一种基于结构复用的卫星结构制造技术

本发明专利技术公开了一种基于结构复用的卫星结构，属于航天器结构设计技术领域，包括天线安装板

【技术实现步骤摘要】
一种基于结构复用的卫星结构


[0001]本专利技术属于航天器结构
，具体涉及一种基于结构复用的卫星结构
。

技术介绍

[0002]随着卫星任务需求的日益复杂化，工程系统集成设计程度需求越来越高
。
在传统的卫星研制中，平台与载荷
、
平台结构与各电子设备单机在构型布局及结构设计上是相互独立的单元，各分系统单机与卫星结构之间是基于接口界面开展设计的，双方之间具有清晰明确的接口界面，这使得平台
、
载荷
、
电子设备单机的安装结构在实现结构承载与维持构型等功能方面存在传力路径较长
、
连接结构较多
、
效率低下
、
功能冗余等不足，从而导致整星发射质量笨重
、
卫星包络尺寸较大
、
研制成本也较高
。
[0003]受限于运载发射重量以及整流罩可用包络的约束，传统的卫星结构与载荷
、
结构与电子单机基于接口界面的设计方式导致整星及载荷规模增大和性能提升受到影响
。
同时，机
‑
电
‑
热等专业设计耦合程度不深，也导致整星性能存在许多不足，如发射段抗力学环境较差
、
整星笨重无法满足卫星敏捷机动对紧凑结构以及小惯量的需求
。
对于微小卫星而言，传统研制模式更是难以适应航天器快速设计
、
低成本
、
结构紧凑
、
>高刚度
、
小惯量等工程设计需求
。
[0004]当前我国国内卫星平台与载荷一体化设计主要以基于接口的一体化设计为主，而国外以哈勃空间望远镜
(HST)
和詹姆斯
·
韦伯空间望远镜
(JWST)
为代表的先进卫星已实现功能性能一体化设计，国内的一体化设计水平相较于国外的先进水平还有较大的差距
。
例如，公告号为
CN108860659A
的中国专利技术专利公开了一种基于可展开平板相控阵天线的一体化卫星，该专利技术直接利用分成三部分的平板相控阵天线收拢成的空心三棱柱作为平台结构，其卫星整体尺寸小及舱内容积小，整星设备布局困难，三块平板相控阵天线采用铰链连接承载能力有限
。
再如，公告号
CN105235916A
的中国专利技术专利公开了一种紧凑布局的一体化卫星，提出了一种以载荷为中心的一体化卫星构型，实现围绕载荷进行布局的方案
。
但所有设备仍是采用传统的固定安装方式布置在结构板上，未能实现主结构的复用
。
[0005]由此可见，开展卫星平台结构与载荷一体化设计
、
卫星平台各系统之间一体化设计已成为提升卫星性能与费效比的关键技术之一
。

技术实现思路

[0006]有鉴于此，本专利技术提供了一种基于结构复用的卫星结构，该结构使天线安装板与卫星结构
(
也即星体主结构
)
一体化
、
电子设备插箱与卫星结构一体化，解决了小容积卫星携带大尺寸
、
高性能有效载荷的空间尺寸问题，实现了卫星结构紧凑
、
高刚度
、
小惯量的性能需求，提升了卫星集约化及轻量化水平
。
[0007]本专利技术采用以下技术方案：
[0008]一种基于结构复用的卫星结构，包括由天线安装板
、
第一外侧板
、
第二外侧板和底板连接组成的矩形筒状结构，以及第一主隔板
、
第二主隔板
、
第三主隔板
、
第四主隔板；
[0009]第一主隔板和第二主隔板作为第一组隔板平行固定安装于矩形筒状结构腔室一端形成第一安装腔；
[0010]第三主隔板和第四主隔板作为第二组隔板平行设置于矩形筒状结构腔室另一端形成第二安装腔；
[0011]第二主隔板和第三主隔板之间形成第三安装腔；
[0012]第一安装腔和第二安装腔内设置有电子设备插箱，构成插板类单机安装结构；
[0013]第三安装腔用于安装包括供配电系统的蓄电池组
、
控制与推进系统的敏感器
、
执行机构
、
贮箱
、
管路在内的非插板式设备；
[0014]天线安装板的外侧面用于安装
SAR
天线单元，内侧面用于安装包括天线波导
、TR
组件
、
电源在内的设备；
[0015]第一外侧板和第二外侧板的外表面用于提供包括太阳翼在内的星表设备的安装接口；
[0016]筒状结构中第一外侧板和第二外侧板相邻，且天线安装板
、
底板
、
主隔板的连接交界处以及第一外侧板
、
底板
、
主隔板的连接交界处均设置有星箭对接接头
。
[0017]进一步地，所述天线安装板两相对侧悬出所述矩形筒状结构，且悬出部分通过天线支撑结构支撑
。
[0018]进一步地，所述天线安装板与所述矩形筒状结构等长，且在所述天线安装板上安装有固定天线阵面，在所述固定天线阵面的纵向两相对侧安装有悬出所述矩形筒状结构的可展开天线阵面
。
[0019]进一步地，所述电子设备插箱为“C”字型结构；
[0020]所述“C”字型结构与第一安装腔和第二安装腔中的隔板可拆卸连接
。
[0021]进一步地，所述电子设备插箱包括一块插箱底板和两块相对设置在插箱底板纵向两侧的导轨板；
[0022]所述导轨板上设置有包括电子设备插板
、
锁紧条
、
密封条在内的安装接口
。
[0023]进一步地，所述插箱底板为铝蜂窝夹层结构
。
[0024]进一步地，所述天线安装板为埋置有铝热管的碳纤维面板铝蜂窝夹层结构；
[0025]所述碳纤维面板铝蜂窝夹层结构中的碳纤维面板由聚丙烯腈基碳纤维编织布
、
聚丙烯腈基碳纤维单向预浸料
、
沥青基高导热碳纤维单向预浸料以中心对称的形式混杂铺层而成；
[0026]所述铝热管埋设于所述碳纤维面板铝蜂窝夹层结构中的铝蜂窝芯夹层内，且所述铝热管的长度方向与所述沥青基高导热碳纤维单向预浸料的铺层方向正交；
[0027]所述聚丙烯腈基碳纤维编织布位于所述碳纤维面板的最外层；
[0028]所述聚丙烯腈基碳纤维单向预浸料位于所述碳纤维面板的中间层；
[0029]所述沥青基高导热碳纤维单向预浸料位于所述聚丙烯腈基碳纤维编织布和所述聚丙烯腈基碳纤维单向预浸料之间；
[0030]所述高导热是指导热率在
600W/(m
·
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种基于结构复用的卫星结构，其特征在于，包括由天线安装板
、
第一外侧板
、
第二外侧板和底板连接组成的矩形筒状结构，以及第一主隔板
、
第二主隔板
、
第三主隔板
、
第四主隔板；第一主隔板和第二主隔板平行设置于矩形筒状结构腔室一端形成第一安装腔；第三主隔板和第四主隔板平行设置于矩形筒状结构腔室另一端形成第二安装腔；第二主隔板和第三主隔板之间形成第三安装腔；第一安装腔和第二安装腔内设置有电子设备插箱，构成插板类单机安装结构；第三安装腔用于安装包括供配电系统的蓄电池组
、
控制与推进系统的敏感器
、
执行机构
、
贮箱
、
管路在内的非插板式设备；天线安装板的外侧面用于安装
SAR
天线单元，内侧面用于安装包括天线波导
、TR
组件
、
电源在内的设备；第一外侧板和第二外侧板的外表面用于提供包括太阳翼在内的星表设备的安装接口；筒状结构中第一外侧板和第二外侧板相邻，且天线安装板
、
底板
、
主隔板的连接交界处以及第一外侧板
、
底板
、
主隔板的连接交界处均设置有星箭对接接头
。2.
根据权利要求1所述的一种基于结构复用的卫星结构，其特征在于，所述天线安装板两相对侧悬出所述矩形筒状结构，且悬出部分通过天线支撑结构支撑
。3.
根据权利要求1所述的一种基于结构复用的卫星结构，其特征在于，所述天线安装板与所述矩形筒状结构等长，且在所述天线安装板上安装有固定天线阵面，在所述固定天线阵面的纵向两相对侧安装有悬出所述矩形筒状结构的可展开天线阵面
。4.
根据权利要求1所述的一种基于结构复用的卫星结构，其特征在于，所述电子设备插箱为“C”字型结构；所述“C”字型结构与第一安装腔和第二安装腔中的隔板可拆卸连接
。5.
根据权利要求4所述的一种基于结构复用的卫星结构，其特征在于，所述电子设备插箱包括一块插箱底板和两块相对设置在所述插箱底板纵向两侧的导轨板；所述导轨板上设置有包括电子设备插板

【专利技术属性】
技术研发人员：张庆君，杨强，张欢，祖家国，于松柏，何德华，任晗，谭沧海，王玉旸，张凯延，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：