一种具有扁平式结构的低轨卫星制造技术

本发明专利技术实施例提出一种具有扁平式结构的低轨卫星，所述卫星本体主包络呈现扁平的长方体，卫星设备分别分布于所述‑Z板的正面和反面；还包括太阳电池翼，展开前卷曲收拢在卫星一侧，展开时靠骨架弹性展开；还包括综合电子系统，用于卫星各设备的协调和控制，通过RS422、RS485、CAN总线、GPIO和传感器采集接口与卫星各设备进行信息交互。本申请实施例提出的卫星整星体积大大缩小，可以适应当前主流运载火箭的整流罩内包络要求，极大提高火箭整流罩内的空间利用率。

【技术实现步骤摘要】
一种具有扁平式结构的低轨卫星
本专利技术涉及航天航空领域，尤其涉及一种具有扁平式结构的低轨卫星。
技术介绍
随着互联网应用的快速发展，互联网接入服务需求急剧增加。美国太空探索技术公司(SpaceX)于2019年5月及11月两次以“一箭60星”方式开展了低轨互联网星座部署，建设速度远超业界预期。其先进的卫星结构构型、发射方式和星间分离解锁方式已颠覆传统卫星的设计和发射方式。近年来，OneWeb、Amazon、Telesat、SpaceX和波音等公司纷纷提出低轨通信卫星星座计划。国内也在积极开展小卫星及其应用技术研究，尤其是国家互联网卫星星座，将会在未来几年快速部署。
技术实现思路
本申请实施例提供一种具有扁平式结构的低轨卫星，卫星本体主包络呈现扁平的长方体，包括上下平行的±Z板，左右平行的±Y板，和前后平行的±X板；所述-Z板用于卫星设备的安装主板，卫星设备分别分布于所述-Z板的正面和反面。进一步的，还包括太阳电池翼，所述太阳电池翼采用柔性材料设计，发电单元粘贴在所述柔性材料上；所述太阳电池翼展开前卷曲收拢在卫星一侧，展开时靠骨架弹性展开。进一步的，所述卫星采用热控涂层、多层隔热材料、导热材料填充和热管为主热控方式，采用闭环电加热为辅热控方式，以±Z、±Y为整星散热面，作为舱内设备主散热通道。进一步的，所述-Z板正面设备包括：电推进组件、太敏、磁力矩器、陀螺仪、磁强计、锂电池、电源控制器、综合电子系统和载荷系统；所述电推进组件、太敏、磁力矩器依次分布在所述-Z板正面靠近+Y板的一侧；所述陀螺仪、磁强计、锂电池和电源控制器分布在所述-Z板正面中间部分；所述综合电子系统和载荷系统叠放在所述-Z板正面靠近-Y板的一侧。更进一步的，所述磁强计为2个，相互垂直放置；所述陀螺仪包括2个相互垂直放置的MEMS陀螺和一个光纤陀螺；所述磁力矩器为3个。进一步的，所述综合电子系统用于卫星各设备的协调和控制，包括：星载计算机、二次电源管理模块、UV测控机和/或GPS接收机，通过RS422、RS485、CAN总线、GPIO和传感器采集接口与卫星各设备进行信息交互。更进一步的，所述星载计算机、二次电源管理模块、UV测控机和/或GPS接收机采用单机无机箱设计，以插板方式通过母板联通。进一步的，所述载荷系统包括Ka通信载荷、V通信载荷、和/或L通信载荷；所述Ka通信载荷的处理机和V通信载荷的处理机采用一体机。进一步的，所述载荷系统还包括激光通信载荷，所述激光通信载荷包括PAT主机、PAT电控箱、信标激光器、光交换机和光通信机。进一步的，所述-Z板反面设备包括：4个动量轮、2个星敏感器和相控阵天线；所述4个动量轮和1个星敏感器安装在所述-Z板反面靠近+Y板的一侧；所述相控阵天线和另一个星敏感器安装在所述-Z板反面靠近-Y板的一侧。本申请实施例提出的卫星采用扁平化的整体结构设计、集成化设计的星上综合电子系统、柔性可展开太阳翼，使整星体积大大缩小，可以适应当前主流运载火箭的整流罩内包络要求，极大提高火箭整流罩内的空间利用率。附图说明图1为本申请实施例卫星主体结构Z方向包络示意图；图2为本申请实施例卫星Z方向俯视图；图3为本申请实施例柔性太阳电池翼收拢和展开状态示意图；图4为本申请实施例卫星整体效果图。具体实施方式为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例；需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。本申请的一个实施例提出一种具有扁平式结构的低轨卫星，卫星本体主包络呈现扁平的长方体，包括上下平行的±Z板，左右平行的±Y板，和前后平行的±X板；其中的-Z板用于卫星设备的安装主板，卫星舱内设备和卫星舱外设备分别分布于-Z板的正面和反面。在一个可选实施例中，还包括太阳电池翼，太阳电池翼采用柔性材料设计，发电单元粘贴在柔性材料上；太阳电池翼展开前卷曲收拢在卫星一侧，展开时靠骨架弹性展开。在一个可选实施例中，卫星采用热控涂层、多层隔热材料、导热材料填充和热管为主热控方式，采用闭环电加热为辅热控方式，以±Z、±Y为整星散热面，作为舱内设备主散热通道。在一个可选实施例中，-Z板正面设备包括：电推进组件、太敏、磁力矩器、陀螺仪、磁强计、锂电池、电源控制器、综合电子系统和/或载荷系统；电推进组件、太敏、磁力矩器依次分布在-Z板正面靠近+Y板的一侧；陀螺仪、磁强计、锂电池和电源控制器分布在-Z板正面中间部分；综合电子系统和载荷系统叠放在-Z板正面靠近-Y板的一侧。在一个可选实施例中，磁强计为2个，相互垂直放置；陀螺仪包括2个相互垂直放置的MEMS陀螺和一个光纤陀螺；磁力矩器为3个。在一个可选实施例中，综合电子系统用于卫星各设备的协调和控制，包括：星载计算机、二次电源管理模块、UV测控机和/或GPS接收机，通过RS422、RS485、CAN总线、GPIO和传感器采集接口与卫星各设备进行信息交互。在一个可选实施例中，星载计算机、二次电源管理模块、UV测控机和/或GPS接收机采用单机无机箱设计，以插板方式通过母板联通。在一个可选实施例中，载荷系统包括Ka通信载荷、V通信载荷、和/或L通信载荷；所述Ka通信载荷的处理机和V通信载荷的处理机采用一体机。在一个可选实施例中，载荷系统还包括激光通信载荷，所述激光通信载荷包括PAT主机、PAT电控箱、信标激光器、光交换机和光通信机。在一个可选实施例中，-Z板反面设备包括：4个动量轮、2个星敏感器和相控阵天线；4个动量轮和1个星敏感器安装在所述-Z板反面靠近+Y板的一侧；相控阵天线和另一个星敏感器安装在所述-Z板背面靠近-Y板的一侧。实施例请参考图1，卫星将-Z板作为卫星设备的安装主板，主体结构包络为扁平的长方体，尺寸设计为：1360×540×370mm。由于采用了扁平化的结构设计，可以极大地提高火箭整流罩内的空间利用率，并能够适应目前主流运载火箭的整流罩内包络要求。请参考图2，卫星各设备在-Z板上的布局如下：在-Z板的正面靠近+Y板一侧布放电推进组件201、太敏202、磁力矩器(3个)203；陀螺仪(包括光纤陀螺204和2个相互垂直放置的MEMS陀螺205)、磁强计206(2个互相垂直)、锂电池207和电源控制器208位于-Z板正面中部，载荷系统和综合电子系统209叠放在一起，居于-Z板的正面靠近-Y板一侧。在-Z板的反面，4个动量轮和1个星敏布放在靠近+Y板的一侧，相控天线阵和另一个星敏布放在靠近-Y板的一侧。在卫星的一侧还包括柔性电池翼210。太阳电池翼采用柔性材料设计，采用三结砷化镓太阳电池作为发电单元，发电单元本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种具有扁平式结构的低轨卫星，其特征在于，所述卫星本体主包络呈现扁平的长方体，包括上下平行的±Z板，左右平行的±Y板，和前后平行的±X板；所述-Z板用于卫星设备的安装主板，卫星设备分别分布于所述-Z板的正面和反面。/n

【技术特征摘要】
1.一种具有扁平式结构的低轨卫星，其特征在于，所述卫星本体主包络呈现扁平的长方体，包括上下平行的±Z板，左右平行的±Y板，和前后平行的±X板；所述-Z板用于卫星设备的安装主板，卫星设备分别分布于所述-Z板的正面和反面。


2.根据权利要求1所述的卫星，其特征在于，所述卫星还包括太阳电池翼，所述太阳电池翼采用柔性材料设计，发电单元粘贴在所述柔性材料上；所述太阳电池翼展开前卷曲收拢在卫星一侧，展开时靠骨架弹性展开。


3.根据权利要求1所述的卫星，其特征在于，所述卫星采用热控涂层、多层隔热材料、导热材料填充和热管为主热控方式，采用闭环电加热为辅热控方式，以±Z、±Y为整星散热面，作为舱内设备主散热通道。


4.根据权利要求1～3任意一项所述的卫星，其特征在于，所述-Z板正面设备包括：电推进组件、太敏、磁力矩器、陀螺仪、磁强计、锂电池、电源控制器、综合电子系统和/或载荷系统；所述电推进组件、太敏、磁力矩器依次分布在所述-Z板正面靠近+Y板的一侧；所述陀螺仪、磁强计、锂电池和电源控制器分布在所述-Z板正面中间部分；所述综合电子系统和载荷系统叠放在所述-Z板正面靠近-Y板的一侧。


5.根据权利要求4所述的卫星，其特征在于，所述磁强计为2个，相互垂直放置；所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：唐宇峰，张雅彬，张振兴，
申请(专利权)人：北京九天微星科技发展有限公司，
类型：新型
国别省市：北京;11