CN116552807A - 一种舱段结构式卫星 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种舱段结构式卫星，包括：平台舱、载荷舱、顶板、多个设备、太阳翼、星敏头部支架、平台舱以及载荷舱均为框架式结构，平台舱以及载荷舱的中部均为空腔，载荷舱安装在平台舱的顶部，顶板安装在载荷舱的顶部，多个设备安装在平台舱的内侧壁以及载荷舱的内侧壁上，太阳翼以及星敏头部支架均安装在平台舱的外侧壁上。中间没有隔板，空间得到充分利用，在侧板上安装设备，各侧板上设备的安装可以独立并行进行，实现快速组装，可打开侧板实现快速设备更换。结构简单、装配方便，可批量加工。能够快速集成制造、发射一种或者多种功能的航天器，不同任务仅需不同的载荷舱。可快速完成任务设置、组装测试、运输发射、在轨服务全流程。

Description

一种舱段结构式卫星

技术领域

本发明涉及航天器结构技术领域，尤其涉及一种舱段结构式卫星。

背景技术

面向突发安全事件、灾害应急救援等的航天应急观测、应急通讯保障、应急高精度导航任务具有突发性、短暂性和局部性的特点，已经在轨的航天系统通常以特定的长期服务为目的，临时调整其服务范围技术复杂、成本昂贵，难以对上述的应急航天任务提供有效支持。

传统的卫星设计主要基于给定任务，对卫星的各子系统分别进行设计，通过多次迭代完成总体设置，其卫星结构多种多样，以满足任务需要为主要目标。这种研制方式的优势在于可以高效的完成卫星承担任务，但其研制周期长，研制成本过高。也有卫星基于公用平台设计，根据不同的任务和载荷，对卫星公用平台进行设计，一般为箱板式结构，公用平台可以搭载同类型的载荷，具有一定的通用性，但箱板式结构卫星电子元器件安装在隔板上，集成操作复杂，其研发周期仍不适合卫星快速设计、集成、发射。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对现有技术的不足，提供一种舱段结构式卫星。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种舱段结构式卫星，包括：平台舱、载荷舱、顶板、多个设备、太阳翼、星敏头部支架、所述平台舱以及所述载荷舱均为框架式结构，所述平台舱以及所述载荷舱的中部均为空腔，所述载荷舱安装在所述平台舱的顶部，所述顶板安装在所述载荷舱的顶部，多个所述设备安装在所述平台舱的内侧壁以及所述载荷舱的内侧壁上，所述太阳翼以及所述星敏头部支架均安装在所述平台舱的外侧壁上。

采用本发明技术方案的有益效果是：平台舱以及载荷舱的中部均为空腔，中间没有隔板，可使卫星舱内空间得到充分利用，并且卫星主要在侧板上安装设备，各侧板上设备的安装可以独立并行进行，每个模块舱段单独进行总装和测试后进行模块间组装，这样不仅能够实现快速组装，而且在测试过程中可以单独打开侧板，实现快速设备更换。结构简单、装配方便，可批量加工。能够实现快速集成制造、发射一种或者多种功能的航天器，针对不同任务，仅需选择不同的载荷舱。可快速完成任务设置、组装测试、运输发射、在轨服务全流程，实现应急观测星座的快速部署和运行、任务区域快速到达和连续监视，解决应急状态下态势数据获取不足、信息支援不及时的问题。舱段式卫星，采用货架式舱段方式制造、集成、测试，缩短产品的开发周期，且装配、降低测试时间。

进一步地，所述平台舱的底部安装有推进舱，所述推进舱中设有推进系统贮箱以及4台推力器，所述推进系统贮箱安装在所述推进舱的中部，4台所述推力器安装在所述推进系统贮箱的外侧壁上。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：推进舱可选配，用于安装推进子系统设备。推进系统贮箱与4台推力器采取集成化设计，系统模块化、集成化程度高，便于与卫星总体的对接以及后期的拆装等操作。

进一步地，所述平台舱、所述载荷舱以及所述推进舱为相同结构。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：每个舱段具有相同的构型，研制、设计简单。可以根据任务需要实现舱段间的任意组合，减少了设计、调试时间。

进一步地，所述平台舱的底部四角位置处或所述推进舱的底部四角位置处设有用于与运载火箭连接的爆炸螺栓。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：运载火箭可以与平台舱或者推进舱对接，爆炸螺栓可分别安装在平台舱或推进舱底部的四角上。通过整星减振措施满足主动段的力学环境；发射过程中，整星的载荷通过框架传递到底部的四个爆炸螺栓，再通过四个爆炸螺栓传递到运载火箭。

进一步地，所述平台舱包括：四个支撑柱、上加强框、下加强框、四块侧板以及底板，所述上加强框以及所述下加强框均为四边形框架，四个所述支撑柱的底部一一对应安装在所述下加强框的四个角上，所述上加强框安装在四个所述支撑柱的顶部，所述侧板安装在相邻两个支撑柱之间，所述底板安装在所述下加强框上。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：利用四周主承力框架支撑柱的连接能够实现快速的舱段组装。提高载荷强度，降低重量，降低成本，便于安装以及维护。

进一步地，所述上加强框包括外框以及米字梁，所述外框以及所述下加强框均为回字形框架，所述米字梁安装在所述外框中，所述底板上设有浮动电连接器接口。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：下加强框由于有底板可以起到中间加强作用，因此将下加强框设计成回字形，这样主要是为了减轻重量；上加强框由于没用顶板，因此为了保证整星的刚度，将上加强框设计成外框加米字梁的结构。舱段间通过底板的浮动电连接器接口，用浮动电连接器实现各舱段的供配电与信号传输。舱段间的通信集中到统一接口，便于舱段间对接与测试。

进一步地，所述支撑柱的顶端以及底端均设有用于舱段对接安装的法兰，所述侧板通过螺钉可拆卸地安装在相邻两个支撑柱之间，所述底板通过螺钉可拆卸地安装在所述下加强框上。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：法兰作为舱段间及星箭连接的接口，能够用于舱段间的连接，还能够用于与地面工装连接，作为卫星舱段起吊、运输的接口。部件通过螺钉连接，便于部件的安装以及维护，提高稳定性以及可靠性。

进一步地，所述法兰上设有第一螺纹以及两对第二螺纹，两对所述第二螺纹一一对应位于所述第一螺纹的两侧。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：螺纹的设置，便于法兰对接，实现稳定连接，提高稳定性以及可靠性。

进一步地，所述侧板为蜂窝结构板，所述侧板上设有蒙皮，所述蒙皮的厚度为0.3mm。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：由于主要承力任务由主承力框架支撑柱完成，侧板和底板承受面内载荷较小，蜂窝结构板的蒙皮厚度为0.3mm，其芯子高度设计为25mm，以提高整板法向抗弯刚度。

进一步地，所述设备包括：配电组件、信息综合管理组件、姿轨控部组件以及数传设备，所述配电组件、所述信息综合管理组件以及所述姿轨控部组件均安装在所述平台舱的内侧壁上，所述数传设备安装在所述载荷舱的内侧壁上。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：平台舱用于作为平台电子设备的安装舱段，供配电、信息综合管理、姿轨控部组件均布放于平台舱段。平台舱的大部分设备均设计安装在四块侧板上，需满足运载质量特性需求。载荷舱用于安装有效载荷分和数传分的相关设备，在总装过程中将四块侧板铺开进行总装操作。

本发明附加的方面的优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明实践了解到。

附图说明

图1为本发明实施例提供的舱段结构式卫星的结构示意图。

图2为本发明实施例提供的单个舱段卫星的结构示意图。

图3为本发明实施例提供的舱段间连接接口的结构示意图。

图4为本发明实施例提供的推进舱的结构示意图。

图5为本发明实施例提供的推进系统贮箱以及推力器的结构示意图。

附图标号说明：1、平台舱；2、载荷舱；3、顶板；4、设备；5、推进舱；6、推进系统贮箱；7、推力器；8、支撑柱；9、上加强框；10、下加强框；11、侧板；12、底板；13、外框；14、米字梁；15、法兰；16、第一螺纹；17、第二螺纹；18、浮动电连接器接口。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

如图1至图5所示，本发明实施例提供了一种舱段结构式卫星，包括：平台舱1、载荷舱2、顶板3、多个设备4、太阳翼、星敏头部支架、所述平台舱1以及所述载荷舱2均为框架式结构，所述平台舱1以及所述载荷舱2的中部均为空腔，所述载荷舱2安装在所述平台舱1的顶部，所述顶板3安装在所述载荷舱2的顶部，多个所述设备4安装在所述平台舱1的内侧壁以及所述载荷舱2的内侧壁上，所述太阳翼以及所述星敏头部支架均安装在所述平台舱1的外侧壁上。

采用本发明技术方案的有益效果是：平台舱以及载荷舱的中部均为空腔，中间没有隔板，可使卫星舱内空间得到充分利用，并且卫星主要在侧板上安装设备，各侧板上设备的安装可以独立并行进行，每个模块舱段单独进行总装和测试后进行模块间组装，这样不仅能够实现快速组装，而且在测试过程中可以单独打开侧板，实现快速设备更换。结构简单、装配方便，可批量加工。能够实现快速集成制造、发射一种或者多种功能的航天器，针对不同任务，仅需选择不同的载荷舱。可快速完成任务设置、组装测试、运输发射、在轨服务全流程，实现应急观测星座的快速部署和运行、任务区域快速到达和连续监视，解决应急状态下态势数据获取不足、信息支援不及时的问题。舱段式卫星，采用货架式舱段方式制造、集成、测试，缩短产品的开发周期，且装配、降低测试时间。

本发明提供的一种舱段结构式卫星，每个舱段具有相同的构型，研制、设计简单。可以根据任务需要实现舱段间的任意组合，减少了设计、调试时间。舱段式卫星采用长方体的框架结构，中间没有隔板，可使卫星舱内空间得到充分利用，并且卫星主要在侧板上安装设备，各侧板上设备的安装可以独立并行进行，这样不仅能够实现快速组装，而且在测试过程中可以单独打开侧板，实现快速设备更换。通过此种设计能够实现快速集成制造、发射一种或者多种功能的航天器，可快速完成任务设置、组装测试、运输发射、在轨服务全流程，实现应急观测星座的快速部署和运行、任务区域快速到达和连续监视，解决应急状态下态势数据获取不足、信息支援不及时的问题。

传统的卫星设计、集成制造主要是基于用户需求，研制各个子系统，包括卫星的结构，在研制过程中还需协调不同分系统之间接口关系，通过多次迭代完成总体设置。这种研制方式的重复性多、工作量大，效率低，分系统、计算工作占了整个设计工作的大部分时间，导致产品开发周期长。

而本发明的舱段结构式卫星，简称舱段式卫星，采用货架式舱段方式制造、集成、测试，大大降低了产品的开发周期，且装配、测试时间具有显著降低。

本发明采用模块化装配，具有如下有益效果：

(1)各舱段统一的模块化设计具有快速设计特性，缩短了产品开发周期，容易实现批量生产。

(2)舱段式卫星结构简单、独立成舱、能够实现快速组装、分舱段测试、载荷适应性强。

(3)针对不同任务，仅需选择不同的载荷舱。在产品库中，长期存储货架式的标准平台舱和符合接口规范的典型载荷舱。例如需要配置光学遥感卫星，从产品库中提取标准平台舱和所需光学载荷，进行舱段间的总装，并完成热控最终状态的实施，大大缩短了响应时间。

(4)能够实现快速集成制造、发射一种或者多种功能的航天器，可快速完成任务设置、组装测试、运输发射。

如图1至图5所示，进一步地，所述平台舱1的底部安装有推进舱5，所述推进舱5中设有推进系统贮箱6以及4台推力器7，所述推进系统贮箱6安装在所述推进舱5的中部，4台所述推力器7安装在所述推进系统贮箱6的外侧壁上。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：推进舱可选配，用于安装推进子系统设备。推进系统贮箱与4台推力器采取集成化设计，系统模块化、集成化程度高，便于与卫星总体的对接以及后期的拆装等操作。

如图1至图5所示，进一步地，所述平台舱1、所述载荷舱2以及所述推进舱5为相同结构。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：每个舱段具有相同的构型，研制、设计简单。可以根据任务需要实现舱段间的任意组合，减少了设计、调试时间。

如图1至图5所示，进一步地，所述平台舱1的底部四角位置处或所述推进舱5的底部四角位置处设有用于与运载火箭连接的爆炸螺栓。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：运载火箭可以与平台舱或者推进舱对接，爆炸螺栓可分别安装在平台舱或推进舱底部的四角上。通过整星减振措施满足主动段的力学环境；发射过程中，整星的载荷通过框架传递到底部的四个爆炸螺栓，再通过四个爆炸螺栓传递到运载火箭。

如图1至图5所示，进一步地，所述平台舱1包括：四个支撑柱8、上加强框9、下加强框10、四块侧板11以及底板12，所述上加强框9以及所述下加强框10均为四边形框架，四个所述支撑柱8的底部一一对应安装在所述下加强框10的四个角上，所述上加强框9安装在四个所述支撑柱8的顶部，所述侧板11安装在相邻两个支撑柱8之间，所述底板12安装在所述下加强框10上。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：利用四周主承力框架支撑柱的连接能够实现快速的舱段组装。提高载荷强度，降低重量，降低成本，便于安装以及维护。

如图1至图5所示，进一步地，所述上加强框9包括外框13以及米字梁14，所述外框13以及所述下加强框10均为回字形框架，所述米字梁14安装在所述外框13中，所述底板12上设有浮动电连接器接口18。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：下加强框由于有底板可以起到中间加强作用，因此将下加强框设计成回字形，这样主要是为了减轻重量；上加强框由于没用顶板，因此为了保证整星的刚度，将上加强框设计成外框加米字梁的结构。舱段间通过底板的浮动电连接器接口，用浮动电连接器实现各舱段的供配电与信号传输。舱段间的通信集中到统一接口，便于舱段间对接与测试。

如图1至图5所示，进一步地，所述支撑柱8的顶端以及底端均设有用于舱段对接安装的法兰15，所述侧板11通过螺钉可拆卸地安装在相邻两个支撑柱8之间，所述底板12通过螺钉可拆卸地安装在所述下加强框10上。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：法兰作为舱段间及星箭连接的接口，能够用于舱段间的连接，还能够用于与地面工装连接，作为卫星舱段起吊、运输的接口。部件通过螺钉连接，便于部件的安装以及维护，提高稳定性以及可靠性。

如图1至图5所示，进一步地，所述法兰15上设有第一螺纹16以及两对第二螺纹17，两对所述第二螺纹17一一对应位于所述第一螺纹16的两侧。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：螺纹的设置，便于法兰对接，实现稳定连接，提高稳定性以及可靠性。

如图1至图5所示，进一步地，所述侧板11为蜂窝结构板，所述侧板11上设有蒙皮，所述蒙皮的厚度为0.3mm。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：由于主要承力任务由主承力框架支撑柱完成，侧板和底板承受面内载荷较小，蜂窝结构板的蒙皮厚度为0.3mm，其芯子高度设计为25mm，以提高整板法向抗弯刚度。

如图1至图5所示，进一步地，所述设备4包括：配电组件、信息综合管理组件、姿轨控部组件以及数传设备，所述配电组件、所述信息综合管理组件以及所述姿轨控部组件均安装在所述平台舱1的内侧壁上，所述数传设备安装在所述载荷舱2的内侧壁上。

采用上述进一步技术方案的有益效果是：平台舱用于作为平台电子设备的安装舱段，供配电、信息综合管理、姿轨控部组件均布放于平台舱段。平台舱的大部分设备均设计安装在四块侧板上，需满足运载质量特性需求。载荷舱用于安装有效载荷分和数传分的相关设备，在总装过程中将四块侧板铺开进行总装操作。

如图1所示，卫星划分为三个模块舱段：平台舱、载荷舱、推进舱(选配)。三个舱段呈堆叠式分布，载荷舱与推进舱分别部署于平台舱上下两侧。三个舱段本体结构均采用相同的框架式结构，每个舱段包括四个支撑柱、上加强框、下加强框、四块侧板和一块底板。最上方的舱段还包括一块顶板。每个模块舱段单独进行总装和测试后进行模块间组装。每个舱段中间没有隔板，可使卫星舱内空间得到充分利用。框架式结构主要在侧板上安装设备，各侧板上设备的安装可以独立并行进行，这样不仅能够实现快速组装，而且在测试过程中可以单独打开侧板，实现快速设备更换。

如图2所示，四个支撑柱是主承力零件，将其设计为L形支柱，其上下带有外翻边，作为舱段间及星箭连接的接口，其接口如图3所示。上加强框、下加强框是次承力零件，下加强框由于有底板可以起到中间加强作用，因此将其设计成回字形，这样主要是为了减轻重量；上加强框由于没用顶板，因此为了保证整星(卫星)的刚度，将其设计成外框加米字梁的结构。侧板采用蜂窝结构板，包括四块侧板和一块底板，每个侧板由螺钉与支撑柱和上加强框以及下加强框相连，每个底板由螺钉与下加强框相连。由于主要承力任务由主承力框架完成，侧板和底板承受面内载荷较小，蜂窝结构板的蒙皮厚度选用为0.3mm，其芯子高度设计为25mm以提高整板法向抗弯刚度。

舱段间的连接主要通过支撑梁(支撑柱)的外法兰(法兰)连接，如图3所示，每个角用4个M8螺纹(第二螺纹)和1个M12螺纹(第一螺纹)连接。同时该外接法兰(法兰)还用于与地面工装连接，作为卫星舱段起吊、运输的接口。利用四周主承力框架的连接能够实现快速的舱段组装。

卫星与运载火箭的连接采用爆炸螺栓形式，共4个爆炸螺栓，运载火箭可以与平台舱或者推进舱对接，爆炸螺栓可分别安装在平台舱或推进舱底部的四角上。通过整星减振措施满足主动段的力学环境；发射过程中，整星的载荷通过框架传递到底部的四个爆炸螺栓，再通过四个爆炸螺栓传递到运载火箭。

舱段间通过底板的浮动电连接器接口，用浮动电连接器实现各舱段的供配电与信号传输。舱段间的通信集中到统一接口，便于舱段间对接与测试。

平台舱用于作为平台电子设备的安装舱段，供配电、信息综合管理、姿轨控部组件均布放于平台舱段。平台舱的大部分设备均设计安装在四块侧板上，需满足运载质量特性需求。在总装过程中将四块侧板铺开进行总装操作。平台舱±Y两面固定太阳翼，±X面安装可调节的星敏头部支架。

载荷舱用于安装有效载荷分和数传分的相关设备。以光学相机载荷为例，相机主体安装在载荷舱的底板，数传设备安装在侧板，在总装过程中将四块侧板铺开进行总装操作。

推进舱可选配，如图4所示，用于安装推进子系统设备。推进系统贮箱与4台1N推力器采取集成化设计，系统模块化、集成化程度高，便于与卫星总体的对接以及后期的拆装等操作。如图5所示，4台1N推力器分布在贮箱(推进系统贮箱)四角，通过贮箱(推进系统贮箱)上的支耳与贮箱(推进系统贮箱)连接，呈十字形布局，贮箱(推进系统贮箱)位于中央。

本发明提供的一种舱段结构式卫星，可以为舱段式结构的卫星，包括三个标准化舱段：平台舱、载荷舱、推进舱。

三个舱段本体结构均采用相同的框架式结构，结构简单、装配方便，可批量加工，每个舱段包括四个支撑柱、上加强框、下加强框、四块侧板和一块底板，主要在侧板上安装设备。

三个舱段呈堆叠式分布，舱段间由支撑梁(支撑柱)的外接法兰相互固定，载荷舱与推进舱分别部署于平台舱两侧。

舱段间的连接主要通过支撑梁(支撑柱)的外法兰连接，同时在该法兰还用于与地面工装连接，作为卫星舱段起吊、运输的接口。舱段间通过底板的浮动电连接器接口用浮动电连接器实现各舱段的供配电与信号传输。

平台舱用于作为平台电子设备的安装舱段，包括供配电、信息综合管理、姿轨控部组件等放置舱段。平台舱±Y两面固定太阳翼，±X面安装可调节的星敏头部支架。

载荷舱用于安装有效载荷分和数传分的相关设备。

推进舱可选配，用于安装推进子系统设备。

卫星与运载火箭的连接采用爆炸螺栓形式，共4个爆炸螺栓，分别安装在平台舱或推进舱底部的四角上。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，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发明各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种舱段结构式卫星，其特征在于，包括：平台舱、载荷舱、顶板、多个设备、太阳翼、星敏头部支架、所述平台舱以及所述载荷舱均为框架式结构，所述平台舱以及所述载荷舱的中部均为空腔，所述载荷舱安装在所述平台舱的顶部，所述顶板安装在所述载荷舱的顶部，多个所述设备安装在所述平台舱的内侧壁以及所述载荷舱的内侧壁上，所述太阳翼以及所述星敏头部支架均安装在所述平台舱的外侧壁上。

2.根据权利要求1所述的一种舱段结构式卫星，其特征在于，所述平台舱的底部安装有推进舱，所述推进舱中设有推进系统贮箱以及4台推力器，所述推进系统贮箱安装在所述推进舱的中部，4台所述推力器安装在所述推进系统贮箱的外侧壁上。

3.根据权利要求2所述的一种舱段结构式卫星，其特征在于，所述平台舱、所述载荷舱以及所述推进舱为相同结构。

4.根据权利要求2所述的一种舱段结构式卫星，其特征在于，所述平台舱的底部四角位置处或所述推进舱的底部四角位置处设有用于与运载火箭连接的爆炸螺栓。

5.根据权利要求1所述的一种舱段结构式卫星，其特征在于，所述平台舱包括：四个支撑柱、上加强框、下加强框、四块侧板以及底板，所述上加强框以及所述下加强框均为四边形框架，四个所述支撑柱的底部一一对应安装在所述下加强框的四个角上，所述上加强框安装在四个所述支撑柱的顶部，所述侧板安装在相邻两个支撑柱之间，所述底板安装在所述下加强框上。

6.根据权利要求5所述的一种舱段结构式卫星，其特征在于，所述上加强框包括外框以及米字梁，所述外框以及所述下加强框均为回字形框架，所述米字梁安装在所述外框中，所述底板上设有浮动电连接器接口。

7.根据权利要求5所述的一种舱段结构式卫星，其特征在于，所述支撑柱的顶端以及底端均设有用于舱段对接安装的法兰，所述侧板通过螺钉可拆卸地安装在相邻两个支撑柱之间，所述底板通过螺钉可拆卸地安装在所述下加强框上。

8.根据权利要求7所述的一种舱段结构式卫星，其特征在于，所述法兰上设有第一螺纹以及两对第二螺纹，两对所述第二螺纹一一对应位于所述第一螺纹的两侧。

9.根据权利要求5所述的一种舱段结构式卫星，其特征在于，所述侧板为蜂窝结构板，所述侧板上设有蒙皮，所述蒙皮的厚度为0.3mm。

10.根据权利要求1所述的一种舱段结构式卫星，其特征在于，所述设备包括：配电组件、信息综合管理组件、姿轨控部组件以及数传设备，所述配电组件、所述信息综合管理组件以及所述姿轨控部组件均安装在所述平台舱的内侧壁上，所述数传设备安装在所述载荷舱的内侧壁上。