CN108045597A - 模块化、可组装式卫星结构 - Google Patents
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Abstract
本发明提供的一种卫星结构，包括：服务模块；推进模块，所述推进模块与所述服务模块的一端连接；载荷模块，所述载荷模块与所述服务模块的另一端连接；其中所述服务模块包括：服务模块底板，所述服务模块底板与所述推进模块连接；服务模块框架，所述服务模块框架为多边形，所述服务模块框架与所述服务模块底板连接；服务模块侧板，所述服务模块侧板与所述服务模块框架连接。与现有技术相比，本发明具有以下优势：由于对推进模块、服务模块和载荷模块结构构型、结构形式、各结构件之间的连接形式等进行专门设计，因此，取得结构简单、独立成舱、质量轻、快速加工、快速组装和载荷适应性强等有益效果，应用前景广泛。
Description
技术领域
本发明涉及卫星结构构型，具体涉及一种模块化、可组装式小型卫星结构。
背景技术
卫星结构是提供所装载仪器设备的安装空间和位置，承受作用在卫星上的静、动态载荷，并支持其入轨后在预定轨道上完成既定任务承载卫星主要载荷的承力结构，是卫星***得重要组成部分。具有质量要求严格、结构空间有限、能适应特殊的空间环境、高可靠、和一体化设计等特点。目前，卫星研制面临研制周期短、任务多等困难，因此，结构设计时必须考虑结构形式简单、质量轻、加工快速性、扩展性强、适应性强等方面。
目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内类似的资料。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种解决现有技术中研制周期长、对载荷适应性弱等问题的卫星结构。
为解决上述技术问题，本发明提供的一种卫星结构，包括：服务模块；推进模块，所述推进模块与所述服务模块的一端连接；载荷模块，所述载荷模块与所述服务模块的另一端连接；其中所述服务模块包括：服务模块底板，所述服务模块底板与所述推进模块连接；服务模块框架，所述服务模块框架为多边形，所述服务模块框架与所述服务模块底板连接；服务模块侧板，所述服务模块侧板与所述服务模块框架连接。
优选地，所述载荷模块包括：载荷模块底板，所述载荷模块底板与所述服务模块框架的另一端连接；框架竖梁，所述框架竖梁的数量为多根，多根所述框架竖梁的一端分别与所述载荷模块底板连接；框架横梁，所述框架横梁的数量为多根，多根所述框架横梁的两端跨接在相邻的两根所述框架竖梁的另一端之间。
优选地，在所述框架竖梁的另一端的端部设有三通接头，所述三通接头的一个端口连接在所述框架竖梁的另一端，所述三通接头的另外两个端口分别与两侧的所述框架横梁的端部连接。
优选地，所述载荷模块底板为正六边形。
优选地，多根所述框架竖梁的一端分别与所述载荷模块底板的角连接。
优选地，所述服务模块底板为正六边形。
优选地，所述服务模块框架的一端分别与所述服务模块底板的角连接。
优选地，所述推进模块的上法兰为正六边形，所述推进模块的上法兰的形状及位置与所述服务模块底板的形状及位置相对应。
与现有技术相比，本发明具有以下优势：由于对推进模块、服务模块和载荷模块结构构型、结构形式、各结构件之间的连接形式等进行专门设计，因此，取得结构简单、独立成舱、质量轻、快速加工、快速组装和载荷适应性强等有益效果，应用前景广泛。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征目的和优点将会变得更明显。
图1为本发明卫星结构结构示意图；
图2为本发明卫星结构三通接头结构示意图；
图3为本发明卫星结构框架横梁结构示意图；
图4为本发明卫星结构框架竖梁结构示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1所示，该装置包括：推进模块1、服务模块2和载荷模块3；推进模块1由推进安装筒组成，呈正六棱台形；服务模块2由服务模块底板201、服务模块框架202 和服务模块侧板203组成；载荷模块3由载荷模块底板301、框架竖梁302、框架三通接头303和框架横梁304组成；模块之间通过螺钉进行连接，拆装方便，各模块可以单独进行测试和组装，缩短了测试和组装周期。
推进模块1主要为推进分***设备或部件提供安装基础，同时应能承受卫星发射时的各种力学环境；在地面测试、推进设备安装时，可独立成舱。推进安装筒为上截面为六边形，采用碳纤维蒙皮-铝蜂窝夹层结构形式。内、外蒙皮为碳/环氧复合材料，增强材料为M55J-6k碳纤维，基体材料为环氧AG-80树脂基体,铺层顺序为[±45°/0°3/±45] 对称铺层；蜂窝芯子采用材料为LF2Y、厚度为6.5毫米、规格为4-0.04的有孔耐久性铝蜂窝；内、外蒙皮与铝蜂窝芯采用厚度不小于0.2毫米的J－7890℃固化结构胶粘剂胶接；筒体上端预埋“L”型T700端框,用于连接本体框架；下端预埋铝合金端框,作为星箭分离面，在下端框内侧设置整星停放工装接口；外侧纵向转角和中心处布置6根“T”型碳纤维桁条和碳纤维补强角盒，用于加强。
服务模块2主要为卫星服务仪器设备提供安装基础，同时能承受卫星发射时的各种力学环境；在地面测试、服务设备安装时，可独立成舱。服务模块2由服务模块底板201、服务模块框架202和服务模块侧板203螺钉连接组成；服务模块框架202由标准件碳纤维竖梁、碳纤维三通接头303和碳纤维横梁通过Redux420胶粘剂胶接而成。服务模块底板201为蜂窝夹层结构，上、下蒙皮为0.3毫米厚的铝面板，材料为LY12CZ；蜂窝芯子采用材料为LF2Y，规格为4-0.04的有孔耐久性铝蜂窝芯。
载荷模块3主要为卫星载荷设备提供安装基础，同时能承受卫星发射时的各种力学环境；在地面测试、载荷设备安装时，可独立成舱。载荷模块3由载荷模块底板301、框架竖梁302、框架三通接头303和框架横梁304组成。图2～图4是框架竖梁302、框架三通接头303和框架横梁304示意图。框架竖梁302、框架三通接头303和框架横梁 304通过Redux420胶粘剂组装成六边形框架，材料为T700S-12k；该三种产品为标准件，先行批量加工，作为货架式产品，根据载荷的不同，通过裁剪框架横梁304和框架竖梁 302的长度任意组装成不同外形的框架以适应不同载荷的安装。载荷模块底板301为蜂窝夹层结构，上、下蒙皮为0.3毫米厚的铝面板，材料为LY12CZ；蜂窝芯子采用材料为 LF2Y，规格为4-0.04的有孔耐久性铝蜂窝芯。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (8)
1.一种模块化、可组装式卫星结构，其特征在于，包括：
服务模块；
推进模块，所述推进模块与所述服务模块的一端连接；
载荷模块，所述载荷模块与所述服务模块的另一端连接；其中
所述服务模块包括：
服务模块底板，所述服务模块底板与所述推进模块连接；
服务模块框架，所述服务模块框架为多边形，所述服务模块框架与所述服务模块底板连接；
服务模块侧板，所述服务模块侧板与所述服务模块框架连接。
2.根据权利要求1所述的卫星结构，其特征在于，所述载荷模块包括：
载荷模块底板，所述载荷模块底板与所述服务模块框架的另一端连接；
框架竖梁，所述框架竖梁的数量为多根，多根所述框架竖梁的一端分别与所述载荷模块底板连接；
框架横梁，所述框架横梁的数量为多根，多根所述框架横梁的两端跨接在相邻的两根所述框架竖梁的另一端之间。
3.根据权利要求2所述的卫星结构，其特征在于，在所述框架竖梁的另一端的端部设有三通接头，所述三通接头的一个端口连接在所述框架竖梁的另一端，所述三通接头的另外两个端口分别与两侧的所述框架横梁的端部连接。
4.根据权利要求2所述的卫星结构，其特征在于，所述载荷模块底板为正六边形。
5.根据权利要求4所述的卫星结构，其特征在于，多根所述框架竖梁的一端分别与所述载荷模块底板的角连接。
6.根据权利要求1所述的卫星结构，其特征在于，所述服务模块底板为正六边形。
7.根据权利要求6所述的卫星结构，其特征在于，所述服务模块框架的一端分别与所述服务模块底板的角连接。
8.根据权利要求6所述的卫星结构，其特征在于，所述推进模块通过上法兰与所述服务模块底板连接，所述上法兰为正六边形，所述上法兰的形状及位置与所述服务模块底板的形状及位置相对应。
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