CN116424570B - 一种一箭多星发射用的可折叠展开的堆叠卫星构型 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种一箭多星发射用的可折叠展开的堆叠卫星构型，涉及航天飞行器技术领域；所述堆叠卫星构型包括：多个可折叠展开的卫星模块，所述卫星模块能够以堆叠的形式设置；承力装置，所述承力装置用于支撑所述卫星模块；交错地设置在所述承力装置上的多组固定释放机构，所述固定释放机构用于对所述卫星模块进行堆叠定位或者解锁释放。本发明实施例提供的堆叠卫星构型能够充分利用整流罩的空间面积，提高空间利用率；并能够实现卫星模块的批量压紧释放。

Description

一种一箭多星发射用的可折叠展开的堆叠卫星构型

技术领域

本发明实施例涉及航天飞行器技术领域，尤其涉及一种一箭多星发射用的可折叠展开的堆叠卫星构型。

背景技术

随着航天技术的发展，小卫星组网和星座需求不断地增加，航天任务需要规模更大、结构更紧凑的航天器系统，因此实现一体化设计、快速总装、批量发射是当前航天器的重点研究方向。

在星箭分离方式方面，由于“一箭多星”发射需求的日益增加，面向低成本、低冲击、批量压紧释放等需求，各种新型的星箭分离机构以及堆叠式平板卫星压紧释放机构成为研制热点。在卫星功能方面，各国对卫星环境适应能力、多任务执行能力、在轨服务能力的要求不断提升，因此研究方向转向了具有在轨变结构能力的可重构卫星。目前已经开展了相关技术研究，但是还存在一些问题，例如：

（1）以往卫星设计一般采用平台化设计方法，卫星的体积和重量均较大，不符合批量化发射理念；卫星载荷、推进系统、电子系统模块化程度低，不利用批量生产和测试，通过先制造出各个独立的星上工作单元，而后进行组装，导致卫星控制元件数量增多，不仅提高制造成本，更降低了可靠度；

（2）现有技术中的单星发射方式发射效率低，而传统一箭多星发射时的卫星构型，或不能充分利用整流罩空间，或仅能针对一型火箭达到较高的空间利用率；

（3）传统的设计模式下的卫星研制周期很长，而在轨卫星一旦失效，就需要很长的时间进行重新部署，并且由于现有卫星采用定制研制模式，导致卫星的设计成本和测试成本无法有效降低；传统卫星多是结构不变、封闭完好的多面体，整个卫星结构十分复杂，难以实现内部有效载荷的在轨维修。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例期望提供一种一箭多星发射用的可折叠展开的堆叠卫星构型；能够充分利用整流罩的空间面积，提高空间利用率；并能够实现卫星模块的批量压紧释放。

本发明实施例的技术方案是这样实现的：

本发明实施例提供了一种一箭多星发射用的可折叠展开的堆叠卫星构型，所述堆叠卫星构型包括：

多个可折叠展开的卫星模块，所述卫星模块能够以堆叠的形式设置；

承力装置，所述承力装置用于支撑所述卫星模块；

交错地设置在所述承力装置上的多组固定释放机构，所述固定释放机构用于对所述卫星模块进行堆叠定位或者解锁释放。

本发明实施例提供了一种一箭多星发射用的可折叠展开的堆叠卫星构型；通过将多个可折叠展开的卫星模块以堆叠的形式设置，并通过承力装置对卫星模块进行支撑，并利用交错地设置在承力装置上的多组固定释放机构对卫星模块进行堆叠定位或解锁释放，能够充分利用整流罩的空间面积，提高空间利用率；并能够实现卫星模块的批量压紧释放。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种一箭多星发射用的可折叠展开的堆叠卫星构型的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的卫星模块折叠时的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的扇形展开面板结构示意图；

图4为本发明实施例提供的中央面板折叠结构示意图；

图5为本发明实施例提供的卫星模块展开时的结构示意图；

图6为本发明实施例提供的底盘结构示意图；

图7为本发明实施例提供的螺旋自锁单元设置位置示意图；

图8为本发明实施例提供的连接单元结构示意图；

图9为本发明实施例提供的多个卫星模块在轨拼接示意图；

图10为本发明实施例提供的堆叠的多个卫星模块解锁释放时的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。

参见图1，其示出了本发明实施例提供的一种一箭多星发射用的可折叠展开的堆叠卫星构型1的结构示意图，所述堆叠卫星构型1包括：

多个可折叠展开的卫星模块10，所述卫星模块10能够以堆叠的形式设置；

承力装置20，所述承力装置20用于支撑所述卫星模块10；

交错地设置在所述承力装置20上的多组固定释放机构30，所述固定释放机构30用于对所述卫星模块10进行堆叠定位或者解锁释放。

对于图1所示的技术方案，通过将多个可折叠展开的卫星模块10以堆叠的形式设置，并通过承力装置20对卫星模块10进行支撑，并利用交错地设置在承力装置20上的多组固定释放机构30对卫星模块10进行堆叠定位或解锁释放，能够充分利用整流罩40的空间面积，提高空间利用率；并能够实现卫星模块10的批量压紧释放。

对于图1所示的技术方案，在一些可能的实施方式中，所述卫星模块10的形状呈圆形。可以理解地，在“一箭多星”发射模式上，卫星模块10采用堆叠设置的方式主要是由于圆形结构几乎利用了图1中所示的整流罩40的所有截面积，并允许紧密堆叠，从而当卫星模块10折叠时可以堆叠安装在整流罩40中，从而能够充分利用运载的包络空间与能力，实现发射数量最优，因此相比于传统的发射模式，其拥有更高的发射效率。此外，传统的发射模式需要依靠质量体积较大的卫星适配器，大量地占用了整流罩40内的空间利用率及运载能力，限制了卫星模块10的发射数量；但是对于本发明实施例提供的卫星模块10，可以在整流罩40空间允许的情况下，将多个卫星模块10堆叠设置，从而极大地增加了卫星模块10的发射数量。

对于图1所示的技术方案，在一些可能的实施方式中，如图2-4所示，所述卫星模块10包括：星体101、多个扇形展开面板102、设置在所述星体101中的中央面板103、底盘104以及分布在所述底盘104下表面的固态相控天线105；其中，

所述扇形展开面板102上设置有多块太阳能电池片31，具体如图3所示；

所述中央面板103包括主面板1031、副面板1032、以及设置在所述副面板1032正上方侧的拓展面板1033，具体如图4所示。

需要说明的是，在本发明实施例中仅示出了卫星模块10中包含有6块扇形展开面板102，但是在具体实施过程中，扇形展开面板102的数量可根据实际情况而定。

此外，在本发明实施例中扇形展开面板102采用铝蜂窝芯夹层。

另一方面，在具体实施过程中，电子设备舱被设置位于六边形的主面板1031中。可以理解地，卫星模块10中的各基本组件采用一体化设计嵌入主面板1031中，能够保证卫星模块10的基本功能。当然，在具体示例中，6块副面板1032既可与主面板1031一体化设计，又可独立安装，具体可根据实际任务需求而定。

对于上述的实施方式，在一些示例中，如图4所示，所述卫星模块10还包括展开装置106，所述展开装置106分别与所述副面板1032以及所述拓展面板1033相连接，用于驱动所述副面板1032与所述拓展面板1033向外展开。

可以理解地，图2和图3分别示出了卫星模块10以及扇形展开面板102折叠时的结构示意图。当卫星模块10处于折叠状态时，中央面板103中的副面板1032以及拓展面板1033通过展开装置106折叠成如图4中所示的结构状态；而当入轨时，则通过展开装置106使得副面板1032以及拓展面板1033展开，具体卫星模块10展开后的结构如图5所示。

对于上述的实施方式，在一些示例中，如图6所示，所述底盘104内部设置有：

圆盘传动单元61，所述圆盘传动单元61能够按照设定的旋转方向进行旋转运动；

多个丝杠滑台单元62，所述丝杠滑台单元62能够沿设定的平移方向移动；

多个驱动装置64，所述驱动装置64与对应地所述丝杠滑台单元62电连接，用于驱动对应的所述丝杠滑台单元62移动，并在所述丝杠滑台单元62移动过程中通过对应的弧形连杆63带动所述圆盘传动单元61转动；

设置于所述圆盘传动单元61中心位置处的螺旋自锁单元65，所述螺旋自锁单元65用于实现所述扇形展开面板102以及所述中央面板103的上升与自锁操作；

多个滑轨66，用于使得对应的扇形展开面板102进行移动；

多个滑块67，所述滑块67分别能够沿对应的所述丝杠滑台单元62以及对应的所述滑轨66进行滑动以推动对应的扇形展开面板向外展开。

需要说明的是，如图7所示，螺旋自锁单元65设置在主面板1031的下表面位置处，与主面板1031能够实现相互啮合自锁。

对于上述可能的实施方式，在一些示例中，如图8所示，所述扇形展开面板102的下表面设置有连接单元81，所述连接单元81用于分别与所述滑块67连接，以驱动所述扇形展开面板102向外展开。

需要说明的是，驱动装置64可以为电机。在本发明实施例中仅示出了两台电机，但是电机的数量可以根据具体情况而定。因此可以获知地，在卫星模块10入轨时先由两台电机驱动电连接的丝杠滑台单元62沿设定的平移方向移动，可以理解地，一方面，在丝杠滑台单元62移动的过程中其对应的滑块67也会发生滑动，进而通过滑块67以及与对应连接的连接单元81的共同作用下使得与丝杠滑台单元62对应的两个扇形展开面板102向外展开；另一方面，在丝杠滑台单元62移动的过程中，通过与丝杠滑台单元62连接的两个弧形连杆63能够带动圆盘传动单元61旋转，进而利用圆盘传动单元61的转动以通过其余四个弧形连杆63带动其余四个滑块67沿对应的滑轨66发生移动，最终在滑块67与对应的连接单元81的共同作用下使得其余四个扇形展开面板102向外展开；同时利用圆盘传动单元61中心设置的螺旋自锁单元65推动中央面板103的水平上升；另一方面，通过展开装置106驱动副面板1032、拓展面板1033向外展开。

可以理解地，在本发明实施例中通过设置部分丝杠滑台单元62来实现对应的部分扇形展开面板102的展开；而其余扇形展开面板102的展开通过圆盘传动单元61、弧形连杆63以及滑轨66和滑块67来实现，整体设计一方面减轻了卫星模块10的重量，另一方面简化了控制操作。

可以理解地，在发射过程中，上述的扇形展开面板102以及中央面板103以折叠的低体积配置进行装载，然后在轨道上展开将形成更大的反射平面，实现了一个具有大面积安装太阳能电池阵列、任务系统，从而能够满足更大的电力需求。本发明实施例提供的卫星模块10的结构设计能够提供较大的热辐射面积，相较于传统卫星的电力使用最终受到其散发废热能力的限制，本公开提供的卫星模块类似于平板式结构，辐射面积和质量之间具有线性关系，克服了传统设计中的物理限制。

此外，由于大气阻力对低轨道卫星寿命的影响较为显著，本发明实施例提供的近乎平板式的卫星构型可以极大的减少迎风面积，降低大气阻力，增长卫星寿命；除此之外，由于其拥有较低的质量，配合电力推进能够提供极高的敏捷性。

对于本发明实施例提供的卫星模块10，其采用平板式复合夹层结构，通过底盘104中的丝杠滑台单元62与圆盘传动单元61的配合实现了扇形展开面板102的展开；同时，其中各组件进行相应扁平化设计，分布在位于主面板1031中的电子设备舱中，形成了一体式高集成的卫星，通过模块化设计实现批量生产和测试，提升发射效率，也突破了生产单个卫星结构造成的瓶颈。更深层次地，模块化结构可以显著节约成本和进度，特别是对于卫星的大规模生产运行，同时模块化的设计适应并简化了在轨重构、维修和扩展，拥有在轨道上容易扩展、重新配置的灵活性。

又一方面，在具体实施过程中，卫星模块10围绕开放式架构设计，各组件采用一体化结构设计，并对各组件间接口进行可靠的标准化，当组合时集成系统以冗余和分布式的方式承担预期的卫星功能。通过不同数量和配置组合，从而灵活的满足各类任务。在实际过程中，当各组件在对应的面板上一级集成，那么该面板就可以进行电气集成，然后进行结构集成；之后通过合理的接口设计，各个卫星模块10可以自主连接和分离，或者替换过时、消耗的卫星模块单体。另外，由于可展开的板式结构有助于拾取和放置零部件，维修和增强可以针对到零部件级别，故该构型拥有较强的在轨能力。

还需要说明的是，在具体实施过程中，多个卫星模块10可实现在轨拼接，如图9所示，拼接后圆形展开卫星模块10能够提供更大的表面积，并接近固体结构的特性，可实现多个设备合作工作，或共享同一个平台。

需要说明的是，图9中各个卫星模块10的拼接方式可采用铰链连接，但不局限于铰链连接方式。

对于图1所示的技术方案，在一些可能的实施方式中，所述承力装置20至少包括承力支柱201，且所述承力支柱201的数量至少为两根。

可以理解地，如图1所示，由至少两根承力支柱201在竖直方向上支撑堆叠设置在其上的卫星模块10的重量，因此在具体设计结构的过程中仅需特别对承力支柱201的强度问题，并对承力支柱201进行高强度设计，有利于减轻卫星模块10的材料质量。

当然，在具体实施过程中，承力支柱201的数量可根据支撑的卫星模块10的数量具体而定。

此外，可以理解地，在具体实施过程中，承力支柱201是卫星模块10堆叠时的主承力部件。当然，在具体实施过程中也可以根据实际情况在承力装置20中设置其他形式的承力部件，以实现对卫星模块10的更好支撑。

对于图1所示的技术方案，在一些可能的实施方式中，如图10所示，所述固定释放机构30包括固定释放单元301、火工单元302以及分离单元303；其中，

所述固定释放单元301用于在所述卫星模块10堆叠设置时来固定所述卫星模块10；以及，当所述卫星模块10解锁后对所述卫星模块10进行释放；

所述火工单元302用于解锁所述卫星模块10；

所述分离单元303用于分离所述固定释放单元301与所述卫星模块10。

需要说明的是，在图10中示出了固定释放单元301的两种状态，即图10中最上面的固定释放单元301呈现的是释放卫星模块10后的状态，下面的固定释放单元301呈现的是固定卫星模块10时的状态。

可以理解地，通过各组固定释放机构30中的火工单元302解锁卫星模块10以实现多个卫星模块10的分离，之后即可通过固定释放单元301对多个卫星模块10进行释放，整体设计结构简单，可靠性高。当然，在具体设计过程中可根据实际需求灵活设计选择分离方式，举例来说既可通过弹簧弹射等分离装置实现按预定分离时序逐个解锁分离，又能批量解锁，依靠火箭末级角速度实现批量分离。

对于图1所示的技术方案，在一些可能的实施方式中，如图1所示，所述堆叠卫星构型1还包括：

设置于所述卫星模块10上方的上盖50；

设置于所述卫星模块下方的下盖60，所述下盖60上设置有设定的结构接口以使得所述堆叠卫星构型1能够安装在运载火箭上。

需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种一箭多星发射用的可折叠展开的堆叠卫星构型，其特征在于，所述堆叠卫星构型包括：

多个可折叠展开的卫星模块，所述卫星模块能够以堆叠的形式设置；

承力装置，所述承力装置用于支撑所述卫星模块；

交错地设置在所述承力装置上的多组固定释放机构，所述固定释放机构用于对所述卫星模块进行堆叠定位或者解锁释放；其中，

所述卫星模块包括：星体、多个扇形展开面板、设置在所述星体中的中央面板、底盘以及分布在所述底盘下表面的固态相控天线；其中，

所述扇形展开面板上设置有多块太阳能电池片；

所述中央面板包括主面板、副面板、以及设置在所述副面板正上方侧的拓展面板；

其中，所述底盘内部设置有：

圆盘传动单元，所述圆盘传动单元能够按照设定的旋转方向进行旋转运动；

多个丝杠滑台单元，所述丝杠滑台单元能够沿设定的平移方向移动；

多个驱动装置，所述驱动装置与对应地所述丝杠滑台单元电连接，用于驱动对应的所述丝杠滑台单元移动，并在所述丝杠滑台单元移动过程中通过对应的弧形连杆带动所述圆盘传动单元转动；

设置于所述圆盘传动单元中心位置处的螺旋自锁单元，所述螺旋自锁单元用于实现所述扇形展开面板以及所述中央面板的上升与自锁操作；

多个滑轨，用于使得对应的扇形展开面板进行移动；

多个滑块，所述滑块分别能够沿对应的所述丝杠滑台单元以及对应的所述滑轨进行滑动以推动对应的扇形展开面板向外展开。

2.根据权利要求1所述的堆叠卫星构型，其特征在于，所述卫星模块的形状呈圆形。

3.根据权利要求1所述的堆叠卫星构型，其特征在于，所述卫星模块还包括展开装置，所述展开装置分别与所述副面板以及所述拓展面板相连接，用于驱动所述副面板与所述拓展面板向外展开。

4.根据权利要求1所述的堆叠卫星构型，其特征在于，所述扇形展开面板的下表面设置有连接单元，所述连接单元用于分别与所述滑块连接，以驱动所述扇形展开面板向外展开。

5.根据权利要求1所述的堆叠卫星构型，其特征在于，所述承力装置至少包括承力支柱，且所述承力支柱的数量至少为两根。

6.根据权利要求1所述的堆叠卫星构型，其特征在于，所述固定释放机构包括固定释放单元、火工单元以及分离单元；其中，

所述固定释放单元用于在所述卫星模块堆叠设置时来固定所述卫星模块；以及，当所述卫星模块解锁后对所述卫星模块进行释放；

所述火工单元用于解锁所述卫星模块；

所述分离单元用于分离所述固定释放单元与所述卫星模块。

7.根据权利要求1所述的堆叠卫星构型，其特征在于，所述堆叠卫星构型还包括：

设置于所述卫星模块上方的上盖；

设置于所述卫星模块下方的下盖，所述下盖上设置有设定的结构接口以使得所述堆叠卫星构型能够安装在运载火箭上。