CN113232892A - 一种一箭多星发射的可折叠展开模块式堆叠卫星构型 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种一箭多星发射的可折叠展开模块式堆叠卫星构型，包含卫星结构设计、热控设计、设备综合布局、质心优化等，从而最终实现模块式堆叠卫星一箭多星串联发射。本发明可针对不同的卫星任务需求做出适应性调整，例如，可根据载荷功能及重量需求的不同，调整载荷模块的配置数量；根据使用运载火箭的不同，调整卫星本体的截面面积，具有一定的通用性。
Description
技术领域
本发明涉及一种一箭多星发射的可折叠展开模块式堆叠卫星构型，包含卫星结构设计、热控设计、设备综合布局、质心优化等，从而最终实现模块式堆叠卫星一箭多星串联发射。
背景技术
近年来，以先进工业基础为依托的SpaceX、Oneweb等航天公司先后开始建立低轨宽带互联网络，快速“点燃”了全球商业航天的发展热情。在Starlink、Oneweb等低轨星座系统的引领下，低轨宽带通信星座系统成为卫星行业和通信行业的关注焦点。随着卫星生产能力跃升、成本下降、先进技术逐渐实用化产品化，以及受卫星应用模式发展、需求爆发的影响，新一代低轨卫星通信系统的建设逐渐加速。宽带通信能够为用户提供低延迟、高速率、大容量的互联网接入能力，使用户享受到与地面网络近似的上网体验，相比移动通信系统低速数据通信更具容量优势。
这些低轨星座系统包含上百颗，乃至数万颗低轨卫星，实现全球无缝覆盖能力，可广泛用于各类通信和互联网接入服务。不同系统业务定位、发展规划、技术路线存在较大差异，市场前景及竞争态势十分复杂。
对国外主流系统、项目的梳理、归纳和研究总结，深度分析国外低轨通信卫星系统技术特征、发展趋势及系统建设面临的机遇和风险挑战，我国低轨卫星通信系统的建设才刚刚开始，经验尚浅，但低轨卫星互联网系统已成为国际战略博弈新的制高点，我国必须加快建设低轨卫星互联网系统。
在这种情况下，需要一种可模块化并行研制，拥有快速设计、快速总装、快速测试能力，具备快速实现低轨宽带卫星星座部署技术可能性，采用全电推系统，长寿命高可靠，结合实际功能需求可灵活配置的卫星，即一种一箭多星发射的可折叠展开模块式堆叠卫星构型。
发明内容
本发明技术解决的问题是：提出了一种全新的模块式堆叠卫星构型，通过模块间的多点支撑结构和多星间的多点连接分离装置，实现了一箭多星串联发射。同时，采用模块化构型，载荷模块和平台模块并行设计，配套设备综合布局，平台关键单机(太阳翼、蓄电池、电推力器等)均安装在平台模块，优化研制流程，简化测试流程，模块阶段可独立研制，独立测试，总装阶段平台模块和载荷模块资源共享，系统整合再分配，创新性的提高了卫星载荷的重量和功率能力。
本发明技术解决方案：
一种一箭多星发射的可折叠展开模块式堆叠卫星构型，包括平台模块、载荷模块和多点支撑结构；
其中，平台模块包括+Z板、-Z板、+X+Y板、+Y板、-X+Y板、-X-Y板、-Y板、+X-Y板、六块纬线隔板、六块经线隔板、太阳翼、三台霍尔推力器、八台冷气推力器、蓄电池、氙气瓶、多点连接分离装置和模块间铰链连杆连接机构；
载荷模块通过多点支撑结构放置在平台模块上，载荷模块通过模块间铰链连杆连接机构连接在平台模块上，且载荷模块能够相对平台模块进行在轨展开。
载荷模块为三块，分别为载荷模块2、载荷模块3，载荷模块4；
多点支撑结构为三套；
模块间铰链连杆连接机构为三套；
载荷模块2通过多点支撑结构放置在平台模块上，载荷模块2通过模块间铰链连杆连接机构连接在平台模块上，且载荷模块2能够相对平台模块进行在轨展开；
载荷模块3通过多点支撑结构放置在载荷模块上，载荷模块3通过模块间铰链连杆连接机构连接在平台模块上，且载荷模块3能够相对平台模块进行在轨展开；
载荷模块4通过多点支撑结构放置在载荷模块上，载荷模块4通过模块间铰链连杆连接机构连接在平台模块上，且载荷模块4能够相对平台模块进行在轨展开。
+Z板、-Z板、+X+Y板、+Y板、-X+Y板、-X-Y板、-Y板、+X-Y板构成截面为正六边形的结构称为平台本体。
六块纬线隔板、六块经线隔板均匀分布在平台本体内，构成整星承力路径；
六块纬线隔板和六块经线隔板将平台本体内分割成七个区域，在-Z板+Z面安装太阳翼、蓄电池、氙气瓶；
在-Z板-Z面安装八台冷气推力器、多点连接分离装置；
在+X+Y板外表面安装霍尔推力器和一套模块间铰链连杆连接机构；
在-X+Y板外表面安装霍尔推力器和一套模块间铰链连杆连接机构；
在-Y板外表面安装霍尔推力器和一套模块间铰链连杆连接机构。
太阳翼采用卷轴式展开柔性太阳翼。
多点连接分离装置为若干个支撑块，且该若干个支撑块为均匀分布。
卫星构型组成一箭双星串联结构，上层卫星a与该上层卫星a的多点连接分离装置连接形成组合体A，组合体A与下层卫星b机械对接，下层卫星b与该下层卫星b的多点连接分离装置连接形成组合体B，组合体B与运载火箭载荷支架机械对接。
运载火箭将组合体B发射至预定轨道后进行星箭分离，首先通过下层卫星b的多点连接分离装置，将组合体B与运载火箭载荷支架分离，随后通过上层卫星a的多点连接分离装置，将上层卫星a与下层卫星b分离，形成两颗独立的卫星，上层卫星a和下层卫星b分别进行卫星展开。
卫星展开顺序为：太阳翼采用卷轴式展开，载荷模块通过模块间铰链连杆连接机构展开，载荷模块通过模块间铰链连杆连接机构展开，载荷模块通过模块间铰链连杆连接机构展开，形成卫星展开构型。
卫星采用全电推推进实现卫星变轨。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)针对一箭多星发射堆叠压紧方式，卫星采用模块化设计理念，平台模块和载荷模块按不同功能模块单独设计研制，单模块采用扁平箱板式构型，模块间安装多点支撑结构，双星之间安装多点连接分离装置，形成双星上下层结构连接，最终实现多星串联连接发射。
(2)针对卫星各模块单独设计研制特点，采用多舱构型，平台模块位于最下层，上层可按不同服务载荷功能需求进行载荷模块定制化设计，各层载荷模块均与平台模块通过铰链连杆连接机构实现机械连接，模块间安装多点支撑结构，在轨阶段，载荷模块机械展开实现业务功能。
(3)针对平台模块扁平箱板式构型特点，采用卷轴展开式柔性太阳翼机构，收拢状态安装于平台模块舱内，在轨阶段实现卷轴式太阳翼展开伸出卫星本体。
(4)针对模块式堆叠卫星载荷业务高功率需求，由于柔性太阳翼安装于舱内，可扩大星本体截面面积，充分利用整流罩内空间，将蓄电池组及其他平台单机安装于平台模块舱内。
(5)平台模块舱内设置支撑隔板，满足运载火箭发射主动段动力学响应要求，本发明通过将平台模块设置在卫星最下层，载荷模块设置在上层，有利于卫星发射状态质心控制，满足运载火箭主动段力学环境响应要求。
(6)载荷模块可按不同功能需求进行配置，包括并不限于通信载荷、遥感载荷、导航载荷等，所有载荷功能相关的设备，如天线、接收机、应答机等，均分别安装于各载荷模块内。
(7)针对传统一箭多星并联发射式卫星构型，卫星星本体体积较小，且运载火箭中心承力筒产生呆重占用运载火箭发射能力，导致卫星发射重量减小的情况，本发明采用模块式堆叠卫星构型，减去运载火箭中心承力筒呆重重量，充分利用运载火箭发射能力，实现一箭多星串联发射。
(8)针对传统卫星平台和载荷耦合严重的情况，本发明可实现平台模块和载荷模块的并行设计，独立研制，独立测试，使用多点支撑结构实现模块机械支撑，使用模块间铰链连杆连接机构实现机械展开。
(9)本发明通过将太阳翼安装在卫星平台模块内部，为充分利用整流罩内截面空间，可增大星本体截面尺寸，进一步增加了平台模块和载荷模块的结构板面积，有利于卫星的设备布局、舱板散热等各分系统设计。
(10)本发明可针对不同的卫星任务需求做出适应性调整，例如，可根据载荷功能及重量需求的不同，调整载荷模块的配置数量；根据使用运载火箭的不同，调整卫星本体的截面面积，具有一定的通用性。
附图说明
图1为本发明一箭多星串联发射构型示意图(以双星串联为例)；
图2为本发明卫星收拢状态示意图；
图3为本发明卫星展开状态示意图；
图4为本发明卫星平台模块设备布局示意图；
图5为本发明卫星平台模块设备布局分解示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步说明。
如图2所示，本发明为一种一箭多星发射的可折叠展开模块式堆叠卫星构型。为了叙述方便，建立卫星的本体坐标系(O-XYZ)，说明如下：
坐标原点O：卫星星箭对接面多点连接分离装置的理论中心；
Z轴：过原点O，在轨指向对地面，发射状态从星箭对接面指向星体方向；
Y轴：过原点O，指向Y板法线方向，以从原点O指向+Y板112方向为正；
X轴：与Y轴、Z轴成右手系。
平台本体由+Z板101、-Z板102，+X+Y板111、+Y板112、-X+Y板113、-X-Y板114、-Y板115、+X-Y板116，纬线隔板121，共六块，经线隔板131，共六块构成主承力结构，布局关键单机设备包括：太阳翼21，霍尔推力器31，冷气推力器41，蓄电池51，氙气瓶61，多点连接分离装置71，模块间铰链连杆连接机构81；+X+Y板111、+Y板112、-X+Y板113、-X-Y板114、-Y板115、+X-Y板116使卫星本体截面构成正六边形设计；纬线隔板121，共六块、经线隔板131，共六块，均匀分布在星本体内，构成整星承力路径，将星本体内分割成七个区域；
针对一箭多星串联发射的方式，上层卫星a与该上层卫星a的多点连接分离装置71连接形成组合体A，组合体A与下层卫星b机械对接，下层卫星b与该下层卫星b的多点连接分离装置71连接形成组合体B，组合体B与运载火箭载荷支架机械对接；
针对卫星内部关键单机，太阳翼21、蓄电池51、氙气瓶61安装在-Z板102+Z面，霍尔推力器31安装在+X+Y板111、-X+Y板113、-Y板115外表面，冷气推力器41安装在-Z板102-Z面，卫星采用全电推推进实现卫星变轨等操作；
针对平台模块1和载荷模块2之间、载荷模块2和载荷模块3之间、载荷模块3和载荷模块4之间，均通过多点支撑结构5实现机械支撑；
针对载荷模块2和平台模块1之间、载荷模块3和平台模块1之间、载荷模块4和平台模块1之间的机械展开，均通过模块间铰链连杆连接机构81实现；
针对卫星各个结构板，均为一块完整的卫星结构板；
针对传统一箭多星并联发射式卫星构型，卫星本体体积较小，且运载火箭中心承力筒产生呆重占用运载火箭发射能力，导致卫星发射重量减小的情况，本发明采用模块式堆叠卫星构型，减少运载火箭中心承力筒呆重重量，充分利用运载火箭发射能力，实现一箭多星串联发射。
实施例
针对传统卫星平台和载荷耦合严重的情况，本发明可实现平台模块和载荷模块的并行设计，独立研制，独立测试，使用多点支撑结构实现模块间机械支撑，使用模块间铰链连杆机构实现机械展开。
本发明通过将太阳翼安装在卫星平台模块内部，为充分利用整流罩内截面空间，可增大卫星本体截面尺寸，进一步增加了平台模块和载荷模块的结构板面积，有利于卫星的设备布局、舱板散热等各分系统设计。
本发明通过将平台模块设置在卫星最下层，载荷模块设置在上层，有利于卫星发射状态质心控制，满足运载火箭主动段力学环境响应要求。
本发明可针对不同的卫星任务需求做出适应性调整，例如，可根据载荷功能及重量需求的不同，调整载荷模块的配置数量；根据使用运载火箭的不同，调整卫星本体的截面面积，具有一定的通用性。
卫星供配电、姿轨控、测控等分系统设计和单机设备均可沿用传统通信卫星设计模式和技术状态。
如图1-5所示，一种一箭多星发射的可折叠展开模块式堆叠卫星构型，包括：平台模块1，载荷模块2，载荷模块3，载荷模块4和三套多点支撑结构5；多点支撑结构5为若干个支撑块，且该若干个支撑块为均匀分布；单模块采用扁平箱板式构型，其中，平台模块1包括：+Z板101、-Z板102共两块，+X+Y板111、+Y板112、-X+Y板113、-X-Y板114、-Y板115、+X-Y板116共六块，纬线隔板121共六块，经线隔板131共六块，太阳翼21，三台霍尔推力器31，八台冷气推力器41，蓄电池51，氙气瓶61，多点连接分离装置71，三套模块间铰链连杆连接机构81；
载荷模块2通过多点支撑结构5放置在平台模块1上，载荷模块2通过模块间铰链连杆连接机构81连接在平台模块1上，且载荷模块2能够相对平台模块1进行在轨展开；
载荷模块3通过多点支撑结构5放置在载荷模块2上，载荷模块3通过模块间铰链连杆连接机构81连接在平台模块1上，且载荷模块3能够相对平台模块1进行在轨展开；
载荷模块4通过多点支撑结构5放置在载荷模块3上，载荷模块4通过模块间铰链连杆连接机构81连接在平台模块1上，且载荷模块4能够相对平台模块1进行在轨展开；
+Z板101、-Z板102、+X+Y板111、+Y板112、-X+Y板113、-X-Y板114、-Y板115、+X-Y板116构成截面为正六边形的结构称为平台本体；
纬线隔板121，共六块、经线隔板131，共六块均匀分布在平台本体内，构成整星承力路径，纬线隔板121，共六块和经线隔板131，共六块将平台本体内分割成七个区域，在-Z板102+Z面安装太阳翼21、蓄电池51、氙气瓶61；
太阳翼21采用卷轴式展开柔性太阳翼；
在-Z板102-Z面安装八台冷气推力器41、多点连接分离装置71；
在+X+Y板111外表面安装霍尔推力器31和模块间铰链连杆连接机构81；
在-X+Y板113外表面安装霍尔推力器31和模块间铰链连杆连接机构81；
在-Y板115外表面安装霍尔推力器31和模块间铰链连杆连接机构81；
所述的多星串联连接发射时，本文以一箭双星发射为例，上层卫星a与该上层卫星a的多点连接分离装置71连接形成组合体A，组合体A与下层卫星b机械对接，下层卫星b与该下层卫星b的多点连接分离装置71连接形成组合体B，组合体B与运载火箭载荷支架机械对接；多点连接分离装置71为若干个支撑块，且该若干个支撑块为均匀分布；
运载火箭将组合体B发射至预定轨道后进行星箭分离，首先通过下层卫星b的多点连接分离装置71，将组合体B与运载火箭载荷支架分离，随后通过上层卫星a的多点连接分离装置71，将上层卫星a与下层卫星b分离，形成两颗独立的卫星。上层卫星a和下层卫星b分别进行卫星展开，如图2所示，卫星展开顺序如下，太阳翼21采用卷轴式展开，载荷模块4通过模块间铰链连杆连接机构81展开，载荷模块3通过模块间铰链连杆连接机构81展开，载荷模块2通过模块间铰链连杆连接机构81展开，形成卫星展开构型，如图3所示。
卫星采用全电推推进实现卫星变轨等操作；
所述的卫星各个结构板，均为一块完整的卫星结构板。
各类载荷功能相关的设备，如天线、接收机、应答机等，均分别安装于各个载荷模块内，载荷模块2、载荷模块3、载荷模块4可根据实际功能业务需求进行定制化设计。
本发明未公开的部分为本发明的公知常识。
Claims (10)
1.一种一箭多星发射的可折叠展开模块式堆叠卫星构型，其特征在于：包括平台模块(1)、载荷模块和多点支撑结构(5)；
其中，平台模块(1)包括+Z板(101)、-Z板(102)、+X+Y板(111)、+Y板(112)、-X+Y板(113)、-X-Y板(114)、-Y板(115)、+X-Y板(116)、六块纬线隔板(121)、六块经线隔板(131)、太阳翼(21)、三台霍尔推力器(31)、八台冷气推力器(41)、蓄电池(51)、氙气瓶(61)、多点连接分离装置(71)和模块间铰链连杆连接机构(81)；
载荷模块通过多点支撑结构(5)放置在平台模块(1)上，载荷模块通过模块间铰链连杆连接机构(81)连接在平台模块(1)上，且载荷模块能够相对平台模块(1)进行在轨展开。
2.根据权利要求1所述的一种一箭多星发射的可折叠展开模块式堆叠卫星构型，其特征在于：载荷模块为三块，分别为载荷模块(2)、载荷模块(3)，载荷模块(4)；
多点支撑结构(5)为三套；
模块间铰链连杆连接机构(81)为三套；
载荷模块(2)通过多点支撑结构(5)放置在平台模块(1)上，载荷模块(2)通过模块间铰链连杆连接机构(81)连接在平台模块(1)上，且载荷模块(2)能够相对平台模块(1)进行在轨展开；
载荷模块(3)通过多点支撑结构(5)放置在载荷模块(2)上，载荷模块(3)通过模块间铰链连杆连接机构(81)连接在平台模块(1)上，且载荷模块(3)能够相对平台模块(1)进行在轨展开；
载荷模块(4)通过多点支撑结构(5)放置在载荷模块(3)上，载荷模块(4)通过模块间铰链连杆连接机构(81)连接在平台模块(1)上，且载荷模块(4)能够相对平台模块(1)进行在轨展开。
3.根据权利要求1或2所述的一种一箭多星发射的可折叠展开模块式堆叠卫星构型，其特征在于：+Z板(101)、-Z板(102)、+X+Y板(111)、+Y板(112)、-X+Y板(113)、-X-Y板(114)、-Y板(115)、+X-Y板(116)构成截面为正六边形的结构称为平台本体。
4.根据权利要求1或2所述的一种一箭多星发射的可折叠展开模块式堆叠卫星构型，其特征在于：
六块纬线隔板(121)、六块经线隔板(131)均匀分布在平台本体内，构成整星承力路径；
六块纬线隔板(121)和六块经线隔板(131)将平台本体内分割成七个区域，在-Z板(102)+Z面安装太阳翼(21)、蓄电池(51)、氙气瓶(61)；
在-Z板(102)-Z面安装八台冷气推力器(41)、多点连接分离装置(71)；
在+X+Y板(111)外表面安装霍尔推力器(31)和一套模块间铰链连杆连接机构(81)；
在-X+Y板(113)外表面安装霍尔推力器(31)和一套模块间铰链连杆连接机构(81)；
在-Y板(115)外表面安装霍尔推力器(31)和一套模块间铰链连杆连接机构(81)。
5.根据权利要求1或2所述的一种一箭多星发射的可折叠展开模块式堆叠卫星构型，其特征在于：太阳翼(21)采用卷轴式展开柔性太阳翼。
6.根据权利要求1或2所述的一种一箭多星发射的可折叠展开模块式堆叠卫星构型，其特征在于：多点连接分离装置(71)为若干个支撑块，且该若干个支撑块为均匀分布。
7.采用权利要求3-6任一所述的卫星构型组成一箭双星串联结构，其特征在于：上层卫星a与该上层卫星a的多点连接分离装置(71)连接形成组合体A，组合体A与下层卫星b机械对接，下层卫星b与该下层卫星b的多点连接分离装置(71)连接形成组合体B，组合体B与运载火箭载荷支架机械对接。
8.采用权利要求7所述的一箭双星串联结构进行卫星发射的方法，其特征在于：运载火箭将组合体B发射至预定轨道后进行星箭分离，首先通过下层卫星b的多点连接分离装置(71)，将组合体B与运载火箭载荷支架分离，随后通过上层卫星a的多点连接分离装置(71)，将上层卫星a与下层卫星b分离，形成两颗独立的卫星，上层卫星a和下层卫星b分别进行卫星展开。
9.根据权利要求8所述的一箭双星串联结构进行卫星发射的方法，其特征在于：卫星展开顺序为：太阳翼(21)采用卷轴式展开，载荷模块(4)通过模块间铰链连杆连接机构(81)展开，载荷模块(3)通过模块间铰链连杆连接机构(81)展开，载荷模块(2)通过模块间铰链连杆连接机构(81)展开，形成卫星展开构型。
10.根据权利要求8所述的一箭双星串联结构进行卫星发射的方法，其特征在于：卫星采用全电推推进实现卫星变轨。
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