CN115892525A - 卫星、卫星模块组件及卫星模块连接件 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种卫星、卫星模块组件及卫星模块连接件，其中卫星模块连接件包括第一平台部、第二平台部、至少一个伸缩单元以及一对连接组件。伸缩单元连接第一平台部以及第二平台部，伸缩单元沿卫星模块连接件的轴线方向可展开或收缩，以使得第一平台部与第二平台部之间彼此靠近或远离。连接组件分别设置于第一平台部以及第二平台部中，其包括磁吸模块、供电模块以及通信模块，通过本卫星模块连接件能够实现卫星模块单元所组装形成的卫星的适用范围。

Description

卫星、卫星模块组件及卫星模块连接件

技术领域

本发明涉及人造卫星领域，尤其涉及一种卫星、卫星模块组件及卫星模块连接件。

背景技术

人造卫星(Artificial Satellite)是指根据指令在空间轨道上执行各种不同的任务，环绕地球在空间轨道上运行的无人航天器。随着空间技术的不断发展，人们对于人造卫星所扮演的角色任务也趋于复杂化，这些复杂的任务会导致卫星体积增加、结构复杂化。与此同时，随着卫星体积增加、结构愈加复杂，导致卫星研制成本及周期不断增加。为了降低卫星的研制周期，实现卫星结构的快速布局，模块化的设计方式越来越多地应用于卫星研发中心。

如申请人在先申请的公开号为CN113772122A的专利就记载了一种用于卫星的模块单元，其中每个模块单元都能够在其内部安装相应的模块或器件，使其能够独立执行卫星平台的一个或多个功能，例如任务规划、能源分配、姿控、卫星推进等，在设计卫星时，根据任务及需求选择不同的模块单元进行装配，从而大幅降低了卫星的研制周期。

然而申请人进一步发现，现有的卫星模块单元尚难以满足对于在轨构建大型空间的支持。

发明内容

本发明的目的在于提供一种卫星模块连接件，能够实现卫星模块单元所组装形成的卫星的适用范围。

为实现前述目的的卫星模块连接件，其包括：

第一平台部，具有第一配合面；

第二平台部，具有第二配合面；

至少一个伸缩单元，连接所述第一平台部以及第二平台部，所述伸缩单元沿所述卫星模块连接件的轴线方向可展开或收缩，以使得所述第一平台部与所述第二平台部之间彼此靠近或远离；以及

一对连接组件，分别设置于所述第一配合面以及所述第二配合面中，每个所述连接组件包括：

磁吸模块；

供电模块，所述卫星模块连接件能够通过所述供电模块传输电力；

通信模块，所述卫星模块连接件能够通过所述通信模块传递信号。

在一个或多个实施例中，所述伸缩单元为伸缩架。

在一个或多个实施例中，所述伸缩单元的收展比大于1比10。

在一个或多个实施例中，所述磁吸模块环设于所述第一配合面以及所述第二配合面外周，包括正磁极单元以及负磁极单元，所述正磁极单元与所述负磁极单元交替间隔布设。

在一个或多个实施例中，所述通信模块为环状数据接口，所述供电模块设置于所述通信模块中心。

在一个或多个实施例中，所述第一平台部以及所述第二平台部中对应所述供电模块的位置分别设置有锂电池。

另一方面，根据本申请的一些实施例，还提供了一种卫星模块组件，其包括卫星模块以及如前所述的卫星模块连接件；

其中，所述卫星模块通过所述第一配合面或所述第二配合面上的所述连接组件与所述卫星模块连接件连接。

在一个或多个实施例中，所述卫星模块呈立方体状，所述卫星模块的六个面上均设置有所述连接组件。

又一方面，根据本申请的一些实施例，还提供了一种卫星，其采用如前所述的卫星模块组件组装而成。

再一方面，根据本申请的一些实施例，还提供了一种卫星，其包括如前所述的卫星模块连接件，所述卫星还包括卫星模块，所述卫星模块呈立方体状，所述卫星模块的六个面上均设置有所述连接组件；

其中，至少一对所述卫星模块之间通过所述卫星模块连接件连接。

本发明的有益效果在于：

当卫星模块连接件的两侧分别通过连接组件与卫星模块相连接时，通过将本卫星模块连接件一个或多个伸缩单元自展开状态运动至收缩状态、或自收缩状态运动至展开状态，能够使得被连接的两卫星模块彼此之间靠近或远离地运动，从而在面对如轨构建大型空间基础设施、形成长基线的天文观测平台等太空任务时，能够通过调节相邻两卫星模块之间的距离，来使得所组装而成的人工卫星能够适配不同的太空任务场景。

上述说明仅是本申请技术方案的概述，为了能够更清楚了解本申请的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本申请的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本申请的具体实施方式。

附图说明

通过阅读对下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本申请的限制。而且在全部附图中，用相同的附图标号表示相同的部件。在附图中：

图1示出了根据本申请一些实施例的卫星模块连接件伸展状态下的立体示意图；

图2示出了根据本申请一些实施例的卫星模块连接件收缩状态下的立体示意图；

图3示出了根据本申请一些实施例的卫星模块组件展开状态下的立体示意图；

图4示出了根据本申请一些实施例的卫星模块组件收缩状态下的立体示意图。

具体实施方式

下面将结合附图对本申请技术方案的实施例进行详细的描述。以下实施例仅用于更加清楚地说明本申请的技术方案，因此只作为示例，而不能以此来限制本申请的保护范围。

除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的技术领域的技术人员通常理解的含义相同；本文中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本申请；本申请的说明书和权利要求书及上述附图说明中的术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。

目前，对于在轨构建大型空间基础设施、形成长基线的天文观测平台等太空任务时，对于卫星的模块单元，需要使得组装的卫星模块单元彼此之间的间距进行调节。现有的卫星模块在组装时彼此之间两两相连，相对不具有可相对运动的自由度，因而在面对上述太空场景时，不具备适配性。

申请人研究后发现，通过提供一种具有新构型的用于连接卫星模块的连接件，能够解决前述技术问题。

一方面，根据本申请的一些实施例，提供了一种卫星模块连接件，本卫星模块连接件具有伸展状态以及收缩状态两种姿态，能够实现对连接的卫星模块进行间距调节。

如图1示出了根据本申请一些实施例的卫星模块连接件伸展状态下的立体示意图，图2示出了根据本申请一些实施例的卫星模块连接件收缩状态下的立体示意图。卫星模块连接件100包括第一平台部1、第二平台部2、连接组件3以及伸缩单元4。在本申请实施例的描述中，技术术语“第一xx”“第二xx”，例如“第一平台部”、“第二平台部”等仅用于区别不同对象，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、特定顺序或主次关系。

第一平台部1具有第一配合面10，第二平台部2具有第二配合面20，在被伸缩单元4的连接状态下，第一配合面10以及第二配合面20分别位于卫星模块连接件100外侧，即卫星模块连接件100的开放侧。

伸缩单元4为至少一个，可以理解的是，如图中所示出的实施例中，伸缩单元4的数量为多个，在其他与图中所示不同的实施例中，伸缩单元4的数量也可以是1个、2个或3个及以上的多个。卫星模块连接件100具有轴线方向a，该轴线方向a可以理解为自第一平台部1至第二平台部2的方向。伸缩单元4连接于第一平台部1以及第二平台部2之间，且伸缩单元4沿卫星模块连接件100的轴线方向a可展开或收缩。其中展开状态如图1所示，而收缩状态如图2所示，当一个或多个伸缩单元4自展开状态运动至收缩状态、或自收缩状态运动至展开状态时，第一平台部2与第二平台部1由伸缩单元4所带动地彼此之间靠近或远离地运动，从而致使第一配合面10以及第二配合面20彼此之间靠近或远离地运动。

连接组件3为分别设置于第一配合面10以及第二配合面20中的一对，其中每个连接组件3均包括磁吸模块30、供电模块31以及通信模块32。其中，磁吸模块30提供了将卫星模块连接件100与外部其他具有磁性的部件或模块配合相吸以实现连接的能力。卫星模块连接件100能够通过供电模块31传输电力，例如当卫星模块连接件100与外部其他卫星模块连接后，卫星模块能够通过供电模块31获取电力，或卫星模块通过供电模块31向外输送电力。卫星模块连接件100能够通过通信模块32传递信号，例如当卫星模块连接件100与外部其他卫星模块连接后，卫星模块能够通过通信模块32获取信号，或卫星模块通过通信模块32向外发送信号。

当卫星模块连接件100的两侧分别通过连接组件3与卫星模块相连接时，通过将一个或多个伸缩单元4自展开状态运动至收缩状态、或自收缩状态运动至展开状态，能够使得被连接的两卫星模块彼此之间靠近或远离地运动，从而在面对如轨构建大型空间基础设施、形成长基线的天文观测平台等太空任务时，能够通过调节相邻两卫星模块之间的距离，来使得所组装而成的人工卫星能够适配不同的太空任务场景。

在本文中提及“实施例”意味着，结合实施例描述的特定特征、结构或特性可以包含在本申请的至少一个实施例中。在说明书中的各个位置出现该短语并不一定均是指相同的实施例，也不是与其它实施例互斥的独立的或备选的实施例。本领域技术人员显式地和隐式地理解的是，本文所描述的实施例可以与其它实施例相结合。

在一个或多个实施例中，伸缩单元4为伸缩架，例如在一种具体的实施例中，伸缩单元4为如图所示的可展桁架。通过将伸缩单元4设置为架体结构，使得卫星模块连接件100整体自重相对较轻，便于运输。

在一个具体的实施例中，伸缩单元4为可展桁架，通过多根杆件组装而成，其中，至少一部分杆件为中空从而为供电模块31和/或通信模块32提供引线、布线的空间，确保空间使用不露在太空中。

在一些具体的实施例中，杆件外部采用碳纤维材料或者铝合金材料，内部贴加热片，例如PTC加热器，以实现在太空中可以保证温控，避免因温度变形。在另一具体的实施例中，杆件的外侧可以设置有温度监测模块，当监测到温度会导致杆件变形时，则控制杆件内部的加热片工作。

在一个或多个实施例中，伸缩单元4的收展比大于1比10。具体而言，如图1以及图2所示，当伸展单元4处于如图1中所示出的伸展状态下时，其具有长度H1，当伸展单元4处于如图2中所示出的收缩状态下时，其具有长度H2，H1与H2的比值大于10比1。如此设置，能够使得伸缩单元4在收缩状态下易于运输，而在展开状态下能够支撑并满足卫星模块连接件100适配更多的太空任务场景。

在一个或多个实施例中，请继续参见图1，磁吸模块30是环设于第一配合面10以及第二配合面20的外周，包括正磁极单元301以及负磁极单元302，正磁极单元301与负磁极单元302交替间隔布设，从而便于与外部具有相同构型或不同构型的磁性部件相吸。

在一个具体的实施例中，通信模块32是如图所示由环状数据接口组成，供电模块31是设置于呈环状的通信模块32中心，如此布设能够使得连接组件3整体更加紧凑。在另一具体的实施例中，通信模块32采用LVDS协议实现数据交互及通信。

在另一具体的实施例中，供电模块31内侧具有锂电池，例如设置于第一平台部1以及第二平台部2内部，通过锂电池为外部提供电力。

另一方面，根据本申请的一些实施例，还提供了一种卫星模块组件，如图3示出了根据本申请一些实施例的卫星模块组件展开状态下的立体示意图。图4示出了根据本申请一些实施例的卫星模块组件收缩状态下的立体示意图。卫星模块组件包括卫星模块200以及如前一个或多个实施例中所记载的卫星模块连接件100。卫星模块200通过第一配合面10或第二配合面20上的连接组件3与卫星模块连接件100连接。如图中仅示出了卫星模块200通过第二配合面20与卫星模块连接件100连接的示意图，可以理解的是，卫星模块200也可以于另一侧通过第一配合面10与卫星模块连接件100连接。

进一步地，根据本申请的一些实施例，卫星模块200是如图所示呈立方体状，卫星模块200的六个面上均设置有连接组件3，卫星模块200与卫星模块连接件100通过连接组件3中的磁吸模块30磁性相吸连接。通过将连接组件3设置于卫星模块200的六个面上，使得卫星模块200的每个侧面均可以通过卫星模块连接件100与其他卫星模块200连接，进一步提升了多个卫星模块200组合形成的人造卫星在组合后彼此之间可调整，从而能够使得所组装而成的人造卫星能够适配不同的太空任务场景。

又一方面，根据本申请的一些实施例，还提供了一种卫星，其采用如前所述的卫星模块组件组装而成。

又一方面，根据本申请的一些实施例，还提供了一种卫星，其包括呈立方体状的卫星模块，卫星模块的六个面上均设置有连接组件3。该卫星还包括如前一个或多个实施例中所记载的卫星模块连接件100，其中，在组装称为该卫星的卫星模块中，至少一对卫星模块之间通过卫星模块连接件100连接。

在本申请实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，技术术语“安装”“相连”“连接”“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；也可以是机械连接，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或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请实施例中的具体含义。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的范围，其均应涵盖在本申请的权利要求和说明书的范围当中。尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本申请并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。

Claims (10)

1.一种卫星模块连接件，其特征在于，包括：

第一平台部，具有第一配合面；

第二平台部，具有第二配合面；

至少一个伸缩单元，连接所述第一平台部以及第二平台部，所述伸缩单元沿所述卫星模块连接件的轴线方向可展开或收缩，以使得所述第一平台部与所述第二平台部之间彼此靠近或远离；以及

一对连接组件，分别设置于所述第一配合面以及所述第二配合面中，每个所述连接组件包括：

磁吸模块；

供电模块，所述卫星模块连接件能够通过所述供电模块传输电力；

通信模块，所述卫星模块连接件能够通过所述通信模块传递信号。

2.如权利要求1所述的卫星模块连接件，其特征在于，所述伸缩单元为伸缩架。

3.如权利要求1所述的卫星模块连接件，其特征在于，所述伸缩单元的收展比大于1比10。

4.如权利要求1所述的卫星模块连接件，其特征在于，所述磁吸模块环设于所述第一配合面以及所述第二配合面外周，包括正磁极单元以及负磁极单元，所述正磁极单元与所述负磁极单元交替间隔布设。

5.如权利要求1所述的卫星模块连接件，其特征在于，所述通信模块为环状数据接口，所述供电模块设置于所述通信模块中心。

6.如权利要求1所述的卫星模块连接件，其特征在于，所述第一平台部以及所述第二平台部中对应所述供电模块的位置分别设置有锂电池。

7.一种卫星模块组件，其特征在于，包括卫星模块以及如权利要求1至6任一项所述的卫星模块连接件；

其中，所述卫星模块通过所述第一配合面或所述第二配合面上的所述连接组件与所述卫星模块连接件连接。

8.如权利要求7所述的卫星模块组件，其特征在于，所述卫星模块呈立方体状，所述卫星模块的六个面上均设置有所述连接组件。

9.一种卫星，其特征在于，采用如权利要求7至8任一项所述的卫星模块组件组装而成。

10.一种卫星，其特征在于，包括如权利要求1至6任一项所述的卫星模块连接件，所述卫星还包括卫星模块，所述卫星模块呈立方体状，所述卫星模块的六个面上均设置有所述连接组件；

其中，至少一对所述卫星模块之间通过所述卫星模块连接件连接。

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