一种基于一箭双星自串联发射方式的全电推卫星平台构型的制作方法

本发明涉及一种卫星平台构型。

背景技术：

地球同步轨道通信卫星的竞争日趋激烈，采取措施降低卫星研制及发射综合费用是赢得市场的重要途径。采用电推进替代化学推进完成变轨和位保任务，是当前大幅降低高轨通信卫星发射重量或显著提升卫星有效载荷承载能力、降低卫星研制费用的最有效途径。

全电推卫星是指采用电推进系统实现gto轨道变轨和geo在轨位置保持，可大幅缩减推进剂携带量，在保持同等有效载荷重量下使卫星发射重量降低40％，从而实现一箭双星发射，有效节省发射成本。

全电推卫星具有较强市场竞争力和广阔市场前景，国际主流通信卫星研制商(如波音公司、ohb公司、洛马公司、劳拉公司等)均开展了全电推卫星平台开发，波音702sp平台通过星内杆系结构和舱板加强梁实现一箭双星自串联发射，并已通过一箭双星方式发射多颗卫星。

目前全电推卫星在世界上处于刚刚起步的阶段，国内基本具备研制全电推卫星的基础条件。全电推卫星的主要特征是采用高效率的电推进完成变轨和位保任务、具有大面积的太阳翼以提供充足的供电能力、具有大面积的南北面作为大量载荷设备的安装面和散热面、东西面用于安装大型可展开天线用于通信收发。如果针对现有通信卫星平台进行推进系统的适应性修改，将难以实现其一箭双星自串联发射的目标，同时传统卫星平台的固有特点与全电推卫星的工作模式不兼容，将造成星上资源的极大浪费。首先，传统卫星平台的承力筒为了容纳足够大的推进剂贮箱，采用锥段和直筒结合的方式，上下星接口不统一无法实现双星自串联。其次，传统卫星平台推进设备均布置于平台舱，与载荷舱物理隔离、独立散热，电推进大功率变轨后，为保证平台舱温度，需要额外开启大量补偿加热器，同时变轨期间载荷关机，需要在载荷舱布置大量加热器进行载荷舱温度保持，造成整星能源的极大浪费。除此之外，双星自串联后组合体质心相比传统卫星极大增高，为降低双星的力学响应特性，需要通过综合布局的方法，进一步降低传统卫星平台的质心高度。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种基于一箭双星自串联发射方式的全电推卫星平台构型，通过结构优化设计和连接分离装置实现了一箭双星自串联发射。同时，采用两舱构型、载荷与平台设备综合布局、蓄电池和电推力器创新性布局，实现星上资源共享，简化了测试流程，降低了卫星重量和功率需求，进一步提高了卫星载荷承载能力。

本发明所采用的技术解决方案是：一种基于一箭双星自串联发射方式的全电推卫星平台构型，包括：两个结构相同的子卫星平台，连接分离装置；子卫星平台包括+x板，-x板，+z板，+y板，-y板，+y隔板，-y隔板，中心承力筒，-z板，x隔板，水平支撑板，通信天线，太阳翼，电推力器，蓄电池；

+z板、-z板分别安装在中心承力筒两端；+y板和-y板分别安装在中心承力筒的+y侧和-y侧，+y隔板安装在+y板、中心承力筒之间，-y隔板安装在-y板、中心承力筒之间，+y隔板沿z轴方向且与+y板垂直，-y隔板沿z轴方向且与-y板垂直；+x板安装在中心承力筒的+x侧，-x板安装在中心承力筒的-x侧，+x板、中心承力筒之间以及-x板()、中心承力筒之间均安装x隔板、水平支撑板，x隔板沿z轴方向且分别与+x板、-x板垂直，水平支撑板沿xoy平面且与+x板、-x板垂直；

+x板的-x面、-x板的+x面分别安装蓄电池，通信天线分别安装在+x板的+x面、-x板的-x面；电推力器安装在-z板的-z面；太阳翼分别安装在+y板的+y面、-y板的-y面；

连接分离装置安装在中心承力筒一端，穿过子卫星平台的-z板与另一子卫星平台的+z板连接。

水平支撑板与-z板、与中心承力筒之间的区域构成推进段，推进段内安装部分平台设备。

水平支撑板与+z板、中心承力筒之间的区域构成电子段，电子段内安装载荷和平台设备。

+z板的+z面安装天线和敏感器载荷。

+y板与-y板形状相同，均为矩形板；

-y隔板与+y隔板形状相同，均为矩形板。

水平支撑板为梯形板，上边为弧形，与中心承力筒外轮廓一致。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明的一箭双星自串联发射相比传统卫星一箭一星发射，能够显著降低运载发射成本费用，每两颗同等容量卫星相比传统卫星节省一发运载成本，大幅提升了项目的经济性。

(2)本发明针对传统卫星平台无法满足卫星一箭双星自串联发射等问题，通过采用直筒加强型中心承力筒解决了卫星自串联传力难题，采用连接分离装置实现双星自串联发射，优化了卫星传力路径，节省了运载发射成本，大幅提升卫星的经济性和市场竞争力。

(3)本发明考虑电推变轨期间载荷和轨控工作特点，采用取消传统卫星中板的两舱构型，载荷设备和平台设备均布置于电子舱南北板，变轨期间载荷关机，大功率电推进设备热耗补偿载荷设备热控需求，位保期间卫星调整为小推力模式，电推进设备热耗降低，载荷设备正常工作，载荷和平台设备综合布局，有效利用了星上资源，缩短了电缆长度，简化了测试流程，降低了卫星重量和功率需求，避免了星上资源浪费，降低了卫星的研制成本和研制难度。

(4)本发明为进一步提高载荷承载能力和整星散热能力，将蓄电池组布置于东西下板内表面、电推力器布置于背地板-z面，满足了全电推卫星一箭双星发射时的运载整流罩可用包络、组合体质心高度、大型可展开天线尺寸、太阳翼功率需求等约束，降低了双星的力学响应特性，提升了全电推卫星的可实现性。

(5)本发明的构型可根据卫星任务需求进行平台尺寸适应性调整，具有一定的通用性。

附图说明

图1为本发明卫星双星自串联的构型示意图；

图2为本发明卫星构型布局的分解示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步说明。

为了叙述方便，首先建立卫星的本体坐标系(o-xyz)，定义如下：

坐标原点o：中心承力筒121下端框、星箭分离面的理论中心；

z轴：沿坐标原点指向靠近星体方向；

y轴：垂直于y板方向，以+y隔板114的安装方向为正；

x轴：与z、y轴成右手系。

如图1、2所示，一种基于一箭双星自串联发射方式的全电推卫星平台构型，包括：两个结构相同的子卫星平台，连接分离装置61；子卫星平台包括+x板101，-x板102，+z板111，+y板112，-y板113，+y隔板114，-y隔板115，中心承力筒121，-z板122，x隔板123，水平支撑板124，通信天线21，太阳翼31，电推力器41，蓄电池51；

+z板111、-z板122分别安装在中心承力筒121两端；+y板112和-y板113分别安装在中心承力筒121的+y侧和-y侧，+y隔板114安装在+y板112、中心承力筒121之间，-y隔板115安装在-y板113、中心承力筒121之间，+y隔板114沿z轴方向且与+y板112垂直，-y隔板115沿z轴方向且与-y板113垂直；+x板101安装在中心承力筒121的+x侧，-x板102安装在中心承力筒121的-x侧，+x板101、中心承力筒121之间以及-x板102、中心承力筒121之间均安装x隔板123、水平支撑板124，x隔板123沿z轴方向且分别与+x板101、-x板102垂直，水平支撑板124沿xoy平面且与+x板101、-x板102垂直；

水平支撑板124与-z板122、与中心承力筒121之间的区域构成推进段，推进段内安装部分平台设备；水平支撑板124与+z板111、中心承力筒121之间的区域构成电子段，电子段内安装载荷和平台设备；+z板111的+z面安装天线和敏感器载荷；+x板101的-x面、-x板102的+x面分别安装蓄电池51，通信天线21分别安装在+x板101的+x面、-x板102的-x面；电推力器41安装在-z板122的-z面；太阳翼31分别安装在+y板112的+y面、-y板113的-y面；连接分离装置61安装在中心承力筒121一端，穿过子卫星平台的-z板122与另一子卫星平台的+z板111连接。

+y板112与-y板113形状相同，均为矩形板；-y隔板115与+y隔板114形状相同，均为矩形板。水平支撑板124为梯形板，上边为弧形，与中心承力筒121外轮廓一致。

自串联双星的技术状态一致，卫星主结构包括+x板101，-x板102，+z板111，+y板112，-y板113，+y隔板114，-y隔板115，中心承力筒121，-z板122，x隔板123，水平支撑板124，布局设备主要包括：通信天线21，太阳翼31，电推力器41，蓄电池51。针对全电推卫星平台一箭双星自串联发射方式，卫星采用直筒加强型中心承力筒121，通过连接分离装置61实现上下星自串联，上星与连接分离装置61对接形成组合体，后组合体与下星对接完成双星自串联。+z板111结构板相应地开口避让连接分离装置61。

针对全电推卫星工作模式特点，采用两舱构型，实现载荷与平台设备综合布局，包括：取消传统卫星中板，+y板112、-y板113安装于+z板111、-z板122之间，均为一块完整的卫星结构板，载变轨期间载荷关机，大功率电推进设备热耗补偿载荷设备热控需求，位保期间卫星调整为小推力模式，电推进设备热耗降低，载荷设备正常工作，两舱构型有效利用了星上资源，缩短了电缆长度，简化了测试流程，降低了卫星重量和功率需求。

针对通信天线21尺寸要求，将大型可展开天线布置于+x板101、-x板102外表面，通过+z板111、-z板122、+y板112、-y板113、x隔板123和水平支撑板124与中心承力筒121相连，从而形成一个相对独立且传力路径良好的大尺寸安装空间，为通信天线21提供了良好的安装尺寸、电磁和力学环境。

针对全电推卫星太阳翼功率需求，将4台大功率电推力器41布置于-z板122外表面，将太阳翼31布置于+y板112、-y板113外表面并突出-z板122，满足了太阳翼31的大尺寸要求，同时降低了卫星质心高度。

针对全电推卫星高载荷承载要求，将蓄电池51布置于+x板101、-x板102板-z侧内表面，进一步提高+y板112、-y板113载荷承载能力，有效降低了卫星质心高度，提高了卫星与运载火箭的兼容性。

+y板112、-y板113设计不受电推力器41布局的影响，根据需要可安装通信转发器设备、平台设备等，+z板111除开口区域外其他部分仍可用于安装通信天线、测控天线和数传天线等设备。

卫星电源、控制、测控等分系统设计和单机设备均可沿用原通信卫星设计状态，针对电推力器41的部分特殊要求可进行适应性修改。

本发明说明书未详细说明的部分属于本领域人员公知常识。