块与第一功能扩展模块或者母平台直接进行机械、电源和信息连接。

所述第二功能扩展模块通过桁架扩展模块与第一功能扩展模块或者母平台进行机械、电源和信息连接。

所述母平台上配置与操控飞行器连接的对接操控接口和与机械臂连接的抓捕操作接口，操控飞行器上的机械臂通过抓捕对接操控接口抓捕母平台之后，再通过另一个对接操控接口将母平台对接在操控飞行器本体上，机械臂操作抓捕操作接口实现可在轨更换单元的在轨拆装更换。

所述第一功能扩展模块、第二功能扩展模块配置对接操控接口，操控飞行器上的机械臂通过抓捕对接操控接口抓捕第一功能扩展模块或者第二功能扩展模块连接至已经对接在操控飞行器本体上的母平台上，或者已经连接在母平台上的其他扩展模块上。

所述母平台包括推进服务舱和设备舱，推进服务舱与设备舱可在轨分离。

所述推进服务舱采用桁架式主承力结构。

所述设备舱采用箱板式主结构。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明通过对母平台、桁架扩展模块、第一功能扩展模块、第二功能扩展模块功能划分，使得航天器可以以母平台为基础，根据任务需求，进行在轨组装扩展，解决了目前航天器规模严重受限于运载的问题。

(2)本发明通过对母平台、第一功能扩展模块、第二功能扩展模块等其上接口的布局设计，使得母平台、第一功能扩展模块、第二功能扩展模块等均具有在轨维修维护的能力，进一步增强了航天器的存活能力。

(3)本发明可解决未来航天器受运载约束、航天器可接受在轨服务对各类构型技术有迫切需求的问题，满足未来空间系统在轨组装构建、在轨可重构、可接受在轨服务等应用需求。

附图说明

图1为本发明实施例基于天线载荷任务的航天器构型；

图2为本发明实施例母平台立体视图；

图3为本发明实施例母平台底部视角构型；

图4为本发明实施例母平台推进服务舱分解图；

图5为本发明实施例母平台设备舱分解图；

图6为本发明实施例桁架扩展模块构型；

图7为本发明实施例第一功能扩展模块构型；

图8为本发明实施例第二功能扩展模块构型；

图9为本发明实施例第二功能扩展模块分解图；

图10为本发明实施例基于反射面天线及相机多种载荷任务的航天器构型。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步阐述。

本发明针对航天器在轨组装、扩展以及接受在轨服务等典型任务特点，提出一种可在轨组装扩展的航天器构型，通过多种模块的特定构型设计以及在轨组装扩展设计，满足航天器在轨多任务适应需求。

本发明所述的航天器系统，包括母平台、桁架扩展模块、第一功能扩展模块、第二功能扩展模块。其中：

母平台，提供航天器在轨飞行的电源和推进动力，对航天器进行姿态与轨道控制，与地面监测设备进行测控通信；

桁架扩展模块采用桁架式主承力结构，用于母平台与功能扩展模块的机械、电源和信息连接，并对最终航天器构型起到维型作用；

第一功能扩展模块，采用桁架式主承力结构，除了与其他模块连接的方位以外，其余方位设有带有设备接口的结构板，结构板上的设备接口用于外挂功能设备，实现功能设备与第一功能扩展模块之间的机械、电源和信息连接；

第二功能扩展模块采用箱板式主承力结构，除了与其他模块连接的方位以外，其余方位设有带有设备接口的舱体结构和结构板，舱体结构用于内嵌功能设备，舱体结构的设备接口用于实现内嵌功能设备与第二功能扩展模块之间的电源和信息连接，结构板设备接口实现外挂功能设备与第二功能扩展模块之间的机械、电源和信息连接。所述第二功能扩展模块通过桁架扩展模块与第一功能扩展模块或者母平台进行机械、电源和信息连接。

所述母平台、桁架扩展模块、第一功能扩展模块、第二功能扩展模块相互之间通过组装扩展接口连接。

所述功能设备包括大型外挂功能设备，如太阳翼，也包括小型内嵌功能设备，如星上计算机等。

本航天器系统各部分通过机器人或机械臂在轨组装完成，其中机器人或机械臂由在轨操控飞行器提供，本航天器系统仅提供操作接口。具体情况如下：

所述母平台上配置多个与操控飞行器连接的对接操控接口10，操控飞行器上的机械臂通过抓捕对接操控接口10抓捕母平台之后，再通过另一个对接操控接口10将母平台对接在操控飞行器本体上。

所述第一功能扩展模块、第二功能扩展模块配置与机械臂连接的对接操控接口10，操控飞行器上的机械臂通过抓捕对接操控接口10抓捕第一功能扩展模块或者第二功能扩展模块连接至已经对接在操控飞行器本体上的母平台上，或者已经连接在母平台上的其他扩展模块上。

所述桁架扩展模块，操控飞行器上的机械臂可抓捕组装扩展接口9，将其对接在操控飞行器本体上的母平台上，或者已经连接在母平台上的其他扩展模块上。

下面对每一个模块进行具体描述：

(1)、母平台

本发明所述的母平台，通过运载发射入轨，为两舱式构型，包括推进服务舱以及设备舱，推进服务舱采用桁架式主承力结构，设备舱采用箱板式主结构。推进服务舱舱内横向并联布局有推进剂贮箱及气瓶，舱外对称布局有2付太阳翼。设备舱顶部装载有效载荷。推进服务舱与设备舱均配置有可在轨更换单元(ORU)，以满足母平台在轨维护与升级的需求。推进服务舱与设备舱可在轨分离，满足系统在轨重构的需求。通过组装扩展接口设计，两舱可分别实现在轨多个方位的组装扩展。由于组装过程及在轨工作期间姿轨控要求，母平台具备在轨推进剂可加注功能，因此在推进服务舱配置了在轨加注接口。

(2)、桁架扩展模块

桁架扩展模块由运载发射并通过轨道转移至任务轨道，采用桁架式主承力结构，满足主动段及在轨组装扩展后系统主传力需求，并对最终航天器构型起到维型作用。桁架扩展模块主要由桁架杆连接组成，各角点配置有组装扩展接头，满足多个方向在轨扩展组装的需求。

(3)、第一功能扩展模块

第一功能扩展模块在桁架扩展模块基础上，除了与其他模块连接的方位以外，其余方位设有带有设备接口的结构板，通过设计相应的设备接口，可满足设备装载需求；结构板上的设备接口用于外挂功能设备、实现功能设备与第一功能扩展模块之间的机械、电源和信息连接。

(4)、第二功能扩展模块

第二功能扩展模块，由运载发射并通过轨道转移至任务轨道，第二功能扩展模块采用箱板式主承力结构，除了与其他模块连接的方位以外，其余方位设有带有设备接口的舱体结构和结构板，舱体结构用于内嵌功能设备，舱体结构的设备接口用于实现内嵌功能设备与第二功能扩展模块之间的电源和信息连接，结构板设备接口实现外挂功能设备与第二功能扩展模块之间的机械、电源和信息连接。模块顶板上配置有多种载荷安装接口，以适应不同载荷安装的柔性承载需求。通过组装扩展接口设计，第二功能扩展模块具有多个方位的在轨扩展能力。为具备可接受在轨服务能力，功能扩展模块配置有多个ORU。

本发明所述母平台、各模块与操控飞行器连接分离接口、具体尺寸与重量，以及配套的服务系统设备，可根据系统任务、运载选择等进行相应调整及配置。

实施例：

下面结合附图对本发明提供的航天器构型做进一步说明。

本发明实施例中，如图1所示，由母平台(1件)、桁架扩展模块(2件)、第一功能扩展模块(2件)、第二功能扩展模块(2件)等通过在轨组装可形成组合体航天器，图示中，数字标号1～6分别为母平台、桁架扩展模块、第一功能扩展模块、第二功能扩展模块，以及太阳翼、天线等大型设备及载荷。母平台为整个航天器系统的控制中心，提供航天器在轨飞行的基本服务功能，如姿态和轨道控制、与地面的测控通信等，载荷则由各模块配置形成组合体构成从而充分发挥在轨组装航天器的优势，实现仅一个航天器完成多个载荷的在轨应用。

具体地，母平台构型如图2所示，由推进服务舱7和设备舱8组合形成两舱式构型。为实现在轨组装扩展与可接受在轨服务，母平台配置的典型接口包括组装扩展接口9、对接操控接口10，另外配置了ORU11及其抓捕操作接口12，可以满足ORU在轨拆装更换的需求。此外，如图3所示，在母平台底部，配置了在轨加注接口13，且进行了备份配置，使母平台具备在轨推进剂可加注功能。图4为母平台推进服务舱主结构分解图，由图可见，母平台为外侧板+内部梁板的复合结构，其中隔板14采用内埋梁设计，因此，推进服务舱为桁架式主承力结构形式，为便于母平台在轨维修维护，推进服务舱配置了ORU11。图5为母平台设备舱主结构分解图，采用箱板式结构，该结构形式更便于设备布局，为便于母平台在轨维修维护，设备舱配置了数个ORU11，同时，为避让相机等载荷的下沉设备，中心区域预留了空间。

图6所示为桁架扩展模块，由桁架杆组成，四个方位均配置了在轨组装扩展接口9。按照任务需求，可以在六个方位均配置组装扩展接口9，以满足在轨多向组装扩展需求，并对最终航天器构型起到维型作用。由于桁架扩展模块简单，在轨组装扩展操作时，组装扩展接口9即为机器人或机械臂操作接口。

图7为第一功能扩展模块，主承力结构与桁架扩展模块一致，与之不同的是，在6个外侧方向设计有外侧板，为设备提供安装面与连接接口，也可以在六个方位均配置组装扩展接口9，以满足在轨多向组装扩展需求，同时，第一功能扩展模块配置了对接操控接口10，便于实现在轨组装扩展操作，模块顶板可配置多种载荷安装接口，以适应不同载荷的安装。

图8为第二功能扩展模块，为便于在轨组装操作，舱表配置了组装扩展接口9和对接操控接口10，可实现多方位的组装扩展，其顶板可配置多种载荷安装接口，以适应不同载荷的安装。图9为第二功能扩展模块主结构分解图，采用箱板式主结构，同时配置数个ORU11，相应的为ORU11配置了抓捕操作接口12，以实现第二功能扩展模块的在轨维修维护需求。

图10为基于天线及相机多种载荷任务的航天器构型，由图可见，航天器构型由母平台、2个第一功能扩展模块、2个第二功能扩展模块、2个桁架扩展模块组成，各顶板配备不同的载荷安装接口，实现了天线6、相机15等在轨多种载荷组合应用，满足多任务需求。

综上所述，本发明具备如下特点：

(1)、本发明通过各类组装模块功能划分，实现了航天器在轨组装扩展的标准化模块选用，结合各模块组装扩展接口布局，可适应不同类型的大型空间系统在轨组装构建需求。

(2)、本发明提出的各类标准组装模块实现了不同组装扩展任务需求下的模块功能需求，且具有良好的可接受在轨服务能力。

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 (6)

1.一种可在轨组装扩展的航天器构型，其特征在于包括母平台、桁架扩展模块、第一功能扩展模块、第二功能扩展模块，其中：

母平台，用于提供航天器在轨飞行的电源和推进动力，对航天器进行姿态与轨道控制，与地面监测设备进行测控通信；

桁架扩展模块，用于母平台与第一功能扩展模块的机械、电源和信息连接，并对最终航天器构型起到维型作用；

第一功能扩展模块，采用桁架式主承力结构，除了与其他模块连接的方位以外，其余方位设有带有设备接口的结构板，结构板上的设备接口用于外挂功能设备，实现功能设备与第一功能扩展模块之间的机械、电源和信息连接；所述功能设备包括为星上计算机；

第二功能扩展模块采用箱板式主承力结构，除了与其他模块连接的方位以外，其余方位设有带有设备接口的舱体结构和结构板，舱体结构用于内嵌功能设备，舱体结构的设备接口用于实现内嵌功能设备与第二功能扩展模块之间的电源和信息连接，结构板的设备接口实现外挂功能设备与第二功能扩展模块之间的机械、电源和信息连接；

所述第二功能扩展模块通过桁架扩展模块与第一功能扩展模块或者母平台进行机械、电源和信息连接。

2.根据权利要求1所述的一种可在轨组装扩展的航天器构型，其特征在于所述母平台上配置与操控飞行器连接的对接操控接口(10)和与机械臂连接的抓捕操作接口(12)，操控飞行器上的机械臂通过抓捕对接操控接口(10)抓捕母平台之后，再通过另一个对接操控接口(10)将母平台对接在操控飞行器本体上，机械臂操作抓捕操作接口(12)实现可在轨更换单元的在轨拆装更换。

3.根据权利要求1所述的一种可在轨组装扩展的航天器构型，其特征在于所述第一功能扩展模块、第二功能扩展模块配置对接操控接口(10)，操控飞行器上的机械臂通过抓捕对接操控接口(10)抓捕第一功能扩展模块或者第二功能扩展模块连接至已经对接在操控飞行器本体上的母平台上，或者已经连接在母平台上的其他扩展模块上。

4.根据权利要求1所述的一种可在轨组装扩展的航天器构型，其特征在于所述母平台包括推进服务舱和设备舱，推进服务舱与设备舱可在轨分离。

5.根据权利要求4所述的一种可在轨组装扩展的航天器构型，其特征在于所述推进服务舱采用桁架式主承力结构。

6.根据权利要求4所述的一种可在轨组装扩展的航天器构型，其特征在于所述设备舱采用箱板式主结构。

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