一种模块化卫星的制作方法

本实用新型涉及卫星技术领域，具体的说涉及一种模块化卫星。

背景技术：

随着人类空间探索活动增多，太空中由于人类的空间探索活动造成的空间碎片也日渐增多。这些空间碎片分布在太阳同步轨道、地球同步轨道以及近地轨道等轨道上，已经成为卫星、飞船、空间站等在轨安全运行的一大威胁。在近地空间中，毫米级以上不同尺度的碎片数以亿计。更为紧迫的是，近年来，空间碎片正快速增长，与此同时，空间碎片撞击占空间环境引发各类卫星失效事件的比例也将逐步升高。目前，在轨卫星对于空间碎片的规避主要采取机动变轨或者姿态调整的方式进行碎片规避。但是，无论是以上哪种方式，都需要消耗大量的燃料。大量推进剂的消耗严重限制了在轨卫星的工作寿命，不利于卫星完成相应的任务，造成资源的浪费。

技术实现要素：

鉴于以上所述的技术问题，本实用新型实施例提供了一种模块化卫星，解决卫星躲避空间碎片的技术问题。

根据本实用新型实施例的一个方面，提供了一种模块化卫星，包括：

三个以上功能模块，所述三个以上功能模块对接形成所述模块化卫星，并且所述三个以上功能模块围绕所述模块化卫星的周向分布，并且相邻两个所述功能模块之间通过伸缩机构连接。

所述功能模块之间通过接口传输的方式进行电力、通信传输。

所述功能模块之间通过所述模块间的电路接口以及数据接口进行电力、通信传输。

所述功能模块具有四个，并呈四边形分布的第一功能模块、第二功能模块、第三功能模块和第四功能模块，其中第一功能模块和第三功能模块呈对角布置第二功能模块和第四功能模块呈对角布置。

第一功能模块和第三功能模块上均安装有太阳能帆板、星载天线，第二功能模块和第四功能模块上均安装有星载相机及推进模块。

所述伸缩机构包括伸缩丝杆和驱动电机，相邻两个功能模块之间通过伸缩丝杆连接，并且驱动电机安装在其中一个功能模块上，驱动伸缩丝杆以控制两个功能模块之间的距离，伸缩丝杆采用嵌套结构，类似鱼竿的配节。

所述伸缩机构为电机驱动伸缩丝杆。

所述模块化卫星，还包括：

探测器，设置于其中一个所述功能模块上，用于探测空间碎片；

控制器，设置于其中一个所述功能模块上，根据探测器探测的结果控制所述伸缩机构。

根据本实用新型实施例的另一个方面，提供了一种规避空间碎片的方法，包括：

获得空间碎片的信息；

根据空间碎片的信息判断空间碎片将要穿过模块化卫星；

控制伸缩机构伸展，以增大相邻两个功能模块之间的距离；

当检测空间碎片穿过时，控制伸缩机构复位。

进一步地，通过探测器探测空间碎片的信息，包括空间碎片与模块化卫星之间的距离、空间碎片的尺寸、空间碎片的运行方向、空间碎片的速度；

所述控制器根据空间碎片的信息以及模块化卫星的运行信息判断空间碎片穿过模块化卫星的时间及位置。

本实用新型实施例提供的模块化卫星及规避空间碎片的方法，不需要改变卫星的运行轨道，只需要通过调整伸缩机构来增大功能模块之间的距离，并且只要利用太阳能发电即可实现，从而节省推进剂。

附图说明

从下面结合附图对本实用新型的具体实施方式的描述中可以更好地理解本实用新型，其中：

通过阅读以下参照附图对非限制性实施例所作的详细描述，本实用新型的其它特征、目的和优点将会变得更明显,其中，相同或相似的附图标记表示相同或相似的特征。

图1是本实用新型一实施例提供的模块化卫星的结构示意图；

图2是本实用新型一实施例提供的模块化卫星的工作状态结构示意图；

图3是图2中的局部放大结构示意图；

图4是图2中的局部放大结构示意图。

图5是伸缩丝杆示意图。

图中：

1、太阳能帆板；2、第二功能模块；3、轨道控制发动机；4、姿态控制发动机；5、第三功能模块；6、第四功能模块；7、星载相机；8、第一功能模块；9、伸缩丝杆；10、星载天线；11、电路接口及数据接口。

具体实施方式

下面将详细描述本实用新型的各个方面的特征和示例性实施例。在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便提供对本实用新型的全面理解。但是，对于本领域技术人员来说很明显的是，本实用新型可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本实用新型的示例来提供对本实用新型的更好的理解。本实用新型决不限于下面所提出的任何具体配置和算法，而是在不脱离本实用新型的精神的前提下覆盖了元素、部件和算法的任何修改、替换和改进。在附图和下面的描述中，没有示出公知的结构和技术，以便避免对本实用新型造成不必要的模糊。

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施方式；相反，提供这些实施方式使得本实用新型更全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。在图中，为了清晰，可能夸大了区域和层的厚度。在图中相同的附图标记表示相同或类似的结构，因而将省略它们的详细描述。

此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本实用新型的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本实用新型的技术方案而没有所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、材料等。在其它情况下，不详细示出或描述公知结构、材料或者操作以避免模糊本实用新型的主要技术创意。

如图1-5所示：根据本实用新型实施例的一个方面，提供了一种模块化卫星，包括：

三个以上功能模块，所述三个以上功能模块对接形成所述模块化卫星，并且所述三个以上功能模块围绕所述模块化卫星的周向分布，并且相邻两个所述功能模块之间通过伸缩机构连接。通过伸缩机构(例如可以是伸缩丝杆机构、直线电机或者液压驱动机构)控制相邻两个功能模块之间的距离，进而使全部功能模块相对于卫星的质心进行调整，从而使卫星质心不变(即不需要改变卫星的轨道)的前提下，使卫星的各个功能模块四散，从而可以躲避空间碎片的撞击，保护模块化卫星安全运行。

需要指出的是，功能模块的数量并不限定，可以是三个、四个(如图1所示的第一功能模块8、第二功能模块2、第三功能模块5、第四功能模块6)、五个甚至更多，一般会根据卫星的结构及变形需要进行设计，不同的功能模块之间，其结构、形状可以是相同的，也可以是不同的，并且考虑到需要根据卫星的功能进行划分，通常一个功能模块上具有一个或几个功能，全部功能模块有机结合，发挥卫星的全部功能。

所述功能模块之间通过接口传输的方式进行电力、通信传输。通过接口传输的方式进行电力、通信传输，其可以有效克服模块间有线传输的布线问题，使功能模块的形状、构造更简单，避免因为布线导致结构复杂，线路繁冗的问题。

所述功能模块之间通过所述模块间电路接口以及数据接口11进行电力、通信传输。

所述功能模块具有四个，并呈四边形分布的第一功能模块8、第二功能模块2、第三功能模块5和第四功能模块6，其中第一功能模块8和第三功能模块5呈对角布置第二功能模块2和第四功能模块6呈对角布置。

第一功能模块8和第三功能模块5上均安装有太阳能帆板1、星载天线10，第二功能模块2和第四功能模块6上均安装有星载相机及推进模块。太阳能帆板1能够吸收太阳能，并生成电能，从而为模块化卫星的各功能模块的运转提供能量。推进模块中，姿轨控发动机及燃料储箱均在质心两侧对角安装。

所述伸缩机构包括伸缩丝杆9和驱动电机(例如姿态控制发动机4)，相邻两个功能模块之间通过伸缩丝杆连接，并且驱动电机(例如姿态控制发动机4)安装在其中一个功能模块上，驱动伸缩丝杆以控制两个功能模块之间的距离。四个驱动电机分别驱动对应的功能模块，使四个功能模块相对质心向外扩散，从而使质心的位置不再具有卫星结构，避免了空间碎片与模块化卫星撞击。

所述模块化卫星，还包括：

探测器，设置于其中一个所述功能模块上，用于探测空间碎片，探测器可以设置于地面控制中心，也可以设置于模块化卫星上；

控制器，设置于其中一个所述功能模块上，根据探测器探测的结果控制所述伸缩机构。

根据本实用新型实施例的另一个方面，提供了一种规避空间碎片的方法，包括：

获得空间碎片的信息；通常通过探测器探测空间碎片的信息；

根据空间碎片的信息预推空间碎片将要撞击模块化卫星；

控制伸缩机构伸展，以增大相邻两个功能模块之间的距离，使多个功能模块相对于质心向外侧伸展，从而在空间碎片穿过时，不会与模块化卫星冲撞；

当检测空间碎片穿过时，控制伸缩机构复位，使各功能模块重新回到初始位置，即各个功能模块有机结合形成模块化卫星。

进一步地，通过探测器探测空间碎片的信息，包括空间碎片与模块化卫星之间的距离、空间碎片的尺寸、空间碎片的运行方向、空间碎片的速度；

所述控制器根据空间碎片的信息以及模块化卫星的运行信息判断空间碎片穿过模块化卫星的时间及位置。

本实用新型实施例提供的模块化卫星及规避空间碎片的方法，不需要改变卫星的运行轨道，只需要通过调整伸缩机构来增大功能模块之间的距离，并且只要利用太阳能即可实现躲避空间碎片，从而节省推进剂。

本领域技术人员应能理解，上述实施例均是示例性而非限制性的。在不同实施例中出现的不同技术特征可以进行组合，以取得有益效果。本领域技术人员在研究附图、说明书及权利要求书的基础上，应能理解并实现所揭示的实施例的其他变化的实施例。在权利要求书中，术语“包括”并不排除其他装置或步骤；不定冠词“一个”不排除多个；术语“第一”、“第二”用于标示名称而非用于表示任何特定的顺序。权利要求中的任何附图标记均不应被理解为对保护范围的限制。权利要求中出现的多个部分的功能可以由一个单独的硬件或软件模块来实现。某些技术特征出现在不同的从属权利要求中并不意味着不能将这些技术特征进行组合以取得有益效果。