卫星用多功能承力结构及其装配方法组成比例

本发明专利技术公开一种卫星用多功能承力结构及其装配方法，主要由综合电子模块、GNC模块及其支撑框架组成，所述综合电子模块包括五块逐层堆叠起来的单板，所述支撑框架包括底板和侧板共五块单板，所述GNC模块包括一台三轴集成微飞轮、三台单轴微飞轮、一台微机械陀螺和一块GNC控制计算机单板，所述GNC控制计算机单板安装在所述综合电子模块最上层，所述三轴集成微飞轮、单轴微飞轮、微机械陀螺、GNC控制计算机单板连接在所述支撑框架底板上。本发明专利技术实现了卫星结构的多用途，且结构的多种功能之间互不影响，功能密度高，重量轻和体积小，承载能力大。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天
，更具体的说，涉及一种航天器用多功能承力结构及其装配方法。的研制，这种多功能承力结构能够用于集成度要求高的微小卫星结构中，也可以在大卫星中推广应用。该多功能结构将单机结构与星体结构融合，实现了结构的多用途，相比于其他卫星结构，既具有较轻的重量和较小的体积，又具有更高的承载能力和功能密度。
技术介绍
航天器携带大量单机设备、拥有承载单机设备的高性能结构，目前大部分单机设备仍然采用安装于航天器主结构的方式，结构仅有承载和传递载荷的功能。多功能结构是指利用同一结构实现不同的功能，如将控制电路、热管理装置、主承载结构和单机接口集成为一个结构产品，使其同时具备电路、结构和单机设备的功能，是航天器实现性能提升和功能集成的重要技术。目前还没有发现类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。
技术实现思路
针对上述现有技术中存在的技术问题，本专利技术提供一种卫星用多功能承力结构及其装配方法，将单机结构与星体结构融合，实现了结构的多用途，相比于其他卫星结构，既具有较轻的重量和较小的体积，又具有更高的承载能力和功能密度，既可以用于微型卫星的主承力结构，也可以用于大卫星中主承力结构的附属承力结构。为达到上述目的，本专利技术所采用的技术方案如下：一种卫星用多功能承力结构，主要由综合电子模块、GNC模块及其支撑框架组成，所述综合电子模块包括五块逐层堆叠起来的单板，所述支撑框架包括底板和侧板共五块单板，所述GNC模块包括一台三轴集成微飞轮、三台单轴微飞轮、一台微机械陀螺和一块GNC控制计算机单板，所述GNC控制计算机单板安装在所述综合电子模块最上层，所述三轴集成微飞轮、单轴微飞轮、微机械陀螺、GNC控制计算机单板)连接在所述支撑框架底板上。所述综合电子模块的单板外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金。所述支撑框架的底板和侧板外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金。所述GNC控制计算机单板外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金。所述GNC模块的三轴集成微飞轮采用无外壳设计，由一个框架直接将三个微飞轮集成，并与支撑框架底板连接；单轴微飞轮采用框架式外壳设计，并与支撑框架底板连接；微机械陀螺固定在支撑框架底板上。所述综合电子模块由4块外形尺寸均为220mm×200mm×25mm的单板和一块外形尺寸均220mm×200mm×22mm的单板逐层堆叠装配，所述支撑框架由两块外形尺寸为121mm×200mm×3mm的侧板和两块外形尺寸为121mm×214mm×3mm的侧板以及一块外形尺寸为220mm×200mm×11mm的底板装配而成，支撑框架底板与GNC控制计算机单板相连，GNC控制计算机单板的外形尺寸为220mm×200mm×34mm。所述卫星用多功能承力结构的装配方法，装配过程如下：步骤一，两块综合电子模块单板进行组装；步骤二，在步骤一的基础上，再安装一块综合电子模块单板；步骤三，在步骤二的基础上，再安装一块综合电子模块单板；步骤四，在步骤三的基础上，再安装一块综合电子模块单板；由此形成综合电子模块；步骤五，在步骤四的基础上，安装GNC控制计算机单板；步骤六，在步骤五的基础上，安装支撑框架底板；步骤七，在步骤六的基础上，安装一台三轴微飞轮；步骤八，在步骤七的基础上，安装三台单轴微飞轮；步骤九，在步骤八的基础上，安装微机械陀螺；步骤十，在步骤九的基础上，安装一块支撑框架侧板；步骤十一，在步骤十的基础上，再安装一块支撑框架侧板；步骤十二，在步骤十一的基础上，再安装一块支撑框架侧板；步骤十三，在步骤十二的基础上，再安装一块支撑框架侧板；由此形成GNC模块及其支撑框架；步骤十四，拧紧所有的安装螺钉和螺栓，完成多功能承力结构的装配。本专利技术技术方案，满足了微型卫星高功能密度和集成度的要求，将单机屏蔽壳体、卫星承力板和GNC单机设备集成为一个方盒结构，该结构能够作为一台单机进行安装调试，也可以作为卫星承力主结构传递外部载荷，同时具有一定的扩展性，可以在其上安装其他单机设备。本专利技术所提供的多功能承力结构，具有以下特点：(1)结构与功能单机一体设计，一体装配；(2)单机设备与结构均可进行扩展；(3)结构的多种功能之间互不影响，界限分明。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是本专利技术所提供的多功能承力结构组成示意图；图2是本专利技术所提供的多功能承力结构外形结构示意图。图3是本专利技术所提供的多功能承力结构的应用例示意图。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。如图1、图2、图3所示，本专利技术提供的卫星用多功能承力结构，主要由综合电子模块1、GNC模块及其支撑框架2组成。综合电子模块由五块单板堆叠而成；支撑框架由五块高强度镁锂合金板组成；GNC模块包括三轴集成微飞轮7，单轴微飞轮5，微机械陀螺8和GNC控制计算机单板11。整个多功能承力结构最大包络尺寸大小为252mm×232mm×275mm；本体结构尺寸为220mm×200mm×275mm，采用上下面同时安装的方式，即底座和顶面均作为安装接口。综合电子模块由4块外形尺寸均为220mm×200mm×25mm的单板13、14、15、16和一块220mm×200mm×22mm的单板12逐层堆叠装配，四角由M5螺杆固定。单板外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金，电性能PCB板由M5螺杆安装于外壳上。支撑框架的侧板和底板均是由轻质高强度的镁锂合金制成，包括两块121mm×200mm×3mm的侧板4、9和两块121mm×214mm×3mm的侧板6、10形成的矩形侧板以及一块最大外形尺寸为220mm×200mm×11mm的底板3，连接螺钉选用M3×10的不锈钢螺钉，支撑框底板3与GNC控制计算机单板11相连，GNC控制计算机单板11外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金，尺寸为220mm×200mm×34mm，GNC控制计算机的电性能PCB板采用和综合电子模块相同的M5螺杆连接。GNC模块及其支撑框架尺寸为220mm×200mm×155mm。GNC模块由GNC控制计算机单板和三轴集成微飞轮7，单轴微飞轮5，微机械陀螺8装配而成。三轴集成微飞轮7采用无外壳设计，由本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种卫星用多功能承力结构，其特征在于，主要由综合电子模块(1)、GNC模块及其支撑框架(2)组成，所述综合电子模块包括五块逐层堆叠起来的单板，所述支撑框架包括底板(3)和侧板(4，6，9，10)共五块单板，所述GNC模块包括一台三轴集成微飞轮(7)、三台单轴微飞轮(5)、一台微机械陀螺(8)和一块GNC控制计算机单板(11)，所述GNC控制计算机单板(11)安装在所述综合电子模块最上层，所述三轴集成微飞轮(7)、单轴微飞轮(5)、微机械陀螺(8)、GNC控制计算机单板(11)连接在所述支撑框架底板(3)上。

【技术特征摘要】
1.一种卫星用多功能承力结构，其特征在于，主要由综合电子模块(1)、GNC模块及其支
撑框架(2)组成，所述综合电子模块包括五块逐层堆叠起来的单板，所述支撑框架包括底
板(3)和侧板(4，6，9，10)共五块单板，所述GNC模块包括一台三轴集成微飞轮(7)、
三台单轴微飞轮(5)、一台微机械陀螺(8)和一块GNC控制计算机单板(11)，所述GNC
控制计算机单板(11)安装在所述综合电子模块最上层，所述三轴集成微飞轮(7)、单轴微
飞轮(5)、微机械陀螺(8)、GNC控制计算机单板(11)连接在所述支撑框架底板(3)上。
2.根据权利要求1所述的卫星用多功能承力结构，其特征在于，所述综合电子模块的单板
外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金。
3.根据权利要求1所述的卫星用多功能承力结构，其特征在于，所述支撑框架的底板和侧
板外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金。
4.根据权利要求1所述的卫星用多功能承力结构，其特征在于，所述GNC控制计算机单板
(11)外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金。
5.根据权利要求1所述的卫星用多功能承力结构，其特征在于，所述GNC模块的三轴集成
微飞轮采用无外壳设计，由一个框架直接将三个微飞轮集成，并与支撑框架底板连接；单轴
微飞轮采用框架式外壳设计，并与支撑框架底板连接；微机械陀螺固定在支撑框架底板上。
6.根据权利要求1所述的卫星用多功能承力结构，其特征在于，所述综合电子模块由4块
外形尺寸均为220mm×200mm×25mm的单板(13、14、15、16)和一块外形尺寸均
220mm×200mm×22m...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘正全，邹兴，杨雅，廖波，沈朱泉，倪涛，
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