CN112373726B - 一种杆板式全电推卫星平台构型 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种杆板式全电推卫星平台构型，用于解决现有技术中卫星研制成本高，加工周期长的技术问题。该卫星平台包括：主承力结构、多台电推力器以及可伸展矢量调节机构，其中，所述主承力结构用于承载卫星所有平台及载荷设备，所述主承力结构包括相互连接的蜂窝结构和复合材料支撑构件；所述多台电推力器设置在所述主承力结构上，用于驱动所述卫星变轨以及保持所述卫星的轨道位置；所述可伸展矢量调节机构安装于所述主承力结构上，并与所述多台电推力器固定在所述主承力结构上，其中，可伸展矢量调节机构用于调整所述多台电推力器的位置，以使得所述多台电推力器中存在至少一台电推力器失效时，能够保证卫星变轨以及保持卫星的轨道位置。
Description
技术领域
本申请涉及卫星平台技术领域，尤其涉及一种杆板式全电推卫星平台。
背景技术
相比于主推进为化学推进系统的卫星平台，以离子/霍尔电推进系统作为主推进的卫星平台，具有发射质量小，综合成本低等特点，因而得到广泛应用。
目前多数以离子/霍尔电推进系统作为主推进的卫星平台为大中型卫星平台，通常主要采用以承力筒作为主承力结构的卫星构型。但是承力筒加工周期长、成本较高，使用低成本运载火箭的全电推卫星平台就成了亟待解决的问题。
发明内容
本发明实施例提供了一种杆板式全电推卫星平台构型，用于解决现有技术中卫星研制成本高，加工周期长的技术问题。
一种杆板式全电推卫星平台构型，包括：主承力结构、多台电推力器以及可伸展矢量调节机构，其中，所述主承力结构用于承载卫星，所述主承力结构包括相互连接的蜂窝结构和复合材料支撑构件；所述多台电推力器设置在所述主承力结构上，用于驱动所述卫星变轨以及保持所述卫星的轨道位置；所述可伸展矢量调节机构安装于所述主承力结构上，并与所述多台电推力器固定在所述主承力结构上，其中，可伸展矢量调节机构用于调整所述多台电推力器的位置，以使得所述多台电推力器中存在至少一台电推力器失效时，能够保证卫星变轨以及保持卫星的轨道位置。
本发明实施例通过相互连接的蜂窝结构和复合材料支撑构件形成主承力结构。由于蜂窝结构和复合材料支撑构件具有工艺成熟、制造简单、加工周期短、生产成本低等特点，本发明实施例使用蜂窝结构、复合材料支撑构件作为卫星的主承力结构，相对现有技术中以承力筒作为主承力结构来说，可降低卫星研制成本、缩短卫星研制周期。
在一种可能的实现方式中，所述蜂窝结构包括本体结构和支撑结构，其中，所述本体结构为由第一侧板、第二侧板、第三侧板、第四侧板，以及顶板和底板形成的具有孔洞的长方体结构；其中，所述第一侧板和所述第二侧板相对设置，所述第三侧板和第四侧板相对设置；所述支撑结构包括隔板以及加强支撑板，其中，隔板垂直设置于底板，所述加强支撑板设置在所述隔板以及所述顶板之间，用于增强所述顶板的承载能力。
本发明实施例中，通过6个板构成蜂窝结构，且在底板上设置用于支持顶板的隔板，能够维持加强顶板的承载力，从而满足顶板安装大重量设备。
在一种可能的实现方式中，所述复合材料支撑构件包括：由多个相互连接的支撑杆形成的第一支撑组件、由多个相互连接的支撑杆形成的第二支撑组件，其中，所述第一支撑组件设置在所述隔板面对所述第一侧板的一侧，且固定在所述底板上；所述第二支撑组件设置在所述隔板面对所述第二侧板的一侧，且固定在所述底板上。
本发明实施例中，第一支撑组件、第二支撑组件可加强对前述的蜂窝结构的支持，作为卫星的主承力结构可尽量满足卫星承载需求，且代替现有技术中的主承力筒，由于第一支撑组件、第二支撑组件是杆系，可减轻重量，还可以进一步提升卫星内部空间的开敞性，提高卫星总装的便利性。
在一种可能的实现方式中，所述卫星平台还包括对接环，所述对接环设置于所述底板远离所述顶板的一侧，用于承载来自所述蜂窝结构由于惯性产生的力。本发明实施例中，对接环和蜂窝结构以及复合材料支撑构建一起形成主承力结构，由于对接环可承载来自蜂窝结构由于惯性产生的力，可起到缓冲作用。
在一种可能的实现方式中，所述第一侧板和所述第二侧板分别安装有通信天线。本发明实施例中，通信天线安装在第一侧板和第二侧板，由于第一侧板和第二侧板通常来说面积较大，能够安装更大口径天线，可满足高通量卫星对天线大口径的需求。
在一种可能的实现方式中，所述可伸展矢量调节机构设置在所述底板远离所述顶板的一侧。
在一种可能的实现方式中，所述卫星平台还包括：蓄电池组，3个氙气瓶，其中，所述蓄电池组和所述3个氙气瓶均匀分布在所述第一支撑组件和所述第二支撑组件将所述隔板划分成的4个区域内，且所述蓄电池组设置在第四侧板相对所述第三侧板的一侧，所述3个氙气瓶底板设置在所述对接环上，所述3个氙气瓶的顶部通过各自对应的拉杆设置在第三侧板和第四侧板上。本发明实施例中，3个氙气瓶直接安装在对接环上，传力路径最优，有效保证了整颗卫星的刚度，摆脱了以往大重量气瓶对承力筒的依赖。
本发明实施例提供的卫星杆板式平台，通过相互连接的蜂窝结构和复合材料支撑构件形成主承力结构取代传统的承力筒，从而解决加工周期长、研制成本高的问题；同时蜂窝结构进行了优化，即采用杆系作为支撑结构，可减轻重量，利于总装；采用可伸展矢量调节机构技术和电推进技术，用于卫星变轨和位置保持；载荷设备和平台设备均布置于蜂窝结构的底板和顶板，布局时可综合考虑载荷和平台设备的散热、电磁、振动等多样需求，有效利用了星上资源，降低了对卫星重量、功率的需求。
附图说明
图1为本申请实施例所提供的卫星构型布局的分解示意图；
图2为本申请实施例所提供的卫星构型布局示意图。
具体实施方式
本申请实施例提供的方案中，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本申请保护的范围。
为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本申请技术方案做详细的说明，应当理解本申请实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
请参见图1，本发明实施例提供了一种杆板式卫星平台构型，通过相互连接的蜂窝结构和复合材料支撑构件形成主承力结构取代传统的承力筒，从而解决加工周期长、研制成本高的问题。
以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种卫星平台构型作进一步详细的说明。在对卫星平台构型作详细说明之前，对本发明实施例提供的附图标记作统一说明。
请参见图2，本发明实施例所用到的坐标系为卫星本体坐标系(O-XYZ)。其中，坐标原点O对应对接环下端框、星箭分离面的理论中心；Z轴：沿坐标原点指向靠近星体方向；Y轴：垂直于Y板方向，以指向+Y板为正；X轴：与Z、Y轴成右手系。
请继续参见图2，本发明实施例提供的杆板式全电推卫星平台构型，包括主承力结构、多台电推力器41和可伸展矢量调节机构31，其中，主承力结构用于承载卫星；多台电推力器41设置在主承力结构上，用于驱动卫星变轨以及保持卫星的轨道位置；可伸展矢量调节机构31安装于主承力结构上，并与多台电推力器41固定在主承力结构上，其中，可伸展矢量调节机构31用于调整多台电推力器41的位置，以使得多台电推力器41中存在至少一台电推力器41失效时，能够保证卫星变轨以及保持卫星的轨道位置。
具体的，主承力结构包括相互连接的蜂窝结构和复合材料支撑构件，其中，蜂窝结构包括本体结构和支撑结构。本体结构为由第一侧板101、第二侧板102、第三侧板112、第四侧板113，以及顶板111和底板115形成的具有孔洞的长方体结构；其中，第一侧板101和第二侧板102相对设置，第三侧板112和第四侧板113相对设置；支撑结构包括隔板114以及加强支撑板117，其中，隔板114垂直设置于底板115，加强支撑板117设置在隔板114以及顶板111之间，用于增强顶板111的承载能力。应理解，按照卫星本体坐标系来说，第一侧板101也可以称为+X板101，第二侧板102也可以称为-X板102，第三侧板112也可以称为+Y板112、第四侧板113也可以称为-Y板113，以及顶板111也可以称为+Z板111，底板115也可以称为-Z板115。本发明实施例通过6个板构成蜂窝结构，且在底板上设置用于支持顶板的隔板，能够维持加强顶板的承载力，从而满足顶板安装大重量设备。
其中，+X板101、-X板102、隔板114可根据受力情况，开若干减轻孔和总装孔，以便减轻结构重量和便于总装操作。
可伸展矢量调节机构31可设置在底板115远离顶板111的一侧。
复合材料支撑构件包括由多个相互连接的支撑杆形成的第一支撑组件103，以及由多个相互连接的支撑杆形成的第二支撑组件104，第一支撑组件103设置在隔板114面对第一侧板101的一侧，且固定在底板115上；第二支撑组件104设置在隔板114面对第二侧板102的一侧，且固定在底板115上。本发明实施例中，第一支撑组件、第二支撑组件可加强对前述的蜂窝结构的支持，作为卫星的主承力结构可尽量满足卫星承载需求，且代替现有技术中的主承力筒，由于第一支撑组件、第二支撑组件是杆系，可减轻重量，还可以进一步提升卫星内部空间的开敞性，提高卫星总装的便利性。
本发明实施例通过相互连接的蜂窝结构和复合材料支撑构件形成主承力结构。由于蜂窝结构和复合材料支撑构件具有工艺成熟、制造简单、加工周期短、生产成本低等特点，本发明实施例使用蜂窝结构、复合材料支撑构件作为卫星的主承力结构，相对现有技术中以承力筒作为主承力结构来说，可降低卫星研制成本、缩短卫星研制周期。
进一步地，卫星平台还包括对接环116，该对接环116设置于底板115远离顶板111的一侧，用于承载来自蜂窝结构由于惯性产生的力。本发明实施例中，对接环和蜂窝结构以及复合材料支撑构建一起形成主承力结构，由于对接环可承载来自蜂窝结构由于惯性产生的力，可起到缓冲作用。
卫星平台还包括通信天线21，安装在第一侧板101和第二侧板102上。由于第一侧板和第二侧板通常来说面积较大，能够安装更大口径天线，可满足高通量卫星对天线大口径的需求。
该卫星平台还包括蓄电池组51，3个氙气瓶61，其中，蓄电池组51和3个氙气瓶61均匀分布在第一支撑组件103和第二支撑组件104将隔板114划分成的4个区域内，且蓄电池组51设置在第四侧板113相对第三侧板112的一侧，3个氙气瓶61底板设置在对接环16上，3个氙气瓶61的顶部通过各自对应的拉杆121设置在第三侧板112和第四侧板113上。本发明实施例中，3个氙气瓶直接安装在对接环上，传力路径最优，有效保证了整颗卫星的刚度，摆脱了以往大重量气瓶对承力筒的依赖。蓄电池组51安装在-Y板113上。该布局不仅平衡了卫星的横向质心，还有效降低了卫星纵向质心高度，提高了卫星与运载火箭的兼容性。
本发明实施例中的卫星平台还包括太阳翼11，太阳翼11布置于+Y板112、-Y板113外表面并突出+Z板111，可满足双推力器点火模式下，整星功率对太阳翼11的大尺寸要求。
本发明实施例卫星可采用不分舱设计，简化了部装和总装流程，载荷设备和平台设备均布置于+Y板112和-Y板113，布局时可综合考虑载荷和平台设备的散热、电磁、振动等多样需求，有效利用了星上资源，降低了卫星重量、功率需求。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。
Claims (3)
1.一种杆板式全电推卫星平台构型，其特征在于，包括：
主承力结构，所述主承力结构用于承载卫星所有平台及载荷设备，所述主承力结构包括相互连接的蜂窝结构和复合材料支撑构件；
多台电推力器(41)，设置在所述主承力结构上，用于驱动所述卫星变轨以及保持所述卫星的轨道位置；
可伸展矢量调节机构(31)，安装于所述主承力结构上，并与所述多台电推力器(41)固定在所述主承力结构上，其中，可伸展矢量调节机构(31)用于调整所述多台电推力器(41)的位置，以使得所述多台电推力器(41)中存在至少一台电推力器(41)失效时，能够保证卫星变轨以及保持卫星的轨道位置；
所述蜂窝结构包括：
本体结构，所述本体结构为由第一侧板(101)、第二侧板(102)、第三侧板(112)、第四侧板(113)，以及顶板(111)和底板(115)形成的具有孔洞的长方体结构；其中，所述第一侧板(101)和所述第二侧板(102)相对设置，所述第三侧板(112)和第四侧板(113)相对设置；
支撑结构，所述支撑结构包括隔板(114)以及加强支撑板(117)，其中，隔板(114)垂直设置于底板(115)，所述加强支撑板(117)设置在所述隔板(114)以及所述顶板(111)之间，用于增强所述顶板(111)的承载能力；
所述复合材料支撑构件包括：
由多个相互连接的支撑杆形成的第一支撑组件(103)，所述第一支撑组件(103)设置在所述隔板(114)面对所述第一侧板(101)的一侧，且固定在所述底板(115)上；
由多个相互连接的支撑杆形成的第二支撑组件(104)，所述第二支撑组件(104)设置在所述隔板(114)面对所述第二侧板(102)的一侧，且固定在所述底板(115)上；
所述卫星平台还包括：
对接环(116)，所述对接环(116)设置于所述底板(115)远离所述顶板(111)的一侧，用于承载来自所述蜂窝结构由于惯性产生的力；
所述卫星平台还包括：
蓄电池组(51)；
3个氙气瓶(61)，其中，所述蓄电池组(51)和所述3个氙气瓶(61)均匀分布在所述第一支撑组件(103)和所述第二支撑组件(104)将所述隔板(114)划分成的4个区域内，且所述蓄电池组(51)设置在第四侧板(113)相对所述第三侧板(112)的一侧，所述3个氙气瓶(61)底板设置在所述对接环(11 6)上，所述3个氙气瓶(61)的顶部通过各自对应的拉杆(121)设置在第三侧板(112)和第四侧板(113)上。
2.如权利要求1所述的卫星平台构型，其特征在于，所述第一侧板(101)和所述第二侧板(102)分别安装有通信天线(21)。
3.如权利要求1所述的卫星平台构型，其特征在于，所述可伸展矢量调节机构(31)设置在所述底板(115)远离所述顶板(111)的一侧。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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