CN112319853B - 一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计 - Google Patents

一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计 Download PDF

Info

Publication number
CN112319853B
CN112319853B CN202011279445.XA CN202011279445A CN112319853B CN 112319853 B CN112319853 B CN 112319853B CN 202011279445 A CN202011279445 A CN 202011279445A CN 112319853 B CN112319853 B CN 112319853B
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
main body
fairing
satellite main
rocket
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202011279445.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN112319853A (zh
Inventor
杨天梁
韩飞
王雷
李春
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Hainan Weixing Remote Sensing Technology Application Service Co ltd
Sanya Zhongke Remote Sensing Information Industrial Park Investment Co ltd
Shenzhen Aerospace Dongfanghong Satellite Co ltd
Sanya Zhongke Remote Sensing Research Institute
Original Assignee
Hainan Weixing Remote Sensing Technology Application Service Co ltd
Sanya Zhongke Remote Sensing Information Industrial Park Investment Co ltd
Shenzhen Aerospace Dongfanghong Satellite Co ltd
Sanya Zhongke Remote Sensing Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hainan Weixing Remote Sensing Technology Application Service Co ltd, Sanya Zhongke Remote Sensing Information Industrial Park Investment Co ltd, Shenzhen Aerospace Dongfanghong Satellite Co ltd, Sanya Zhongke Remote Sensing Research Institute filed Critical Hainan Weixing Remote Sensing Technology Application Service Co ltd
Priority to CN202011279445.XA priority Critical patent/CN112319853B/zh
Publication of CN112319853A publication Critical patent/CN112319853A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112319853B publication Critical patent/CN112319853B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/223—Modular spacecraft systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/646—Docking or rendezvous systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Photovoltaic Devices (AREA)

Abstract

本发明提供了一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计，包括：整流罩、卫星主体、棱面；所述整流罩的整体外观呈圆柱形，且卫星主体嵌入安装在整流罩的内部；所述棱面位于卫星主体的一侧；所述固定式太阳翼通过支架安装在卫星主体后侧；所述展开式太阳翼通过铰链安装在卫星主体两侧；所述对地载荷固定安装在卫星主体的顶端；本发明通过对适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计的改进，具有结构设计合理、空间设计合理，解决了卫星主体与整流罩空间利用率低的问题，适应于一箭多星的发射要求，满足卫星与火箭分离时对卫星质心误差的要求的优点，从而有效的解决了本发明提出的问题和不足。

Description

一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型 设计
技术领域
本发明涉及卫星构型设计和结构设计技术领域，更具体的说，尤其涉及一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计。
背景技术
卫星通过运载火箭发射升空，卫星在运载火箭内的安装位置为火箭的整流罩内部，运载火箭整流罩内空间通常为圆柱形。
在卫星微小型化和集成化大背景下，星座和多星组网任务带来的一箭多星发射的需求越来越多，为充分挖掘运载火箭的运载空间潜力，适应一箭多星发射要求，需要卫星在构型上更能匹配运载火箭整流罩内的圆柱形空间。
现有卫星常见构型多为立方体、多边形柱体或圆柱体，立方体构型对星内设备适应性较好，但在卫星外侧与火箭整流罩之间留有较大间隙；多边形柱体或圆柱体卫星在单星发射状态下可以更多地适应卫星与整流罩空间，但多星发射时卫星与卫星间的空间有较大浪费，且由于外包络形状的限制，不利于展开式太阳翼的布局设计。
也有一些针对一箭多星的卫星构型设计，如采用火箭内中心承力筒壁挂式的卫星构型，充分利用了承力筒与整流罩之间的环形空间，但承力筒本身即占用一定的空间，整体的整流罩内空间利用率仍显不足。
有鉴于此，针对现有的问题予以研究改良，提供一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计，旨在通过该技术，达到解决问题与提高实用价值性的目的。
发明内容
本发明的目的在于提供一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计，以解决上述背景技术中提出的问题和不足。
为实现上述目的，本发明提供了一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计，由以下具体技术手段所达成：
一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计，包括：整流罩、卫星主体、棱面、固定式太阳翼、展开式太阳翼、对地载荷、大尺寸设备、小尺寸设备、星箭对接接口；所述整流罩的整体外观呈圆柱形，且卫星主体嵌入安装在整流罩的内部；所述棱面位于卫星主体的一侧；所述固定式太阳翼通过支架安装在卫星主体后侧的上部；所述展开式太阳翼通过支架安装在卫星主体两侧的上部；所述对地载荷固定安装在卫星主体的顶端；所述大尺寸设备固定安装在卫星主体的内壁上，且大尺寸设备位于卫星主体的两侧及底部，所述小尺寸设备固定安装在卫星主体前侧的外壁上；所述星箭对接接口固定安装在卫星主体的底部。
作为本技术方案的进一步优化，本发明一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计所述卫星主体在整流罩的内部呈环形阵列状分布安装有四处。
作为本技术方案的进一步优化，本发明一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计所述卫星主体的整体外观呈五棱柱状，且棱面位于卫星主体前侧的一端。
作为本技术方案的进一步优化，本发明一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计所述棱面为卫星主体切割而成的矩形面。
作为本技术方案的进一步优化，本发明一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计所述卫星主体上左侧展开式太阳翼的表面积大于右侧展开式太阳翼的表面积。
作为本技术方案的进一步优化，本发明一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计所述星箭对接接口在卫星主体的底部呈环形阵列状分布安装有四处，且四处星箭对接接口的轴线贯穿卫星主体的质心。
由于上述技术方案的运用，本发明与现有技术相比具有下列优点：
1、本发明卫星主体在整流罩的内部呈环形阵列状分布安装有四处，卫星主体的整体外观呈五棱柱状，且棱面位于卫星主体前侧的一端的设置，结构设计合理、空间设计合理，为卫星提供的四分之一圆柱形包络空间，解决卫星主体与整流罩空间利用率低的问题，适应于一箭多星的发射要求。
2、本发明卫星主体上左侧展开式太阳翼的表面积大于右侧展开式太阳翼的表面积的设置，适应四分之一圆柱形空间的包络要求，方便卫星主体的安装。
3、本发明星箭对接接口在卫星主体的底部呈环形阵列状分布安装有四处，且四处星箭对接接口的轴线贯穿卫星主体的质心的设置，使星箭分离时的分离推力过卫星质心，减小卫星的分离角速度，满足卫星与火箭分离时对卫星质心误差的要求。
4、本发明通过对适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计的改进，具有结构设计合理、空间设计合理，解决了卫星主体与整流罩空间利用率低的问题，适应于一箭多星的发射要求，满足卫星与火箭分离时对卫星质心误差的要求的优点，从而有效的解决了本发明提出的问题和不足。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明的俯视结构示意图；
图2为本发明的卫星主体结构示意图；
图3为本发明的外部结构示意图；
图4为本发明的内部结构示意图；
图5为本发明的底部结构示意图。
图中：整流罩1、卫星主体2、棱面3、固定式太阳翼4、展开式太阳翼5、对地载荷6、大尺寸设备7、小尺寸设备8、星箭对接接口9。
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，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上；术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”、“前端”、“后端”、“头部”、“尾部”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发明和简化描述，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发明的限制。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
同时，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电性连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
请参见图1至图5，本发明提供一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计的具体技术实施方案：
一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计，包括：整流罩1、卫星主体2、棱面3、固定式太阳翼4、展开式太阳翼5、对地载荷6、大尺寸设备7、小尺寸设备8、星箭对接接口9；整流罩1的整体外观呈圆柱形，且卫星主体2嵌入安装在整流罩1的内部；棱面3位于卫星主体2的一侧；固定式太阳翼4通过支架安装在卫星主体2后侧；展开式太阳翼5通过支架安装在卫星主体2两侧；对地载荷7固定安装在卫星主体2的顶端；大尺寸设备7固定安装在卫星主体2的内壁上，且大尺寸设备7位于卫星主体2的两侧及底部，小尺寸设备8固定安装在卫星主体2前侧的外壁上；星箭对接接口9固定安装在卫星主体2的底部。
具体的，卫星主体2在整流罩1的内部呈环形阵列状分布安装有四处。
具体的，卫星主体2的整体外观呈五棱柱状，且棱面3位于卫星主体2前侧的一端。
具体的，棱面3为卫星主体2切割而成的矩形面。
具体的，卫星主体2上左侧展开式太阳翼5的表面积大于右侧展开式太阳翼5的表面积。
具体的，星箭对接接口9在卫星主体2的底部呈环形阵列状分布安装有四处，且四处星箭对接接口9的轴线贯穿卫星主体2的质心。
具体实施步骤：
卫星主体1是在立方体结构的基础上切去一个角，切角在卫星主体1与整流罩1圆柱包络的割线基础上进行调整，形成棱面3，使其不影响卫星舱体内设备的安装，提升一箭多星发射状态下，卫星主体2对运载火箭整流罩1内圆柱形空间的利用率(达到85％以上)。卫星主体2不涉及切角的两个直边，一侧用来安装固定式太阳翼4，一侧用来安装一块较大的展开式太阳翼5，展开式太阳翼5的对侧，按照卫星主体2在整流流罩1内的可用空间，安装一块较小的展开式太阳翼5；固定式太阳翼4的对侧，在轨飞行时为对地方向，用于安装对地面的测控和数传天线等小尺寸设备8。卫星主体2的对地载荷6安装在卫星主体2顶面外侧，为适应运载火箭空间包络限制，对地载荷6安装偏离卫星舱顶面形心。卫星舱内设备按照切角立方体的形态进行优化布局，大尺寸设备7安装在卫星主体2底板和较宽的结构侧板上，小尺寸设备8安装在较窄的结构侧板上，部分尺寸合适的小尺寸设备8在不影响天线辐射特性的前提下，转移至卫星主体2舱外位置，同时设备布局应考虑卫星在轨时各舱板因光照条件不同带来的温度差异对设备性能的影响。
综上所述：该一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计，通过卫星主体在整流罩的内部呈环形阵列状分布安装有四处，卫星主体的整体外观呈五棱柱状，且棱面位于卫星主体前侧的一端的设置，结构设计合理、空间设计合理，为卫星提供的四分之一圆柱形包络空间，解决卫星主体与整流罩空间利用率低的问题，适应于一箭多星的发射要求；通过卫星主体上左侧展开式太阳翼的表面积大于右侧展开式太阳翼的表面积的设置，适应四分之一圆柱形空间的包络要求，方便卫星主体的安装；通过星箭对接接口在卫星主体的底部呈环形阵列状分布安装有四处，且四处星箭对接接口的轴线贯穿卫星主体的质心的设置，使星箭分离时的分离推力过卫星质心，减小卫星的分离角速度，满足卫星与火箭分离时对卫星质心误差的要求；通过对适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计的改进，具有结构设计合理、空间设计合理，解决了卫星主体与整流罩空间利用率低的问题，适应于一箭多星的发射要求，满足卫星与火箭分离时对卫星质心误差的要求的优点，从而有效的解决了本发明提出的问题和不足。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (4)

1.一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计结构，包括：整流罩(1)、卫星主体(2)、棱面(3)、固定式太阳翼(4)、展开式太阳翼(5)、对地载荷(6)、大尺寸设备(7)、小尺寸设备(8)、星箭对接接口(9)；其特征在于：所述整流罩(1)的整体外观呈圆柱形，且卫星主体(2)嵌入安装在整流罩(1)的内部，所述卫星主体(2)在整流罩(1)的内部呈环形阵列状分布安装有四处；所述棱面(3)是在所述卫星主体(2)的立方体结构的基础上切去一个角，切角在所述卫星主体(2)与整流罩(1)圆柱包络的割线基础上进行调整后形成的，所述卫星主体(2)的整体外观呈五棱柱状，且所述棱面(3)位于所述卫星主体(2)前侧的一端；所述固定式太阳翼(4)通过支架安装在卫星主体(2)后侧；所述展开式太阳翼(5)通过铰链安装在卫星主体(2)两侧；所述对地载荷(6)固定安装在卫星主体(2)的顶端；所述大尺寸设备(7)固定安装在卫星主体(2)的内壁上，且大尺寸设备(7)位于卫星主体(2)的两侧及底部，所述小尺寸设备(8)固定安装在卫星主体(2)前侧的外壁上；所述星箭对接接口(9)固定安装在卫星主体(2)的底部。
2.根据权利要求1所述的一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计结构，其特征在于：所述棱面(3)为卫星主体(2)切割而成的矩形面。
3.根据权利要求1所述的一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计结构，其特征在于：所述卫星主体(2)上左侧展开式太阳翼(5)的表面积大于右侧展开式太阳翼(5)的表面积。
4.根据权利要求1所述的一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计结构，其特征在于：所述星箭对接接口(9)在卫星主体(2)的底部呈环形阵列状分布安装有四处，且四处星箭对接接口(9)的轴线贯穿卫星主体(2)的质心。
CN202011279445.XA 2020-11-16 2020-11-16 一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计 Active CN112319853B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011279445.XA CN112319853B (zh) 2020-11-16 2020-11-16 一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011279445.XA CN112319853B (zh) 2020-11-16 2020-11-16 一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112319853A CN112319853A (zh) 2021-02-05
CN112319853B true CN112319853B (zh) 2021-09-24

Family

ID=74318616

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011279445.XA Active CN112319853B (zh) 2020-11-16 2020-11-16 一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112319853B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112937915B (zh) * 2021-03-08 2022-08-19 航天科工空间工程发展有限公司 一种无火工品和能源装置的“一箭多星”星箭解锁方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5720450A (en) * 1995-03-06 1998-02-24 Motorola, Inc. Precision alignment and movement restriction safeguard mechanism for loading multiple satellites into a launch vehicle
US6206327B1 (en) * 1999-03-31 2001-03-27 Lockheed Martin Corporation Modular spacecraft bus
FR2809375B1 (fr) * 2000-05-25 2002-10-11 Aerospatiale Matra Lanceurs St Procede et dispositif d'integration de satellites sur un lanceur
CN102009746B (zh) * 2010-11-08 2012-11-14 航天东方红卫星有限公司 八边形体装电池阵立柱式微小卫星构型
CN104698509A (zh) * 2013-12-10 2015-06-10 上海卫星工程研究所 静止轨道气象卫星
FR3040978B1 (fr) * 2015-09-16 2017-10-06 Airbus Defence & Space Sas Vehicule spatial comprenant des poteaux pour former un empilement, empilement comprenant au moins deux tels vehicules places dans un lanceur et procede de largage des vehicules

Also Published As

Publication number Publication date
CN112319853A (zh) 2021-02-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105501471B (zh) 装载双反射面大型可展开天线的卫星构型
US9248922B1 (en) Reflector deployment techniques for satellites
US8789796B2 (en) High capacity broadband satellite
EP2673194B1 (en) Satellite having multiple aspect ratios
CN110356592B (zh) 一种基于一箭双星自串联发射方式的全电推卫星平台构型
US5314146A (en) Multi-mission spacecraft bus having space frame structural design
US6032904A (en) Multiple usage thruster mounting configuration
EP3418204B1 (en) High capacity communication satellite
CN112319853B (zh) 一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计
CN108860659A (zh) 一种基于可展开平板相控阵天线的一体化卫星
CN111891388B (zh) 适用于多频段探测载荷的紧凑型卫星构型
EP3521179B1 (en) Pointing mechanism
CN105775166B (zh) 工字形卫星平台
US7036772B2 (en) Spacecraft with extensible radiators
CN112298607B (zh) 一种实现高敏捷机动能力的模块化卫星平台
CN114506474B (zh) 基于多类型遥感仪器联合探测的卫星布局
CN111661366B (zh) 一种适用于卫星透波需求的整流罩透波口布置方法
CN109159925B (zh) 一种满足载荷对日观测需求的卫星太阳翼构型设计方法
CN116845531A (zh) 双频段平面相控阵天线的卫星构型及切换方法
CN115158699A (zh) 用于双星并联发射的卫星结构及卫星运载火箭
CN111409867A (zh) 一种对地遥感微小卫星在轨工作方法
CN114537709B (zh) 载荷嵌入式安装卫星平台构型及其组装方法
CN116714778A (zh) 一种高效紧凑的串行式卫星平台的构形方法
CN116632508A (zh) 多频段平面相控阵天线的卫星构型及切换方法
US11981457B1 (en) Multipurpose spacecraft structure and propulsion system

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant