CN112591144B - 一种层叠式卫星阵列构型及其发射方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种层叠式卫星阵列构型及其发射方法，其中，构成层叠式卫星阵列构型的卫星包括卫星壳体以及卫星立柱，卫星立柱穿透卫星壳体，通过安装法兰固定于卫星壳体上，并通过上下端部的凸台结构及凹槽结构实现上下星的连接，提供卫星阵列构型的横向约束，并进一步通过抱箍支柱提供纵向约束。

Description

一种层叠式卫星阵列构型及其发射方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种层叠式卫星阵列构型及其发射方法。

背景技术

随着航天产业的发展，卫星发射数量大幅增加。互联网星座、物联网星座等低轨通信星座如雨后春笋般出现在人们的视线中，国内外多家单位和公司均提出了由几十至数万颗卫星组成的低轨通信星座方案。所述低轨通信星座功能涵盖互联网和物联网，星座包含的卫星数量众多，对全球形成了充分的覆盖。

为了提高火箭的运载效率，对于星座***卫星的发射一般采用一箭多星的发射方式。传统的一箭多星安装方式主要有串列式、并列式以及中心承载式三种，其中串列式一箭多星安装方式是指卫星上下串列安装在整流罩内，并列式一箭多星安装方式是指多颗卫星并排安装在整流罩内，以及中心承载式安装方式是指一个中心承力筒状构件安装在火箭上，然后多颗卫星以外挂方式安装在中心承力筒上。目前的卫星安装方式的整流罩内空间利用率不高，同时由于每颗卫星都需要单独的卫星释放机构，需要较多的卫星释放机构，进而会使得卫星支架重量较大。

发明内容

针对现有技术中的部分或全部问题，本发明一方面提供一种层叠式卫星阵列构型，包括：

N个卫星，所述N个卫星通过卫星立柱的***配合层叠安装，且最底层卫星通过星箭对接机构安装于火箭上；以及

至少一个抱箍立柱，所述抱箍立柱包括主体杆以及N个压紧结构，所述压紧结构位于所述主体杆的一侧，均等分布，且相邻两个压紧结构间的距离等于所述卫星的厚度，所述抱箍立柱布置于所述卫星阵列构型的侧面，使得所述压紧结构压在所述卫星的上表面以阻止所述N个卫星在垂直方向上移位。

进一步地，所述卫星包括：

卫星壳体，为腔式结构，包括底板、顶板以及侧板，所述卫星壳体及其腔体内用于安装卫星载荷；

卫星立柱，布置为穿透所述底板及顶板，固定安装于所述卫星壳体上，且上端部露出于顶板，以及下端部露出于底板，所述卫星立柱包括：

凸台结构，布置于所述卫星立柱的上端部；

凹槽结构，布置于所述卫星立柱的下端部，所述凹槽结构的形状与所述凸台结构相匹配，以实现卫星的层叠安装；

第一安装法兰，布置于所述卫星立柱表面靠近上端部处，所述

第一安装法兰与所述顶板固定连接；以及

第二安装法兰，布置于所述卫星立柱表面靠近下端部处，所述第二安装法兰与所述底板固定连接。

进一步地，所述凸台结构的外周表面具有一定的坡度。

进一步地，所述卫星立柱为空心杆件。

进一步地，所述卫星立柱的材料为铝合金或钛合金或钢或碳纤维。

进一步地，所述侧板通过螺纹连接的方式与所述顶板及底板连接。

进一步地，所述第一安装法兰通过螺纹连接的方式与所述顶板连接，和/或所述第二安装法兰通过螺纹连接的方式与所述底板连接。

本发明提供的一种层叠式卫星阵列构型及其发射方法，通过卫星上的卫星立柱实现卫星的层叠式安装，然后通过抱箍支柱对卫星阵列提供纵向约束。卫星发射前，通过多个抱箍支柱将卫星层叠组合体固定在火箭上，抱箍支柱底部安装在运载火箭上，星箭分离时，四个抱箍支柱采用有源或者无源的方式打开，解除对卫星的约束，卫星层叠组合体在弹簧或者火工作动器作用下与火箭分离，卫星层叠组合体与火箭分离后，卫星在各自推力器作用下散开，或者用星间弹簧散开，整个卫星阵列构型仅采用一套释放机构，使得整流罩空间利用率更高，并且降低了卫星支架的重量，从而提高了火箭运载能力的利用率。

附图说明

为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出本发明一个实施例的一种卫星的结构示意图；

图2示出本发明一个实施例的一种卫星的卫星立柱结构示意图；

图3示出本发明一个实施例的一种层叠式卫星阵列构型的结构示意图；

图4示出本发明一个实施例的一种层叠式卫星阵列构型中卫星立柱的连接示意图；

图5示出本发明一个实施例的一种层叠式卫星阵列构型的抱箍支柱的结构示意图；

图6示出本发明一个实施例的一种层叠式卫星阵列构型的抱箍支柱的压紧结构的结构示意图；以及

图7示出本发明一个实施例的一种层叠式卫星阵列构型的释放示意图。

具体实施方式

以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免模糊本发明的发明点。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明并不限于这些特定细节。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按正确比例绘制。

在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。

需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了阐述该具体实施例，而不是限定各步骤的先后顺序。相反，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。

针对现有一箭多星的发射方式中，整流罩内空间利用率不高、需要较多的卫星释放机构以及卫星支架重量较大等缺点，本发明提供一种层叠式卫星及其阵列构型，以及相应的一箭多星发射方法，所述阵列构型的多颗卫星共用一套释放机构。下面结合实施例附图，对本发明的技术方案做进一步描述。

本发明基于发明人的如下洞察：发明人通过研究发现，现有堆叠式卫星采用张紧轴的方式将堆叠的卫星在垂直方向压紧卫星以防止卫星的垂直位移。但是，这样的张紧轴需要通过布置在卫星顶部且与张紧轴连接的上盖来压紧全部卫星。这会造成安全风险，因为如果上盖失效，则全部卫星将会在侧向上移位，造成卫星损坏；此外，这样的卫星固定方式不利于卫星的解锁，因为这种中心固定方式为了实现紧固连接，必须将张紧轴中心地穿过卫星或者利用其它更复杂的机构实现这种中心式固定，然而，这种中心式固定不利于张紧轴在解锁时与卫星分离，因为中心轴必须在完全从卫星中部退出以后才能使卫星彼此分离，这可能导致复杂的操作或分离失败。本发明人通过布置侧向接触卫星的抱箍立柱来防止卫星的垂直位移，使得卫星的分离更加容易，因为尤其是在失重情况下，布置在卫星侧面地抱箍立柱是可以非常容易地移除的，例如在解除抱箍立柱相对于火箭的位置固定以后(例如其下端从火箭松开)，抱箍立柱可以在失重的情况下自动地发生小幅度位移就可以松开卫星；另外，由于抱箍立柱具有多个固定部(压紧结构)来固定每一个卫星，因此即使某个或多个固定部(压紧结构)失效，但是其他固定部(压紧结构)将仍然继续工作以固定卫星，这样可以将卫星在火箭内脱落的风险和损失降低到最小。

图1示出本发明一个实施例的一种卫星的结构示意图。如图1所示，一种卫星，包括卫星壳体以及卫星立柱002。

所述卫星壳体包括底板101、顶板102以及侧板103，所述底板101、顶板102以及侧板103形成一个腔体结构，卫星载荷可以安装于所述腔体结构内或者壳体表面上。在本发明的一个实施例中，所述底板101及顶板102为矩形，且形状一致，所述侧板103有四块，通过螺纹连接方式，例如螺钉，与所述底板101及顶板102连接。

所述卫星立柱002为主承力结构件，负责与上下星之间连接。所述卫星立柱002穿透所述底板101及顶板102，固定安装于所述卫星壳体上，且所述卫星立柱002的上端部露出于顶板102，以及下端部露出于底板101。为了实现与上下星及火箭的连接，所述卫星立柱002的结构如图2所示，其上端部包括凸台结构201，在本发明的一个实施例中，所述凸台结构201的顶部截面积小于所述卫星立柱的截面面积，且外周表面具有一定的坡度，以便于接插。所述卫星立柱002的下端部包括凹槽结构202，所述凹槽结构202的形状与所述凸台结构201相匹配。所述卫星立柱002通过第一安装法兰203以及第二安装法兰204固定安装于所述卫星壳体上，所述第一安装法兰203位于所述卫星立柱表面靠近上端部处，所述第一安装法兰203与所述顶板102固定连接；以及所述第二安装法兰204位于所述卫星立柱表面靠近下端部处，所述第二安装法兰204与所述底板101固定连接。在本发明的一个实施例中，所述第一安装法兰203通过螺纹连接的方式，例如螺钉，固定安装于所述顶板102上，所述第二安装法兰204通过螺纹连接的方式例如螺钉，固定安装于所述底板101上。为了降低卫星的整体重量，同时保证结构刚度，在本发明的一个实施例中，所述卫星立柱002为空心杆件，其材料为铝合金或钛合金或钢或碳纤维。

基于所述卫星结构，可以形成一种层叠式卫星阵列构型，如图3所示，一种层叠式卫星阵列构型，由N个所述卫星层叠安装形成，在本发明的一个实施例中，所述层叠式卫星阵列构型包括N个所述卫星，所述卫星双排并列式层叠安装，上下星之间的连接方式如图4所示，是通过所述卫星立柱002相互***配合实现，下层卫星的卫星立柱0021的凸台结构2011与上层卫星的卫星立柱0022的凹槽结构2022配合，提供了发射时对卫星的横向约束。为了进一步提供发射时对各个卫星的纵向约束，所述层叠式卫星阵列构型还包括抱箍立柱301，所述抱箍立柱301的结构如图5所示，包括主体杆3011以及至少两个压紧结构3012，所述压紧结构3012位于所述主体杆3011的一侧，在所述主体杆3011上均等分布，相邻两个压紧结构3012间的距离基本上对应于所述卫星的厚度，使得各压紧结构能够压在或卡扣各个卫星的顶板上，为卫星提供纵向约束。在本发明的一个实施例中，所述压紧结构3012的前端包括凸台(或突起)，所述凸台压在卫星顶板上表面，给卫星提供纵向约束。相应地，卫星顶板上具有与凸台配合的部位、例如凹陷或者突出的侧板边缘。

采用所述卫星阵列构型进行一箭多星发射时，具体流程包括：

首先，安装卫星，先将卫星底板通过螺钉安装在卫星立柱的第二安装法兰上，再将卫星顶板通过螺钉安装在卫星立柱的第一安装法兰上，最后扣上四块侧板，侧板通过螺钉与底板、顶板连接；

接下来，通过卫星立柱上下端部的凸台及凹槽结构配合，实现多颗卫星的层叠安装，并通过抱箍支柱将卫星阵列固定在火箭上，抱箍支柱的底部安装在运载火箭上，抱箍支柱压紧结构的凸台压在卫星顶板上表面，给卫星提供纵向约束；以及

最后，星箭分离时，如图7所示，抱箍立柱采用有源或者无源的方式打开，解除对卫星的约束。抱箍立柱的打开方式例如可以是：抱箍立柱首先在垂直于卫星顶板的方向上移位，使得压紧结构3012的凸台从卫星松开；抱箍立柱然后在平行于卫星顶板的方向上移位，使得抱箍立柱离开卫星；抱箍立柱的这两种移位尤其是在失重环境下是非常容易实现的，例如在解除抱箍立柱相对于火箭的位置固定以后(例如其下端从火箭松开)，抱箍立柱可以在失重的情况下自动地完成上述移位以松开卫星。在抱箍立柱打开以后，层叠式卫星阵列构型在弹簧或者火工作动器作用下与火箭分离，层叠式卫星阵列构型与火箭分离后，卫星在各自推力器作用下散开，或者用星间弹簧散开。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。

Claims (10)

1.一种层叠式卫星阵列构型，其特征在于，包括：

N个卫星，所述N个卫星通过卫星立柱的***配合，层叠安装，且最底层卫星通过星箭对接机构安装于火箭上，其中N为自然数，其中所述卫星立柱被布置为穿透所述卫星壳体，且包括：

凸台结构，布置在所述卫星立柱的上端部；

凹槽结构，布置在所述卫星立柱的下端部，所述凹槽结构的形状与所述凸台结构相匹配；

第一安装法兰，布置在所述卫星立柱表面靠近上端部处，所述第一安装法兰与卫星顶部固定连接；以及

第二安装法兰，布置在所述卫星立柱表面靠近下端部处，所述第二安装法兰与卫星底部固定连接；以及

至少一个抱箍立柱，包括主体杆以及N个压紧结构，所述压紧结构位于所述主体杆的一侧，均等分布，且相邻两个压紧结构间的距离等于所述卫星的厚度，所述抱箍立柱布置于所述层叠式卫星阵列构型的侧面，使得所述压紧结构压在所述卫星的上表面以阻止所述N个卫星在垂直方向上移位。

2.如权利要求1所述的层叠式卫星阵列构型，其特征在于，所述卫星壳体包括底板、顶板以及侧板，所述底板、顶板以及侧板形成腔体结构，所述卫星立柱被布置为穿透所述底板及顶板并固定安装于所述卫星壳体上，且所述卫星立柱的上端部露出于顶板，以及下端部露出于底板。

3.如权利要求1所述的层叠式卫星阵列构型，其特征在于，所述凸台结构的顶部截面积小于所述卫星立柱的截面面积，且外周表面具有一定的坡度。

4.如权利要求1所述的层叠式卫星阵列构型，其特征在于，所述卫星立柱为空心杆件。

5.如权利要求1所述的层叠式卫星阵列构型，其特征在于，所述卫星立柱的材料为铝合金或钛合金或钢或碳纤维。

6.如权利要求2所述的层叠式卫星阵列构型，其特征在于，所述侧板通过螺纹连接的方式与所述顶板及底板连接。

7.如权利要求2所述的层叠式卫星阵列构型，其特征在于，所述第一安装法兰通过螺纹连接的方式与所述顶板连接，和/或所述第二安装法兰通过螺纹连接的方式与所述底板连接。

8.如权利要求1所述的层叠式卫星阵列构型，其特征在于，所述压紧结构的前端包括凸台，所述凸台压在所述卫星的上表面。

9.如权利要求1所述的层叠式卫星阵列构型，其特征在于，所述卫星为双排并列式层叠安装。

10.一种发射根据权利要求2至9之一所述层叠式卫星阵列构型的方法，其特征在于，包括：

安装卫星，包括：

将卫星的底板通过螺钉安装在卫星立柱的第二安装法兰上；以及

将卫星的顶板通过螺钉安装在卫星立柱的第一安装法兰上，扣上四块侧板，并将侧板通过螺钉与底板、顶板连接；

通过卫星立柱上下端部的凸台及凹槽结构配合，以实现多颗卫星的层叠安装并形成层叠式卫星阵列构型，并将所述层叠式卫星阵列构型通过星箭对接结构安装于运载火箭上；

通过抱箍支柱将卫星阵列固定在运载火箭上，抱箍支柱的底部安装在运载火箭上，抱箍支柱压紧结构的凸台压在卫星顶板的上表面，给卫星阵列提供纵向约束；

星箭分离时，抱箍支柱采用有源或者无源的方式打开，解除对所述层叠式卫星阵列构型的约束，所述层叠式卫星阵列构型在弹簧或者火工作动器作用下与火箭分离；以及

在所述层叠式卫星阵列构型与火箭分离后，各卫星在各自推力器作用下散开，或者通过星间弹簧散开。

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