CN112009724B - 楔形搭载卫星构型及其装配方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种楔形搭载卫星构型及其装配方法，一种楔形搭载卫星构型包括构型本体，构型本体为七面体楔形构型，由七个侧板形成封闭空间，其中第二侧板与其相对的火箭支承舱侧壁平行。构型本体还包括，星敏感器、第一太阳敏感器、第二太阳敏感器、星箭分离装置、中继测控天线、第一对地测控天线、第二对地测控天线、太阳电池阵、推力器、有效载荷和数传天线；一种楔形搭载卫星构型的装配方法，前述部件在七块侧板装配完成后，分别对应装配在各侧板上，星箭分离装置连接卫星与火箭支承舱侧壁。本发明的楔形设计，最大限度利用了火箭支承舱与整流罩间的空间，结构简单、适应性强，合理利用卫星与运载火箭的空间余量，有效地降低了卫星的发射成本。
Description
技术领域
本发明涉及应用卫星构型，具体设计一种楔形搭载卫星构型及其装配方法。
背景技术
随着工业技术的发展，随着新器件、新材料和新工艺的应用，卫星仪器设备有着小型化、集成化和轻量化的的发展趋势。小卫星、微小卫星和皮纳卫星的应用越来越广泛，每年的发射量快速增长。那么如何显著降低小卫星的发射成本则成为研究趋势，目前采用最多且重要的发射方式是利用火箭的发射重量余量和火箭支承舱与整流罩之间的空间余量搭载卫星。但是现有技术中大都采用搭载卫星竖直对接在运载火箭上，仍然会产生搭载卫星支架的费用，且没有最大限度的利用主卫星、火箭支承舱与整流罩之间的楔形空间，仍然有空间余量的浪费。经过对现有技术的检索：
专利文献为CN104443431B，其构型包括推进舱、服务载荷舱和太阳电池阵，采用的是传统的承力筒和蜂窝结构板形式，竖直安装于运载适配器上方，与运载连接方式为传统的星箭连接环连接。专利文献为CN105235916B，其采用的是以载荷为中心设计传力路径，实现载荷力学环境的优化，同样会采用传统的星箭连接环连接的方式。
因此，目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到类似的资料。
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楔形搭载卫星构型及其装配方法，采用安装星箭分离装置的侧板与火箭轴线的夹角和火箭支承舱侧壁与火箭轴线的夹角一致的方式，最大限度的利用主卫星、火箭支承舱与整流罩之间的楔形空间，本发明是结构简单、适应性强，能有效的起到降低发射成本的作用。
根据本发明提供的一种楔形搭载卫星构型，包括：构型本体。其中，构型本体为七面体楔形构型，包括第一侧板、第二侧板、第三侧板、第四侧板、第五侧板、第六侧板和第七侧板，七个侧板相互连接形成封闭空间；第二侧板与其相对的火箭支承舱侧壁平行。
优选地，还包括：星敏感器、第一太阳敏感器、第二太阳敏感器、星箭分离装置、中继测控天线、第一对地测控天线、第二对地测控天线、太阳电池阵、推力器、有效载荷和数传天线；
其中，星敏感器和第一太阳敏感器设置在第一侧板外侧；星箭分离装置设置在第二侧板外侧，卫星与火箭支承舱侧壁通过所述星箭分离装置连接；中继测控天线和第一对地测控天线设置在第三侧板外侧；太阳电池阵和第二太阳敏感器设置在第四侧板外侧；推力器分别设置在第五侧板和第六外侧；有效载荷、第二对地测控天线、数传天线设置在第七侧板外侧。
优选地，第一侧板与第四侧板平行、第五侧板与第六侧板平行，第七侧板与第三侧板平行。
优选地，本发明提供的一种楔形搭载卫星构型，还包括：构型本体、第一侧板、第二侧板、第三侧板、第四侧板、第五侧板、第六侧板、第七侧板、星敏感器、第一太阳敏感器、第二太阳敏感器、星箭分离装置、中继测控天线、第一对地测控天线、第二对地测控天线、数传天线、太阳电池阵、推力器和有效载荷；
星敏感器和第一太阳敏感器设置在第一侧板外侧；第二太阳敏感器设置在第四侧板外侧，星箭分离装置设置在第二侧板外侧；
中继测控天线和第一对地测控天线设置在第三侧板外侧；第二对地测控天线、数传天线设置在第七侧板外侧；
太阳电池阵设置在第四侧板外侧；推力器分别设置在第五侧板和第六侧板外侧；推力器分别设置在第五侧板和第六侧板的外侧；有效载荷设置在第七侧板外侧。
根据本发明提供的一种楔形搭载卫星构型的装配方法，包括以下步骤：
步骤S1：第一侧板、第二侧板、第三侧板、第四侧板、第五侧板、第六侧板和第七侧板依次装配形成构型本体；
步骤S2：将星敏感器、第一太阳敏感器、第二太阳敏感器、星箭分离装置、中继测控天线、第一对地测控天线、第二对地测控天线、太阳电池阵、推力器、有效载荷和数传天线装配到构型本体上。
步骤S3：将构型本体通过星箭分离装置装配到火箭支承舱上。
根据本发明提供的一种楔形搭载卫星构型与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1.安装星箭分离装置的侧板与火箭轴线的夹角与火箭支承舱侧壁与火箭轴线的夹角一致，最大程度利用了火箭支承舱与整流罩之间的空间。
2.本发明的楔形搭载卫星构型最大限度的利用主卫星、火箭支承舱与整流罩之间的楔形空间，结构简单、适应性强，合理利用卫星与运载火箭的空间余量，有效地降低了卫星的发射成本。
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为本发明所提供的楔形搭载卫星构型在运载火箭内部布置位置的示意图；
图2为本发明所提供的楔形搭载卫星构型的构型本体示意图；
图3为本发明所提供的一种楔形搭载卫星构型的示意图。
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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
下面首先对本发明的楔形搭载卫星构型给出基本实施例进行说明。
如图1和图3所示，本发明提供的一种楔形搭载卫星构型，包括：构型本体1。其中，构型本体1为七面体楔形构型。构型本体1上设有星敏感器2、太阳敏感器3、太阳敏感器9、星箭分离装置4、中继测控天线5、对地测控天线6、对地测控天线11、太阳电池阵7、推力器8、有效载荷10和数传天线12。其中，星敏感器2和太阳敏感器3布置在侧板101外侧；星箭分离装置4布置在侧板102外侧；中继测控天线5和对地测控天线6布置在所述侧板103外侧；太阳电池阵7和太阳敏感器9布置在所述侧板104外侧；推力器8分别布置在所述侧板105和106外侧；有效载荷10、对地测控天线11、数传天线12布置在所述侧板107外侧，星箭分离装置4连接卫星与火箭支承舱侧壁。
如图2所示，本发明设有七个侧板，侧板之间连接形成封闭空间。第一侧板101与第四侧板104平行、第五侧板105与第六侧板106平行，第七侧板107与第三侧板103平行。第五侧板105和第六侧板106为五边形，第一侧板101、第二侧板102、第三侧板103、第四侧板104与第七侧板107为四边形。
装配方法：7块侧板组成楔形卫星构型，结构简单，星敏感器2、推力器8通过螺钉安装在侧板内侧，在7个侧板完成安装后通过螺钉连接可将7个侧板装配成卫星整体，太阳敏感器3、太阳敏感器9、星箭分离装置4、中继测控天线5、对地测控天线6、对地测控天线11、太阳电池阵7、有效载荷10和数传天线12通过螺钉安装在侧板外侧，装配快捷。星箭分离装置4与火箭支承舱侧壁通过螺钉连接，操作方便。
接下来结合变化例，对本发明进一步做说明。
对于侧板的材质可以采用金属基复合材料，使其刚度更高、强度更大，有助于降低结构的质量。
侧板的尺寸可根据运载火箭中楔形空间的大小而调整搭载卫星尺寸的大小。
工作原理：
本发明在火箭支承舱侧壁通过星箭分离装置与卫星结构本体进行连接，安装星箭分离装置的侧板与其相对的火箭支承舱侧壁平行，构型本体外形与主卫星、火箭支承舱、整流罩之间的楔形空间基本一致，以最大限度利用该楔形空间。卫星各侧板之间采用螺钉连接，卫星各产品在侧板上采用螺钉连接。星箭分离装置用于连接火箭与卫星。侧板用于安装星载仪器设备。星敏感器、太阳敏感器用于测量卫星姿态。对地测控天线用于卫星与地面通信。中继测控天线用于卫星与中继卫星通信。有效载荷用于卫星在轨获取遥感信息、完成在轨试验或其他功能。数传天线用于卫星有效载荷数据下传。太阳电池阵用于卫星获取太阳能。楔形搭载卫星构型利用有限的火箭内部空间资源，将卫星安装在火箭支承舱侧壁，为卫星仪器设备提供可靠的安装和支撑，保证安装精度，在承受加工、装配、运输、装卸、地面试验、对接、发射及在轨运行产生的各种载荷后仍能保持强度、刚度、尺寸稳定性及精度要求，提供稳定、可靠的机械支承环境。
本发明的楔形搭载卫星构型最大限度的利用主卫星、火箭支承舱与整流罩之间的楔形空间，楔形搭载卫星构型的具体尺寸可根据卫星、火箭支承舱和火箭整流罩之间的空间，结合搭载卫星对包络的需求进行设计。结构简单、适应性强，合理利用卫星与运载火箭的空间余量，有效地降低了卫星的发射成本。可应用于通信、遥感、试验等各类应用卫星。
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 (3)
1.一种楔形搭载卫星构型，其特征在于，包括构型本体（1），所述构型本体（1）为七面体楔形构型；
所述构型本体（1）包括第一侧板（101）、第二侧板（102）、第三侧板（103）、第四侧板（104）、第五侧板（105）、第六侧板（106）和第七侧板（107），所述七个侧板相互连接形成封闭空间；
所述第二侧板（102）与其相对的火箭支承舱侧壁平行；
还包括：星敏感器（2）、第一太阳敏感器（3）和第二太阳敏感器（9），所述星敏感器（2）和所述第一太阳敏感器（3）设置在所述第一侧板（101）外侧；所述第二太阳敏感器（9）设置在所述第四侧板（104）外侧；
还包括：中继测控天线（5）、第一对地测控天线（6）、第二对地测控天线（11）和数传天线（12），所述中继测控天线（5）和第一对地测控天线（6）设置在所述第三侧板（103）外侧；所述第二对地测控天线（11）、数传天线（12）设置在所述第七侧板（107）外侧；
还包括：太阳电池阵（7），所述太阳电池阵（7）设置在所述第四侧板（104）外侧；
还包括：推力器（8），所述推力器（8）设置在所述第五侧板（105）和第六侧板（106）外侧；
还包括：有效载荷（10），所述有效载荷（10）设置在所述第七侧板（107）外侧；
所述第一侧板（101）与所述第四侧板（104）平行、所述第五侧板（105）与所述第六侧板（106）平行，所述第七侧板（107）与所述第三侧板（103）平行。
2.根据权利要求1所述的楔形搭载卫星构型，其特征在于，还包括：星箭分离装置（4），所述星箭分离装置（4）设置在所述第二侧板（102）外侧，卫星与火箭支承舱侧壁通过所述星箭分离装置（4）连接。
3.一种基于权利要求2所述的楔形搭载卫星构型的装配方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S1：第一侧板（101）、第二侧板（102）、第三侧板（103）、第四侧板（104）、第五侧板（105）、第六侧板（106）和第七侧板（107）依次装配形成构型本体（1）；
步骤S2：将星敏感器（2）、第一太阳敏感器（3）、第二太阳敏感器（9）、星箭分离装置（4）、中继测控天线（5）、第一对地测控天线（6）、第二对地测控天线（11）、太阳电池阵（7）、推力器（8）、有效载荷（10）和数传天线（12）装配到构型本体（1）上；
步骤S3：将构型本体（1）通过星箭分离装置（4）装配到火箭支承舱上。
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