楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法组成比例

技术编号:21360290 阅读:34 留言:0更新日期:2019-06-15 09:00
本发明专利技术涉及一种测量卫星技术领域的楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法。卫星构型包括平台服务舱、楔形扩展舱、伸展杆组件、矢量磁力仪、标量磁力仪、朗缪尔探针和热离子成像仪,平台服务舱内嵌于楔形扩展舱,伸展杆组件与平台服务舱顶板及楔形扩展舱相连接,矢量磁力仪与标量磁力仪安装于伸展杆组件,朗缪尔探针和热离子成像仪安装于平台服务舱,卫星为内桁架主承力结构与箱板式舱体结合,形成桁架支撑的双固定翼太阳电池阵构型,星箭对接环与平台服务舱底板相连,楔形扩展舱斜面安装低冲击锁紧解锁机构。本发明专利技术具有能源供应足、气动阻力小、整星磁洁净和电洁净、展开冲击小和结构空间利用率高的优点。

Satellite Configuration and Assembly Method for Wedge Space Physical Field Measurement

The invention relates to a wedge space physical field measurement satellite configuration and its assembly method in the field of satellite measurement technology. The satellite configuration includes platform service cabin, wedge expansion cabin, extension rod assembly, vector magnetometer, scalar magnetometer, Langmuir probe and thermal ion imager. The platform service cabin is embedded in wedge expansion cabin. The extension rod assembly is connected with the roof of platform service cabin and wedge expansion cabin. The vector magnetometer and the scalar magnetometer are installed in extension rod assembly, Langmuir probe and thermal ion composition. The camera is installed in the platform service cabin. The satellite is the main bearing structure of the internal truss combined with the box-plate cabin, forming a double fixed-wing solar array configuration supported by the truss. The star-arrow docking ring is connected with the platform service cabin floor, and the wedge expansion cabin inclined plane is equipped with a low impact locking and unlocking mechanism. The invention has the advantages of sufficient energy supply, low aerodynamic resistance, magnetic cleanliness and electric cleanliness of the whole satellite, small deployment impact and high utilization rate of structural space.

【技术实现步骤摘要】
楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法
本专利技术涉及测量卫星
,具体地,涉及一种楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法。
技术介绍
应用于测量地球磁场的空间物理场测量卫星,整星要求磁洁净即剩磁矩极低、电洁净即悬浮电势比同类卫星低1个数量级,重量约200kg,其有效载荷远离星体4m以上,且指向精度满足载荷指向的极高要求,载荷状态确定精度要求很高。目前,已有的卫星构型因设计时对磁洁净和电洁净及有效载荷展开到星体外较远距离的设计考虑不充分,没有达到如此高的磁洁净和电洁净要求;同时,受限于刚度和轻量化相互矛盾的限制,长距离展开后不能保证如此高的有效载荷指向精度和状态确定精度;且由于气动阻力的存在,卫星寿命较短。因此,急需设计一种磁洁净、电洁净、长寿命和轻量化的空间物理场测量卫星以满足地球磁场测量及其他空间科学探测的应用需求。经对现有技术的检索,申请号为CN200610055908.8的中国专利技术专利公开了一种被动测轨系统,其包括3-10个被动地面测量站、1个中心处理站和10-100个卫星导航精度监测参考站,其特征在于:被动地面测量站是由二面天线组成的干涉测量天线对或由3-4面天线组成的短基线干涉小阵,该被动地面测量站设置在导航覆盖区域边缘,是不发射无线电信号,仅接收卫星信号的测量站;该被动地面测量站利用各面天线接收到卫星信号,采用信号波形相关,测得卫星至天线的时差,从而求得程差D;所述中心处理站设置由二面天线组成的天线对或四面天线组成的短基线测量干涉小阵,其通过通信链路接收所述被动地面测量站的测量数据程差D,通过多站交会计算,冗余求得卫星的空间位置;所述卫星导航精度监测参考站设置在卫星导航覆盖地域内,且在所述卫星导航精度监测参考站内基点位置已精确测定,并在所述基点上安装高精度导航监测接收机;利用所述监测参考站得到双频接收机测量值,这些测量值包括:从系统中心处理站经卫星转发后到监测参考站接收机之间的双频的伪距和载波相位测量值或监测参考站对流层时延;这些测量值在监测参考站经过双频载波平滑处理,处理后的伪距扣除卫星经电离层时的时延估计值、卫星到监测参考站的电离层时延估计值、卫星到监测参考站的对流层时延估计值、监测参考站到卫星的几何距离,得到卫星到监测参考站的伪距残差;其中,卫星经电离层时的时延是用双频接收机的码、载波测量值计算得到;所有监测参考站的伪距残差送到中心处理站的数据处理中心进行处理;通过卫星导航精度监测参考站将得到的卫星到导航精度监测参考站的伪距残差送到中心处理站的数据处理中心进行处理,经过数据处理中心统一处理与解算便可得到卫星位置的矢量改正值,从而实现导航卫星定轨的二次高精度修正。此专利技术在能源供应、气动阻力、整星磁洁净和电洁净等方面效果不好。
技术实现思路
针对现有技术的缺陷,本专利技术的目的是提供一种楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法,本专利技术研制的楔形空间物理场测量卫星构型适用于长期在轨运行,降低了卫星飞行的大气阻力,延长了卫星在轨服役时间。本专利技术涉及一种楔形空间物理场测量卫星构型,包括:平台服务舱、楔形扩展舱、伸展杆组件、无冲击铰链、双固定翼太阳电池阵、矢量磁力仪、标量磁力仪、热离子成像仪、朗缪尔探针;所述平台服务舱内埋于楔形扩展舱,形成箱框式轻量化主承力结构;所述楔形扩展舱为内桁架与箱板结合,形成桁架支撑的双翼固定太阳阵构型;所述伸展杆组件与无冲击铰链组合,形成大角度展开承载结构;所述矢量磁力仪与标量磁力仪安装于伸展杆组件之上,形成指向精度和状态保持精度较高的构型;所述热离子成像仪与朗缪尔探针为辅助测量装置,安装于平台服务舱外。优选地,还包括三头星敏感器,伸展杆组件上有相应安装部位,三头星敏感器分别设置在三个安装面,且三头星敏感器光轴在空间中两两成60°角。优选地,平台服务舱采用箱板隔框式承力筒结构,包括中心圆柱框架式承力筒、服务舱底板、服务舱中板、服务舱顶板、服务舱上舱隔板、服务舱下舱隔板和服务舱各侧板,各相邻的侧板之间及侧板与上下隔板之间通过钛合金螺钉连接。优选地,楔形扩展舱采用内桁架箱板式结构,包括楔形扩展舱多框梁式桁架、扩展舱顶板、扩展舱中层板、扩展舱隔板、扩展舱上侧板、扩展舱斜侧板、扩展舱左侧板、扩展舱右侧板、扩展舱左翼基板、扩展舱右翼基板,各框架通过碳-碳复合材料接头连接,顶板、侧板、隔板之间通过螺钉与多框梁式桁架相连接,扩展舱左翼基板和扩展舱右翼基板均与扩展舱上侧板成45°角。优选地,伸展杆组件采用T800型碳纤维绕制而成,包括内杆组件、外杆组件、无冲击铰链,其中内杆组件长2.7米,外杆组件长2.3米,伸展杆组件的内杆组件与外杆组件通过无冲击铰链连接,铰链展开极限角度为180°。优选地,所述楔形卫星构型外观尺寸为5560mm×1930mm×1020mm,星体主结构尺寸即不含伸展杆组件和突出物的尺寸为3175mm×1930mm×800mm。优选地,所述平台服务舱框架式承力筒为轻质镁铝合金材料,平台服务舱各箱板为轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板,平台服务舱外形尺寸为800mm×800mm×600mm。优选地,所述楔形扩展舱多框梁式桁架为碳-碳复合材料接头与T700型碳纤维复合材料绕制而成的方杆型材对接而成,扩展舱中层板、隔板和各侧板为轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板,扩展舱顶板和斜板为硅基防热陶瓷层涂覆的铝蜂窝层合板,扩展舱外整体形尺寸为3175mm×1930mm×800mm。优选地,所述伸展杆组件为矩形截面空心筒,采用T800型高强度碳纤维树脂基复合材料,内杆组件长度2700mm,外杆组件长度2300mm,内杆组件与外杆组件截面尺寸相同,内杆组件与外杆组件的空心筒内两端及中部分别布置有轻质铝合金加强埋件。优选地,所述扩展舱左翼基板和右翼基板上用于铺设空间太阳能电池阵及其电路。作为本专利技术的另一方面,楔形空间物理场测量卫星的具体装配方法如下:第一步,将星箭连接环安装至平台服务舱底板,将框架式承力筒安装至平台服务舱底板,下隔板安装至平台服务舱底板并与框架式承力筒连接,平台服务舱中板与框架式承力筒和下隔板连接,上隔板与框架式承力筒和中板连接,平台服务舱顶板与上隔板和框架式承力筒顶部相连,各侧板依次与上隔板、下隔板、中板相连,形成平台服务舱;第二步,将扩展舱1#框-6#框依次与1#竖梁-12#竖梁、1#边梁-10#边梁、1#斜梁-8#斜梁通过复合材料接头拼接,形成扩展舱多框梁式桁架,在此基础上安装扩展舱顶板、隔板、中层板,形成楔形扩展舱;第三步,在步骤一和步骤二的基础上,将平台服务舱内嵌于楔形扩展舱的1#框和2#框之间,并与1#框、2#框以及1#竖梁~4#竖梁通过钛合金螺钉进行多点连接,形成的组合体为竖直姿态,并以星箭连接环固定在地面工装上;第四步,在步骤三的基础上,内杆组件通过底部法兰装配于平台服务舱顶板,同时3#框、5#框上的固定座与内杆组件通过对敲螺钉连接,扩展舱顶板上安装的对接耳片将内杆组件头部的连接座固定,无冲击铰链带压缩弹簧一端与内杆组件头部连接座固定,铰链另一端与外杆组件连接;第五步,在步骤四的基础上,将扩展舱上侧板、扩展舱斜侧板、扩展舱左侧板、扩展舱右侧板、扩展舱左翼基板、扩展舱右翼基板依次安装到扩展舱多框梁式桁架上,扩展舱斜侧板上安装3个锁紧解锁机构,再将外杆组件通过锁紧解本文档来自技高网
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【技术保护点】
1.一种楔形空间物理场测量卫星构型,其特征在于,包括:平台服务舱、楔形扩展舱、伸展杆组件、无冲击铰链、双固定翼太阳电池阵、矢量磁力仪、标量磁力仪、热离子成像仪、朗缪尔探针;所述平台服务舱内埋于楔形扩展舱,形成箱框式轻量化主承力结构;所述楔形扩展舱为内桁架与箱板结合,形成桁架支撑的双翼固定太阳阵构型;所述伸展杆组件与无冲击铰链组合,形成大角度展开承载结构;所述矢量磁力仪与标量磁力仪安装于伸展杆组件上;所述热离子成像仪与朗缪尔探针为辅助测量装置,安装于平台服务舱外。

【技术特征摘要】
1.一种楔形空间物理场测量卫星构型,其特征在于,包括:平台服务舱、楔形扩展舱、伸展杆组件、无冲击铰链、双固定翼太阳电池阵、矢量磁力仪、标量磁力仪、热离子成像仪、朗缪尔探针;所述平台服务舱内埋于楔形扩展舱,形成箱框式轻量化主承力结构;所述楔形扩展舱为内桁架与箱板结合,形成桁架支撑的双翼固定太阳阵构型;所述伸展杆组件与无冲击铰链组合,形成大角度展开承载结构;所述矢量磁力仪与标量磁力仪安装于伸展杆组件上;所述热离子成像仪与朗缪尔探针为辅助测量装置,安装于平台服务舱外。2.如权利要求1所述的楔形空间物理场测量卫星构型,其特征是,还包括安装在伸展杆组件上的三头星敏感器,所述三头星敏感器分别设置在三个安装面,且三头星敏感器光轴在空间中两两成60°角。3.如权利要求1所述的楔形空间物理场测量卫星构型,其特征是,所述平台服务舱采用箱板隔框式承力筒结构,包括中心圆柱框架式承力筒、服务舱底板、服务舱中板、服务舱顶板、服务舱上舱隔板、服务舱下舱隔板和服务舱各侧板,各相邻的侧板之间及侧板与上下隔板之间通过钛合金螺钉连接。4.如权利要求1所述的楔形空间物理场测量卫星构型,其特征是,所述楔形扩展舱采用内桁架箱板式结构,包括楔形扩展舱多框梁式桁架、扩展舱顶板、扩展舱中层板、扩展舱隔板、扩展舱上侧板、扩展舱斜侧板、扩展舱左侧板、扩展舱右侧板、扩展舱左翼基板、扩展舱右翼基板,各框架通过碳-碳复合材料接头连接,顶板、侧板、隔板之间通过螺钉与所述楔形扩展舱多框梁式桁架相连接,扩展舱左翼基板和扩展舱右翼基板均与扩展舱上侧板成45°角。5.如权利要求1所述的楔形空间物理场测量卫星构型,其特征是,所述伸展杆组件采用T800型碳纤维绕制而成,包括内杆组件、外杆组件、无冲击铰链,伸展杆组件的内杆组件与外杆组件通过无冲击铰链连接,铰链展开极限角度为180°。6.如权利要求1所述的楔形空间物理场测量卫星构型,其特征是,所述楔形卫星构型外观尺寸为5560mm×1930mm×1020mm,星体主结构尺寸即不含伸展杆组件和...

【专利技术属性】
技术研发人员:赵艳彬张祎廖波祝竺童庆为廖鹤
申请(专利权)人:上海卫星工程研究所
类型:发明
国别省市:上海,31

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