通用模块化全电推卫星平台的制作方法

本发明涉及航天领域，具体的，涉及一种通用模块化全电推卫星平台。

背景技术：

全电推进平台凭借其高承载比、长寿命优势，在轨道保持、大范围变轨和深空探测任务中具有明显优势。此外，为适应不同的任务需求，同时显著降低卫星研制成本和周期，全电推通用卫星平台的模块化设计成为必然趋势。

目前国内外主要的全电推平台有美国波音公司的bss-702sp，美国轨道科学公司的geostar-3平台，欧空局的eurostar3000eor以及中国的dfh-4sp，这些平台在构型设计时都采用了模块化设计理念，但是主要还是将平台和载荷分离，平台部分虽然采用分舱设计，但是在空间上分离界面并不是很清晰，各舱段仍属于开放式结构。

为此，亟待开发一种全电推卫星平台，满足未来卫星的多任务适应能力、简化研制流程、缩短卫星全任务周期以及提高商业价值等技术问题。

技术实现要素：

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种通用模块化全电推卫星平台。

根据本发明提供的一种通用模块化全电推卫星平台，包括电推进舱、能源供给舱、通信与数据处理舱、姿控舱和载荷安装舱；

所述电推进舱、所述能源供给舱、所述通信与数据处理舱、所述姿控舱和所述载荷安装舱依次通过线性堆栈的方式串行组装，所述电推进舱位于起始端；

所述电推进舱、所述能源供给舱、所述通信与数据处理舱、所述姿控舱以及所述载荷安装舱通过标准机电热接口与相邻舱连接。

本发明全电推卫星平台采用可线性堆栈的模块化设计方案，模块化程度高，各模块之间界面清晰，仅通过若干标准接口连接，减小了平台各分系统间的耦合，简化了整星ait的复杂度，缩短了研制周期。

同时本发明全电推卫星平台采用模块化设计，使得平台的扩展能力与继承性更强，面向不同类型任务，无需做大范围改动，主要设计工作将集中在系列化单机型谱中进行不同型谱的选取即可。

一些实施方式中，所述电推进舱采用承力筒结构，所述能源供给舱、所述通信与数据处理舱、所述姿控舱和所述载荷安装舱采用箱板式结构。

一些实施方式中，所述电推进舱中包括至少4个承力筒，所述承力筒以并联平铺方式布局在所述电推进舱内。

一些实施方式中，所述电推进舱与所述能源供给舱之间可增设标准化氙气舱，所述标准化氙气舱设有与所述电推进舱相同规格的承力筒结构和氙气瓶。

本发明全电推卫星平台在标准型的基础上通过增加模块化的标准化氙气舱6形成扩展型，使得卫星轨道机动能力增强，进一步的强化了卫星轨道机动能力的可调节性，可根据需求对推进模块进行裁剪和扩展，且该过程操作非常简单。

一些实施方式中，所述姿控舱包括基于动量交换的姿控执行机构，所述姿控执行机构配置有飞轮组或控制力矩陀螺群。

一些实施方式中，所述姿控执行机构配置轮组时，每组所述飞轮组包括至少4个飞轮，所述飞轮组中至少一个飞轮采用倾斜方式安装。

一些实施方式中，所述通信与数据处理舱至少包含星上计算机、存储单元，所述通信与数据处理舱外部安装有对地数传天线。

一些实施方式中，所述载荷安装舱设有多个全向测控天线，所述载荷安装舱可安装不同载荷。可根据任务不同安装相应载荷，使得本发明可同时适用于高轨遥感卫星、高轨通信卫星、深空探测飞行器、空间碎片清除飞行器、在轨服务飞行器等多类型任务。

一些实施方式中，所述能源供给舱至少包括多副太阳帆板、蓄电池组、帆板驱动机构、电源控制器、电源变换器，所述太阳帆板通过驱动机构实现一维转动。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明全电推卫星平台采用模块化设计，减小了平台各分系统间的耦合，简化了整星ait的复杂度，缩短了研制周期。

2、本发明全电推卫星平台面向不同类型任务，平台继承性强，无需做大范围改动，主要设计工作将集中在系列化单机型谱中进行不同型谱的选取。

3、本发明全电推卫星平台的卫星轨道机动能力可调节性强，根据需求可对推进模块进行裁剪和扩展，且该过程操作简单。

4、本发明全电推卫星平台可同时适用于高轨遥感卫星、高轨通信卫星、深空探测飞行器、空间碎片清除飞行器、在轨服务飞行器等多类型任务。

5、本发明的设计方案能够节约全电推卫星平台研制成本，非常适用于商业卫星应用。

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为本发明卫星平台扩展型整体构型图；

图2为本发明标准型向扩展型转化过程图；

图3为本发明电推进舱模块构型图；

图4为本发明能源供给模块构型图；

图5为本发明通信与数据处理模块构型图；

图6为本发明姿控模块构型图；

图7为本发明可扩展氙气模块构型图；

图8为本发明承力筒与箱板式混合承力结构图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。本发明可以以许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。

本发明给出的卫星平台示例整体为长方体，但并不局限于长方体。下面结合附图1-8及具体实施方式对本发明进行详细说明。

如附图1所示，本发明的通用模块化全电推卫星平台最大组成包括电推进舱1、能源供给舱2、通信和数据处理舱3、姿控舱4、载荷安装舱5、标准化氙气舱6，各模块采用线性堆栈的装配方式。本发明的通用模块化全电推卫星平台有标准型和扩展型两种形态，全电推卫星平台有标准型包括电推进舱1、能源供给舱2、通信和数据处理舱3、姿控舱4、载荷安装舱5。如附图2所示，全电推卫星平台扩展型通过在标准型上增加模块化的标准化氙气舱6形成，从而增强卫星轨道机动能力。

如图7所示，各舱间通过位于舱室上方4个角点处的4个标准的机电热接口公口28和位于舱室下方4个角点处的4个标准的机电热接口母口29与相邻舱连接，电推进舱1为起始模块，载荷安装舱5为终止模块，标准化氙气舱6与电推进舱1相邻。

如图3所示，本发明的电推进舱至少包括4个承力筒7，4个氙气瓶8，1个压力调节模块9，4个霍尔推力器10，4个推力矢量调节装置11，4个流量控制单元12，2个功率处理单元13。

如图4所示，本发明的能源供给舱包括至少2副太阳帆板14，见附图1，4组锂离子蓄电池组15，2个太阳帆板驱动机构16，可一维驱动，1个电源控制器17，2个功率处理单元18。

如图5所示，本发明的通信和数据处理舱至少包括星上计算机19、数据存储单元20，通信和数据处理舱外部可安装对地数传天线。

如图6所示，本发明的姿控舱至少包括4个飞轮21，采用三个正装和1个斜装，3个不同指向的星敏感器22，2个光纤陀螺23，1个姿控计算机24，可根据姿控任务需要将飞轮组更换为控制力矩陀螺群等其它姿控执行机构。

如图1所示，载荷安装舱5可根据任务不同安装相应载荷，使得该卫星平台能够同时适用于高轨遥感卫星、高轨通信卫星、深空探测飞行器、空间碎片清除飞行器、在轨服务飞行器等多类型任务，同时载荷安装舱5至少包括2个全向测控天线25。

如图7所示，标准化氙气舱6至少包含4个承力筒26,与图2所示承力筒7直径相同，4个氙气瓶27，与图2所示氙气瓶8直径相同。

如图8所示，本发明中，全电推卫星平台的承力结构为承力筒7加箱板30的混合承力结构，采用4个相同大小的承力筒7并联平铺于电推进舱中，标准化氙气舱中承力筒配置与电推进舱相同，其余所有舱均采用箱板30的承力结构。

综上所述，本发明全电推卫星平台采用模块化设计，减小了平台各分系统间的耦合，简化了整星ait的复杂度，缩短了研制周期；本发明全电推卫星平台面向不同类型任务，平台继承性强，无需做大范围改动，主要设计工作将集中在系列化单机型谱中进行不同型谱的选取；本发明全电推卫星平台的卫星轨道机动能力可调节性强，根据需求可对推进模块进行裁剪和扩展，且该过程操作简单；本发明全电推卫星平台可同时适用于高轨遥感卫星、高轨通信卫星、深空探测飞行器、空间碎片清除飞行器、在轨服务飞行器等多类型任务；本发明的设计方案能够节约全电推卫星平台研制成本，非常适用于商业卫星应用。

本发明中未说明部分属于本领域的公知技术。

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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。