一种应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包及卫星入轨方法技术

一种应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包包括背包本体以及电推进模块，背包本体包括第一连接部以及第二连接部，背包本体通过第一连接部与电推进模块连接，通过第二连接部与卫星平台连接，卫星平台包括第三连接部，卫星平台与应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包通过第三连接部共同连接在运载器上，其中，卫星平台与应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包由运载器运载发射至相对较低的轨道高度后，卫星平台与应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包自运载器分离，卫星平台在应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包的电推进作用下发射至卫星平台的预定目标轨道的轨道高度。轨道高度。轨道高度。

【技术实现步骤摘要】
一种应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包及卫星入轨方法


[0001]本专利技术涉及卫星发射领域，具体涉及一种应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包及卫星入轨方法。

技术介绍

[0002]低轨道卫星系统往往采取批量化发射的方式，我国低轨卫星目前主要采用多级火箭直接入轨技术，比如将承载有多个卫星的运载火箭直接飞行至目标轨道(通常500km以上)释放卫星，该发射方式对火箭的入轨高度要求高，导致承载卫星重量受限，卫星系统的综合部署卫星成本高。

技术实现思路

[0003]本专利技术的一个目的是提供一种应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包，能够降低低轨卫星发射成本，提高综合部署效能。
[0004]上述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包包括背包本体以及电推进模块，所述背包本体包括第一连接部以及第二连接部，所述背包本体通过所述第一连接部与所述电推进模块连接，通过所述第二连接部与卫星平台连接，所述卫星平台包括第三连接部，所述卫星平台与所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包通过所述第三连接部共同连接在运载器上；其中，所述卫星平台与所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包由所述运载器运载发射至相对较低的轨道高度后，所述卫星平台与所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包自所述运载器分离，所述卫星平台在所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包的电推进作用下发射至所述卫星平台的预定目标轨道的轨道高度。
[0005]在一个或多个实施方式中，所述背包本体通过所述第一连接部与所述电推进模块可拆卸连接，所述第一连接部包括第一固定部与第一接口，所述电推进模块包括第二固定部与第二接口，通过所述第一固定部与所述第二固定部的配合实现所述背包本体与所述电推进模块的定位与装卸，通过所述第一接口与所述第二接口的配合实现供电与数据传输。
[0006]在一个或多个实施方式中，所述电推进模块包括至少一个电推进器，所述卫星平台在所述电推进器的电推进作用下发射至所述预定目标轨道的轨道高度。
[0007]在一个或多个实施方式中，所述第一固定部与所述第二固定部通过卡扣连接实现所述背包本体与所述电推进模块的定位与快速装卸。
[0008]在一个或多个实施方式中，所述背包本体内部具有电池模块、第一控制模块以及飞控模块，通过所述电池模块为所述电推进模块供电，通过所述第一控制模块实现对所述电推进模块的控制，所述飞控模块用于在所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包的推进过程中实现姿态控制与定位导航；所述运载器内部具有第二控制模块，用于控制所述卫星平台与所述运载器的分离。
[0009]在一个或多个实施方式中，所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包还包
括太阳翼机构，所述太阳翼机构连接于所述背包本体上，所述太阳翼机构在所述卫星平台随所述运载器运载发射的过程中处于收拢状态，所述卫星平台自所述运载器分离后，所述太阳翼机构展开为所述电推进模块供电。
[0010]在一个或多个实施方式中，所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包通过所述第二连接部可分离的连接在所述卫星平台上，所述卫星平台内部具有第三控制模块，用于控制所述卫星平台与所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包的分离。
[0011]在一个或多个实施方式中，所述第二连接部包括电磁接口，所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包通过所述电磁接口与所述卫星平台磁吸连接。
[0012]本专利技术的另一个目的是提供一种卫星入轨方法，能够降低低轨卫星发射成本，提高综合部署效能。
[0013]所述卫星包括卫星平台，所述卫星平台上安装有上述的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包，所述卫星平台与所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包共同连接在运载器上，并可自所述运载器分离；
[0014]所述卫星入轨方法包括以下步骤：1)所述卫星平台与所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包由所述运载器运载发射至相对较低的轨道高度；2)所述卫星平台与所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包自所述运载器释放分离；3)所述卫星平台在所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包的电推进作用下发射至所述卫星平台的预定目标轨道的轨道高度。
[0015]在一个或多个实施方式中，所述相对较低的轨道高度为200
‑
300km，所述预定目标轨道的轨道高度为500km。
[0016]本申请与现有技术相比至少具有以下有益效果：
[0017]本申请采用背包的形式将电推进装置安装在卫星平台上，每个卫星平台均安装有一个应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包，运载器只需要飞行至相对较低的轨道高度释放卫星平台，卫星平台与应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包自运载器分离后，由应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包自主辅助卫星“爬坡”入轨。由于运载器仅需飞行至相对较低的轨道高度，使得运载器能够装载更多重量的卫星发射，降低卫星发射成本，提高低轨卫星系统的综合部署效能。
附图说明
[0018]本专利技术的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
[0019]图1是根据一实施例的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包及卫星平台的立体图，其中应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包处于收拢状态。
[0020]图2是根据一实施例的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包及卫星平台的立体图，其中应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包处于展开状态。
[0021]图3是根据一实施例的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包处于收拢状态的立体图。
[0022]图4是根据一实施例的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包处于收拢状态的侧视图。
[0023]图5是根据一实施例的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包处于展开状态的立体图。
[0024]图6是根据一实施例的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包的分解图。
[0025]图7是根据一实施例的电推进模块的背视图。
[0026]图8是根据一实施例的电推进模块的侧视图。
[0027]图9是根据一实施例的电推进模块的立体图。
[0028]图10是根据另一实施例的电推进模块的立体图。
[0029]图11是根据又一实施例的电推进模块的立体图。
[0030]图12是根据图9中的电推进模块装配组成的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包的正视图。
[0031]图13是根据图10中的电推进模块装配组成的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包的正视图。
[0032]图14是根据图11中的电推进模块装配组成的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包的正视图。
[0033]图15是根据一实施例的背包本体内部的立体图。
[0034]图16是根据一实施例的背包本体的立体图。
[0035]图17是根据一实施例的背包本体的背视图。
具体实施方式
[0036]下面结合具本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包，其特征在于，包括背包本体以及电推进模块，所述背包本体包括第一连接部以及第二连接部，所述背包本体通过所述第一连接部与所述电推进模块连接，通过所述第二连接部与卫星平台连接，所述卫星平台包括第三连接部，所述卫星平台与所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包通过所述第三连接部共同连接在运载器上；其中，所述卫星平台与所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包由所述运载器运载发射至相对较低的轨道高度后，所述卫星平台与所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包自所述运载器分离，所述卫星平台在所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包的电推进作用下发射至所述卫星平台的预定目标轨道的轨道高度。2.如权利要求1所述的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包，其特征在于，所述背包本体通过所述第一连接部与所述电推进模块可拆卸连接，所述第一连接部包括第一固定部与第一接口，所述电推进模块包括第二固定部与第二接口，通过所述第一固定部与所述第二固定部的配合实现所述背包本体与所述电推进模块的定位与装卸，通过所述第一接口与所述第二接口的配合实现供电与数据传输。3.如权利要求1所述的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包，其特征在于，所述电推进模块包括至少一个电推进器，所述卫星平台在所述电推进器的电推进作用下发射至所述预定目标轨道的轨道高度。4.如权利要求2所述的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包，其特征在于，所述第一固定部与所述第二固定部通过卡扣连接实现所述背包本体与所述电推进模块的定位与快速装卸。5.如权利要求1所述的应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包，其特征在于，所述背包本体内部具有电池模块、第一控制模块以及飞控模块，通过所述电池模块为所述电推进模块供电，通过所述第一控制模块实现对所述电推进模块的控制，所述飞控模块用于在所述应用于卫星辅助入轨的模块化电磁动力背包的推进过程中实现姿态控制与定...

【专利技术属性】
技术研发人员：郭崇滨，尹增山，张若皓，高宝光，
申请(专利权)人：上海微小卫星工程中心，
类型：发明
国别省市：