CN115258194A - 一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型及装配方法 - Google Patents
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Abstract
本发明创造提供了一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型及装配方法，属于卫星设计领域。解决了现有立方星分离方式单一、搭载机会少问题。它包括整星框架、可展开太阳翼、舱内单机、舱外单机和分离组件，舱内单机设置在整星框架内部，可展开太阳翼、舱外单机和分离组件均设置在整星框架的外部，可展开太阳翼设置两组，分别安装在+Y单机板和‑Y单机板上；舱内单机包括飞轮、推进、陀螺、星敏、大综电系统、蓄电池和相机组件；舱外组件安装在+Z单机板上，+Y单机板的前后两端设置两根分离导轨，‑Y单机板的前后两端设置两根分离导轨，分离组件安装在分离导轨或‑Z单机板上。本发明创造适用于多种星箭分离方式，增加卫星搭载发射机会。
Description
技术领域
本发明创造属于航天技术中卫星设计领域，尤其是涉及一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型及装配方法。
背景技术
2015年10月7日，由长光卫星技术股份有限公司自主研发的“吉林一号”组星成功发射，开创了我国商业卫星应用的先河。随着商业卫星的快速迭代，以及技术的日益成熟，考虑到商业化运营星座的成本以及时间空间分辨率等各种指标的需求，卫星低成本、低重量、低功耗、高分辨率的“三低一高”理念日趋深入人心，卫星构型的小型化、通用化已成为商业卫星的发展趋势。
立方体卫星具有通用化、标准化的特点，能够显著降低卫星的研发成本及研制周期，结合传统立方星理念，将立方星进行多功能业务化设计运营将是未来商业卫星发展的一个方向。
传统立方星多采用POD形式进行发射，POD的封闭空间限制了业务立方星外表面的单机布局以及一些商业化单机的柔性搭载，针对现有立方星存在的不足，本发明的目的是提供一种充分利用火箭包络，能够一箭多星发射的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型及装配方法。该构型能够满足目前国内多种星箭分离方式，在力学方面能够适应国内多种火箭的搭载星力学环境，具有适应能力强，柔性化，可扩展能力强、研制周期短等优势。
发明内容
有鉴于此，本发明创造旨在提出一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，以解决现有立方星分离方式单一、搭载机会少问题。
为达到上述目的，本发明创造的技术方案是这样实现的：
一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，包括整星框架1、可展开太阳翼2、舱内单机3、舱外单机4和分离组件，所述舱内单机3设置在整星框架1内部，所述可展开太阳翼2、舱外单机4和分离组件均设置在整星框架1的外部；
所述整星框架1包括+X单机板11、+Y单机板12、-X单机板13、-Y单机板14、+Z单机板15、-Z单机板16和中心承力板17，七块单机板由螺钉紧固组成整个立方星系统的主承力框架；所述舱内单机3包括飞轮31、推进32、陀螺33、星敏34、大综电系统35、蓄电池36和相机组件37，中心承力板17将主承力框架内部空间分为两部分，中心承力板17将主承力框架内部空间分为两部分，其中一部分布置大综电分系统35，另一部分布置飞轮31、推进32和陀螺33；在±Y单机板、+X单机板11和-Z单机板16上的部分区域设有热控蒙皮；
所述可展开太阳翼2设置两组，分别安装在+Y单机板12和-Y单机板14上；
所述蓄电池36采用共结构形式安装在大综电系统35上，所述大综电系统35安装在+Y单机安装板12上，所述飞轮31和陀螺33均安装在中心承力板上17，推进32安装在+X单机板11上，星敏34安装在相机组件37上，相机组件37安装至-Z单机板16上；
所述舱外组件4安装在+Z单机板15上，+Y单机板12的前后两端设置两根分离导轨，-Y单机板14的前后两端设置两根分离导轨，所述分离组件安装在分离导轨上或-Z单机板上。
更进一步的，安装在分离导轨上的所述分离组件为POD类分离机构51；安装在-Z单机板16上的分离组件为形状记忆合金分离机构52或火工品类分离机构53。
更进一步的，飞轮31包括三个轮体，三个轮体安装在一个共用支架上，通过橡胶减振器安装在中心承力板17上，推进32通过隔热安装至+X单机板11上，陀螺33通过支架安装至中心承力板17上，星敏34为双星敏通过星敏支架安装至相机组件37的背板上。
更进一步的，所述舱外组件4为外部天线。
更进一步的，每组所述可展开太阳翼2包括太阳翼支撑杆和两块太阳翼基板，太阳翼展开后能够一维旋转，保持长期对日。
更进一步的，所述太阳翼单块基板尺寸为404mm×198mm×2mm，卫星发射状态的外形尺寸为450mm×340mm×327mm，卫星在轨运行状态外形尺寸为1320mm×560mm×470mm。
更进一步的，在-X单机板13上的热控蒙皮外表面喷有热控散热白漆，±Y单机板及-Z单机板外表面进行热控多层实施。
更进一步的，整星框架1采用2A12铝合金材料。
本发明创造的另一目的在于提出一种业务化立方星构型的安装结构，它安装在火箭整流罩内，它包括支撑架和多个上述的立方星构型，其中一部分立方星构型水平安装在支撑架的顶部，另一部分立方星构型挂设安装在支撑架的周侧。
本发明创造的另一目的在于提出一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型的装配方法，具体包括以下步骤：
第一步，将蓄电池34安装至大综电系统35，将组合体安装至+Y单机安装板12；
第二步，将中心承力板17安装至大综电分系统35，然后将飞轮31和陀螺33安装至中心承力板17；
第三步，将星敏34安装至相机组件37的背板，并将相机组件37安装至-Z单机板16；
第四步，将-Z单机板16与第二步中完成的组件进行组合，并在+Y单机板12与-Z单机板16之间采用销钉复位；
第五步，安装-Y单机板14及+Z单机板15，并在+Z单机板15与+Y单机板12、-Y单机板14之间采用销钉复位；
第六步，将推进32安装至+X单机板11，并将+X单机板11安装至第五步完成的组件中；
第七步，安装-X单机板13至第六步完成的组件中；
第八步，安装舱外单机4；
第九步，安装±Y两侧可展开太阳翼2。
第十步，安装分离组件。
与现有技术相比，本发明创造所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，的有益效果是：
(1)本发明创造所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，采用2A12铝合金框架式构型，成本低、结构简单，易于加工，加工周期短，布局紧凑，结构占比低，易于装配和批量化生产，降低了卫星的研制周期及发射成本。
(2)本发明创造所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，能够适应多种分离方式，既可以满足传统立方星的POD形式发射，也可以满足三点火工品以及非火工类分离机构的发射接口，卫星能够适应国内各型号火箭以及货运飞船的力学条件，适应性强。
(3)本发明创造所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，带载能力强，具有模块化，机热一体化等特点，扩展能力强，能够满足多种运载的侧挂及平放等形式的搭载发射，适合快速批量组网发射。
附图说明
构成本发明创造的一部分的附图用来提供对本发明创造的进一步理解，本发明创造的示意性实施例及其说明用于解释本发明创造，并不构成对本发明创造的不当限定。在附图中：
图1为本发明创造实施例所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型(未包含分离组件)的整体结构示意图；
图2为本发明创造实施例所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型(未包含分离组件)的分解示意图；
图3为本发明创造实施例所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型的非火工类分离接口示意图；
图4为本发明创造实施例所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型的火工类分离接口示意图；
图5为本发明创造实施例所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型的POD类分离接口示意图；
图6为本发明创造实施例所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型在火箭整流罩内的布局示意图。
附图标记说明：
1、整星框架；11、+X单机板；12、+Y单机板；13、-X单机板；14、-Y单机板；15、+Z单机板；16、-Z单机板；17、中心承力板；
2、可展开太阳翼；
3、舱内单机；31、飞轮；32、推进；33、陀螺；34、星敏；35、大综电系统；36、蓄电池；37、相机组件；
4、舱外单机；
51、非火工类分离接口；52、火工类分离接口；53、POD类分离接口；
61、卫星侧挂安装；62、卫星水平安装。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明创造的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明创造一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明创造中的实施例，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他实施例，都属于本发明创造保护的范围。
在本发明创造的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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创造和简化描述，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创造的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明创造的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
此外，下面所描述的本发明创造不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
如图1-图6所示，一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，具体涉及一种20kg级模块化、结构热控一体化12U业务立方星平台构型，该平台构型能够适应多种分离方式，满足模块化、低成本、快速AIT和快速发射等要求。
它包括整星框架1、可展开太阳翼2、舱内单机3、舱外单机4和分离组件，所述舱内单机3设置在整星框架1内部，所述可展开太阳翼2、舱外单机4和分离组件均设置在整星框架1的外部；
所述整星框架1包括+X单机板11、+Y单机板12、-X单机板13、-Y单机板14、+Z单机板15、-Z单机板16和中心承力板17，七块单机板由螺钉紧固组成整个立方星系统的主承力框架；所述舱内单机3包括飞轮31、推进32、陀螺33、星敏34、大综电系统35、蓄电池36和相机组件37，中心承力板17将主承力框架内部空间分为两部分，其中一部分布置大综电分系统35，另一部分布置飞轮31、推进32和陀螺33；在±Y单机板、+X单机板11和-Z单机板16上的部分区域设有热控蒙皮；
所述可展开太阳翼2设置两组，分别安装在+Y单机板12和-Y单机板14上；
所述蓄电池36采用共结构形式安装在大综电系统35上，所述大综电系统35安装在+Y单机安装板12上，所述飞轮31和陀螺33均安装在中心承力板上17，推进32安装在+X单机板11上，星敏34安装在相机组件37上，相机组件37安装至-Z单机板16上；
所述舱外组件4安装在+Z单机板15上，+Y单机板12的前后两端设置两根分离导轨，-Y单机板14的前后两端设置两根分离导轨，所述分离组件安装在分离导轨或-Z单机板上。
所述卫星构型能够同时满足国内多种分离方式，安装在分离导轨上的所述分离组件为POD类分离机构51；安装在-Z单机板16上的分离组件为形状记忆合金分离机构52或火工品类分离机构53，所述火工类分离方式需要安装减振器进行隔冲击设计。
飞轮31包括三个轮体，三个轮体安装在一个共用支架上，通过橡胶减振器安装在中心承力板17上，推进32通过隔热安装至+X单机板11上，陀螺33通过支架安装至中心承力板17上，星敏34为双星敏通过星敏支架安装至相机组件37的背板上。
所述舱外组件4为外部天线。
每组所述可展开太阳翼2包括太阳翼支撑杆和两块太阳翼基板，太阳翼展开后能够一维旋转，保持长期对日。基板采用印制板结构，印制板采用高Tg FR4板材材料，板厚2mm，整星共4块展开板，总面积0.31m2，基板总重量1.6kg，在太阳电池贴片面，粘贴有聚酰亚胺绝缘薄膜，保证太阳电池片与基板绝缘，基板与卫星结构绝缘。所述太阳翼单块基板尺寸为404mm×198mm×2mm，卫星发射状态的外形尺寸为450mm×340mm×327mm，卫星在轨运行状态外形尺寸为1320mm×560mm×470mm。
在-X单机板13上的热控蒙皮外表面喷有热控散热白漆，±Y单机板及-Z单机板外表面进行热控多层实施。
整星框架1采用2A12铝合金材料，对主承力框架进行组合加工，并采用销钉复位的方式保证主承力框架的精度。
所述卫星构型采用模块化、结构热控一体化设计理念，能够同时适应传统立方星的POD式发射、三点火工品式分离机构发射、以及形状记忆合金分离机构发射。
本发明创造的另一目的在于提出一种业务化立方星构型的安装结构，它安装在火箭整流罩内，它包括支撑架和多个上述的立方星构型，其中一部分立方星构型水平安装在支撑架的顶部，另一部分立方星构型挂设安装在支撑架的周侧。所述卫星构型能够满足卫星侧挂安装61或者卫星水平安装62的方式安装至运载上，能够满足国内商业火箭一箭多星发射、快速组网需求。
本发明创造的另一目的在于提出一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型的装配方法，具体包括以下步骤：
第一步，将蓄电池34安装至大综电系统35，将组合体安装至+Y单机安装板12；
第二步，将中心承力板17安装至大综电分系统35，然后将飞轮31和陀螺33安装至中心承力板17；
第三步，将星敏34安装至相机组件37的背板，并将相机组件37安装至-Z单机板16；
第四步，将-Z单机板16与第二步中完成的组件进行组合，并在+Y单机板12与-Z单机板16之间采用销钉复位；
第五步，安装-Y单机板14及+Z单机板15，并在+Z单机板15与+Y单机板12、-Y单机板14之间采用销钉复位；
第六步，将推进32安装至+X单机板11，并将+X单机板11安装至第五步完成的组件中；
第七步，安装-X单机板13至第六步完成的组件中；
第八步，安装舱外单机4；
第九步，安装±Y两侧可展开太阳翼2。
第十步，安装分离组件。
以上公开的本发明创造实施例只是用于帮助阐述本发明创造。实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明创造仅为所述的具体实施方式。根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明创造的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明创造。
Claims (10)
1.一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，其特征在于：包括整星框架(1)、可展开太阳翼(2)、舱内单机(3)、舱外单机(4)和分离组件，所述舱内单机(3)设置在整星框架(1)内部，所述可展开太阳翼(2)、舱外单机(4)和分离组件均设置在整星框架(1)的外部；
所述整星框架1包括+X单机板(11)、+Y单机板(12)、-X单机板(13)、-Y单机板(14)、+Z单机板(15)、-Z单机板(16)和中心承力板(17)，七块单机板由螺钉紧固组成整个立方星系统的主承力框架；所述舱内单机(3)包括飞轮(31)、推进(32)、陀螺(33)、星敏(34)、大综电系统(35)、蓄电池(36)和相机组件(37)，中心承力板(17)将主承力框架内部空间分为两部分，其中一部分布置大综电分系统(35)，另一部分布置飞轮(31)、推进(32)和陀螺(33)；在±Y单机板、+X单机板(11)和-Z单机板(16)上的部分区域设有热控蒙皮；
所述可展开太阳翼(2)设置两组，分别安装在+Y单机板(12)和-Y单机板(14)上；
所述蓄电池(36)采用共结构形式安装在大综电系统(35)上，所述大综电系统(35)安装在+Y单机安装板(12)与中心承力板(17)中间，所述飞轮(31)和陀螺(33)均安装在中心承力板上(17)，推进(32)安装在+X单机板(11)上，星敏(34)安装在相机组件(37)上，相机组件(37)安装至-Z单机板(16)上；
所述舱外组件(4)安装在+Z单机板(15)上，+Y单机板(12)的前后两端设置两根分离导轨，-Y单机板(14)的前后两端设置两根分离导轨，所述分离组件安装在分离导轨上或-Z单机板(16)上。
2.根据权利要求1所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，其特征在于：安装在分离导轨上的所述分离组件为POD类分离机构(51)；安装在-Z单机板(16)上的分离组件为形状记忆合金分离机构(52)或火工品类分离机构(53)。
3.根据权利要求1所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，其特征在于：飞轮(31)包括三个轮体，三个轮体安装在一个共用支架上，通过橡胶减振器安装在中心承力板(17)上，推进(32)通过隔热安装至+X单机板(11)上，陀螺(33)通过支架安装至中心承力板(17)上，星敏(34)为双星敏通过星敏支架安装至相机组件(37)的背板上。
4.根据权利要求1所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，其特征在于：所述舱外组件(4)为外部天线。
5.根据权利要求1所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，其特征在于：每组所述可展开太阳翼(2)包括太阳翼支撑杆和两块太阳翼基板，太阳翼展开后能够一维旋转，保持长期对日。
6.根据权利要求5所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，其特征在于：所述太阳翼单块基板尺寸为404mm×198mm×2mm，卫星发射状态的外形尺寸为450mm×340mm×327mm，卫星在轨运行状态外形尺寸为1320mm×560mm×470mm。
7.根据权利要求1所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，其特征在于：在-X单机板(13)上的热控蒙皮外表面喷有热控散热白漆，±Y单机板及-Z单机板外表面进行热控多层实施。
8.根据权利要求1所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型，其特征在于：整星框架(1)采用2A12铝合金材料。
9.一种业务化立方星构型的安装结构，其特征在于：它安装在火箭整流罩内，它包括支撑架和多个根据权利要求1-8中任一项所述的立方星构型，其中一部分立方星构型水平安装在支撑架的顶部，另一部分立方星构型挂设安装在支撑架的周侧。
10.根据权利要求1-8中任一项所述的一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型的装配方法，其特征在于：具体包括以下步骤：
第一步，将蓄电池(34)安装至大综电系统(35)，将组合体安装至+Y单机安装板(12)；
第二步，将中心承力板(17)安装至大综电分系统(35)，然后将飞轮(31)和陀螺(33)安装至中心承力板(17)；
第三步，将星敏(34)安装至相机组件(37)的背板，并将相机组件(37)安装至-Z单机板(16)；
第四步，将-Z单机板(16)与第二步中完成的组件进行组合，并在+Y单机板(12)与-Z单机板(16)之间采用销钉复位；
第五步，安装-Y单机板(14)及+Z单机板(15)，并在+Z单机板(15)与+Y单机板(12)、-Y单机板(14)之间采用销钉复位；
第六步，将推进(32)安装至+X单机板(11)，并将+X单机板(11)安装至第五步完成的组件中；
第七步，安装-X单机板(13)至第六步完成的组件中；
第八步，安装舱外单机(4)；
第九步，安装±Y两侧可展开太阳翼(2)。
第十步，安装分离组件。
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2022
- 2022-08-08 CN CN202210942095.3A patent/CN115258194A/zh active Pending
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