CN116176861A - 一种可折展柔性卫星及其制备方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种可折展柔性卫星及其制备方法，该卫星包括高强度的柔性薄膜、功能模块、传输电路以及铰接部；该柔性薄膜作为可折展柔性卫星的承载平台；该功能模块设置在单层柔性薄膜上/或多层柔性薄膜之间并且相互之间留有缝隙、该缝隙作为折痕区域；该传输电路用于连接折痕区域两侧的功能模块；该铰接部设置在缝隙中，且能够在施加能量时变形以实现卫星的在轨展开；该卫星能够沿第一、二方向折叠，以实现小体积收纳运输和大面积展开；该方法包括卫星模块离散化、独立扁平化和/或柔性化、以及平布、封装、折叠、加固设计；本发明采用折纸原理设计卫星主体折展样式，实现卫星的大折展比折叠收纳，突破现有卫星主体体积大、折展比低等难题。
Description
技术领域
本发明涉及卫星结构设计领域，具体提出一种可折展柔性卫星及其制备方法。
背景技术
现代小卫星在通讯、遥感、电子、侦察等领域获得了广泛的应用。与以往的大卫星相比，小卫星具有重量轻、体积小、新技术含量高、研制周期短(一年左右)、研制经费低(数千万人民币量级)、生产和发射成本低、分布式组网形成“虚拟大卫星”等诸多优势。受到航天、军事、工业及普通研究机构的普遍关注，成为当前航天技术发展的重要方向之一，并显示出良好军事经济和社会效益。
然而，小卫星平台的发展依然是受现有材料技术的制约，现阶段一些先进材料技术上的突破，对于卫星平台的革命性创新提供了基础。卫星平台构型经历了从金属球体到金属立方体的发展，主要包括箱板结构、框架式结构、堆叠式结构等三维结构，虽然金属材料在卫星结构的刚度有所提高，但是三维容积利用率较低。同时，现有卫星研制周期长、功能分散、模块复杂、占用体积大，导致研制成本高、生产周期长、火箭空间利用率低，从而不利于批量化发射。另一方面，各国卫星的蓬勃发展，太空轨道资源的有限性，因此有必要从新材料角度重构设计卫星结构平台，实现规模化的制造。
发明内容
本发明针对现有技术的不足，提出一种可折展柔性卫星及其制备方法，目的在于通过对卫星主体结构进行二维分散化布局设计，解决现有三维卫星构型空间尺寸大、折展比小、火箭容积利用率低等诸多问题。
本发明为解决其技术问题提出以下技术方案：
一种可折展柔性卫星，其特点是：该可折展柔性卫星包括高强度的柔性薄膜、功能模块、传输电路以及铰接部；
所述柔性薄膜作为可折展柔性卫星的承载平台；
所述功能模块为一对多拆分后离散分布且独立扁平化和/或柔性化设计的功能模块；该功能模块设置在单层柔性薄膜上/或多层柔性薄膜之间；
所述各个功能模块之间留有缝隙、该缝隙作为可折展柔性卫星的折痕区域；
所述传输电路用于连接折痕区域两侧的功能模块；
所述铰接部设置在各个功能模块之间的缝隙中，且能够在施加能量时变形以实现卫星的在轨展开；
所述卫星能够沿第一方向或第二方向折叠，以实现小体积收纳运输和大面积展开。
进一步地，所述可折展柔性卫星还包括推进器、该推进器布设在高强度柔性薄膜的中心以及上下左右对称位置，用于实现卫星在空间内的姿势和/或轨道调整。
进一步地，所述铰接部的材料可以为形状记忆合金、超弹性材料以及复合材料中的一种或多种的组合。
进一步地，所述功能模块为采用叠层技术或微纳加工技术制备且厚度为厘米级的平薄化模块。
进一步地，所述传输电路布设在相邻两个功能模块之间的折痕区域的柔性薄膜表面上、且传输电路的长度大于该折痕区域的宽度。
进一步地，所述可折展柔性卫星，在地面上，通过充分的折叠使得卫星体积最小化，达到火箭发射筒直径相配合的要求；在太空中，通过采用环境辐射、冷热交替、电磁和/或电加热形式中的一种对所述铰接部施加能量，实现卫星的在轨展开；所述最小化既是卫星的展开面积为米级、展开的厚度为厘米级、折叠尺寸为分米级。
一种可折展柔性卫星制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、卫星模块离散化设计；
步骤二、离散化功能模块独立扁平化和/或柔性化设计；
步骤三、功能模块在柔性薄膜上平布；
步骤四、功能模块在柔性薄膜上封装；
步骤五、卫星折叠；
步骤六、卫星整体封装加固。
进一步地，所述步骤三的功能模块在柔性薄膜上平布，具体过程包括：
1)根据载荷、功能和性能需求对所述功能模块在柔性薄膜表面进行离散化排布；
a)在柔性薄膜上对离散化的小尺寸卫星功能模块进行离散化布置；
b)在柔性薄膜各离散化功能模块之间的缝隙中布置铰接部；
c)制造多个分布式的推进器，将推进器分布在柔性薄膜的边缘位置与中心位置；
2)在折痕区域宽度方向的柔性薄膜表面制备传输电路；所述传输电路为导电线路，该导电线路用于连接折痕区域两侧的功能模块；
3)根据柔性薄膜中功能模块分布，结合柔性薄膜厚度、折展比需求，采用折纸折叠原理设计布置折叠的折痕和折展几何样式。
进一步地，所述步骤四的功能模块在柔性薄膜上封装；具体过程包括：
1)采用两层或者多层柔性薄膜对功能模块、铰接部、推进器及其助推剂进行封装；所述封装既是对各个功能模块上表面和下表面、以及对各个功能模块之间、各个功能模块和其子模块之间的缝隙进行封装；
2)将折叠后的结构放置在相同的几何金属框架内，从而确保整体在火箭发射阶段的刚度和稳定性。
进一步地，所述步骤五的卫星折叠，折叠方式包括以下几种：
1)沿着oy方向折叠得到一维结构；
2)沿着ox方向折叠得到三维结构；
3)基于折纸技术的其它折叠方法。
本发明的优点效果
1、采用高性能薄膜材料制造卫星主体结构平台，实现了卫星极端轻量化、扁平化的设计，最大限度降低了卫星的剖面尺寸和总体重量。
2、采用折纸原理设计卫星主体的折展样式，实现卫星的大折展比折叠收纳，突破现有卫星主体体积大、折展比低等难题。
3、采用叠层工艺对卫星结构进行低剖面制造，极大提高了卫星的规模化制造、批量化发射的能力。
附图说明
图1a为本发明可折展柔性卫星平面图；
图1b为本发明可折展柔性卫星平面图中传输线路、铰接部和功能模块以及推进器的连接关系示意图；
图2为本发明可折展柔性卫星第一方向折叠图；
图3为本发明可折展柔性卫星第二方向折叠图；
图4为本发明可折展柔性卫星整体封装加固图；
图5为可折展柔性卫星制备方法流程图。
具体实施方式
本发明设计原理
1、本发明设计目标：设计利于批量化发射的小体积卫星是本发明的设计目标。所述小体积既是折叠后的卫星体积为分米级别，例如，折叠后的体积为10*10厘米；
2、可折展柔性卫星设计原理：①采用高强度聚酰亚胺薄膜材料作为折叠卫星的主体承载平台；②利用薄膜内折痕区域设计连接线路；③利用薄膜内非折痕区域层叠集成分散的扁平化功能模块；④各个扁平化功能模块之间通过折痕区域的线路连接；⑤根据折纸折叠原理，将集成功能模块的二维薄膜卫星折叠成三维结构，以减小卫星的包络体积。由于平面薄膜面积不受尺寸限制，因此该二维可折展卫星存在较高的可设计性。
3、一对多离散化功能模块设计原理。离散化设计是为了便于划分折叠区域，同时又要兼顾每个功能模块相对的完整性，采用一对多的设计方法，并不影响原有的每个功能模块之间的连接方法，整体上并不破坏原有的设计结构，同时又对原有的功能模块进一步细分，减小每个功能模块的三维堆叠尺寸，只有极大降低每个功能模块的堆叠厚度才能实现卫星的折叠化。
根据以上发明原理，本发明设计了一种可折展柔性卫星。
一种可折展柔性卫星如图1a所示，其特点是：该可折展柔性卫星包括高强度的柔性薄膜、功能模块、传输电路以及铰接部；
所述柔性薄膜作为可折展柔性卫星的承载平台；
所述功能模块为一对多拆分后离散分布且独立扁平化和/或柔性化设计的功能模块；该功能模块设置在单层柔性薄膜上/或多层柔性薄膜之间；
所述各个功能模块之间留有缝隙、该缝隙作为可折展柔性卫星的折痕区域；
所述传输电路用于连接折痕区域两侧的功能模块；
所述铰接部设置在各个功能模块之间的缝隙中，且能够在施加能量时变形以实现卫星的在轨展开；
所述卫星能够沿第一方向或第二方向折叠，以实现小体积收纳运输和大面积展开。
补充说明1：
1)图1a的白色背景为柔性聚酰亚胺薄膜，柔性薄膜上用三种不同颜色的图案表示功能模块、铰接部、推进器，从图中看出，各个功能模块之间具有缝隙。各个缝隙是按照预定的折叠方式布设的。
2)所述功能模块的一对多拆分是指同一个模块下细分多个子模块，这样做尽量保持原有各个模块之间的逻辑关系。例如针对原有卫星芯片模块的一对多子模块、针对原有卫星姿轨控模块的一对多子模块、针对原有太阳能电池模块的一对多子模块、针对原有卫星推进模块的一对多子模块、针对原有卫星载荷模块的一对多子模块、针对原有储能模块的一对多子模块。
进一步地，所述可折展柔性卫星还包括推进器、该推进器布设在高强度柔性薄膜的中心以及上下左右对称位置，用于实现卫星在空间内的姿势和/或轨道调整。
补充说明2：
如图1a所示，推进器是通过电喷雾方式对卫星产生推力的一种装置，当太空中卫星受到阻力时，会影响卫星的特定姿态或使得卫星轨道下降，为了保持原有的轨道高度和保持卫星的特定姿态，需要使用推力器。图1a所示的推力器在柔性薄膜四周布设的位置相对于性薄膜中心点布设的位置都是等距离的，这样使得推力器推动卫星时的力量均匀，便于卫星控制卫星轨道的高度和卫星的姿态。
进一步地，所述铰接部的材料可以为形状记忆合金、超弹性材料以及复合材料中的一种或多种的组合。
补充说明3：
铰接部采用形状记忆合金、超弹性材料的目的是产生一种自驱动力，当折叠卫星到达太空预定的高度时，需要从折叠状态变为展开状态，此时就需要形状记忆合金、超弹性材料产生自驱动力，自驱动力来源于给卫星施加的能量，通过采用环境辐射、冷热交替、电磁和/或电加热形式中的一种对所述铰接部施加能量，实现卫星的在轨展开。
进一步地，所述功能模块为采用叠层技术或微纳加工技术制备且厚度为厘米级的平薄化模块。
进一步地，所述传输电路布设在相邻两个功能模块之间的折痕区域的柔性薄膜表面上、且传输电路的长度大于该折痕区域的宽度。
补充说明4：
如图1b所示，传输线路布设在折痕区域或者缝隙区域的柔性薄膜的表面，但是铰接部材料(形状记忆合金、超弹性材料、碳纤维复合材料)布设在相邻功能模块之间、或者布设在功能模块和推进器之间；图中的助推剂输送管道用于给推进器输送助推剂。
进一步地，所述可折展柔性卫星，在地面上，通过充分的折叠使得卫星体积最小化，达到火箭发射筒直径相配合的要求；在太空中，通过采用环境辐射、冷热交替、电磁和/或电加热形式中的一种对所述铰接部施加能量，实现卫星的在轨展开；所述最小化既是卫星的展开面积为米级、展开的厚度为厘米级、折叠尺寸为分米级。
一种可折展柔性卫星制备方法如图5所示，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、卫星模块离散化设计；
步骤二、离散化功能模块独立扁平化和/或柔性化设计；
步骤三、功能模块在柔性薄膜上平布；
步骤四、功能模块在柔性薄膜上封装；
步骤五、卫星折叠；
步骤六、卫星整体封装加固。
进一步地，所述步骤三的功能模块在柔性薄膜上平布，具体过程包括：
1)根据载荷、功能和性能需求对所述功能模块在柔性薄膜表面进行离散化排布；
a)在柔性薄膜上对离散化的小尺寸卫星功能模块进行离散化布置；
b)在柔性薄膜各离散化功能模块之间的缝隙中布置铰接部；
c)制造多个分布式的推进器，将推进器分布在柔性薄膜的边缘位置与中心位置；
2)在折痕区域宽度方向的柔性薄膜表面制备传输电路；所述传输电路为导电线路，该导电线路用于连接折痕区域两侧的功能模块；
3)根据柔性薄膜中功能模块分布，结合柔性薄膜厚度、折展比需求，采用折纸折叠原理设计布置折叠的折痕和折展几何样式。
补充说明5：
如图2所示，折叠的方法1：先划分成行、2、再划分段，一行中设有多个段，每一段就是一个功能模块；3、段和段之间可以在同一个平面内逐个向上堆积、从而构成一维结构，该一维结构如图3的左图；也可以段和段(所述段和段既是已经完成了第一方向折叠的功能模块和功能模块之间)之间组成三角形的三条边，并且各个三角形由内到外扩大构成三维结构，该三维结构如图3的右图。
进一步地，所述步骤四的功能模块在柔性薄膜上封装；具体过程包括：
1)采用单层或者多层柔性薄膜，对功能模块、铰接部、推进器及其助推剂进行封装；所述封装既是对各个功能模块上表面和下表面、以及对各个功能模块之间、各个功能模块和其子模块之间的缝隙进行封装；所述对各个功能模块上表面和下表面进行封装，如图2的第二行的标记1、3处为上下表面封装，如图3的第三行的标记1、5处为功能模块的上下表面封装。
补充说明6：
采用单层薄膜封装的场合是对太阳能电池模块进行封装，太阳能电池模块收集阳光的一面可以不封装，只是对其背面进行封装。
2)将折叠后的结构如图4所示，放置在相同的几何金属框架内，从而确保整体在火箭发射阶段的刚度和稳定性。
进一步地，所述步骤五的卫星折叠，折叠方式包括以下几种：
1)沿着oy方向折叠得到一维结构；
2)沿着ox方向折叠得到三维结构；
3)基于折纸技术的其它折叠方法。
补充说明7：
图3左边的折叠结构是沿着oy方向逐层堆叠起来的一维结构，图3右侧的折叠样式是从中间向外扩展的三角形三维结构。
需要强调的是，上述具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对上述实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。
Claims (10)
1.一种可折展柔性卫星，其特征在于：该可折展柔性卫星包括高强度的柔性薄膜、功能模块、传输电路以及铰接部；
所述柔性薄膜作为可折展柔性卫星的承载平台；
所述功能模块为一对多拆分后离散分布且独立扁平化和/或柔性化设计的功能模块；该功能模块设置在单层柔性薄膜上/或多层柔性薄膜之间；
所述各个功能模块之间留有缝隙、该缝隙作为可折展柔性卫星的折痕区域；
所述传输电路用于连接折痕区域两侧的功能模块；
所述铰接部设置在各个功能模块之间的缝隙中，且能够在施加能量时变形以实现卫星的在轨展开；
所述卫星能够沿第一方向或第二方向折叠，以实现小体积收纳运输和大面积展开。
2.根据权利要求1所述一种可折展柔性卫星，其特征在于：所述可折展柔性卫星还包括推进器、该推进器布设在高强度柔性薄膜的中心以及上下左右对称位置，用于实现卫星在空间内的姿势和/或轨道调整。
3.根据权利要求1所述的可折展柔性卫星，其特征在于：所述铰接部的材料可以为形状记忆合金、超弹性材料以及复合材料中的一种或多种的组合。
4.根据权利要求1所述的可折展柔性卫星，其特征在于：所述功能模块为采用叠层技术或微纳加工技术制备且厚度为厘米级的平薄化模块。
5.根据权利要求1所述一种可折展柔性卫星，其特征在于：所述传输电路布设在相邻两个功能模块之间的折痕区域的柔性薄膜表面上、且传输电路的长度大于该折痕区域的宽度。
6.根据权利要求1所述一种可折展柔性卫星，其特征在于：所述可折展柔性卫星，在地面上，通过充分的折叠使得卫星体积最小化，达到火箭发射筒直径相配合的要求；在太空中，通过采用环境辐射、冷热交替、电磁和/或电加热形式中的一种对所述铰接部施加能量，实现卫星的在轨展开；所述最小化既是卫星的展开面积为米级、展开的厚度为厘米级、折叠尺寸为分米级。
7.一种基于权利要求1-6任意一项的一种可折展柔性卫星的可折展柔性卫星制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、卫星模块离散化设计；
步骤二、离散化功能模块独立扁平化和/或柔性化设计；
步骤三、功能模块在柔性薄膜上平布；
步骤四、功能模块在柔性薄膜上封装；
步骤五、卫星折叠；
步骤六、卫星整体封装加固。
8.根据权利要求7所述的一种可折展柔性卫星制备方法，其特征在于：所述步骤三的功能模块在柔性薄膜上平布，具体过程包括：
1)根据载荷、功能和性能需求对所述功能模块在柔性薄膜表面进行离散化排布；
a)在柔性薄膜上对离散化的小尺寸卫星功能模块进行离散化布置；
b)在柔性薄膜各离散化功能模块之间的缝隙中布置铰接部；
c)制造多个分布式的推进器，将推进器分布在柔性薄膜的边缘位置与中心位置；
2)在折痕区域宽度方向的柔性薄膜表面制备传输电路；所述传输电路为导电线路，该导电线路用于连接折痕区域两侧的功能模块；
3)根据柔性薄膜中功能模块分布，结合柔性薄膜厚度、折展比需求，采用折纸折叠原理设计布置折叠的折痕和折展几何样式。
9.根据权利要求7所述一种可折展柔性卫星制备方法，其特征在于：所述步骤四的功能模块在柔性薄膜上封装；具体过程包括：
1)采用两层或者多层柔性薄膜对功能模块、铰接部、推进器及其助推剂进行封装；所述封装既是对各个功能模块上表面和下表面、以及对各个功能模块之间、各个功能模块和其子模块之间的缝隙进行封装；
2)将折叠后的结构放置在相同的几何金属框架内，从而确保整体在火箭发射阶段的刚度和稳定性。
10.根据权利要求7所述一种可折展柔性卫星制备方法，其特征在于：所述步骤五的卫星折叠，折叠方式包括以下几种：
1)沿着oy方向折叠得到一维结构；
2)沿着ox方向折叠得到三维结构；
3)基于折纸技术的其它折叠方法。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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