CN104648693A - 用于平台载荷一体化的卫星结构 - Google Patents

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Abstract

用于平台载荷一体化的卫星结构，涉及航天航空技术领域，解决现有卫星结构***采用平台与载荷独立设计的方法，存在资源利用率低以及结构冗余度高，导致***质量重体积大等问题，包括上板、中心承力筒、侧板、对接环、底板；以对接环作为装配基准，在所述对接环上安装底板，在所述底板上安装中心承力筒，所述上板安装在中心承力筒上，侧板固定在上板与底板的侧面。所述的中心承力筒的周向上均匀设置多个上板支架，上板通过多个上板支架安装在中心承力筒上。本发明所述的卫星结构紧凑、体积小、质量轻；结构功能密度集高；刚度高，结构安全裕度大，可靠性高。

Description

用于平台载荷一体化的卫星结构
技术领域
本发明涉及航天航空技术领域。具体涉及一种用于平台载荷一体化卫星的结构，可实现高性能小卫星平台与载荷结构的一体化高度集成，同时兼顾不同型号小卫星模块化和标准化功能扩展任务需求。
背景技术
卫星一般由有效载荷和卫星平台(或称公用舱)构成。传统的卫星设计多采用通用的卫星平台与不同有效载荷组合的方式来满足不同的卫星使命。所谓卫星平台就是一个能适应不同有效载荷配置，完成各自特定飞行使命，通用性较强的公用舱。基于这种设计理念，在卫星制造过程中，多是采用黑匣子的设计方法，先制造出各个独立的星上工作单元，然后，将这些单元组装到连接结构上组成卫星，这些独立单元具有自己的支承结构和操纵控制电路，零部件和控制电路无法共用，最终，使得卫星结构重叠，控制元器件数量增多，导致卫星重量的增加。地面设备这样做尚无大碍,但对卫星则大大提高发射成本，降低可靠度。
比较典型的例子如著名的美国MMS卫星平台，如图1所示，整个卫星平台由四段舱组成，分别是姿态控制分***舱11、电源舱14、通信与数管舱13和推进舱14，每个舱都有自己的支承结构和操纵控制电路，这些舱被单独制造，然后通过MMS支撑结构16连接到一起，MMS支撑结构起到连接与传递载荷的作用，这样就组成了一个完整的卫星平台。有效载荷与卫星平台通过适配器15相连，他们是完全独立的两个***，虽然这样的设计可以使平台适应不同的载荷，但是无疑也增大了卫星的包络空间。
80年代中期以来，以高技术为基础的现代小卫星的发展十分迅速，并带动卫星向小型化方向发展。小卫星具有重量轻、体积小、成本低、研制周期短、功能密度高五大优点，这种采用卫星平台和有效载荷舱设计的卫星，虽然卫星平台的使用可以避免不同卫星所需保障***的重新研制，但是其针对性较差，其载荷与服务***分舱设计，包络空间和质量都较大，不适合于小卫星小型化、轻量化的设计思想。
本发明提出了一种卫星平台结构与载荷结构一体化设计的思想，它将载荷结构与平台结构有机结合于一体，既是有效载荷的承力结构，同时也是卫星平台不可分割的一部分，同一个结构担任两种角色，提高了卫星结构的功能密度集，减轻了卫星质量、缩小体积、降低成本。
采用蜂窝夹层板式结构，板内预埋热管，做到机-热一体化，设计简单方便，提高了卫星的功能密度。有限元数值模拟结果表明，本发明提出的结构形式，能够满足卫星的有关结构性能要求，可以作为未来相关卫星研制的参考结构形式。
发明内容
本发明为解决现有卫星结构***采用平台与载荷独立设计的方法，存在资源利用率低以及结构冗余度高，导致***质量重体积大等问题，提供一种用于平台载荷一体化的卫星结构。
用于平台载荷一体化的卫星结构，包括上板、中心承力筒、侧板、对接环、底板；以对接环作为装配基准，在所述对接环上安装底板，在所述底板上安装中心承力筒，所述上板安装在中心承力筒上，侧板固定在上板与底板的侧面。
所述的中心承力筒的周向上均匀设置多个上板支架，上板通过多个上板支架安装在中心承力筒上。
本发明包括多个侧板，每个侧板的两侧设有杆，通过所述杆使侧板与心承力筒连接。
本发明还包括三个杆支架，侧板为三个，每个侧板的两侧设有三个杆，所述三个杆支架均匀设置在中心承力筒的周向上，所述每相邻侧板上的相邻一侧的前两个杆固定在同一个杆支架上，每相邻侧板上的相邻一侧的第三个杆与底板相连。
本发明所述的底板和上板均采用蜂窝夹层结构。
本发明的有益效果：本发明针对平台载荷一体化卫星结构在拓扑结构设计上改变了传统的设计方法，不采用传统卫星结构分舱段的设计方式，将各分***布置在不同的卫星舱内，再将所有的卫星舱组合在一起构成一个完成的卫星，而是超越各分***间界限，采用资源共享思想，将平台与载荷结构作为一个整体进行考虑，设计出一种用于平台载荷一体化卫星的多功能结构。
本发明为了解决现有采用资源共享理念，提出了一种用于平台载荷一体化的卫星结构，该结构具备以下特点：结构紧凑、体积小、质量轻；结构功能密度集高；刚度高，结构安全裕度大，可靠性高。
附图说明
图1为本发明所述的用于平台载荷一体化卫星的结构的分解示意图；
图2为本发明所述的用于平台载荷一体化卫星的结构的组合示意图；
图3为现有美国MMS卫星平台结构分解示意图。
具体实施方式
具体实施方式一、结合图1和图2说明本实施方式，用于平台载荷一体化的卫星结构，该结构由上板1、中心承力筒2、侧板3、对接环7、底板8、三个杆支架9与十二个上板支架10组成。
以对接环7作为装配基准，对接环7采用标准星箭接口，用铝材加工而成；在对接环7上安装底板8，底板8采用蜂窝夹层结构，蜂窝夹层结构的优点是质量轻、比刚度高；在底板8上安装中心承力筒2，中心承力筒2采用碳纤维复合材料，它们既是卫星的主承力结构，又在相机中起到消杂闪光的作用；在中心承力筒2的周向上安装十二个上板支架及三个杆支架；在十二个上板支架10上安装上板1，上板1同样采用蜂窝夹层结构；安装三块侧板，侧板3通过螺钉固定在底板8及上板1的侧面；通过每块侧板3两侧的杆1、杆2及杆3将三块侧板与中心承力筒2相连，起到辅助支撑的作用。底板8、上板1及三块侧板3用于安装星上设备。
本实施方式中所述的每个侧板3的两侧设有三个杆，所述三个杆支架9均匀设置在中心承力筒2的周向上，所述每相邻侧板3上的相邻一侧的前两个杆固定在同一个杆支架9上，每相邻侧板3上的相邻一侧的第三个杆与底板8相连。
本实施方式所述的用于平台载荷一体化的卫星结构具体功能包括：承受载荷，承受卫星在地面操作和运输过程中产生的载荷，承受卫星在发射过程中产生的加速度、振动、冲击和噪声载荷，承受卫星机构动作产生的冲击载荷，承受为习惯在轨运行时由于温度交变、真空状态和变轨运动产生的载荷；安装设备，卫星结构需要为星载仪器设备提供固定安装界面并保持一定精度，卫星热控部件的安装也需要通过结构来实施，卫星结构应对星载设备提供保护；提供构型，卫星结构式卫星的骨架，为整星提供构造外形，为卫星和运载火箭的连接提供接口，为卫星伸展附件的连接提供接口；消杂散光，遮挡部分地气光和其它杂光进入窗口玻璃和相机镜头，利用表面材料特性，最大限度地吸收已进入遮光罩的杂散光，保证较高的信噪比。
综上，星载一体化卫星结构既起到卫星结构平台承受载荷、安装设备和提供构型的作用，又起到相机结构遮光罩消杂散光的作用。

Claims (5)

1.用于平台载荷一体化的卫星结构，包括上板(1)、中心承力筒(2)、侧板(3)、对接环(7)、底板(8)；其特征是，以对接环(7)作为装配基准，在所述对接环(7)上安装底板(8)，在所述底板(8)上安装中心承力筒(2)，所述上板(1)安装在中心承力筒(2)上，侧板(3)固定在上板(1)与底板(8)的侧面。
2.根据权利要求1所述的用于平台载荷一体化的卫星结构，其特征在于，中心承力筒(2)的周向上均匀设置多个上板支架(10)，上板(1)通过多个上板支架(10)安装在中心承力筒(2)上。
3.根据权利要求1或2所述的用于平台载荷一体化的卫星结构，其特征在于，侧板(3)为多个，每个侧板(3)的两侧设有杆，通过所述杆使侧板(3)与心承力筒(2)连接。
4.根据权利要求3所述的用于平台载荷一体化的卫星结构，其特征在于，还包括三个杆支架(9)，侧板(3)为三个，每个侧板(3)的两侧设有三个杆，所述三个杆支架(9)均匀设置在中心承力筒(2)的周向上，所述每相邻侧板(3)上的相邻一侧的前两个杆固定在同一个杆支架(9)上，每相邻侧板(3)上的相邻一侧的第三个杆与底板(8)相连。
5.根据权利要求1所述的用于平台载荷一体化的卫星结构，其特征在于，所述底板(8)和上板(1)均采用蜂窝夹层结构。
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