本发明专利技术涉及一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，属于航天技术和设备领域；南板、东板、北板、西板依次首尾对接围成正方形腔体结构；对地板水平盖在正方形腔体结构的顶部；外部空间相机设置在对地板上表面的中心处；中隔板竖直设置在正方形腔体结构的内腔中；东隔板垂直于中隔板，且东隔板的轴向两端分别与东板的中部、中隔板的中部对接；西隔板垂直于中隔板；4个导热管两两一组，两组导热管对接呈U型导热管组；本发明专利技术载荷舱结构紧凑，将空间相机结构支撑和散热需求与卫星设计统筹考虑，充分发挥整星结构和热控优势，实现了空间相机与卫星结构和热控一体化设计，满足空间相机可靠支撑和高精度温度控制的要求。高精度温度控制的要求。高精度温度控制的要求。
【技术实现步骤摘要】
一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱
[0001]本专利技术属于航天技术和设备领域，涉及一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱。
技术介绍
[0002]随着遥感卫星技术的快速进步及应用领域的不断拓展，空间光学相机载荷日益向着长焦距、大口径的方向发展。长焦距、大口径的光学系统对承载结构刚度和内外热源变化更加敏感，使得结构稳定性及温度场波动成为影响高分辨率相机在轨成像品质的重要因素。空间光学相机载荷作为平台与载荷一体化设计的核心，与外部空间环境和卫星平台存在复杂的耦合关系，需要对其开展光、机、电、热等多学科优化设计。如平台与载荷在结构上具有多个连接点，平台结构的变形会直接影响载荷结构的稳定性。整星功能密度大，平台仪器舱设备的散热将对相机的热环境造成影响，进而影响成像质量。
[0003]遥感卫星一般由卫星平台和有效载荷构成，二者在结构和功能上相对独立，平台为有效载荷提供安装界面，界面关系比较明确，比较典型的如法国“SPOT”系列卫星。传统卫星通常基于并行设计模式，在约定机、电、热接口后，卫星平台和空间相机独立研制，较少考虑二者相互耦合影响，对机、电、热联合设计优化考虑不足，难以发挥整星优势，造成卫星包络空间、重量、功耗等资源开销较大，甚至出现无法克服的技术困难，导致整个设计过程出现反复。
技术实现思路
[0004]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，本专利技术载荷舱结构紧凑，将空间相机结构支撑和散热需求与卫星设计统筹考虑，充分发挥整星结构和热控优势，实现了空间相机与卫星结构和热控一体化设计，满足空间相机可靠支撑和高精度温度控制的要求。
[0005]本专利技术解决技术的方案是：
[0006]一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，包括对地板、中隔板、东隔板、西隔板、南板、北板、东板、西板和4个导热管；其中，南板、东板、北板、西板均竖直放置，且依次首尾对接围成正方形腔体结构；对地板水平盖在正方形腔体结构的顶部；外部空间相机设置在对地板上表面的中心处；中隔板竖直设置在正方形腔体结构的内腔中；中隔板平行于东板，且中隔板的轴向两端分别与南板的中部、北板的中部固连；东隔板垂直于中隔板，且东隔板的轴向两端分别与东板的中部、中隔板的中部对接；西隔板垂直于中隔板，且西隔板的轴向两端分别与西板的中部、中隔板的中部对接；4个导热管两两一组，两组导热管对接呈U型导热管组，U型导热管组安装在南板、北板、中隔板上。
[0007]在上述的一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，建立载荷舱坐标系OXYZ，其中，原点O为载荷舱底端面的几何中心；Z轴垂直指向对地板方向；X轴垂直指向东板；Y轴由右手定则确定；
[0008]所述中隔板为位于YOZ平面内的凹字形结构；东隔板与西隔板相对于YOZ平面对
称，且东隔板与西隔板对接拼成凹字形结构；中隔板、东隔板和西隔板拼接成十字支撑结构。
[0009]在上述的一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，所述对地板的中心设置有圆形通孔；外部相机伸入对地板的圆形通孔，进入十字支撑结构的凹口处。
[0010]在上述的一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，所述导热管为L形结构；其中1组导热管的一边水平安装在北板内壁上，另一边水平安装在中隔板侧壁上；另1组导热管的一边水平安装在南板内壁上，另一边水平安装在中隔板侧壁上。
[0011]在上述的一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，所述卫星载荷舱还包括6个中隔板热管支架、2个南北板热管支架、卡箍；其中，6个中隔板热管支架实现对2组设置在中隔板侧壁的导热管的边进行固定；2个南北板热管支架实现对2组导热管位于南板、北板的边进行支撑；卡箍设置在南北板热管支架上，实现卡箍对导热管的固定。
[0012]在上述的一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，所述南板和北板内部均设置有U型热管，且南板和北板的U型热管对称设置。
[0013]在上述的一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，所述U型导热管组的开口两端分别与2个U型热管连通；外部相机伸入对地板后，外部相机的集热板与U型导热管组的中部接触；集热板实现集中外部相机的热量，通过U型导热管组将热量导出至2个U型热管，并通过2个U型热管实现对热量的辐射散热。
[0014]在上述的一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，所述导热管安装前包覆多层隔热材料，同时在外壁安装加热片及热敏电阻，当外部相机温度过低时，通过加热片对外部相机实现加热，保持外部相机的正常工作温度；U型导热管组与外部相机的集热板、2个U型热管的连接区域涂导热硅胶。
[0015]在上述的一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，所述U型导热管组与U型热管组成正交热管网络；南板和北板的外壁粘贴OSR片；南板和北板中U型热管所载处的内侧壁包覆多层隔热材料。
[0016]在上述的一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，其特征在于：所述中隔板、东隔板和西隔板拼接成十字支撑结构的4个凹口角点分别设置1个铝合金加强接头；各隔板在加强接头覆盖区域内贴2层碳纤维加强铺层减小集中应力；每组加强接头上端面提供2个螺纹孔，用于安装；对地板、中隔板、东隔板、西隔板、东板、西板为碳纤维蒙皮蜂窝夹层板；南板、北板为铝合金蒙皮蜂窝夹层板；中隔板热管支架、南北板热管支架和卡箍为铝合金材料。
[0017]本专利技术与现有技术相比的有益效果是：
[0018](1)本专利技术的载荷舱设计成中间有凹口的箱体式结构，空间相机后光学部分安装在舱体内部，结构设计紧凑，减小了整星的转动惯量及Z向质心偏移，显著改善了主动段空间相机的力学环境，同时可提升卫星的敏捷机动性能；
[0019](2)本专利技术的载荷舱通过合理的主承力结构设计，将空间相机载荷传递给对地板、隔板及外侧板，传力路径简单，承载能力高、热稳定性好，可避免空间外热流环境下舱板变形对相机结构造成影响，进而影响成像质量；
[0020](3)本专利技术的载荷舱将空间相机的结构支撑与热控设计统筹优化，充分挖掘卫星平台资源潜力，载荷舱设计专用相机散热面，通过合理的隔热与散热设计，采用导热管将相机内热源传递到到星表散热，并对散热面进行精密控温，提高相机散热效率，减小了成像过
程中的温度波动。
附图说明
[0021]图1为本专利技术不含相机载荷舱的分解示意图；
[0022]图2为本专利技术含相机载荷舱的组合示意图；
[0023]图3为本专利技术导热管示意图；
[0024]图4为本专利技术导热管安装接口示意图；
[0025]图5为载荷舱与外部相机安装接口示意图；
[0026]图6为载荷舱热管支架、卡箍示意图。
具体实施方式
[0027]下面结合实施例对本专利技术作进一步阐述。
[0028]本专利技术提出了一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，该载荷舱结构紧凑，将空间相机结构支撑和散热需求与卫星设计统筹考虑，充分发挥整星结构和热控优势，实现了空间相机与卫星结构和热控一体化设计，满足空间相机可靠支撑和高精度温度控制的要求。
[0029]平台和载荷集成设计卫星载本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，其特征在于：包括对地板(1)、中隔板(2)、东隔板(3)、西隔板(4)、南板(5)、北板(6)、东板(7)、西板(8)和4个导热管(9)；其中，南板(5)、东板(7)、北板(6)、西板(8)均竖直放置，且依次首尾对接围成正方形腔体结构；对地板(1)水平盖在正方形腔体结构的顶部；外部空间相机设置在对地板(1)上表面的中心处；中隔板(2)竖直设置在正方形腔体结构的内腔中；中隔板(2)平行于东板(7)，且中隔板(2)的轴向两端分别与南板(5)的中部、北板(6)的中部固连；东隔板(3)垂直于中隔板(2)，且东隔板(3)的轴向两端分别与东板(7)的中部、中隔板(2)的中部对接；西隔板(4)垂直于中隔板(2)，且西隔板(4)的轴向两端分别与西板(8)的中部、中隔板(2)的中部对接；4个导热管(9)两两一组，两组导热管(9)对接呈U型导热管组，U型导热管组安装在南板(5)、北板(6)、中隔板(2)上。2.根据权利要求1所述的一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，其特征在于：建立载荷舱坐标系OXYZ，其中，原点O为载荷舱底端面的几何中心；Z轴垂直指向对地板(1)方向；X轴垂直指向东板(7)；Y轴由右手定则确定；所述中隔板(2)为位于YOZ平面内的凹字形结构；东隔板(3)与西隔板(4)相对于YOZ平面对称，且东隔板(3)与西隔板(4)对接拼成凹字形结构；中隔板(2)、东隔板(3)和西隔板(4)拼接成十字支撑结构。3.根据权利要求2所述的一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，其特征在于：所述对地板(1)的中心设置有圆形通孔；外部相机伸入对地板(1)的圆形通孔，进入十字支撑结构的凹口处。4.根据权利要求3所述的一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，其特征在于：所述导热管(9)为L形结构；其中1组导热管(9)的一边水平安装在北板(6)内壁上，另一边水平安装在中隔板(2)侧壁上；另1组导热管(9)的一边水平安装在南板(5)内壁上，另一边水平安装在中隔板(2)侧壁上。5.根据权利要求4所述的一种平台和载荷集成设计卫星载荷舱，其特征在于：所述卫星载荷舱还包括6个中隔板热管支架(10)、2个南北板热管支架(11)、卡箍(12)；其中，6个中隔板热管...
【专利技术属性】
技术研发人员：姚延风，李峰，裴胜伟，高有道，郝燕艳，邓宇华，范为，王缅，刘冰，
申请(专利权)人：中国空间技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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