狭长板式搭载卫星构型制造技术

本实用新型专利技术提供了一种狭长板式搭载卫星构型，包括构型本体、结构隔框组件、推进贮箱、推进压力流量调节模块、载荷八木天线以及太阳电池阵；所述狭长为，卫星构型的高度方向为宽度方向的1.2

【技术实现步骤摘要】
狭长板式搭载卫星构型


[0001]本技术涉及小卫星构型与布局设计，具体涉及一种板式搭载卫星构型，特别是一种狭长板式搭载小卫星构型。

技术介绍

[0002]搭载卫星因主星、相邻搭载卫星、火箭整流罩、载荷及配套单机的影响，其在包络和重量上均受到严格约束。搭载卫星必须进行构型与布局设计，使得卫星及配套单机同时满足质量特性、安装精度、热控性能、力学环境、电磁兼容、总体电路和总装总测等方面的要求。
[0003]运载提供的搭载卫星包络约束300示意如图1
‑
2所示，弧形区域外径为Φ2900mm，内径为Φ1700mm，高度约为700mm，张开角约为48
°
。
[0004]搭载卫星需要安装在运载提供的搭载卫星包络约束300中，其中搭载卫星所必备的各种零部件尺寸均已固定，如推进压力流量调节模块包络为430mm（长）
×
197mm（宽）
×
250mm（高）；载荷八木天线长度约为624mm；太阳电池阵的贴片（总）面积不小于2.5m2，包络约束尺寸及各种零部件尺寸对卫星的构型与布局均进行了严格的限制。除此以外，搭载卫星还必须包括推进贮箱，在有限的搭载卫星包络约束300内，推进贮箱尺寸越大，能够携带的推进剂越多。如何充分利用弧形搭载卫星包络约束300的空间，设计结构更合理的板式搭载卫星构型，以容纳更大尺寸的推进贮箱是目前研究的难点之一。
[0005]专利文献CN112009724A，采用的是楔型卫星构型，该构型对于在火箭支撑舱上搭载的卫星具备充分利用空间的优势，但对于包络约束为弧形的卫星则不适用。专利文献CN102009746B，采用的是八边形立柱式小卫星构型，将卫星分为平台舱与载荷舱两个舱段，其中顶板与中板之间为平台舱，中板与顶板之间为载荷舱，该卫星构型对于运载给定的圆柱形包络约束比较适用，对于弧形包络约束适用性不强。

技术实现思路

[0006]针对现有技术中无法解决的针对弧形包络约束，卫星构型空间利用率小、容纳的推进贮箱体积小等缺陷。本技术的目的是提供一种狭长板式搭载卫星构型。
[0007]根据本技术提供的一种狭长板式搭载卫星构型，包括构型本体、结构隔框组件、推进贮箱、推进压力流量调节模块、载荷八木天线以及太阳电池阵；
[0008]狭长板式搭载卫星构型安装在搭载卫星包络约束中；所述构型本体为六面体，所述构型本体包括相互连接形成内部安装空间的结构顶板、结构底板、+Y侧板、
‑
Y侧板、+X侧板以及
‑
X侧板；
[0009]所述狭长为，卫星构型的高度方向为宽度方向的1.2
‑
2倍，卫星构型的长度方向为宽度方向的2.7
‑
4.5倍的结构；
[0010]所述结构隔框组件设置在所述构型本体内，所述结构隔框组件将所述构型本体沿+X方向分隔为前部空间与后部空间；
[0011]推进贮箱通过结构隔框组件安装在所述构型本体内，且横跨后部空间与前部空间；
[0012]推进压力流量调节模块安装在所述后部空间内，载荷八木天线安装在所述构型本体顶部，太阳电池阵安装在所述构型本体的外侧。
[0013]优选的，所述推进压力流量调节模块安装在所述结构底板内侧，所述结构底板内侧还安装有综合电子；
[0014]结构底板外侧安装有第一C频段测控天线与第二模拟太阳角计；
[0015]微波网络安装在综合电子上。
[0016]优选的，所述+Y侧板内侧安装有推力器控制器与数传发射机。
[0017]优选的，所述
‑
Y侧板内侧安装有Y向反作用飞轮、X向磁力矩器、微光纤陀螺、环形器和圆极化网络。
[0018]优选的，所述+X侧板外侧安装有第一星敏感器、第二星敏感器。
[0019]优选的，所述
‑
X侧板外侧安装有霍尔推力器；
[0020]所述
‑
X侧板内侧安装有X向反作用飞轮。
[0021]优选的，所述载荷八木天线安装在所述结构顶板外侧；
[0022]所述结构顶板外侧还安装有第一模拟太阳角计、第二C频段测控天线、第三C频段测控天线以及数传天线；
[0023]所述结构顶板内侧安装有Z向反作用飞轮、斜装飞轮、Y向磁力矩器、Z向磁力矩器、磁强计以及VDES通信处理机。
[0024]优选的，所述X向反作用飞轮、推力器控制器、Z向反作用飞轮、数传发射机以及斜装飞轮依次沿+X方向设置在所述后部空间中；
[0025]所述微光纤陀螺布置在与所述数传发射机沿+X轴同一位置、或布置在Z向反作用飞轮与数传发射机之间、或布置在数传发射机与斜装飞轮之间；
[0026]所述太阳电池阵，采用双翼构型，收拢在结构+Y侧板和
‑
Y侧板两侧；
[0027]所述Y向磁力矩器、Z向磁力矩器、X向磁力矩器、Y向反作用飞轮、VDES通信处理机、综合电子、圆极化网络、磁强计以及环形器依次沿+X方向设置在所述前部空间中。
[0028]优选的，还包括星箭分离装置，所述星箭分离装置与结构底板连接；
[0029]所述星箭分离装置为点式分离装置；星箭分离装置具有4个压紧释放点，分别为第一压紧释放点、第二压紧释放点、第三压紧释放点以及第四压紧释放点；所述压紧释放点，为点式分离装置所具有的爆炸螺栓的安装位置。
[0030]优选的，所述第一压紧释放点与第二压紧释放点距结构底板一端的距离为结构底板总长度的四分之一；
[0031]所述第三压紧释放点与第四压紧释放点距结构底板另一端的距离为结构底板总长度的四分之一。
[0032]与现有技术相比，本技术具有如下的有益效果：
[0033]1、本技术将板式搭载卫星构型设置为狭长形，适配了弧形包络的空间，提高了运载弧形包络约束的利用率，解决了小卫星各分系统单机，尤其是推进分系统贮供模块在布局设计过程中，舱内安装空间不足的问题。所述运载弧形包络的利用率为所述搭载卫星构型体积/包络约束体积，为了在有限的空间（包络约束体积）中使卫星能够装配大容积
推进贮供模块以便携带更多推进剂，提高运载弧形包络约束的利用率是行之有效的手段。
[0034]2、由于推进贮箱要贮存大量的推进剂，本技术从结构的传力路径考虑，将隔框组件安装在推进贮箱安装脚处，隔框组件通过螺钉分别与结构底板、结构顶板、+Y侧板和
‑
Y侧板相连，使得推进贮箱安装更加牢固。
附图说明
[0035]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，本技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0036]图1为现有技术中运载提供的搭载卫星包络约束示意图；
[0037]图2为图1的俯视图，其中示意了搭载卫星包络约束是整体为环形的结构中，弧形的一部分；
[0038]图3为本技术卫星构型安装在运载弧形包络约束内俯视示意图；
[003本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种狭长板式搭载卫星构型，其特征在于，包括构型本体（100）、结构隔框组件（107）、推进贮箱（3）、推进压力流量调节模块（1）、载荷八木天线（16）以及太阳电池阵（21）；狭长板式搭载卫星构型安装在搭载卫星包络约束（300）中；所述构型本体（100）为六面体，所述构型本体（100）包括相互连接形成内部安装空间的结构顶板（101）、结构底板（102）、+Y侧板（103）、
‑
Y侧板（104）、+X侧板（105）以及
‑
X侧板（106）；所述狭长为，卫星构型的高度方向为宽度方向的1.2
‑
2倍，卫星构型的长度方向为宽度方向的2.7
‑
4.5倍；所述结构隔框组件（107）设置在所述构型本体（100）内，所述结构隔框组件（107）将所述构型本体（100）沿+X方向分隔为前部空间（108）与后部空间（109）；推进贮箱（3）通过结构隔框组件（107）安装在所述构型本体（100）内，且横跨后部空间（109）与前部空间（108）；推进压力流量调节模块（1）安装在所述后部空间（109）内，载荷八木天线（16）安装在所述构型本体（100）顶部，太阳电池阵（21）安装在所述构型本体（100）的外侧。2.根据权利要求1所述的狭长板式搭载卫星构型，其特征在于，所述推进压力流量调节模块（1）安装在所述结构底板（102）内侧，所述结构底板（102）内侧还安装有综合电子（11）；结构底板（102）外侧安装有第一C频段测控天线（7）与第二模拟太阳角计（6）；微波网络（8）安装在综合电子（11）上。3.根据权利要求2所述的狭长板式搭载卫星构型，其特征在于，所述+Y侧板（103）内侧安装有推力器控制器（29）与数传发射机（24）。4.根据权利要求3所述的狭长板式搭载卫星构型，其特征在于，所述
‑
Y侧板（104）内侧安装有Y向反作用飞轮（5）、X向磁力矩器（4）、微光纤陀螺（22）、环形器（12）和圆极化网络（13）。5.根据权利要求4所述的狭长板式搭载卫星构型，其特征在于，所述+X侧板（105）外侧安装有第一星敏感器（9）、第二星敏感器（10）。6.根据权利要求5所述的狭长板式搭载卫星构型，其特征在于，所述
‑
X侧板（106...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨江波，薛久红，吴兰蕙，肖灿明，余润清，李新阳，张亚荣，
申请(专利权)人：上海航天空间技术有限公司，
类型：新型
国别省市：