CN114094408A - 一种用于微小卫星的导轨供电结构、卫星舱板及装配方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于微小卫星的导轨供电结构、卫星舱板及装配方法，该结构包括：供电导轨、绝缘层和导电连接件，供电导轨的第一连接部与绝缘层的一侧连接，绝缘层的另一侧用于与微小卫星的卫星舱板容置槽连接，导电连接件与供电导轨滑动连接，供电导轨用于与电源电连接，导电连接件用于与微小卫星的电单机电连接以向电单机供电。根据本发明提供的技术方案，通过供电导轨与导电连接件滑动连接，以及通过供电导轨和导电连接件向用电电单机供电，更加有利于微小卫星的批量生产，节约了人员和材料上的制造成本；通过完成供电导轨与导电连接件的滑动连接完成供电装配，提升了制造效率，缩短了制造周期，也能够避免电单机与星上供电线缆相互干涉问题。

Description

一种用于微小卫星的导轨供电结构、卫星舱板及装配方法

技术领域

本发明涉及到微小卫星技术领域，尤其涉及一种用于微小卫星的导轨供电结构、卫星舱板及装配方法。

背景技术

美国Space-X近几年实施了以星链计划为首的四万颗低轨道卫星星座项目。随着中国民用卫星市场的政策开放，从传统的数颗卫星制造转向数百、数千乃至数万颗卫星的批量制造，必然突破原有研制模式。

传统卫星的研制周期为5～10年，即使小卫星研制也长达2～3年，无法适应当前和未来星座计划的研制需求。因此，必须有新的卫星舱板构型来应对批量集成化、通用模块化设计与制造，从而数量级提升卫星的批产量，同时降低卫星批产成本，从而来满足我国民用卫星市场的需求。

微小卫星大部分采用箱式结构，装星方式为人工。传统的人工装星方式不具备批量集成化、通用模块化制造条件。特别是星上供电线缆连接走线都需要人工操作，效率低下，对卫星自动化批产效率有着直接影响。微小卫星的电单机和星上供电线缆在装配、连接时，会出现空间受限，电单机与星上供电线缆相互干涉问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于微小卫星的导轨供电结构、卫星舱板及装配方法，通过供电导轨与导电连接件滑动连接，以及通过供电导轨和导电连接件向用电单机供电，更加有利于微小卫星的批量生产，节约了人员和材料上的制造成本；另外，通过完成供电导轨与导电连接件的滑动连接完成供电装配，连接方式简单，提升了制造效率，缩短了制造周期，也能够避免电单机与星上供电线缆相互干涉问题。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种用于微小卫星的导轨供电结构，该结构包括：供电导轨、绝缘层和导电连接件，所述供电导轨的第一连接部与所述绝缘层的一侧连接，所述绝缘层的另一侧用于与所述微小卫星的卫星舱板容置槽连接，所述导电连接件与所述供电导轨滑动连接，所述供电导轨用于与电源电连接，所述导电连接件用于与所述微小卫星的电单机电连接以向所述电单机供电。

可选的，所述导电连接件与所述供电导轨可拆卸连接。

可选的，所述供电导轨包括导电部，所述导电连接件包括两个簧片，所述簧片内侧与所述导电部的外表面相匹配。

可选的，所述导电部为柱状结构。

可选的，还包括第一紧固件，所述第一连接部、所述绝缘层和所述容置槽通过所述第一紧固件可拆卸连接。

可选的，所述第一紧固件通过绝缘衬套可拆卸连接。

可选的，所述第一紧固件为绝缘材料。

另一方面，本发明还提供了一种微小卫星的卫星舱板，包括上述的用于微小卫星的导轨供电结构，所述卫星舱板设有容置槽，所述供电导轨设于所述容置槽内，所述供电导轨的第一连接部通过绝缘层与所述容置槽连接。

另一方面，本发明还提供了一种微小卫星，包括上述的微小卫星的卫星舱板。

另一方面，本发明还提供了一种电单机装配方法，其特征在于，应用于上述的卫星舱板，所述方法包括：

接收电单机装配信息，其中，所述电单机装配信息包括电单机标识以及所述电单机标识对应的目标区域和目标位置；

控制抓取装置抓取所述电单机标识对应的电单机；

在所述电单机位于所述抓取装置的抓取部的情况下，控制驱动装置移动以使所述抓取装置移动至所述目标区域；

控制所述抓取装置将所述电单机放置于所述目标位置，以使所述电单机的导电连接件与供电导轨滑动连接；

控制紧固装置获取多个第二紧固件，并将所述多个第二紧固件分别安装于所述电单机的多个第二连接部，以使所述电单机与卫星舱板可拆卸连接。

本发明提供的一种用于微小卫星的导轨供电结构、卫星舱板及装配方法，通过供电导轨与导电连接件滑动连接，以及通过供电导轨和导电连接件向用电电单机供电，更加有利于微小卫星的批量生产，节约了人员和材料上的制造成本；另外，通过完成供电导轨与导电连接件的滑动连接完成供电装配，连接方式简单，提升了制造效率，缩短了制造周期，也能够避免电单机与星上供电线缆相互干涉问题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单的介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还能够根据这些附图获得其它附图。

图1是本发明实施例提供的一种用于微小卫星的导轨供电结构的装配示意图。

图2是本发明实施例提供的一种用于微小卫星的导轨供电结构的结构示意图。

图3是本发明实施例提供的一种微小卫星中电单机装配于卫星舱板的整体示意图。

图4是本发明实施例提供的一种用于微小卫星的导轨供电结构中导电连接件的结构示意图。

图5是本发明实施例提供的一种电单机装配方法的方法流程图。

图6是本发明实施例提供的一种装配装置的结构框图。

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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

此处所称的“一个实施例”或“实施例”是指可包含于本发明至少一个实现方式中的特定特征、结构或特性。在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“顶”、“底”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”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含的包括一个或者更多个该特征。而且，术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

参阅图1-4，本申请实施例提供的一种用于微小卫星的导轨供电结构，包括供电导轨1、绝缘层2和导电连接件3，供电导轨1的第一连接部与绝缘层2的一侧连接，绝缘层2的另一侧用于与微小卫星的卫星舱板4容置槽41连接，导电连接件3与供电导轨1滑动连接，供电导轨1用于与电源9电连接，导电连接件3用于与微小卫星的电单机5电连接以向电单机5供电。

其中，电单机5可以是指装配于微小卫星上的电单机，具体可以包括：电控制电单机、综合电单机和通讯电单机等。

在实际应用中，卫星舱板4采用铝面板与铝蜂窝夹芯板，内置铝合金承力埋件8，蜂窝板留有预制的容置槽41，槽内铺设绝缘层。卫星舱板4可以设有至少一个容置槽41。每个容置槽41内可以设有至少一个供电导轨1，供电导轨1的数量可以根据电单机5的用电需要进行设定。具体地，可以是供电导轨1的一端与电源9电连接。导电连接件3可以安装于电单机5的底部，导电连接件3用于与供电导轨1接触以使电源9通过供电导轨1和导电连接件3向电单机5供电。一个供电导轨1可以在第一连接部的不同位置与多个电单机5的导电连接件3连接。可以理解的是，可以有至少一个电单机5装配于同一个供电导轨1上，具体的组合方式本公开不作限定。另外，电单机5可以有多个第二连接部，分别设于电单机5的四周。当电单机5的导电连接件3与供电导轨1滑动连接时，电单机5的底部与卫星舱板4的外表面相接触。电单机5的第二连接部均设有第一通孔，在卫星舱板4的外侧上设有与第一通孔相对应的第二通孔。可以通过第二紧固件7实现电单机5的第二连接部和卫星舱板4的可拆卸连接。

通过供电导轨1与导电连接件3滑动连接，以及通过供电导轨1和导电连接件3向用电电单机5供电，更加有利于微小卫星的批量生产，节约了人员和材料上的制造成本；另外，通过完成供电导轨1与导电连接件3的滑动连接完成供电装配，连接方式简单，提升了制造效率，缩短了制造周期，也能够避免电单机与星上供电线缆相互干涉问题。

在一个可能的实施方式中，导电连接件3与供电导轨1可拆卸连接。导电连接件3与供电导轨1的可拆卸连接，便于电单机5的移动和更换，使其灵活性更高。

在一个可能的实施方式中，供电导轨1包括导电部，导电连接件3包括两个簧片，簧片内侧与导电部的外表面相匹配。具体地，导电部可以为柱状结构。柱状结构的导电部可以更好地与簧片内侧的表面相接触，保证导电连接件3的导电效果，同时可以通过两个簧片和导电部起到卡接的作用，能够实现电单机5与供电导轨1的简单固定。

在一个可能的实施方式中，还包括第一紧固件6，供电导轨1的第一连接部、绝缘层2和容置槽41通过第一紧固件6可拆卸连接。在一个示例中，供电导轨1的第一连接部、绝缘层2和容置槽41可以设有通孔。容置槽41的一侧与绝缘层2连接，容置槽41的另一侧与承力埋件8连接。第一紧固件6依次穿过供电导轨1的第一连接部、绝缘层2和容置槽41的通孔，第一紧固件6的螺纹与承力埋件8内的螺孔相匹配，实现供电导轨1的紧固及可拆卸连接。

在一个可能的实施方式中，第一紧固件6可以通过绝缘衬套61可拆卸连接，通过第一紧固件6实现供电导轨1与容置槽41的连接的同时，通过绝缘层2和绝缘衬套61实现供电导轨1和卫星舱板4之间的绝缘；第一紧固件6还可以为绝缘材料，通过绝缘层2和具有绝缘特性的第一紧固件6实现供电导轨1和卫星舱板4之间的绝缘。

另一方面，本实施例还提供了一种微小卫星的卫星舱板，包括上述的用于微小卫星的导轨供电结构，卫星舱板4设有容置槽41，供电导轨1设于容置槽41内，供电导轨1的第一连接部通过绝缘层2与容置槽41连接。

另一方面，本实施例还提供了一种微小卫星，包括上述的微小卫星的卫星舱板4。

图5是本发明实施例提供的一种电单机装配方法的方法流程图。另一方面，如图5所示，本实施例还提供了一种电单机装配方法，该方法包括：

S101.接收电单机装配信息，其中，电单机装配信息包括电单机标识以及电单机标识对应的目标区域和目标位置。

其中，步骤S101-S105可以由如图6所示的装配装置的控制器执行。装配装置可以包括控制器、具有抓取功能的抓取装置、具有驱动功能的驱动装置和具有紧固功能的紧固装置。该装配装置包括但不限于机器人或机械臂等。

进一步地，电单机装配信息可以是用于装配电单机的信息。电单机装配信息可以包括电单机标识以及电单机标识对应的目标区域和目标位置。电单机标识可以用于区分和识别电单机。目标区域可以是指抓取装置抓取到电单机后待移动至的区域。目标位置可以是指该电单机在卫星舱板上的待安装的位置。目标位置可以是相对于供电导轨的位置，也可以是相对于卫星舱板的位置。目标区域可以是位于目标位置上方的区域。

在实际应用中，可以由外部控制器向控制器发送电单机装配信息，也可以是用户通过信息输入电单机输入相关信息后，由信息输入电单机向控制器发送电单机装配信息。

S102.控制抓取装置抓取电单机标识对应的电单机。

在实际应用中，装配装置可以预先存储有多个电单机标识对应的电单机存放位置。可以根据电单机标识确定电单机存放位置，并基于电单机存放位置，控制抓取装置抓取电单机标识对应的电单机。

S103.在电单机位于抓取装置的抓取部的情况下，控制驱动装置移动以使抓取装置移动至目标区域。

其中，抓取装置的抓取部可以用于抓取和夹持电单机。

S104.控制抓取装置将电单机放置于目标位置，以使电单机的导电连接件与供电导轨滑动连接。

在实际应用中，当抓取装置位于目标区域时，电单机所在位置可以是位于目标位置的正上方。可以通过驱动装置控制抓取装置下移，以使电单机的导电连接件与供电导轨滑动连接。

S105.控制紧固装置获取多个第二紧固件，并将多个第二紧固件分别安装于电单机的多个第二连接部，以使电单机与卫星舱板可拆卸连接。

在实际应用中，电单机可以有四个第二连接部，分别设于电单机的四周。当电单机的导电连接件与供电导轨滑动连接时，电单机的底部与卫星舱板的外表面相接触。电单机的第二连接部均设有第一通孔，在卫星舱板的外侧上设有与第一通孔相对应的第二通孔。装配装置可以预先存储有多个电单机标识对应的四个第二连接部的第一通孔的位置。紧固装置可以通过吸取或抓取的方式获取第二紧固件，并基于每个第二连接部的第一通孔的位置，将第二紧固件穿过第一通孔和第二通孔进行紧固。具体地，第二紧固件可以是螺钉，紧固装置可以在第二紧固件穿过第一通孔和第二通孔后，通过转动第二紧固件实现紧固。

基于装配装置和装配方法对电单机进行安装，不仅可以减少产线制造人员且降低了星上供电线缆成本，还提升了卫星自动化批产效率，缩短了制造周期。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种用于微小卫星的导轨供电结构，其特征在于，包括：供电导轨、绝缘层和导电连接件，所述供电导轨的第一连接部与所述绝缘层的一侧连接，所述绝缘层的另一侧用于与所述微小卫星的卫星舱板容置槽连接，所述导电连接件与所述供电导轨滑动连接，所述供电导轨用于与电源电连接，所述导电连接件用于与所述微小卫星的电单机电连接以向所述电单机供电。

2.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，所述导电连接件与所述供电导轨可拆卸连接。

3.根据权利要求2所述的结构，其特征在于，所述供电导轨包括导电部，所述导电连接件包括两个簧片，所述簧片内侧与所述导电部的外表面相匹配。

4.根据权利要求3所述的结构，其特征在于，所述导电部为柱状结构。

5.根据权利要求1所述的结构，其特征在于，还包括第一紧固件，所述第一连接部、所述绝缘层和所述容置槽通过所述第一紧固件可拆卸连接。

6.根据权利要求5所述的结构，其特征在于，所述第一紧固件通过绝缘衬套可拆卸连接。

7.根据权利要求5所述的结构，其特征在于，所述第一紧固件为绝缘材料。

8.一种微小卫星的卫星舱板，其特征在于，包括如权利要求1-7任一项所述的结构，所述卫星舱板设有容置槽，所述供电导轨设于所述容置槽内，所述供电导轨的第一连接部通过绝缘层与所述容置槽连接。

9.一种微小卫星，其特征在于，包括如权利要求8所述的卫星舱板。

10.一种电单机装配方法，其特征在于，所述方法包括：

接收电单机装配信息，其中，所述电单机装配信息包括电单机标识以及所述电单机标识对应的目标区域和目标位置；

控制抓取装置抓取所述电单机标识对应的电单机；

在所述电单机位于所述抓取装置的抓取部的情况下，控制驱动装置移动以使所述抓取装置移动至所述目标区域；

控制所述抓取装置将所述电单机放置于所述目标位置，以使所述电单机的导电连接件与供电导轨滑动连接；

控制紧固装置获取多个第二紧固件，并将所述多个第二紧固件分别安装于所述电单机的多个第二连接部，以使所述电单机与卫星舱板可拆卸连接。

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