CN111409871B - 带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型，包括：构型本体与太阳电池阵，太阳电池阵安装在构型本体的南北侧面上。所述构型本体包括：服务舱与节点舱，节点舱安装在服务舱的上部。本发明的节点舱通过长方体框架结构固定四个可伸展桁架系统，可以同时在水平4个方向实现与其他子平台的连接，将多个卫星子平台连接为一个整体，为复杂任务构造超大型平台。固定框在纵向通过节点舱底板与服务舱的承力筒相连，并在节点舱底板内预埋十字形和中心圆形组合加强框，使卫星平台整体具有较高的刚度。

Description

带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型

技术领域

本发明涉及卫星平台技术领域，具体地，涉及一种带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型。

背景技术

静止轨道的轨位是及其宝贵的有限空间资源，目前国际上对其争夺日益激烈，新轨道位置申请难度逐渐增大。为了充分利用宝贵的静止轨道资源、缓解激烈的轨位争夺形势，超大型在轨可组装综合卫星平台是高轨卫星的发展趋势。超大型卫星能够实现综合探测功能，提高静止轨道轨位的利用效率。然而，对于超大型卫星，由于运载能力限制，需要将超大型卫星进行模块化分解，通过模块星的多次发射和在轨组装实现超大型卫星的在轨重构。

为实现模块星的在轨组装和可靠连接，需要为超大型卫星平台提供连接节点。专利文献CN107244427B所公开的一种主结构变构型卫星平台，包括6个三棱柱桁架模块、面板、太阳翼、停泊对接机构和气液补加对接机构，其中，停泊对接机构安装在卫星平台的面板外侧面，可实现本卫星平台与其它卫星平台的固定对接，但是主要用于卫星的燃料补充和设备维修等在轨维护任务中，不宜用于大型平台构型的连接节点。传统的连接节点主要采用独立节点舱方案，例如，国际空间站通过一个节点舱实现了多个舱段的连接。但是独立节点舱方案的缺点在于：(1)需要由航天飞机携带入轨，由航天飞机上的机械臂执行节点舱与其他舱段的连接安装；(2)由于航天飞机运输能力的有限，使得节点舱的外包络尺寸大小受到约束，进而限制了组装后整星的构型尺寸。因此，亟需提出一种面向超大型卫星在轨重构任务、具有节点连接功能的卫星平台构型。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型。

根据本发明提供的一种带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型，包括：构型本体与太阳电池阵3；

所述太阳电池阵3安装在构型本体的两个侧面上；

所述构型本体包括：服务舱1与节点舱2；

所述节点舱2安装在服务舱1的上部。

优选地，所述服务舱1包括：中心承力筒4、底板5、下隔板6、层板7、上隔板8以及服务舱侧板9；

所述中心承力筒4的底部安装在底板5上；

所述下隔板6安装在中心承力筒4的下部外侧；

所述上隔板8安装在中心承力筒4的上部外侧；

所述层板7设置在下隔板6与上隔板8之间；

所述服务舱侧板9安装在服务舱1的侧面，与下隔板6、上隔板8的外侧相连。

优选地，所述中心承力筒4的上端设置有承力筒上端框13，并通过承力筒上端框13与节点舱2连接；

所述中心承力筒4的下端设置有承力筒下端框11，并通过承力筒下端框11与星箭连接环10连接。

优选地，所述中心承力筒4的内部设置有贮箱安装法兰14。

优选地，贮箱15通过所述贮箱安装法兰14安装在中心承力筒4的内部。

优选地，所述节点舱2包括：节点舱底板16、顶板17、节点舱侧板18以及固定框架19；

所述节点舱底板16中预埋十字形与中心圆形组合加强框，其上与固定框架19的底部相连；

所述顶板17设置在固定框架19的顶部；

所述节点舱侧板18安装在节点舱2的侧面。

优选地，所述固定框架19的四个侧面分别安装有四个桁架筒21。

优选地，所述桁架筒21的内部设置有可伸展桁架20。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、节点舱的可伸展桁架系统可以同时在水平4个方向实现与其他子平台的连接，将多个卫星子平台连接为一个整体，为复杂任务构造超大型卫星平台，提高了空间轨位利用率。

2、节点舱的连接桁架采用可伸展式设计，在卫星发射时呈收拢状态，外包络小，对运载要求低，卫星入轨后桁架在轨展开，每个桁架的展开长度可根据任务需求做不同设计，应用拓展能力强。

3、节点舱的可伸展桁架系统，采用高比强度碳纤维材料，具有质量轻和刚度好的特点，降低了卫星平台的质心并提高了大型可重构卫星平台的连接刚度。

4、四个可伸展桁架系统的根部通过长方体框架结构固定，固定框在纵向通过节点舱底板与承力筒相连，并在节点舱底板内预埋加强框，使卫星平台整体具有较高的刚度。

5、承力筒式主承力结构传力简洁、效率高，承力筒高度可依据平台任务作调整，修改适应性好。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为卫星平台构型组成图；

图2为卫星平台的服务舱构型组成图；

图3为卫星平台的承力筒内部构型图；

图4为卫星平台的节点舱收拢构型图；

图5位卫星平台的节点舱底板构型图；

图6为可伸展桁架的固定框架构型图。

图中示出：

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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1至图6所示，根据本发明提供的一种带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型，包括：构型本体与太阳电池阵3；所述太阳电池阵3安装在构型本体上；所述构型本体包括：服务舱1与节点舱2；所述节点舱2安装在服务舱1的上部；所述构型本体外包络尺寸为Φ3400mm×3900mm。

进一步地，所述服务舱1采用了“中心承力筒+板”相结合的结构形式，由中心承力筒4、底板5、下隔板6、层板7、上隔板8、服务舱侧板9、星箭连接环10、承力筒下端框11、层板法兰12、承力筒上端框13、贮箱安装法兰14及贮箱15组成，外包络尺寸为2000mm×2000mm×2700mm。

进一步地，所述节点舱2采用了“桁架+板”相结合的结构形式，由节点舱底板16、顶板17、节点舱侧板18、固定框架19、可伸展桁架20及桁架筒21组成，外包络尺寸为Φ3400mm×1200mm。

进一步地，所述构型本体利用星箭连接环10与运载火箭支架通过包带实现星箭连接，星箭连接环10的下端面即为星箭分离面，星箭连接环10的上端面通过螺钉与承力筒下端框11相连，星箭连接环10选用铝合金锻件材料通过机械整体加工而成。

在优选例中，服务舱承力筒4外包络尺寸为Φ1200mm×2700mm，采用高比强度碳纤维蒙皮加桁条的结构形式，承力筒4下部通过下端框11与底板5、星箭连接环10连接，承力筒4中部通过层板法兰12、贮箱安装法兰14分别与层板7及两个燃料贮箱15连接，承力筒4上部通过上端框13与节点舱底板16连接。服务舱底板5与层板7外形相同，均为正方形，构型尺寸为2000mm×2000mm×30mm，中间留出直径为Φ1200mm的承力筒安装孔位，采用轻质耐用铝蜂窝夹层板材料。服务舱隔板被层板7分为下隔板6与上隔板8，各有6块，分布为东西方向2块、南北方向4块，东西向下隔板外形尺寸为380mm×770mm×25mm、上隔板外形尺寸为380mm×1840mm×25mm，南北向下隔板外形尺寸为550mm×770mm×25mm、上隔板外形尺寸为550mm×1840mm×25mm，上、下隔板均采用轻质耐用铝蜂窝夹层板材料。下隔板6通过螺钉连接贴合底板5与层板7，上隔板8通过螺钉连接贴合层板7与节点舱底板16。服务舱侧板9共4块，外形尺寸均为2000mm×2700mm×20mm，采用轻质耐用铝蜂窝夹层板材料，通过螺钉连接贴合服务舱底板5、下隔板6、上隔板8及节点舱底板16。

在优选例中，节点舱2通过节点舱底板16与服务舱1上下相连。节点舱底板16外形尺寸为2000mm×2000mm×30mm，采用轻质铝蜂窝夹层板材料，并在节点舱底板16内预埋十字形与中心圆形组合加强框，以增强扭转及纵向刚度。节点舱底板16通过中心圆形加强框与服务舱1的承力筒上端框13连接，同时，通过组合加强框与节点舱2的可伸展桁架固定框19底面相连接，使卫星平台的主承力结构在纵向连为一体，增强整体构型的横向和扭转刚度。节点舱2通过固定框架19固定水平4个方向的可伸展桁架系统，固定框架19的外型尺寸为1600mm×1600mm×1200mm，由高比强度碳纤维四边形空心管拼接而成，空心管截面尺寸为30mm×30mm×2mm。固定框架19的顶面与节点舱顶板17相连，顶板17的外形尺寸为2000mm×2000mm×30mm，采用轻质耐用铝蜂窝夹层板材料。可伸展桁架20在发射状态下折叠收拢在圆柱形收纳筒21内，收纳筒21的底部安装在固定框架19的侧面，部分筒体伸出节点舱侧板18外。收纳筒21的外包络尺寸为Φ1000mm×900mm，筒体采用高比强度碳纤维材料，筒壁厚度为10mm。每个可伸展桁架20由9个子桁架通过铝合金接头连接组成，每节子桁架由高比强度碳纤维圆形空心管铰接而成，圆形空心管的外径为25mm，内径为21mm，每节子桁架展开长度为590mm,可伸展桁架20展开后总长度为5300mm。节点舱侧板18共有4块，外形尺寸均为2000mm×1200mm×20mm，中心留出直径为Φ1000mm的收纳筒伸出孔位，采用轻质耐用铝蜂窝夹层板材料。节点舱侧板18通过螺钉连接贴合节点舱底板16与顶板17。

进一步地，在优选例中，太阳电池阵3采用双翼构型，对称安装于服务舱侧板9的南北板上，单翼由2块基板构成，单块基板外形尺寸为2000mm×1750mm×25mm，采用轻质耐用铝蜂窝夹层板材料，太阳阵总面积为15m²。

在优选例中，带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型的装配过程如下：

步骤一，星箭分离环10与承力筒4组装；步骤二，在步骤一的基础上，装配燃料贮箱15；步骤三，在步骤二的基础上，装配底板5；步骤四，在步骤三的基础上，装配下隔板6；步骤五，在步骤四的基础上，装配层板7；步骤六，在步骤五的基础上，装配上隔板8；步骤七，在步骤六的基础上，装配服务舱侧板9；步骤八，在步骤七的基础上，装配节点舱底板16；步骤九，在步骤八的基础上，装配固定框架19；步骤十，在步骤九的基础上，装配可伸展桁架收纳筒21；步骤十一，在步骤十的基础上，装配顶板17；步骤十二，在步骤十一的基础上，装配节点舱侧板18；步骤十三，在步骤十二的基础上，装配太阳电池阵3，形成卫星平台整体构型。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (4)

1.一种带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型，其特征在于，包括：构型本体与太阳电池阵(3)；

所述太阳电池阵(3)安装在构型本体的南北侧面上；

所述构型本体包括：服务舱(1)与节点舱(2)；

所述节点舱(2)安装在服务舱(1)的上部；

所述服务舱(1)包括：中心承力筒(4)、底板(5)、下隔板(6)、层板(7)、上隔板(8)以及服务舱侧板(9)；

所述底板(5)安装在中心承力筒(4)的底部；

所述下隔板(6)安装在中心承力筒(4)的下部外侧；

所述上隔板(8)安装在中心承力筒(4)的上部外侧；

所述层板(7)设置在下隔板(6)与上隔板(8)之间；

所述服务舱侧板(9)安装在服务舱(1)的侧面，与下隔板(6)、上隔板(8)的外侧相连；

所述节点舱(2)包括：节点舱底板(16)、顶板(17)、节点舱侧板(18)以及固定框架(19)；

所述节点舱底板(16)中预埋十字形与中心圆形组合加强框，其上与固定框架(19)的底部相连；

所述顶板(17)设置在固定框架(19)的顶部；

所述节点舱侧板(18)安装在节点舱(2)的侧面；

所述固定框架(19)的四个侧面分别安装有四个桁架筒(21)；

所述桁架筒(21)的内部设置有可伸展桁架(20)。

2.根据权利要求1所述的带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型，其特征在于，所述中心承力筒(4)的上端设置有承力筒上端框(13)，并通过承力筒上端框(13)与节点舱(2)连接；

所述中心承力筒(4)的下端设置有承力筒下端框(11)，并通过承力筒下端框(11)与星箭连接环(10)连接。

3.根据权利要求1所述的带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型，其特征在于，所述中心承力筒(4)的内部设置有贮箱安装法兰(14)。

4.根据权利要求1所述的带有可伸展桁架节点舱的卫星平台构型，其特征在于，贮箱(15)通过贮箱安装法兰(14)安装在所述承力筒(4)的内部。

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