小型化轨道拖船卫星构型与布局设计方法技术

本发明专利技术提供了一种小型化轨道拖船卫星构型与布局设计，包括步骤：步骤A：根据总体任务需求，确定卫星的基本构型和主承力构件；步骤B：锚定机构和缓冲机构的设计；步骤C：确定卫星舱外单机与推力器布局方案，包括锚定机构和缓冲机构的布局方案以及推力器布局设计；步骤D：确定卫星舱内单机布局方案；步骤E：根据轻量化、小型化的设计要求，对卫星的构型与布局进行优化设计，包括将传统外侧板改为蒙皮包覆设计。本发明专利技术的优越性体现在满足卫星基本指标和实施方案的基础上，并减轻航天器重量和成本，达到卫星轻量化、单机小型化和成本节约化。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天飞行器构型与布局设计领域，尤其为一种带锚定机构的小型化轨道拖船卫星的构型与布局设计，具体涉及。
技术介绍
轨道拖船是一种小型航天器，由主航天器携带并在轨分离，吸附或附着在目标航天器上，接管目标航天器的姿态及轨道控制功能，并将其离轨，此过程如图1所示。 经过调研，目前卫星的构型与布局方法一般适用于全自主控制模式下的大型航天器，而对于此类附着于主航天器的轨道拖船卫星的构型和布局并无先例。 一般大型航天器构型与布局方法:需要考虑包括整流罩、姿态稳定方式和需要参考成熟平台和类似卫星的设计；对于卫星的指向精度、姿态稳定度等指标也有严格要求；外伸部件众多，包括展开式太阳电池阵，天线、载荷等其它需要外伸的部件；需要满足各种仪器设备安装要求以及能够与外部环境相适应的整体设计工作。 因此，针对一般大型航天器的构型与布局设计方法并不适用于本轨道拖船卫星的设计要求。针对卫星总体需求，在设计轨道拖船卫星的过程中，将重点体现“轻量化、小型化和低成本化”三个目标。
技术实现思路
针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种。 根据本专利技术提供的，包括如下步骤: 步骤A:根据总体任务需求,确定卫星的基本构型和主要主承力构件； 步骤B:设计锚定机构和缓冲机构； 步骤C:确定卫星舱外单机与推力器布局方案； 步骤D:确定卫星舱内单机布局方案； 步骤E:根据轻量化、小型化的设计要求，对卫星的构型与布局进行优化设计，具体地:卫星整体构型为圆柱形，卫星的外侧板为铝蜂窝板结构，外侧板使用碳纤维蒙皮包覆设计，以减轻卫星质量，同时对卫星刚度的影响也较小。 优选地，在所述步骤A中，具体地:卫星基本构型为圆柱体型，中心轴线方向安装承力筒，表面张力贮箱安装在承力筒内部；贮箱采用单法兰刚性连接，贮箱与安装板之间采用4mm玻璃钢垫片隔热安装。 优选地，在所述步骤B中，具体地:锚定机构包括锚钩，其中锚钩中安装释放解锁装置，当锚钩插进目标星后，释放解锁装置启动，锚定展开固定住目标星。 优选地，在所述步骤C中，具体地:卫星共配置8个姿控推力器，8个65°转角的斜喷口推力器对称布置在卫星底板；锚定机构位于卫星顶板上中心位置，四组缓冲机构距离中心点750mm，安装于卫星顶板的正负X轴方向和正负Y轴方向。 与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果: 本专利技术的优越性体现在满足卫星基本指标和实施方案的基础上，减轻了航天器重量和成本，实现卫星的轻量化、单机小型化和成本节约化设计。 【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，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显: 图1为轨道拖船卫星任务实施过程图； 图2为轨道拖船卫星构型图； 图3为主承力筒示意图； 图4为锚定机构示意图； 图5为锚定缓冲系统布局示意图； 图6为推力器与测控天线布局示意图； 图7为拖船内部布局示意图； 图8为网状蒙皮示意图。 图中: I为主航天器； 2为轨道拖船卫星； 3为目标星； 4为缓冲机构； 5为锚定机构； 6为推力器； 7为测控天线。 【具体实施方式】 下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。 I)根据总体任务需求，确定卫星的基本外形和主承力构件； 轨道拖船卫星本体为圆柱型，承力筒式结构，拖船由服务舱、星舱连接环、锚定缓冲系统等模块组成，如图2所示；主承力筒外形尺寸为Φ460πιπιΧ 700mm，内径Φ430mm，筒体壁厚15mm，采用碳纤维蒙皮-铝蜂窝夹层结构型式，外形示意图如图3所示，拖船的包络尺寸为Φ900πιπιΧ 1000mm，满足拖船轻量化、小型化的设计要求。拖船脱离母航天器后，处于自由飘飞状态，接近目标飞行器。 2)轨道拖船卫星锚定机构与缓冲机构的设计 锚定机构包括锚钩、抛射器、锚钩的后端连接件和绳索放置包装盒，其中锚钩中安装释放解锁装置，当锚钩插进目标星后，释放解锁装置启动，锚定展开固定住目标星，锚定机构如图4所示。锚定机构位于拖船顶板上中心位置，锚定机构作用是在拖船靠近目标航天器一定范围内时，发射锚定机构，穿透目标航天器舱板并张开与目标航天器结合为一个组合体。 缓冲机构分为缓冲器，缓冲器内装有铝蜂窝材料，通过压缩变形吸收冲击能量，实现缓冲。缓冲机构对称安装于拖船顶板，共四组缓冲器，其作用是在拖船与目标航天器组合的瞬间，缓冲两者之间的冲击力。锚定机构与缓冲机构示意图如下图5所示。 3)确定卫星舱外单机与推力器布局方案 推进系统采用了 I个表面张力贮箱、8个IN推力机组、自锁阀和管路等组件。在充分考虑到热控、安装、管路焊接等情况下，I个表面张力贮箱安装在承力筒内部。贮箱采用单法兰刚性连接，贮箱与安装板之间采用4_玻璃钢垫片隔热安装。 测控天线分布在卫星底板(与主航天器分离面)，分布位置应避开推力器羽流，以满足天线最大视场。位于主航天器分离面的测控天线能更好得接收主航天器发出的遥控指令。 4)轨道拖船卫星内部单机布局设计 卫星分为8个分系统，包括姿轨控分系统、综合电子分系统、通信分系统、电源分系统、推进分系统、机构分系统、热控分系统和总体电路分系统。舱内单机约有14台，还需要兼顾考虑热管和电缆的布局。主要的设计原则如下: (I)优先考虑具有方位、视场或射流张角要求的设备布局，尤其是要优先考虑姿轨控推力器的布局，并充分考虑到推力器的羽流对星上设备的影响； (2)各系统尽可能独立布置，有关联的设备之间尽可能的靠近，以减少电缆(特别是射频电缆、大功率电缆和弱信号电缆)损耗并减轻电缆质量； (3)布局应尽可能的降低整星质心的高度以降低卫星的响应、尽可能的减少整星偏心量以减少配重； (4)考虑大功耗设备的散热问题，尽可能的使同一个安装板上的设备可以通过热管来保证设备之间热量的平衡； 各分系统单机主要反装于顶板，或者正装于底板，拖船内部布局示意图如图7所 /Jn ο 5)轨道拖船卫星小型化轻量化构型与布局设计 (I)结构轻量化，由圆柱形网状蒙皮取代舱体侧板，以减轻拖船自身重量，使得拖船整体实现轻量化设计目标。圆柱形网状蒙皮连接舱体底板和顶板，如图8所示。拖船整体为圆柱型结构，考虑到与主承力筒结构相互契合，并使得单机布局面积最大，满足单机布局要求，不需要增加其他隔板和侧板，减少拖船结构部分的重量。 (2)单机小型化，选用了重量轻的精度满足系统使用的微机械陀螺，相比一套半液浮陀螺，重量优化了 2.85kg ;选用综合电子计算机，充分利用综合电子技术，将拖船电单机控制中枢集成设计；选用燃料电池取代传统的锂离子蓄电池组，由于任务周期短，且附着后可能由于遮挡而使太阳阵对太阳不可见，因此可使用小型化一次性电池，如燃料电池、放射性同位素衰变电池等，提供任务周期所需的能源。 (3)整星电缆网优化布局设计 轨道拖船需要优化结构布局和整体设计，尽量实现零配重，尽量减少电缆网使用量；在进行整星信息流程和电缆网设计时，进行了充分的优本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种小型化轨道拖船卫星构型与布局设计方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤A：根据总体任务需求，确定卫星的基本构型和主要主承力构件；步骤B：设计锚定机构和缓冲机构；步骤C：确定卫星舱外单机与推力器布局方案；步骤D：确定卫星舱内单机布局方案；步骤E：根据轻量化、小型化的设计要求，对卫星的构型与布局进行优化设计，具体地：卫星整体构型为圆柱形，卫星的外侧板为铝蜂窝板结构，外侧板使用碳纤维蒙皮包覆设计，以减轻卫星质量，同时对卫星刚度的影响也较小。

【技术特征摘要】
1.一种小型化轨道拖船卫星构型与布局设计方法，其特征在于，包括如下步骤: 步骤A:根据总体任务需求，确定卫星的基本构型和主要主承力构件； 步骤B:设计锚定机构和缓冲机构； 步骤C:确定卫星舱外单机与推力器布局方案； 步骤D:确定卫星舱内单机布局方案； 步骤E:根据轻量化、小型化的设计要求，对卫星的构型与布局进行优化设计，具体地:卫星整体构型为圆柱形，卫星的外侧板为铝蜂窝板结构，外侧板使用碳纤维蒙皮包覆设计，以减轻卫星质量，同时对卫星刚度的影响也较小。2.根据权利要求1所述的小型化轨道拖船卫星构型与布局设计方法，其特征在于，在所述步骤A中，具体地:卫星基本构型为圆柱体型，中心轴线方...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨燕，崔本杰，邓泓，邓武东，赖京，
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