一种模块化微纳卫星平台的制作方法

本发明涉及航天技术卫星领域，尤其涉及一种模块化微纳卫星平台。

背景技术：

21世纪以来，随着计算机、新材料、微电子技术、高密度能源等相关行业的迅速发展，重量轻、体积小的微纳卫星以其低廉的造价和高度的功能集成性迅速成为航天领域研究的重点。

微纳卫星通常指质量小于100千克、具有实际使用功能的卫星。随着高新技术的发展和需求的推动，微纳卫星以体积小、功耗低、开发周期短，可编队组网，以更低的成本完成很多复杂的空间任务的优势，在科研、国防和商用等领域发挥着重要作用。模块化的微纳卫星通过具有不同功能的模块组合成卫星整星，得以实现通信、姿控、储能等功能。但是现有的微纳卫星在组装过程中，各功能模块的接口标准并不统一，可替代性不强。

为了进一步降低成本，使微纳卫星更适合于商业应用，实现按需发射和敏捷设计、制造的目标，微纳卫星应具备标准的模块化机械接口，设计更改容易，装配简单，适于批量生产。同时为了降低发射成本，微纳卫星应具备批量发射的能力，实现卫星单机模块的即插即用。

技术实现要素：

针对现有技术存在的技术缺陷，本发明的目的是提供一种模块化微纳卫星平台，由一组相互配套的可替换的基础部件组成，所述基础部件包括叠层框架、转接架、螺杆以及拉紧板，其特征在于，至少一个所述叠层框架层叠固定在所述转接架顶部并通过所述螺杆串连为一体式卫星平台本体，优选地，每一层所述叠层框架以及所述转接架通过统一的标准机械接口固定连接，所述拉紧板分布在所述卫星平台本体侧面并固定连接所述转接架以及每一层所述叠层框架。

优选地，所述叠层框架上、下表面分别设有形状、大小相适应的安装凹槽和安装凸起，所述转接架顶部设有与所述安装凸起或所述安装凹槽形状、大小相适应的顶部凹槽或顶部凸起，所述安装凹槽、所述安装凸起以及所述顶部凸起或顶部凹槽组成所述标准机械接口。

优选地，所述叠层框架以及所述转接架内部以及外部设置有标准化连接触电，所述标准化连接触点可以提供电源动力或者标准化设备端口。

优选地，所述叠层框架设有层间连接孔，所述转接架设有顶部连接螺孔，所述螺杆穿过所述层间连接孔与所述顶部连接螺孔螺接。

优选地，所述叠层框架内部设有安装筋板，所述安装筋板用于安装卫星平台子系统。

优选地，所述转接架还设有星箭分离装置连接孔，所述星箭分离装置连接孔用于连接所述转接架以及星箭分离装置。

优选地，所述转接架以及所述叠层框架外壁设有螺纹孔，所述拉紧板设有与所述螺纹孔相适应的通孔，螺钉穿过所述通孔以及所述螺纹孔将所述拉紧板与所述卫星平台本体固定连接。

优选地，所述拉紧板所用材质的刚度大于所述卫星平台本体所用材质的刚度。

优选地，所述卫星平台本体外侧安装有太阳能电池阵、单机或其他星载设备。

本发明采用结构简单、易于设计更改的叠层框架，实现了微纳卫星平台的标准化、模块化。使用转接架对接星箭分离装置，使卫星适应一箭多星的发射方式。利用结构自身的条状拉紧板来保证表面精度，使结构装配关系简单。这样的卫星平台可以实现按需发射、快速设计、批量生产和批量发射。

附图说明

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，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1示出了本发明的具体实施方式的，一种模块化微纳卫星平台组装示意图；

图2示出了本发明的具体实施方式的，叠层框架的结构示意图；

图3示出了本发明的具体实施方式的，转接架的结构示意图；以及

图4示出了本发明的具体实施方式的，拉紧板的结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清晰，下面结合附图及其实施例对本发明的技术方案进行描述。

图1示出了本发明的具体实施方式的，一种模块化微纳卫星平台组装示意图。如图1所示，所述模块化微纳卫星平台，由一组相互配套的可替换的基础部件组成，所述模块化微纳卫星平台40至少包括叠层框架10、转接架20、螺杆401以及拉紧板30。其中，所述叠层框架10用于卫星平台子系统的安装，本领域技术人员理解，所述模块化微纳卫星平台40由多个单机模块拼装组合而成，每一个所述单机模块包括所述叠层框架10以及安装在所述叠层框架10内部的电路印制板等结构。所述叠层框架10的数目根据所述模块化微纳卫星平台40的功能模块的需求进行相应的设置；所述转接架用于连接星箭分离装置，具体将在后述实施例中作更为详细的说明，在此不予赘述；所述螺杆401用于将多个所述叠层框架10串联组合起来，所述螺杆401的材料优选采用高强度的合金钢制成；所述拉紧板30用于进一步紧固通过所述螺杆401串联的多个所述叠层框架10和所述转接架20。具体地，在图1所示实施例中，多个所述叠层框架10堆叠组合形成所述模块化微纳卫星平台40的主体框架，所述叠层框架10内部结构设计可以根据安装内容物的情况作相应的调整。进一步地，所述转接架20置于所述叠层框架10底部，4根所述螺杆401依次穿过所述叠层框架10和所述转接架20的四个角从而将所述叠层框架10和所述转接架20串联形成一体式卫星平台本体。

进一步地，每一层所述叠层框架10以及所述转接架20通过统一的标准机械接口固定连接，具有互换性，可以实现批量生产。更进一步的，采用标准接口设计，使得组成所述模块化微纳卫星平台40的基础部件具有可替换性，从而根据任务需求实现卫星结构的快速设计、制造和装配，实现模块化的批量生产。本领域技术人员理解，所述模块化微纳卫星平台40采用开放式标准和接口，使用自识别组件，并具有系统自动配置功能。通过快速设计工具，实现所述模块化卫星平台40上各功能模块在带有机械连接网络的结构上拔插，以满足卫星不同功能需求。

进一步地，所述拉紧板30分布在所述一体式卫星平台本体的侧面并固定连接所述转接架20以及每一层所述叠层框架10。具体地，所述拉紧板30为长条状的平板，所述拉紧板30竖直贴附并固定在所述一体式卫星平台本体的侧壁，从而与所述转接架20以及每一层所述叠层框架10固定连接。所述拉紧板30优选采用孔柱的方式固定连接，防止所述拉紧板30与所述叠层框架10以及所述转接架20固定后发生窜动。

进一步地，图2、图3分别示出了本发明的具体实施方式的，叠层框架的结构示意图以及转接架的结构示意图。作为所述模块化微纳卫星平台40中的基础部件，所述叠层框架10相互之间以及与所述转接架20是通过如下的方式连接的。在所述叠层框架10的上表面设置有安装凹槽101，具体地，4个所述安装凹槽101分别设置在所述叠层框架10的顶角处，呈l型向下凹陷；相应地，在所述叠层框架10下表面设有与所述安装凹槽101形状、大小相适应的安装凸起102，所述安装凸起102分布在所述叠层框架10的下表面的4个底角处，每一个所述安装凸起102对应一个所述安装凹槽101。安装时，将相互叠放的两个所述叠层框架10的安装凹槽101和安装凸起102相互扣合，使所述叠层框架10两两之间相互固定。进一步地，在所述转接架20的顶部的四个顶角处同样设置有与所述安装凸起102形状、大小相适应的顶部凹槽201，所述顶部凹槽201呈l型。所述叠层框架10的安装凸起102与所述转接架20的顶部凹槽201相互扣合。进一步地，所述叠层框架10设有层间连接孔103，所述转接架20设有顶部连接螺孔202，所述层间连接孔103、所述顶部连接螺孔202的直径大小与所述螺杆401的直径相适应，所述螺杆401穿过所述层间连接孔103与所述顶部连接螺孔202螺接。从而使所述螺杆401将所述转接架20以及多个所述叠层框架10串接在一起，实现结构的模块化装配。

在图2所示实施例的一个变化例中，本领域技术人员理解，所述安装凹槽101设置在所述叠层框架10的下表面，相应的，所述安装凸起102则设置在所述叠层框架10的上表面，而在所述转接架20的顶部则安装有与所述安装形状、大小相适应的顶部凸起。然而这并不影响本发明的实质，在此不予赘述。

进一步地，所述叠层框架10以及所述转接架20内部以及外部设置有标准化连接接触点，所述标准化连接触点可以提供电源动力或者标准化设备端口。具体地，通过在所述叠层框架10以及所述转接架20的不同位置设置所述标准化连接触点，所述标准化连接触点进一步连接不同的外接星上设备或者卫星功能子平台。

继续参考图2，所述叠层框架10内部设有安装筋板104，所述安装筋板104用于安装卫星平台子系统。具体地，所述安装筋板104的尺寸和形状根据安装在所述叠层框架10内的功能子模块的结构进行相应设计和更改。更为具体地，所述安装筋板104上集成所述卫星平台子系统，进一步，所述卫星平台子系统含有板间连接器、标准接插件等各种组件，从而实现任务所需要的多样化结构性快速重组能力。通过这样的组装方式，所述叠层框架10以及安装的卫星平台子系统构成标准化模块，每一个所述标准化模块具有特定的功能，各功能通过标准接口实现机、电、热的连接，叠层构成整星结构。

进一步地，如图3所示，所述转接架20还设有星箭分离装置连接孔203，所述星箭分离装置连接孔203用于连接所述转接架20以及所述星箭分离装置，具体地，所述星箭分离装置为四点式星箭分离装置。所述星箭分离装置用于可靠连接卫星和火箭，在卫星与火箭分离前保持卫星完好，当星箭入轨后实现星箭可靠分离。更进一步地，所述星箭分离装置连接孔203的设置方式可以有多种，在图3所示的具体实施例中，在所述转接架20的底面的四个底角处向外水平延伸凸出形成凸缘结构，所述星箭分离装置连接孔203即设置在所述凸缘结构上，所述星箭分离装置连接孔203的设置可以根据不同类型的四点式星箭分离装置进行灵活设置，进而实现一箭多星的发射方式。

进一步地，所述转接架20以及每一个所述叠层框架10外壁设有螺纹孔(附图中未示出)，所述螺纹孔优选地以纵向两列对称设置在所述叠层框架侧壁对中间位置，所述螺纹孔优选为半通孔。

相应地，图4示出了本发明的具体实施方式的，拉紧板的结构示意图。如图4所示，所述拉紧板30为条状结构，包括通孔301和高精度平面302。具体地，所述通孔301的大小和位置与安装好的所述一体式卫星平台本体上的所述螺纹孔相匹配，所述通孔301的螺纹与所述螺纹孔一致。所述高精度平面302采用数控加工方式，校平后成型得到所述高精度平面302。参考图1，所述拉紧板30进一步匹配对应安装在所述一体式卫星平台本体四周。进一步地，还包括螺钉402，所述螺钉402穿过所述通孔301以及所述螺纹孔将所述拉紧板30与所述一体式卫星平台本体固定连接，使得多个所述叠层框架10以及所述转接架20堆叠形成的所述一体式卫星本体的侧壁与所述拉紧板30的高精度平面302贴合。

进一步地，在一个优选的实施例中，所述拉紧板30所用材质的刚度大于所述卫星平台本体所用材质的刚度，具体地，所述卫星平台本体主要包括卫星转接架20、多个所述叠层框架10以及所述螺杆401。本领域技术人员理解，由多个所述叠层框架10以及所述转接架20堆叠形成的一体式卫星横向刚度相对较弱，所述拉紧板30通过拉紧固定所述转接架20以及多个所述叠层框架10，提高了所述卫星平台本体结构的层间连接刚度，从而可以提高所述模块化微纳卫星平台40的整体横向刚度。同时，所述拉紧板30本身长条状的结构特点，需要通过提高材料本身的刚度和强度以提高所述模块化微纳卫星平台40整体的横向刚度。具体地，所述拉紧板30的材质可以是高硬度太空铝合金、碳化钨、合金钢或者增强复合陶瓷材料等，在此不予赘述。

进一步地，本领域技术人员理解，除在所述卫星平台本体内部安装有卫星平台子系统之外，所述卫星平台本体外侧还安装有太阳能电池阵、单机或其他星载设备。由于每一层所述叠层框架10以及所述转接架20集成有统一的标准接口，所述叠层框架10以及所述转接架20外壁为所述太阳能电池阵、单机或其他星载设备提供安装面，从而可以根据任务需求实现快速设计和组装、集成与测试。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。