CN112052540B - 一种小卫星的支持超高功耗的架构 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种小卫星的支持超高功耗的架构，所述架构包括：主体结构，所述主体结构形成有用于安装所述小卫星的卫星单机的多个舱段，所述多个舱段分布在同一分布平面中；姿控舱，所述姿控舱设置在所述多个舱段所分布于的分布平面中，使得所述主体结构和所述姿控舱整体呈板状；太阳帆板，所述太阳帆板构造成能够处于从所述主体结构伸出的展开状态以将太阳能转换为供所述小卫星使用的电能。

Description

一种小卫星的支持超高功耗的架构

技术领域

本发明涉及小卫星总体构型设计领域，尤其涉及一种小卫星的支持超高功耗的架构。

背景技术

随着小卫星技术的不断发展，小卫星中的卫星载荷需要越来越高的总功率以实现较高的卫星性能，同时，载荷的高功率会使小卫星产生较多的热量。以通讯类型的小卫星为例，这种小卫星的重量通常约为200kg，在轨长期功耗会达到千瓦级，由于较高的在轨长期功耗而会产生大量的热量。

目前的小卫星的总体架构通常呈立方体状，为了对小卫星产生的较多的热量进行散热，通常需要将立方体的体积设置得较大以增大散热面积。然而，较大的立方体体积相应地需要运载火箭中较大的发射空间，因此妨碍了以“一箭多星”的方式对小卫星进行发射。立方体状的架构也不利于在小卫星总装的过程中多人同时进行作业，从而导致无法实现小卫星的快速装配和批量生产。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明实施例期望提供一种小卫星的支持超高功耗的架构，通过该架构获得的小卫星，在能够满足对较高的总功耗产生的较多的热量进行散热的情况下具有较小的体积，不需要运载火箭中较大的发射空间，因此能够满足以“一箭多星”的方式对小卫星进行发射的要求，并且能够实现在小卫星的总装过程中多人同时作业，从而能够实现小卫星的快速装配和批量生产。

本发明的技术方案是这样实现的：

本发明实施例公开了一种小卫星的支持超高功耗的架构，所述架构包括：主体结构，所述主体结构形成有用于安装所述小卫星的卫星单机的多个舱段，所述多个舱段分布在同一分布平面中；姿控舱，所述姿控舱设置在所述多个舱段所分布于的分布平面中，使得所述主体结构和所述姿控舱整体呈板状；太阳帆板，所述太阳帆板构造成能够处于从所述主体结构伸出的展开状态以将太阳能转换为供所述小卫星使用的电能。

本发明实施例提供了一种小卫星的支持超高功耗的架构，由于主体结构的用于安装卫星单机的多个舱段分布在同一平面中，因此主体结构本身能够以较优方式实现散热并且能够具有较小体积，姿控舱和太阳帆板不会对主体结构产生遮挡，不会影响散热，因此通过该架构获得的小卫星，在能够满足对较高的总功耗产生的较多的热量进行散热的情况下具有较小的体积，不需要运载火箭中较大的发射空间，能够满足以“一箭多星”的方式对小卫星进行发射的要求，并且能够实现在小卫星的总装过程中多人同时作业，从而能够实现小卫星的快速装配和批量生产。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种小卫星的支持超高功耗的架构的示意图；

图2为本发明实施例提供的一种小卫星的支持超高功耗的架构中的主体结构以及散热板的详细示图；

图3为本发明实施例提供的一种小卫星的支持超高功耗的架构中的太阳帆板处于折叠状态下的示意图；

图4为本发明实施例提供的一种小卫星的支持超高功耗的架构中的另一种主体结构的详细示图；

图5至图7示出了通过本发明实施例提供的架构获得的小卫星在不同固定约束下的一阶模态的仿真计算结果。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

参见图1至图2，本发明实施例提供了一种小卫星S的支持超高功耗的架构100，该架构100可以包括：

主体结构110，具体地参见图2，所述主体结构110形成有用于安装所述小卫星S的卫星单机U的多个舱段111，所述多个舱段111分布在同一分布平面P中，其中图2中示例性地示出了呈网格状的主体结构110，其中的18个“网格”即主体结构110的18个舱段111，如图2所示，这些舱段111以二维矩阵的形式分布在主体结构110中，换句话说，这些舱段111并不会在垂直于分布平面P的方向上存在任何形式的“叠置”，由此使得主体结构110可以呈现为“平板”状，其中图2中用虚线示意性地示出了所述多个舱段111分布于的分布平面P，该平面为虚拟平面，引入该平面的目的仅在于描述多个舱段111之间的位置关系，其中主体结构110上可以预留小卫星S的载荷、星务、电源等分系统设备的安装接口(附图中未详细示出)；

姿控舱120，所述姿控舱120设置在所述多个舱段111所分布于的分布平面P中，使得所述主体结构110和所述姿控舱120整体呈板状，其中该单独设计的姿控舱120可以适应于常规的姿控部组件的安装，例如可以安装反作用飞轮和控制力矩陀螺等部件；

太阳帆板130，所述太阳帆板130构造成能够处于从所述主体结构110伸出的展开状态以将太阳能转换为供所述小卫星S使用的电能，关于太阳帆板110的折叠状态将在下文中详细描述。

小卫星中的发热部件主要为卫星单机，在本发明中由于主体结构110的用于安装卫星单机U的多个舱段111分布在同一平面中，因此卫星单机U产生的热量可以沿着垂直于分布平面P的方向进行耗散，多个舱段111进行散热的过程中彼此之间互不影响，因此主体结构110本身能够以较优方式实现散热。另一方面，由以上描述可知即使多个舱段111以彼此紧邻的方式排布，也不会对散热产生任何影响，因此主体结构110能够具有较小的体积。

在本发明中，由于姿控舱120同样处于分布平面P中，因此不会在垂直于分布平面P的方向上对主体结构110产生遮挡，从而不会对主体结构110中的卫星单机U的散热产生任何影响，因此姿控舱120相对于主体结构110的这种布置方式进一步促进了主体结构110中的卫星单机U的散热。

在小卫星S已经过通运载火箭发射并且已经入轨的情况下，卫星单机U可能处于工作状态并且产生热量，而此时需要使太阳帆板130处于展开状态以将太阳能转换为供所述小卫星S使用的电能。在本发明中，太阳帆板130在展开状态下如图1所示从主体结构110伸出，因此也不会在垂直于分布平面P的方向上对主体结构110产生遮挡，从而不会对中的卫星单机U的散热产生任何影响，因此太阳帆板130在展形状态下相对于主体结构110的这种布置方式进一步促进了主体结构110中的卫星单机U的散热。

综上所述，通过根据本发明的架构100获得的小卫星S，在能够满足对较高的总功耗产生的较多的热量进行散热的情况下具有较小的体积，在下文中详细描述的太阳帆板130处于折叠状态的情况下，不需要运载火箭中较大的发射空间，并且能够适应多种运载火箭包络空间，比如能够适配快舟1A型运载火箭和国内其他小型火箭，因此能够满足以“一箭多星”的方式对小卫星进行发射的要求。

包括主体结构110、姿控舱120和太阳帆板130的上述架构100能够实现批量化生产，并且可以通过卫星流水线式批量化总装在该架构100上装配相关的部件和组件来获得小卫星S。在装配相关部件和组件的过程中，由于如前所述并且如图2所示，主体结构110和姿控舱120整体呈板状，从而使得具有更大的总装面积，因此根据本发明的架构100能够适应多人同时安装小卫星S所需的部件和组件比如卫星单机，并可以适应流水线装配模式，因此能够提高总装效率，降低总装成本。

由于根据本发明实施例的主体结构110呈现为“平板”状，因此用于安装小卫星S的卫星单机U的舱段111相应地为“平板”的一部分。在这种情况下，为了便于将卫星单机U安装在舱段111中，可以将小卫星S的所有卫星单机U拆分成单电路板的形式，从而将拆分出的单电路板以平行于分布平面P的方式安装到舱段111中，或者说将拆分出的单电路板平铺在主体结构110上，还可以对卫星计算机、电源和载荷等分系统的单机进行创新性设计，将原有的立方体单机设计为单板或者双板式结构，将单机散热面集中在平行于分布平面P的两侧平面上以充分将热量传递与散出，另外还可以将卫星单机设计成具有标准接口和尺寸，以使得卫星单机具有良好的互换性。

在本发明的优选实施例中，参见图2，散热板112可以以与所述分布平面P平行并且与所述卫星单机U的散热表面US接触的方式装配至所述主体结构110。在这种情况下，可以将卫星单机U中的发热芯片等发热部件设置在最外侧即最靠近散热板112的位置处，并且可以将卫星单机U的面对散热板112的表面构造为散热表面US，还可以将该表面构成具有较大的面积，在该表面与散热板112接触的情况下，可以将产生的热量进行直接传导并耗散至太空环境，实现热传递路径最短。如图2所示，两个散热板112可以分别装配至主体结构110的与分布平面P平行的两个表面。散热板112可以为蜂窝夹层结构，内部可以设计有预埋热管，外部可以安装有外敷热管，以实现良好的等温性。例如可以通过螺钉实现散热板112与主体结构110以及各个卫星单机U之间的连接，在这种情况下，散热板112中可以形成有螺钉通过孔，并且卫星单机U中以及主体结构110的限定出多个舱段111的壁中可以形成有螺纹孔。通过螺钉进行连接可以保证整星刚度以及散热板112与卫星单机U的散热表面US之间良好地接触。

上文中描述的太阳帆板130的展开状态是小卫星S入轨后的状态，在小卫星S通过运载火箭进行发射的阶段，太阳帆板130可以处于折叠状态，以减小整个小卫星S占据的空间从而便于发射。在这种情况下，太阳帆板130可以由多个太阳帆板部分组成，如在图1中示例性地示出的，太阳帆板130由4个太阳帆板部分组成，并且这些太阳帆板部分之间例如可以通过附图中未详细示出的铰链铰接在一起，从而能够实现相对于彼此转动使得太阳帆板130能够在展开状态和折叠状态之间切换。也可以设置用于驱动太阳帆板130在展开状态和折叠状态之间转换的驱动机构。而且，在本发明的优先实施例中，参见图3，所述太阳帆板130还构造成能够处于以平行于所述分布平面P的方式折叠在所述主体结构110上的折叠状态，在所述折叠状态下，所述太阳帆板130的厚度与所述主体结构110的厚度之和等于所述姿控舱120的厚度。通过这种方式，最大程度地减小了卫星S所占据的空间，从而更有利于小卫星S通过运载火箭发射，能够满足以“一箭多星”的方式对小卫星进行发射的要求。

由上文中的描述可知，卫星较大的体积虽然可以实现更好的散热，但会带来占据空间较大不利于发射的影响，而卫星较小的体积虽然有利于发射，但会带来无法满足散热要求的影响，因此，在本发明的优选实施例中，参见图4，所述主体结构110包括在垂直于所述分布平面P的方向上彼此叠置的固定主体结构层110A和可动主体结构层110B，所述可动主体结构层110B能够相对于所述固定主体结构层110A从缩回位置移动到伸出位置，其中可动主体结构层110B处于缩回位置指的是可动主体结构层110B与固定主体结构层110A在垂直于分布平面P的方向上彼此重叠，可动主体结构层110B处于伸出位置在图4中示例性地示出。这样，在小卫星S通过运载火箭发射的阶段，可以使可动主体结构层110B相对于固定主体结构层110A处于缩回位置，以尽可能地减小占据的空间从而有利于发射，在小卫星S入轨后，可以使可动主体结构层110B相对于固定主体结构层110A处于伸出位置，以尽可能地增大散热面积从而有利于散热。在一个示例中，当可动主体结构层110B相对于固定主体结构层110A处于伸出位置时，可以将卫星散热面积提高1.5倍以上，极大地提升了卫星在轨散热性能。

在主体结构110包括两个主体结构层的情况下，在本发明的优选实施例中，所述主体结构110可以包括图4中示意性地示出的驱动机构113，所述驱动机构113用于将所述可动主体结构层110B从所述缩回位置驱动至所述伸出位置。可动主体结构层110B可以沿着平行于分布平面P的方向进行平移从而从缩回位置移动至伸出位置，可动主体结构层110B也可以绕轴线进行翻转从而从缩回位置移动至伸出位置，发明并不对此进行限制。

在主体结构110包括两个主体结构层的情况下，在本发明的优选实施例中，所述主体结构110还可以包括锁定构件，所述锁定构件用于在所述可动主体结构层110B到达所述伸出位置后将所述可动主体结构层110B锁定在所述伸出位置，由此实现小卫星S的整体结构的稳定性。

如上所述，主体结构110呈现为“平板”状，然而平板式构型最大的结构问题为弯曲频率较低，为克服这一问题，在本发明的优选实施例中，所述主体结构110可以为一体式的，例如，在主体结构110由金属制成的情况下，可以采用先一体铸造再后续加工成型的方式进行制造。图5至图7示出了通过本发明实施例提供的架构100获得的小卫星在不同固定约束下的一阶模态的仿真计算结果，其中该小卫星的重量为200kg量级，如图5至图7所示，在底面4点固定、长边两点固定和短边两点固定三种情况下，基频均大于15Hz，因此强度和刚度能够满足运载火箭发射要求。

为了减少对通过上述架构100获得的小卫星S进行发射的运载火箭的燃料消耗，在本发明的优选实施例中，所述主体结构110可以由轻质材料制成，比如可以由例如镁铝合金、镁锂合金之类的轻金属制成，也可以由比如碳纤维等的复合材料制成。

在本发明的优选实施例中，所述主体结构110在垂直于所述分布平面P的方向上的厚度可以不大于100mm。

在本发明的优选实施例中，所述小卫星S的总重量可以小于200kg，并且所述小卫星S的总功率可以大于2000W。

在一个示例中，通过根据本发明的架构100获得的小卫星S的尺寸为2000×1000×100mm³，重量接近200kg，而其中的结构重量约占35kg，属于占比较少水平，并且通过仿真分析，可满足2000W在轨长期功耗的散热能力。

需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种小卫星的支持超高功耗的架构，其特征在于，包括：

主体结构，所述主体结构形成有用于安装所述小卫星的卫星单机的多个舱段，所述多个舱段分布在同一分布平面中；

姿控舱，所述姿控舱设置在所述多个舱段所分布于的分布平面中，使得所述主体结构和所述姿控舱整体呈板状；

太阳帆板，所述太阳帆板构造成能够处于从所述主体结构伸出的展开状态以将太阳能转换为供所述小卫星使用的电能。

2.根据权利要求1所述的架构，其特征在于，散热板以与所述分布平面平行并且与所述卫星单机的散热表面接触的方式装配至所述主体结构。

3.根据权利要求1所述的架构，其特征在于，所述太阳帆板还构造成能够处于以平行于所述分布平面的方式折叠在所述主体结构上的折叠状态，在所述折叠状态下，所述太阳帆板的厚度与所述主体结构的厚度之和等于所述姿控舱的厚度。

4.根据权利要求1所述的架构，其特征在于，所述主体结构包括沿着垂直于所述分布平面的方向设置的固定主体结构层110A和可动主体结构层，所述可动主体结构层能够相对于所述固定主体结构层110A从缩回位置移动到伸出位置。

5.根据权利要求4所述的架构，其特征在于，所述主体结构包括驱动机构，所述驱动机构用于将所述可动主体结构层驱动至所述伸出位置。

6.根据权利要求5所述的架构，其特征在于，所述主体结构还包括锁定构件，所述锁定构件用于在所述可动主体结构层到达所述伸出位置后将所述可动主体结构层锁定在所述伸出位置。

7.根据权利要求1所述的架构，其特征在于，所述主体结构为一体式的。

8.根据权利要求1所述的架构，其特征在于，所述主体结构由轻质材料制成。

9.根据权利要求1所述的架构，其特征在于，所述主体结构在垂直于所述分布平面的方向上的厚度不大于100mm。

10.根据权利要求1所述的架构，其特征在于，所述小卫星的总重量小于200kg，并且所述小卫星的总功率大于2000W。

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