专利名称：一种低轨遥感卫星的构型及其安装方法
技术领域：
本发明涉及遥感卫星构型，具体涉及一种低轨遥感卫星的构型及其安装方法。
背景技术：
一种在研低轨遥感卫星，整星重量约1000kg，其探测载荷重达190kg，安装面面积为834mmX936mm，安装面上平面度要求为0. 05mm。现有相当的卫星平台构型，由于设计时未考虑大重量、大体积载荷，结构设计时也没有做长远考虑，很难达到如此高重量的承重需求。而且性能不稳定，安装困难，适应性差。因此，为满足该卫星重达190kg的载荷安装要求，包括保持其在轨安装精度的稳定性，成为本领域亟待解决的问题。
发明内容
针对上述缺陷，本发明的目的是提供一种遥感卫星的构型及其安装方法，以解决现有技术卫星构型无法满足的大尺寸承载、大质量载荷、同时解决了安装困难、适应性差的技术问题。为实现上述目的，本发明采用了以下的技术方案一种遥感卫星的构型，包括底板、中板、顶板、若干横向侧板和竖向侧板将所述底板、中板以及顶板围成一个密闭的空间，所述中心承力筒设置在该密闭空间内，在该密闭空间的两侧设置了对应的太阳电池阵，所述底板和中板之间连接有撑杆、所述中板与顶板之间设置有4块隔板，该些隔板均勻分布；在顶板上方连接有效载荷舱，底板底部连接一上裙。依照本发明较佳实施例所述的遥感卫星的构型，所述底板与中板尺寸相同。依照本发明较佳实施例所述的遥感卫星的构型，所述底板和中板的尺寸为 1420mmX 1420mm X 30mm。依照本发明较佳实施例所述的遥感卫星的构型，所述横向侧板进一步包括一上侧板以及一中侧板，厚度为15mm。依照本发明较佳实施例所述的遥感卫星的构型，所述竖向侧板的厚度为20mm，是铝蜂窝板外设铝蒙皮结构。依照本发明较佳实施例所述的遥感卫星的构型，所述太阳能电池阵通过太阳翼压紧支架固定在所述底板。依照本发明较佳实施例所述的遥感卫星的构型，所述中心承力筒包括底部圆锥筒和上部圆柱筒。依照本发明较佳实施例所述的遥感卫星的构型，所述底部圆锥筒安装在所述底板与中板之间，所述圆柱筒设置在所述中板与顶板之间。依照本发明较佳实施例所述的遥感卫星的构型，还包括用于安装推力器的推力器安装板，其设置在竖向侧板的外侧。
本发明另提供一种基于上述卫星构型的一种遥感卫星的构型的安装方法，包括 步骤1 将底板与中心承力筒的下部分圆锥筒连接；步骤2 将中板装配在圆锥筒顶部；步骤3 将中心承力筒的上部分圆柱筒安装在中板上方；步骤4 将顶板装配在圆柱筒顶部； 步骤5 将四根斜撑杆组装在中板底部；步骤6 将4根隔板设置在顶板和中板之间；步骤7 装配推力器安装板；步骤8 将太阳翼压紧支架安装在中板上；步骤9 将载荷舱安装在顶板上；步骤10 装配侧板和太阳电池阵；步骤11 装配上裙，完成卫星构型。由于采用了以上的技术特征，使得本发明的卫星构型和安装方法，相比于现有技术具有以下的优点和积极效果第一，本发明提供的卫星构型结构稳定、可承载大尺寸及大质量载荷，对于目前载荷体积质量大、精度要求高、安装困难的特点具有很高的适应性。第二，本发明侧卫星构型同时通过对载荷舱的有针对性的优化设计，可以满足数传、测控等天线的使用要求，具有很广泛的应用推广价值。
图1是本发明的卫星构型完整装配图；图2是本发明的卫星构型在飞行状态的示意图；图3本发明的卫星构型的爆炸图；图4是本发明提供的装配方法的流程图。
具体实施例方式以下结合附图对本发明的几个优选实施例进行详细描述，但本发明并不仅仅限于这些实施例。本发明涵盖任何在本发明的精髓和范围上做的替代、修改、等效方法以及方案。为了使公众对本发明有彻底的了解，在以下本发明优选实施例中详细说明了具体的细节，而对本领域技术人员来说没有这些细节的描述也可以完全理解本发明。请参考图1-图3，本发明提供一种遥感卫星的构型，其包括底板1、中板2、顶板 3、若干横向侧板4和竖向侧板6将所述底板1、中板2以及顶板3围成一个密闭空间20，所述中心承力筒10设置在该密闭空间20内，在该密闭空间20的两侧设置了对应的太阳电池阵12，所述底板1和中板之间2连接有撑杆7、所述中板2与顶板3之间设置有4块隔板8， 该些隔板8均勻分布；在顶板3上方连接有效载荷舱11，底板1底部连接一上裙13。还包括用于安装推力器的推力器安装板5，其设置在竖向侧板4的外侧。上裙13采用铝合金材料，通过螺栓与底板1连接。所述底板1与中板2尺寸相同，所述底板1和中板2的尺寸为 1420mmX 1420mmX30mm,且均采用轻质且耐用的铝蜂窝结合上下铝蒙皮结构，此外，还可以根据布局及载荷情况在内部预埋加强埋件。顶板3承载190kg重的宽幅载荷，采用40mm厚的铝埋件镂空设计，经地面试验及在轨验证，其强度足以满足载荷在轨高稳定度要求。所述横向侧板4进一步包括一上侧板41以及一中侧板42，厚度为15mm，侧板材料
均为铝蜂窝结合上下铝蒙皮结构。所述竖向侧板6的厚度为20mm，同样是是铝蜂窝板外设铝蒙皮结构。
太阳能电池阵12通过太阳翼压紧支架9固定在所述底板1上，在图2所示的飞行状态，可以展开。中心承力筒20包括底部圆锥筒21和上部圆柱筒22，分别安装在底板1和中板2 之间，以及中板2和顶板3之间。请参考图4所示的流程图，本发明另提供一种遥感卫星的构型的安装方法，包括SlOl 将底板与中心承力筒的下部分圆锥筒连接；S102 将中板装配在圆锥筒顶部；S103 将中心承力筒的上部分圆柱筒安装在中板上方；S104 将顶板装配在圆柱筒顶部；S105 将四根斜撑杆组装在中板底部；S106 将4根隔板设置在顶板和中板之间；S107 装配推力器安装板；S108 将太阳翼压紧支架安装在中板上；S109 将载荷舱安装在顶板上；SllO 装配侧板和太阳电池阵；Slll 装配上裙，完成卫星构型。装配完成后，整体如图1所示。综上所述，本发明的卫星构型和安装方法，相比于现有技术具有以下的优点和积极效果第一，本发明提供的卫星构型结构稳定、可承载大尺寸及大质量载荷，对于目前载荷体积质量大、精度要求高、安装困难的特点具有很高的适应性。第二，本发明侧卫星构型同时通过对载荷舱的有针对性的优化设计，可以满足数传、测控等天线的使用要求，具有很广泛的应用推广价值。本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式
。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。
权利要求
1.一种低轨遥感卫星的构型，其特征在于，包括底板、中板、顶板、若干横向侧板和竖向侧板将所述底板、中板以及顶板围成一个密闭的空间，所述中心承力筒设置在该密闭空间内，在该密闭空间的两侧设置了对应的太阳电池阵，所述底板和中板之间连接有撑杆、所述中板与顶板之间设置有4块隔板，该些隔板均勻分布；在顶板上方连接有效载荷舱，底板底部连接一上裙。
2.如权利要求1所述的遥感卫星的构型，其特征在于，所述底板与中板尺寸相同。
3.如权利要求2所述的遥感卫星的构型，其特征在于，所述底板和中板的尺寸为 1420mmX 1420mm X 30mm。
4.如权利要求1所述的遥感卫星的构型，其特征在于，所述横向侧板进一步包括一上侧板以及一中侧板，厚度为15mm。
5.如权利要求1所述的遥感卫星的构型，其特征在于，所述竖向侧板的厚度为20mm，是铝蜂窝板外设铝蒙皮结构。
6.如权利要求1所述的遥感卫星的构型，其特征在于，所述太阳能电池阵通过太阳翼压紧支架固定在所述底板。
7.如权利要求1所述的遥感卫星的构型，其特征在于，所述中心承力筒包括底部圆锥筒和上部圆柱筒。
8.如权利要求7所述的遥感卫星的构型，其特征在于，所述底部圆锥筒安装在所述底板与中板之间，所述圆柱筒设置在所述中板与顶板之间。
9.如权利要求1所述的遥感卫星的构型，其特征在于，还包括用于安装推力器的推力器安装板，其设置在竖向侧板的外侧。
10.一种遥感卫星的构型的安装方法，其特征在于，包括 步骤1 将底板与中心承力筒的下部分圆锥筒连接； 步骤2 将中板装配在圆锥筒顶部；步骤3 将中心承力筒的上部分圆柱筒安装在中板上方；步骤4 将顶板装配在圆柱筒顶部；步骤5 将四根斜撑杆组装在中板底部；步骤6 将4根隔板设置在顶板和中板之间；步骤7 装配推力器安装板；步骤8 将太阳翼压紧支架安装在中板上；步骤9 将载荷舱安装在顶板上；步骤10 装配侧板和太阳电池阵；步骤11 装配上裙，完成卫星构型。
全文摘要
本发明提供一种低轨遥感卫星的构型，包括底板、中板、顶板、若干横向侧板和竖向侧板将所述底板、中板以及顶板围成一个密闭的空间，所述中心承力筒设置在该密闭空间内，在该密闭空间的两侧设置了对应的太阳电池阵，所述底板和中板之间连接有撑杆、所述中板与顶板之间设置有4块隔板，该些隔板均匀分布；在顶板上方连接有效载荷舱，底板底部连接一上裙。本发明卫星构型结构稳定、可承载大尺寸及大质量载荷，对于目前有效载荷体积质量大、精度要求高、安装困难的特点具有很高的适应性。
文档编号B64G1/10GK102372092SQ20101025498
公开日2012年3月14日 申请日期2010年8月17日 优先权日2010年8月17日
发明者应继英, 杨珺, 王强, 魏致坤 申请人:上海卫星工程研究所