CN114212277B - 一种高机动低结构重量的卫星构型 - Google Patents

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Abstract

一种高机动低结构重量的卫星构型，包括构型本体、太阳翼电池阵、推进燃料储箱、动量轮阵列、卫星平台仪器设备、有效载荷仪器设备、光学有效载荷。所述构型结构本体为正八棱柱构型，所述构型本体包括对接环、底板、侧板、储箱安装板、顶板以及相机支撑加强板。所述太阳翼电池阵与所述侧板连接；所述推进燃料储箱安装在储箱安装板上，储箱安装板与侧板连接；所述侧板与对接环连接；所述动量轮阵列安装在卫星底板与储箱之间的空间；所述平台设备安装在侧板及顶板内外侧；所述侧板中的相邻三块侧板高于其他侧板，与所述相机支撑加强板形成高于顶板的截面为梯形的小舱，可安装有效载荷设备；所述光学有效载荷安装在顶板。

Description

一种高机动低结构重量的卫星构型
技术领域
本发明涉及一种高机动低结构重量的卫星构型，属于卫星构型技术领域。
背景技术
目前商业遥感卫星构型布局采用的是传统的仓板式结构，构型布局的特点有：1)主结构采用具有蜂窝芯子的夹层板结构，卫星外形尺寸程规则的立方体构型；2)相机安装在载荷舱内，卫星镜筒指地面；3)对接环安装在卫星的对天面；4)太阳翼紧压在卫星本体两侧，为保证太阳翼面积，采用多次折叠压紧形式，在轨解锁展开；5)卫星设备大部分安装在星体内部。这种传统的构型布局方式存在以下问题：1)结构重量占整星比重较大，约为15％；2)整星转动惯量大，卫星在轨机动性差3)整星周向尺寸大，占用运载整流罩内可用空间；
4)承载燃料重量占整星重量的40％以上；5)整星设备安装空间小，装载载荷数量受限、空间利用率低。因此，传统的构型布局方式不能够实现卫星高机动性低结构重量的任务需求。
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，提供了一种高机动低结构重量的卫星构型，包括构型本体、太阳翼电池阵、推进燃料储箱、动量轮阵列、卫星平台仪器设备、有效载荷仪器设备、光学有效载荷。所述构型结构本体为正八棱柱构型，所述构型本体包括对接环、底板、侧板、储箱安装板、顶板以及相机支撑加强板。所述太阳翼电池阵与所述侧板连接；所述推进燃料储箱安装在储箱安装板上，储箱安装板与侧板连接；所述侧板与对接环连接，形成连续传力路径；所述动量轮阵列安装在卫星底板与储箱之间的空间，达到空间充分利用；所述平台设备安装在侧板及顶板内外侧；所述侧板中的相邻三块侧板高于其他侧板，与所述相机支撑加强板形成高于顶板的截面为梯形的小舱，可安装有效载荷设备；所述光学有效载荷安装在平台底板，三个安装脚分别接近侧板及相机支撑加强板，形成对相机载荷的有效支撑。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种高机动低结构重量的卫星构型，包括太阳翼电池阵、棱柱构型本体、有效载荷仪器设备、卫星平台仪器设备、推进燃料储箱、动量轮阵列、光学有效载荷；棱柱构型本体包括对接环、底板、侧板、储箱安装板、顶板、相机支撑加强板；太阳翼电池阵，安装在棱柱构型本体上相对的两块侧板上；推进燃料储箱安装在储箱安装板上，储箱安装板位于棱柱构型本体内且与侧板周向连接；侧板的底部与对接环连接，对接环与底板连接，动量轮阵列安装在底板与推进燃料储箱之间；卫星平台仪器设备安装在侧板和或底板上；侧板中的相邻数块高于其他侧板，与相机支撑加强板形成高于顶板的小舱，小舱用于安装卫星平台仪器设备；光学有效载荷安装在顶板上。
本发明一实施例中，侧板中的相邻三块高于其他侧板，与相机支撑加强板形成高于顶板的梯形小舱。
本发明一实施例中，棱柱构型本体为正棱柱体，侧板的个数为6～10个。
本发明一实施例中，棱柱构型本体占卫星构型的重量不超过10％。
本发明一实施例中，储箱安装板的边缘为波纹状，用于为电缆网及推进管路提供通道。
本发明一实施例中，动量轮阵列共有四个，每个动量轮以倾斜45度安装在推进燃料储箱与底板和侧板的间隙。
本发明一实施例中，光学有效载荷通过三足支撑结构安装在顶板上。
本发明一实施例中，底板、侧板、相机支撑板均采用蜂窝夹层结构。
作为整星的安装基准，对接环与底板通过螺栓连接，其底板周向尺寸与对接环周向尺寸一致，以形成最直接的传力路径。三块长侧板高出顶板与相机支撑加强板围成截面为梯形的小舱，可安装有效载荷设备，提高了载荷设备安装空间。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本发明卫星构型充分利用顶板上方相机旁侧的空间，相机三个安装脚分别接近侧板以及相机支撑加强板，相机加强板与高于顶板的相邻三块侧板围成截面为梯形的小舱，即加强了相机连接的刚强度，也为卫星的载荷设备提供了更大的安装空间。
(2)本发明卫星构型推进燃料储箱完全置于构型本体内部，储箱通过储箱安装板与卫星侧板连接，储箱安装板上储箱安装板边缘实现波纹式设计，提供电缆网及推进管路通道，储箱承载燃料重量达到整星重量的40％以上，为卫星提供了充足的能源储备。
(3)本发明卫星构型结构本体为正八棱柱构型，底板、侧板、相机支撑板均采用蜂窝夹层结构，设备安装紧凑，正八边形底面周向尺寸与对接环周向尺寸一致，动量轮阵列以倾斜45度安装在储箱底面弧面与底板、侧板的间隙，结构布置紧凑，提供最有效的力矩包络；极大程度上的节省了内部空间，且周向尺寸最小，结构重量小于整星重量10％，极大的降低了结构本体质量占整星质量的比重。
附图说明
图1为本发明提供的一种高机动低结构重量的卫星构型的结构示意图；
图2为本发明提供的一种高机动低结构重量的卫星构型本体结构示意图；
图3为本发明提供的一种高机动低结构重量的卫星构型本体爆炸展开图；
图4为本发明动量轮转动示意图；
图5为本发明动量轮阵列安装示意图；
图6为本发明光学有效载荷三角支撑架安装示意图。
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。
图1为一种高机动低结构重量的卫星构型的结构示意图，如附图实施例所示，该卫星构型的结构包括太阳翼电池阵(1、8)、正八棱柱构型本体2、有效载荷仪器设备3、卫星平台仪器设备4、推进燃料储箱5、动量轮阵列6、光学有效载荷7。正八棱柱构型本体包括对接环201、底板202、侧板(203～210)、储箱安装板211、顶板213以及相机支撑加强板212，如图2和3所示。所述太阳翼电池阵(1、8)与所述侧板(205，209)连接，沿卫星轴线对称布置，卫星进入轨道后展开；所述推进燃料储箱5安装在储箱安装板211上，储箱安装板211与侧板(203～210)周向连接；所述侧板(203～210)与对接环201连接，形成连续传力路径；所述动量轮阵列6安装在卫星底板202与储箱之间的空间，达到空间充分利用；所述平台设备安装在侧板(203～210)及顶板213内外侧；所述侧板中的相邻三块侧板(208～210)高于其他侧板，与所述相机支撑加强板212形成高于顶板的截面为梯形的小舱，可安装光学有效载荷7；所述光学有效载荷7安装在平台底板202，三个安装脚分别接近侧板及相机支撑加强板212，形成对相机载荷的有效支撑。
图2为一种高机动低结构重量的卫星构型本体结构示意图。构型本体为正八棱柱构型，由对接环201、三块长侧板(208～210)，五块短侧板(203～207)，底板202，储箱安装板211，相机支撑加强板212以及顶板213构成图3所示。对接环201作为整星的安装基准，对接环201与底板202通过螺栓连接，其底板202周向尺寸与对接环201周向尺寸一致，以形成最直接的传力路径。三块长侧板(208～210)高出顶板213与相机支撑加强板212围成截面为梯形的小舱，可安装光学有效载荷7，提高了载荷设备安装空间。所述侧板(203～210)为长方形，所述底板202和顶板213为八边形。
所述的卫星构型，结构重量小于整星重量10％。储箱5通过储箱安装板211与卫星侧板(203～210)连接；储箱承载燃料重量达到整星重量的40％，储箱安装板211边缘实现波纹式设计，为电缆网及推进管路提供通道；绑扎方便，走向简单，解决小空间下电缆穿舱设计难题，易于装配，适应性强。实现同类卫星最小结构占比和高机动能力。
动量轮阵列6由四个动量轮(601～604)组成，每个动量轮以倾斜45度安装在储箱底面弧面与底板202、侧板(203～210)的间隙，结构布置紧凑，提供最有效的力矩包络；极大程度上的节省了构型本体内部空间，如图4和5所示。
所述光学有效载荷7安装在顶板213，三个安装脚为三足支撑结构，三个安装脚分别接近侧板(203～210)及相机支撑加强板212，形成对相机载荷的有效支撑，如图6所示。
所述太阳翼(1，8)有两个，沿卫星轴线对称布置，卫星进入轨道后展开。
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 (6)

1.一种高机动低结构重量的卫星构型，其特征在于，包括太阳翼电池阵、棱柱构型本体、有效载荷仪器设备、卫星平台仪器设备、推进燃料储箱、动量轮阵列、光学有效载荷；棱柱构型本体包括对接环、底板、侧板、储箱安装板、顶板、相机支撑加强板；太阳翼电池阵，安装在棱柱构型本体上相对的两块侧板上；推进燃料储箱安装在储箱安装板上，储箱安装板位于棱柱构型本体内且与侧板周向连接；侧板的底部与对接环连接，对接环与底板连接，动量轮阵列安装在底板与推进燃料储箱之间；卫星平台仪器设备安装在侧板和或底板上；侧板中的相邻数块高于其他侧板，与相机支撑加强板形成高于顶板的小舱，小舱用于安装卫星平台仪器设备；光学有效载荷安装在顶板上；
侧板中的相邻三块高于其他侧板，与相机支撑加强板形成高于顶板的梯形小舱；
棱柱构型本体占卫星构型的重量不超过10%。
2.根据权利要求1所述的卫星构型，其特征在于，棱柱构型本体为正棱柱体，侧板的个数为6~10个。
3.根据权利要求1或2所述的卫星构型，其特征在于，储箱安装板的边缘为波纹状，用于为电缆网及推进管路提供通道。
4.根据权利要求1或2所述的卫星构型，其特征在于，动量轮阵列共有四个，每个动量轮以倾斜45度安装在推进燃料储箱与底板和侧板的间隙。
5.根据权利要求1或2所述的卫星构型，其特征在于，光学有效载荷通过三足支撑结构安装在顶板上。
6.根据权利要求1或2所述的卫星构型，其特征在于，底板、侧板、相机支撑板均采用蜂窝夹层结构。
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