CN116080937A - 紧凑式子母星结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种紧凑式子母星结构，包括：母星(500)和子星(300)，其中，母星(500)包括外侧面的母星承力筒(502)，母星承力筒(502)的上方连接母星顶板(503)，母星承力筒(502)的下方连接母星底板(501)；母星承力筒(502)的外侧面连接若干子星(300)，每一个子星(300)都通过一个分离机构(400)连接到母星承力筒(502)。本发明卫星结构紧凑，空间利用率高，结构重量占比低，子星(300)安装高度低，传力路径简洁高效，有助于优化子星(300)的搭载力学环境，子星(300)相互间距沿分离方向呈扇形扩大，子星(300)分离相互碰撞风险低。

Description

紧凑式子母星结构

技术领域

本发明主要涉及卫星结构技术领域，尤其涉及一种紧凑式子母星结构。

背景技术

随着航天技术的不断进步，用一枚火箭一次性发射一颗卫星的传统方式已经不能满足多样化的任务需求，多星发射能以较少的代价取得较多的效益，代表了一个国家卫星发展的新水平。

多星包括子母星，子母星之间一般会采用连接分离装置，连接分离装置是一种固定在母星上对微小卫星(子星)之间进行连接与释放的装置。在子母星发射后，子母星连接分离装置以母星作为载荷平台，微小卫星在合适的时间和轨道位置被发射出去，以便执行伴飞观测等特定任务。国内外卫星构型中常见的子母星构型有框架面板式、板架式或承力筒式等，卫星结构通常包含承力隔板或承力筒等主承力结构及辅助隔板或封舱板等次承力结构，结构复杂度高，结构重量在整星重量中占比较大，星上各单机设备的传力路径复杂。

现有的子母星构型较多出现在搭载发射的情形，子星与母星独立设计，母星根据运载发射余量及可用包络空间搭载一颗或多颗子星，子星与母星通过简单的串联或并联连接，二者缺乏统筹设计，母星采用传统构型较多，辅助结构较多，结构重量占比大，子星传力路径复杂、力学环境较恶劣，对子星的力学性能要求较高。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种紧凑式子母星结构，卫星结构紧凑，空间利用率高，结构重量占比低，子星安装高度低，传力路径简洁高效，有助于优化子星的搭载力学环境，子星相互间距沿分离方向呈扇形扩大，子星分离相互碰撞风险低。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种紧凑式子母星结构，包括：母星和子星，其中，所述母星包括外侧面的母星承力筒，所述母星承力筒的上方连接母星顶板，所述母星承力筒的下方连接母星底板；所述母星承力筒的外侧面连接若干所述子星，每一个所述子星都通过一个分离机构连接到所述母星承力筒。

可选地，所述母星承力筒的外侧面设置有接口埋件，所述接口埋件用于连接所述分离机构。

可选地，所述母星承力筒的结构形式为蜂窝板。

可选地，所述蜂窝板蒙皮的材质为碳纤维或铝合金。

可选地，所述母星承力筒的形状为圆台、倒圆台或圆柱。

可选地，所述母星承力筒的下方设置有第一框埋件，所述第一框埋件的外侧用于对接运载火箭适配器，所述第一框埋件的内侧连接所述母星底板。

可选地，所述母星承力筒的上方设置有第二框埋件，所述第二框埋件连接所述母星顶板。

可选地，设置有体装帆板，所述体装帆板安装在所述母星顶板上，所述体装帆板上表面粘贴有太阳能电池阵。

可选地，所述体装帆板通过隔热垫片安装在所述母星顶板上。

可选地，所述子星的数量为6个，所述子星均匀分布在所述母星承力筒的外侧面。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：通过在母星的外侧面设置母星承力筒，母星承力筒的上方连接母星顶板，母星承力筒的下方连接母星底板；母星承力筒的外侧面连接若干子星，每一个子星都通过一个分离机构连接到母星承力筒，母星承力筒既是主结构又是封舱结构，空间利用率高，结构重量占比低，子星安装高度低，传力路径简洁高效，有助于优化子星的搭载力学环境，子星相互间距沿分离方向呈扇形扩大，子星分离相互碰撞风险低。

附图说明

包括附图是为提供对本申请进一步的理解，它们被收录并构成本申请的一部分，附图示出了本申请的实施例，并与本说明书一起起到解释本申请原理的作用。附图中：

图1是传统卫星结构示意图；

图2是本发明一实施例紧凑式子母星结构示意图；

图3是本发明一实施例紧凑式子母星结构的分解图；

图4是本发明一实施例中母星的主结构剖视图。

图中各标识分别表示：

100-传统子母星结构；

101-顶板；102-封舱板；103-横隔板；104-底板；105-适配器；106-承力筒；107-竖隔板；

200-太阳能电池阵；

300-子星；

400-分离机构；

500-母星；501-母星底板；502-母星承力筒；503-母星顶板；504-体装帆板；505-隔热垫片；

5021-第一框埋件；5022-蜂窝板；5023-接口埋件；5024-第二框埋件。

具体实施方式

为了更清楚地说明本申请的实施例的技术方案，下面将对实施例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申请的一些示例或实施例，对于本领域的普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图将本申请应用于其他类似情景。除非从语言环境中显而易见或另做说明，图中相同标号代表相同结构或操作。

如本申请和权利要求书中所示，除非上下文明确提示例外情形，“一”、“一个”、“一种”和/或“该”等词并非特指单数，也可包括复数。一般说来，术语“包括”与“包含”仅提示包括已明确标识的步骤和元素，而这些步骤和元素不构成一个排它性的罗列，方法或者设备也可能包含其他的步骤或元素。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本申请的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

在本申请的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。此外，尽管本申请中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本申请说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本申请。

图1是传统卫星结构示意图，如图1所示，传统卫星结构100采用了较多的板形设计，如其上方是顶板101、下方是底板104以及适配器105，此外，传统卫星结构100还具有封舱板102、横隔板103、竖隔板107等构件，整体结构复杂，结构重量在整星重量占比较高。

实施例一

图2是本发明一实施例紧凑式子母星结构示意图，图3是本发明一实施例紧凑式子母星结构的分解图，参考图2和图3，本实施例的紧凑式子母星结构主要包括母星500和子星300，其中，母星500包括外侧面的母星承力筒502，母星承力筒502的上方连接母星顶板503，母星承力筒502的下方连接母星底板501。母星承力筒502的外侧面连接若干子星300，每一个子星300都通过一个分离机构400连接到母星承力筒502。

在本实施例中，母星500包括外侧面的母星承力筒502，在母星承力筒502的外侧面连接若干子星300，母星500占用空间限制在母星承力筒502的范围之内，而母星承力筒502周围紧贴着子星300，减少了子母星整体结构的占用空间，子母星布局更加紧凑。

采用上述卫星结构，母星底板501上可以安装推进贮箱，母星顶板503的下表面可以安装各个平台单机，星内空间利用率高，星内无复杂隔板结构，而在母星承力筒502下方具有运载火箭适配器对接接口，无需再单独设计卫星适配器零件，单机传力路短，整星结构重量占比较低，从而有助于节省卫星发射成本。

在本实施例中，子星300分布在母星500周围，也可以减少各子星300之间的相互干扰。此外，子星300是侧挂在母星500上，而不是在子星300底部与母星500对接，这种布局方式有利于降低子星300自身相对于安装面的质心高度，提高子星基频，避免子星300出现100Hz内的基频，进一步降低子星300的力学响应水平。

在一些实施方式中，母星承力筒502的外侧面设置有接口埋件5023，接口埋件5023用于连接分离机构400。接口埋件5023是为后续结构或设备安装提供支撑或者连接作用，使得安装其他结构或设备更方便简单。在母星承力筒502的外侧面设置接口埋件5023，提前预留出分离机构400的位置，以利于分离机构400的顺利安装，节省设备安装时间，提高设备安装效率，达到更好的安装效果。

在一些实施方式中，母星承力筒502的结构形式为蜂窝板5022。蜂窝板可以以较低的重量代价获得较高的卫星整体结构刚度。进一步地，蜂窝板5022蒙皮的材质可以是碳纤维或铝合金材质，即蜂窝板5022可以是碳纤维蒙皮蜂窝板或铝合金蒙皮蜂窝板。本领域技术人员可以理解的是，母星承力筒502的结构形式选取可以视实际情况而定，如考虑结构强度，制造难易程度，成本投入等因素综合确定，可以选择纯金属形式或其它复合材料形式等，在此不再一一列举。

在一些实施方式中，母星承力筒502的形状为圆台、倒圆台或圆柱。例如，图2所示的母星承力筒502的形状即为倒圆台形状，其顶部圆面积较大，底部圆面积较小。母星承力筒502的形状也可以是圆台形状，顶部圆面积较小而底部圆面积较大，母星承力筒502之所以存在上下面积大小不同的情况，一般是受母星500的结构设计以及实际设备安装情况等因素的影响。能够理解的是，当顶部圆面积与底部圆面积的大小相同时，本实施例中的母星承力筒502的形状为圆柱形状。

圆台、圆柱等形状是母星承力筒502的整体外形，而母星承力筒502的外侧面可以是圆滑的曲面，也可以是由多个平面拼接而成。圆滑曲面的优势在于子星300可以按照子星300的数量和间隔要求进行合理布局，而由平面拼接而成的外侧面在多数情况下是在外侧面中的一个平面上布置一个子星300，因此，母星承力筒502的外侧面在设计时具有几个平面，一般会布置与平面数量相等的子星300。

示意性的，若母星承力筒502的外侧面由4个平面拼接而成，则可以布置4个子星300，若母星承力筒502的外侧面由8个平面拼接而成，则可以布置8个子星300，当然，上述平面数量与子星300数量之间的关系仅为一般情况，结合子星300的性能特点、任务需求以及各子星300之间的间隔要求，可以有其他的子星300布置情况，在此不再赘述。

在一些实施方式中，母星承力筒502的下方设置有第一框埋件5021，第一框埋件5021的外侧用于对接运载火箭适配器，第一框埋件5021的内侧连接母星底板501。示意性的，第一框埋件5021的材质可以是铝合金材质。

图4是本发明一实施例中母星的主结构剖视图，参考图4，在母星承力筒502的下方具有第一框埋件5021，第一框埋件5021下端面具有内侧和外侧，在第一框埋件5021的外侧预留运载火箭适配器对接接口，在第一框埋件5021的内侧则可以用于安装母星底板501，即母星底板501通过紧固件安装在第一框埋件5021的内侧。采用框埋件结构，使得母星底板501的安装以及运载火箭适配器的对接更加简便，利于节省装配时间。

进一步地，母星承力筒502的上方设置有第二框埋件5024，第二框埋件5024连接母星顶板503。示意性的，第二框埋件5024的材质可以是铝合金材质，也可以是镁合金或其它材质的材料，在此不一一列举。母星顶板503可以通过紧固件安装在母星承力筒502上方的第二框埋件5024上。

在本实施例中，第一框埋件5021、蜂窝板5022、接口埋件5023以及第二框埋件5024可以是独立的构件，在子母星安装时独立使用，也可以将第一框埋件5021、蜂窝板5022、接口埋件5023以及第二框埋件5024设置成或预置成一整体构件。例如，第一框埋件5021、接口埋件5023以及第二框埋件5024可以通过J47系列胶粘剂与蜂窝板5022胶接成整体，采用整体式结构有利于提升子母星结构的强度，保障卫星安全和性能稳定。

在一些实施方式中，本实施例中母星顶板503上还可以设置体装帆板504。体装帆板504安装在母星顶板503上，而在体装帆板504上表面粘贴有太阳能电池阵200，太阳能电池阵200是重要的发电部件，其能够为子母星提供能量。在本实施例中，为保持子母星结构的紧凑性，太阳能电池阵200的平面与母星顶板503形状相似，大小相当或太阳能电池阵200略大于母星顶板503，以刚好能够覆盖子星300较为合适。

在一些实施方式中，体装帆板504通过隔热垫片505安装在母星顶板503上。在本实施例中，隔热垫片505可以采用玻璃钢隔热垫片，体装帆板504隔热安装在母星顶板501外侧，母星500对日定向状态下体装帆板504对子星300可以形成遮挡，为子星300提供良好稳定的热环境，使得子星300能够发挥稳定的性能。

在一些实施方式中，子星300的数量可以是6颗，6颗子星300均匀分布在母星承力筒502的外侧面。在火箭发射阶段，6颗子星300分别通过分离机构400(小型分离机构)侧挂在母星承力筒502上，当子母星入轨后，若在轨的子星300需要独立执行任务，则分离机构400解锁，子星300沿安装面法向分离。

在本实施例中，6颗子星300周向均匀侧挂在母星承力筒502的外侧，能够沿安装面法向分离，分离方向子星300间交叉重叠区域较少且相互间距呈扇形扩大，子星300星间分离安全性高。此外，6颗子星300周向均匀侧挂在母星承力筒502的外侧，子星300安装高度低，组合体纵向质心高度低，有利于降低子星300在卫星发射阶段的振动响应，本实施例子母星结构为子星300提供了良好的力学环境。

上述通过6颗子星300的子母星结构详细说明了本实施例子母星结构及工作过程，以揭示本实施例子母星结构的技术优势，容易想到的是，本实施例中子星300的数量可以视具体的任务或要求而定，本实施例列举的子星300数量并非对其进行具体限制。

本实施例提供的紧凑式子母星结构，综合考虑子星300、母星500的任务需求，统筹进行结构设计，通过在母星500的外侧面设置母星承力筒502，母星承力筒502的上方连接母星顶板503，母星承力筒502的下方连接母星底板501；母星承力筒502的外侧面连接若干子星300，每一个子星300都通过一个分离机构400连接到母星承力筒502。可见，母星主承力结构与辅助承力结构一体化，主承力结构使用母星承力筒502，同时具备承力及封舱的作用，卫星构型紧凑，舱内空间利用率高，结构重量占比低，且子星300周向均匀侧挂的安装方式具有较高分离安全性，同时，有助于降低子星300、母星500的质心高度，优化子星300、母星500的整体力学性能。

上文已对基本概念做了描述，显然，对于本领域技术人员来说，上述发明披露仅仅作为示例，而并不构成对本申请的限定。虽然此处并没有明确说明，本领域技术人员可能会对本申请进行各种修改、改进和修正。该类修改、改进和修正在本申请中被建议，所以该类修改、改进、修正仍属于本申请示范实施例的精神和范围。

同时，本申请使用了特定词语来描述本申请的实施例。如“一个实施例”、“一实施例”、和/或“一些实施例”意指与本申请至少一个实施例相关的某一特征、结构或特点。因此，应强调并注意的是，本说明书中在不同位置两次或多次提及的“一实施例”或“一个实施例”或“一替代性实施例”并不一定是指同一实施例。此外，本申请的一个或多个实施例中的某些特征、结构或特点可以进行适当的组合。

同理，应当注意的是，为了简化本申请披露的表述，从而帮助对一个或多个发明实施例的理解，前文对本申请实施例的描述中，有时会将多种特征归并至一个实施例、附图或对其的描述中。但是，这种披露方法并不意味着本申请对象所需要的特征比权利要求中提及的特征多。实际上，实施例的特征要少于上述披露的单个实施例的全部特征。

一些实施例中使用了描述成分、属性数量的数字，应当理解的是，此类用于实施例描述的数字，在一些示例中使用了修饰词“大约”、“近似”或“大体上”来修饰。除非另外说明，“大约”、“近似”或“大体上”表明所述数字允许有±20％的变化。相应地，在一些实施例中，说明书和权利要求中使用的数值参数均为近似值，该近似值根据个别实施例所需特点可以发生改变。在一些实施例中，数值参数应考虑规定的有效数位并采用一般位数保留的方法。尽管本申请一些实施例中用于确认其范围广度的数值域和参数为近似值，在具体实施例中，此类数值的设定在可行范围内尽可能精确。

虽然本申请已参照当前的具体实施例来描述，但是本技术领域中的普通技术人员应当认识到，以上的实施例仅是用来说明本申请，在没有脱离本申请精神的情况下还可作出各种等效的变化或替换，因此，只要在本申请的实质精神范围内对上述实施例的变化、变型都将落在本申请的权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种紧凑式子母星结构，其特征在于，包括：母星(500)和子星(300)，其中，所述母星(500)包括外侧面的母星承力筒(502)，所述母星承力筒(502)的上方连接母星顶板(503)，所述母星承力筒(502)的下方连接母星底板(501)；

所述母星承力筒(502)的外侧面连接若干所述子星(300)，每一个所述子星(300)都通过一个分离机构(400)连接到所述母星承力筒(502)。

2.如权利要求1所述的紧凑式子母星结构，其特征在于，所述母星承力筒(502)的外侧面设置有接口埋件(5023)，所述接口埋件(5023)用于连接所述分离机构(400)。

3.如权利要求1所述的紧凑式子母星结构，其特征在于，所述母星承力筒(502)的结构形式为蜂窝板(5022)。

4.如权利要求3所述的紧凑式子母星结构，其特征在于，所述蜂窝板(5022)蒙皮的材质为碳纤维或铝合金。

5.如权利要求1所述的紧凑式子母星结构，其特征在于，所述母星承力筒(502)的形状为圆台、倒圆台或圆柱。

6.如权利要求1所述的紧凑式子母星结构，其特征在于，所述母星承力筒(502)的下方设置有第一框埋件(5021)，所述第一框埋件(5021)的外侧用于对接运载火箭适配器，所述第一框埋件(5021)的内侧连接所述母星底板(501)。

7.如权利要求1所述的紧凑式子母星结构，其特征在于，所述母星承力筒(502)的上方设置有第二框埋件(5024)，所述第二框埋件(5024)连接所述母星顶板(503)。

8.如权利要求1所述的紧凑式子母星结构，其特征在于，还设置有体装帆板(504)，所述体装帆板(504)安装在所述母星顶板(503)上，所述体装帆板(504)上表面粘贴有太阳能电池阵(200)。

9.如权利要求8所述的紧凑式子母星结构，其特征在于，所述体装帆板(504)通过隔热垫片(505)安装在所述母星顶板(503)上。

10.如权利要求1所述的紧凑式子母星结构，其特征在于，所述子星(300)的数量为6个，所述子星(300)均匀分布在所述母星承力筒(502)的外侧面。

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