CN113277121A - 一种面向星座部署的小卫星构型及模块化组装方法 - Google Patents
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Abstract
一种面向星座部署的小卫星构型，包括载荷模块(1‑0)、服务模块(2‑0)、推进模块(3‑0)、+Y板(41)、‑Y板(42)、太阳翼(411)、电池组；载荷模块(1‑0)包括+Z板(11)、+X板(12)、隔板(13)，以及安装在+Z板(11)、+X板(12)、隔板(13)上的载荷设备；服务模块2‑0包括‑Z板(21)、安装在‑Z板(21)上的平台设备；推进模块3‑0包括‑X板(31)、安装在‑X板(31)上的电推进设备；蓄电池组(312)根据整星质量安装在‑X板(31)的外侧或+X板(12)的外侧；太阳翼(411)安装在+Y板(41)和‑Y板(42)上；+X板(12)、‑X板(31)、+Y板(41)、‑Y板(42)、+Z板(11)、‑Z板(21)组成横截面为梯形的直角六面体；隔板位于直角六面体内。
Description
技术领域
本发明涉及一种面向星座部署的小卫星构型及模块化组装方法，属于卫星总体技术领域。
背景技术
随着以SpaceX和OneWeb为代表的商业航天企业开始大规模部署卫星星座，我国也相应开展了相关低轨星座的建设和部署研究。相关研究表明，未来的低轨频率资源和轨位资源仅能支持数个星座在轨运行，按照“先到先得”原则，我国需要在短时间内发射大量卫星去抢占低轨资源，以保证我国空间网络安全。这就对卫星设计、生产、制造、发射等各方面都提出了很高要求，如低成本、易装配、可批产、适应一箭多星发射。
卫星构型设计的好坏，对后续生产、制造、发射等各个环节产生直接影响。目前中大型卫星普遍采用承力筒为主结构的构型设计，存在着生产成本高昂、装配时间长、难以大规模生产等问题，因此不适用于用作组网卫星主结构。低成本要求卫星制造时，摒弃成本较高的以承力筒为主承力的构型设计，广泛采用低成本的结构材料；易装配要求卫星构型设计简单，避免使用复杂装配工具和工装；可批产则要求卫星能够尽可能实现单板总装、模块化组装、批量化测试，以加快卫星生产效率；适应一箭多星发射，则对卫星的外形尺寸进行了限定，以便火箭整流罩中可以安放更多卫星。
为有效应对批产卫星所带来的挑战，需要对卫星的构型设计进行充分优化，重点考虑易装配和模块化设计。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种面向星座部署的小卫星构型及模块化组装方法，该构型采用板架式结构设计和模块化组装设计，用以解决现有技术中卫星研制成本高、装配时间长、难以大规模生产的问题。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种面向星座部署的小卫星构型，包括载荷模块、服务模块、推进模块、+Y板、-Y板、太阳翼、蓄电池组；
载荷模块包括+Z板、+X板、隔板，以及安装在+Z板外侧和+X板外侧的星外载荷设备；
服务模块包括-Z板、安装在-Z板两端的太敏和星敏、安装在-Z板内侧的综合电子单元和太阳翼帆板驱动机构；
推进模块包括-X板、安装在-X板外侧的电推力器、安装在-X板内侧的氙气瓶和电推控制单元；
蓄电池组根据整星质量安装在-X板的外侧或+X板的外侧；
太阳翼安装在+Y板和-Y板上；
+X板、-X板、+Y板、-Y板、+Z板、-Z板组成横截面为梯形的直角六面体；隔板位于直角六面体内。
一种面向星座部署的小卫星构型，包括载荷模块、服务模块、推进模块、+Y板、-Y板、太阳翼、蓄电池组；
载荷模块包括+Z板、+X板、隔板，以及安装在+Z板、+X板、隔板上的载荷设备；
服务模块包括-Z板、安装在Z板上的平台设备；
推进模块包括-X板、安装在X板上的电推进设备；
蓄电池组根据整星质量安装在-X板的外侧或+X板的外侧；
太阳翼安装在+Y板和-Y板上；
+X板、-X板、+Y板、-Y板、+Z板、-Z板组成横截面为梯形的直角六面体；隔板位于直角六面体内。
上述的小卫星构型，优选的，卫星-Z板留有多处星箭连接口，用于与运载器连接。
上述的小卫星构型，优选的，采用热控漆对卫星进行热控。
上述的小卫星构型，优选的，载荷模块整体呈L型结构，在直角六面体中，+Z板的面积最大。
上述的小卫星构型，优选的，+X板、-X板、+Y板、-Y板、+Z板、-Z板、隔板均采用铝蒙皮蜂窝结构板制成。
上述的小卫星构型，优选的，+X板、-X板均为梯形；+Y板、-Y板均为矩形；+Z板、-Z板均为矩形；且+X板、+Z板能够扩展用于增加散热面积。
上述的小卫星构型，优选的，在+Y板、-Y板拆除或未安装的情况下，+Y板、-Y板的安装位置作为整星操作口。
一种面向星座部署的小卫星模块化组装方法，包括如下步骤：
(1)载荷模块、服务模块、推进模块并行开展总装测试，其中载荷模块通过地面工装进行结构保持；
(2)推进模块与服务模块进行对接，形成L型结构，构成平台模块，该模块通过地面工装进行结构保持；
(3)起吊载荷模块，与平台模块进行对接；
(4)安装+Y板、-Y板，构成星本体；
(5)安装太阳翼，完成整星装配。
上述的面向星座部署的小卫星模块化组装方法，太阳翼采用带簧铰链与星本体连接。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)采用横截面为梯形的直角六面体构型，使用壁挂式星箭连接方式，可满足一箭多星发射需要。
(2)采用板架式卫星结构，大量使用铝蒙皮蜂窝结构板，并取消了结构部装，卫星结构生产成本、生产周期、工艺复杂性都较承力筒式卫星构型更有优势。
(3)卫星采用模块化设计，3个模块可同时进行总装测试，便于模块互换，有利于卫星研制周期的缩短，适应卫星批产需求。
(4)卫星采用热控解耦设计，降低了整星装配难度，热控设计具有低成本、省重量、不易损坏等优点。
(5)卫星总装各阶段的开敞性良好，便于总装操作，有利于卫星研制周期的缩短，适应卫星批产需求。
附图说明
图1为本发明卫星构型布局示意图
图2为本发明卫星构型布局的分解示意图。
图3为本发明卫星在整流罩布局示意图
图4为本发明卫星模块划分示意图。
图5为本发明卫星模块化组装示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
一种面向星座部署的小卫星构型及模块化组装方法，卫星结构采用成本较低的铝蒙皮蜂窝结构板为主材料，包括+X板12、-X板31、+Y板41、-Y板42、隔板13、+Z板11和-Z板21，组成横截面为梯形的直角六面体结构，梯形角度综合考虑热控、一箭多星发射、星外大部件设备布局需要进行变化。其中，-Z板21留有星箭连接口。卫星主要安装的设备有星外载荷、太阳翼411、电推力器311、蓄电池组312、氙气瓶313、电推控制单元314、星敏212(即星敏感器)、太敏211(即太阳敏感器)、综合电子单元213、太阳翼411帆板驱动机构等。
-X板31呈梯形，与-Z板21和+Z板11垂直；+X板12呈梯形，与-Z板21和+Z板11垂直，+X板12可沿+Z方向扩展，以扩大散热面；+Z板11呈矩形，可沿+Y向、-Y向和-X向进行扩展，以扩大散热面；隔板13沿X向且分别与+Z板11、-X板31和+X板12垂直，用以提升整星结构的刚度和强度；+Y板41和-Y板42呈矩形，包覆+X板12、-X板31、-Z板11和+Z板21，因而便于拆装，+Y板41或-Y板42拆除后可作为整星操作口。
星外载荷安装在+X板31和+Z板11外侧，高热耗星外载荷采用整星散热面进行热控设计，以降低星外载荷设计难度；太阳翼411采用带簧铰链，可降低装配难度，安装在+Y板41和-Y板42上；电推力器311安装在-X板31外侧；电池采用独立热控，安装在星体外侧，便于拆装，并可根据整星质量分布情况，安装在-X板31或+X板12上；星敏212、太敏211、综合电子单元213、太阳翼411帆板驱动机构安装在-Z板21上；+Y板41和-Y板42内侧较少安装设备，以便于结构板拆装。
卫星采用无部装设计，通过改进太阳翼411设计，降低太阳翼411安装对整星结构的高精度要求，进而取消部装环节，有效缩短卫星研制周期。
卫星采用热控解耦设计，舱板间无耦合热管，大量使用热控白漆替代OSR作为主要的被动热控措施。
卫星采用模块化设计，根据功能划分为载荷模块1-0、服务模块2-0和推进模块3-0。其中，载荷模块1-0由+Z板11、+X板12、隔板13及安装在上述结构板的载荷设备组成；推进模块3-0由-X板31及安装在上述结构板的电推进设备组成；服务模块2-0由-Z板21及安装在上述结构板的平台设备组成。三个模块在功能、结构上相对独立，使得上述模块能够并行开展总装测试工作。
卫星三个模块主要通过角条和侧向埋件等较为简单的连接方式进行结构连接，整星组装方法如下：
(1)载荷模块1-0通过+Z11板、+X板12、隔板13连接形成“L”型结构，并借助地面工装进行结构保持；
(2)推进模块3-0与服务模块2-0进行对接，形成“L”型结构，构成平台模块，该模块通过地面工装进行结构保持；
(3)起吊载荷模块1-0与平台模块进行对接；
(4)安装+Y板41、-Y板42，构成星本体；
(5)安装太阳翼411，完成整星装配。
更具体的，下面结合附图对本发明作进一步说明。
见图1所示，卫星的本体坐标系(O-XYZ)，定义如下：
坐标原点O：星箭分离面的理论矩形中心；
Z轴：沿坐标原点指向靠近星体方向；
X轴：垂直于X板方向，以指向+X板为正；
Y轴：与X、Z轴成右手系。
见图2所示，卫星结构采用成本较低的铝蒙皮蜂窝结构板为主材料，主结构包括：+X板12、-X板31、+Y板41、-Y板42、隔板13、+Z板11和-Z板21。卫星整体呈横截面为梯形的直角六面体，梯形角度可综合考虑热控、一箭多星发射、星外大部件设备布局需要进行变化。由于卫星截面呈梯形，+Z板11具有更大承载面积，可满足大型天线或其它大型载荷设备的安装空间要求，并充分利用了整流罩空间，提高了卫星整流罩空间利用率。
见图2所示，卫星布局设备主要包括：A载荷111、B载荷121、太阳翼411、电推力器311、蓄电池组312、氙气瓶313、电推控制单元314、太敏211、星敏212、综合电子单元213、太阳翼帆板驱动机构214。其中，A载荷111和B载荷121分别安装在+Z板11和+X板12外侧；太阳翼411安装在+Y板41和-Y板42上，+Y板41、-Y板42内侧基本无平台设备安装；电推力器311和蓄电池组312安装在-X板31外侧，氙气瓶313和电推控制单元314安装在-X板内侧，蓄电池组312可根据整星质量调配情况，变换安装位置，也可安装在+X板12上；太敏211和星敏212安装在-Z板21两端，敏感器周边无遮挡物，视场良好；综合电子单元213和太阳翼帆板驱动机构214安装在-Z板21内侧。
平台设备主要集中在-Z板21上，-Z板21单板状态下即可完成平台设备的总装和测试工作，有利于提升卫星总装测试效率。
电推进设备主要集中在-X板31上，-X板31单板状态下即可完成电推进设备的总装和测试工作，有利于提升卫星总装测试效率。
太阳翼帆板驱动机构214未像常规布局一样安装在±Y板，+Y板41和-Y板42内侧安装设备数量少，因而地面总装测试过程中，两板可随时拆卸，卫星在±Y侧，形成较大空腔操作面，便于星体内的操作实施，有利于提升卫星总装测试效率。
卫星-Z板21留有4处星箭连接口215，该接口设置在-Z板21的4个角点位置处，卫星通过此接口与星箭连接承力筒连接。卫星在卫星整流罩中的布局如图3所示，通过调整卫星梯形横截面角度及卫星横向截面尺寸，单层可布置至少4颗卫星；如果使用纵向叠层布置卫星，并调整卫星纵向尺寸，则整流罩安放的卫星可达数十颗，能够满足星座组网一箭多星发射需要。
卫星采用热控解耦设计，各舱板独立散热，舱板间无耦合热管，降低了整星装配难度。此外，星上大量使用热控漆作为热控实施手段，相对通常使用的OSR，具有低成本、重量轻、不易损坏等优点。
见图4所示，卫星采用模块化设计，卫星根据功能划分为载荷模块1-0、服务模块2-0和推进模块3-0，其中载荷模块1-0由+Z板11、+X板12、隔板13及安装在上述结构板的载荷设备组成，载荷模块1-0整体呈“L”型结构；服务模块2-0由-Z板21及安装在上述结构板的平台设备组成；推进模块3-0由-X板31及安装在上述结构板的电推进设备组成。
上述3个模块可并行开展总装测试，提升卫星总装测试效率；卫星各模块间主要通过角条和侧向埋件等较为简单的连接方式进行结构连接，有利于模块的快速装配；卫星总装各阶段的开敞性良好，卫星总装测试方便。综上，本发明中所采用的模块化设计，有利于卫星研制周期的缩短，可适应卫星大批量生产需求。
卫星的模块化设计使得卫星能够以积木拼装形式进行组装，组装流程如图5所示，具体的组装过程如下：
(1)载荷模块1-0、服务模块2-0、推进模块3-0，并行开展总装测试工作，其中载荷模块1-0通过地面工装进行结构保持；
(2)推进模块3-0与服务模块2-0进行对接，形成“L”型结构，构成平台模块，该模块通过地面工装进行结构保持；
(3)起吊载荷模块1-0，与平台模块进行对接；
(4)安装+Y板41、-Y板42，构成星本体；
(5)安装太阳翼411，完成整星装配。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
Claims (10)
1.一种面向星座部署的小卫星构型，其特征在于，包括载荷模块(1-0)、服务模块(2-0)、推进模块(3-0)、+Y板(41)、-Y板(42)、太阳翼(411)、蓄电池组(312)；
载荷模块(1-0)包括+Z板(11)、+X板(12)、隔板(13)，以及安装在+Z板(11)外侧和+X板(12)外侧的星外载荷设备；
服务模块2-0包括-Z板(21)、安装在-Z板(21)两端的太敏(211)和星敏(212)、安装在-Z板(21)内侧的综合电子单元(213)和太阳翼帆板驱动机构(214)；
推进模块(3-0)包括-X板(31)、安装在-X板(31)外侧的电推力器(311)、安装在-X板(31)内侧的氙气瓶(313)和电推控制单元(314)；
蓄电池组(312)根据整星质量安装在-X板(31)的外侧或+X板(12)的外侧；
太阳翼(411)安装在+Y板(41)和-Y板(42)上；
+X板(12)、-X板(31)、+Y板(41)、-Y板(42)、+Z板(11)、-Z板(21)组成横截面为梯形的直角六面体；隔板位于直角六面体内。
2.一种面向星座部署的小卫星构型，其特征在于，包括载荷模块(1-0)、服务模块(2-0)、推进模块(3-0)、+Y板(41)、-Y板(42)、太阳翼(411)、蓄电池组(312)；
载荷模块(1-0)包括+Z板(11)、+X板(12)、隔板(13)，以及安装在+Z板(11)、+X板(12)、隔板(13)上的载荷设备；
服务模块(2-0)包括-Z板(21)、安装在-Z板(21)上的平台设备；
推进模块(3-0)包括-X板(31)、安装在-X板(31)上的电推进设备；
蓄电池组(312)根据整星质量安装在-X板(31)的外侧或+X板(12)的外侧；
太阳翼(411)安装在+Y板(41)和-Y板(42)上；
+X板(12)、-X板(31)、+Y板(41)、-Y板(42)、+Z板(11)、-Z板(21)组成横截面为梯形的直角六面体；隔板位于直角六面体内。
3.根据权利要求1或2所述的小卫星构型，其特征在于，卫星-Z板(21)留有多处星箭连接口(215)，用于与运载器连接。
4.根据权利要求1或2所述的小卫星构型，其特征在于，采用热控漆对卫星进行热控。
5.根据权利要求1或2所述的小卫星构型，其特征在于，载荷模块(1-0)整体呈L型结构，在直角六面体中，+Z板(11)的面积最大。
6.根据权利要求1或2所述的小卫星构型，其特征在于，+X板(12)、-X板(31)、+Y板(41)、-Y板(42)、+Z板(11)、-Z板(21)、隔板(13)均采用铝蒙皮蜂窝结构板制成。
7.根据权利要求1或2所述的小卫星构型，其特征在于，+X板(12)、-X板(31)均为梯形；+Y板(41)、-Y板(42)均为矩形；+Z板(11)、-Z板(21)均为矩形；且+X板(12)、+Z板(11)能够扩展用于增加散热面积。
8.根据权利要求1或2所述的小卫星构型，其特征在于，在+Y板(41)、-Y板(42)拆除或未安装的情况下，+Y板(41)、-Y板(42)的安装位置作为整星操作口。
9.一种面向星座部署的小卫星模块化组装方法，其特征在于，对于权利要求1或2所述的小卫星构型，包括如下步骤：
(1)载荷模块(1-0)、服务模块(2-0)、推进模块(3-0)并行开展总装测试，其中载荷模块(1-0)通过地面工装进行结构保持；
(2)推进模块(3-0)与服务模块(2-0)进行对接，形成L型结构，构成平台模块，该模块通过地面工装进行结构保持；
(3)起吊载荷模块(1-0)，与平台模块进行对接；
(4)安装+Y板(41)、-Y板(42)，构成星本体；
(5)安装太阳翼(411)，完成整星装配。
10.根据权利要求9所述的面向星座部署的小卫星模块化组装方法，其特征在于，太阳翼采用带簧铰链与星本体连接。
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113911396A (zh) * | 2021-09-30 | 2022-01-11 | 北京空间飞行器总体设计部 | 具有可调式连接的二次模块化结构及其安装、拆卸方法 |
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-
2021
- 2021-06-08 CN CN202110638613.8A patent/CN113277121B/zh active Active
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