一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构的制作方法

本发明涉及小卫星结构，尤其涉及一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构。

背景技术：

多颗大小基本相同的小卫星共用一个运载火箭的“一箭多星”发射模式对传统的整流罩内多星串联布局模式提出了挑战。多星串联布局轴向尺寸大，发射卫星的数量受运载火箭整流罩尺寸限制，此外，位于高层的卫星因质心位置高而遭受更加恶劣的发射力学环境。为了解决这一问题，多星并联布局“一箭多星”发射小卫星的模式应运而生。多星并联卫星结构与运载火箭的连接通常有卫星底部连接和卫星侧壁壁挂式连接两种方式。相对于侧壁壁挂式连接方式，底部连接方式下的星箭连接界面一般承受更大的载荷。因此，国内外更倾向于采用侧壁壁挂式连接方式(后文简称壁挂式)。壁挂式连接的卫星结构一般通过火工装置(如爆炸螺栓)将整星侧壁连接到运载火箭整流罩内的卫星适配器上。为适应多星并联布局“一箭多星”发射小卫星模式下不同运载火箭的刚度要求，避免卫星结构与运载火箭发生频率耦合，设计壁挂式主频可调的小卫星结构十分必要。

1993～1998年，美国摩托罗拉公司研制并陆续成功发射了铱星系统(iridium)^[1][2]，整星设计为三棱柱等截面结构，采用“一箭五星”、“一箭七星”和“一箭双星”^[2][3]等发射模式及多星并联布局底部连接方式。该星结构使得运载火箭整流罩内部空间利用率(指卫星体积占运载火箭整流罩内部空间总体积的百分比)达到75.68％(“一箭五星”)。通常设备自身和对应的安装操作空间的总和是一个长方体。长方体放置在该卫星三棱柱的内部空间，会导致该卫星的星内设备安装空间利用率(设备自身体积和安装操作空间所占体积的总和占星内空间总体积的百分比)较低。此外，该长细形卫星结构设计使得在横向过载情况下星箭连接界面承受较大的载荷。1991～1999年，美国劳拉公司和高通公司发起成立的全球星有限合伙公司成功研制出全球星(global-star)^[2]，该卫星结构设计为梯形等截面的棱柱形状，梯形短边所在侧壁挂在运载火箭的卫星适配器上，相对于底部连接方式的三棱柱等截面结构，该结构星箭连接界面受载有所减小。但该壁挂式连接容易导致整星与运载火箭发生频率耦合，同一结构对于不同运载火箭的刚度适应性较差。此外，等截面设计状态下，横截面尺寸由安装空间大的设备决定，而安装空间小的设备无法充分利用星内空间，进而导致星内设备安装空间利用率还比较低。文献^[4]虽然提出了将“一箭多星”底部连接方式改进为壁挂式连接的建议，但迄今为止未见公开报道壁挂式“一箭多星”发射小卫星的国内应用。2002年美国和德国联合研制并用“一箭双星”方式成功发射的地球引力试验卫星grace^[5][6]；2011年esa用“一箭双星”成功发射的导航卫星galileoiov^[7]；2017年美国“一箭十星”成功发射了下一代铱星iridiumnext^[8]。2002年以来发射的上述卫星都采用了与全球星相类似的壁挂式结构，所具备的优点和缺点都与全球星的相类似。

基于对国内外多星并联布局“一箭多星”发射模式下结构设计的现状及存在问题的分析，如何解决卫星结构对不同运载火箭的刚度适应性不强、星箭连接界面结构受力过大、星内设备安装空间利用率低，是本领域技术人员所亟待解决的技术问题。

参考文献：

[1]maleypd,pizzicarolijc.thevisualappearanceoftheiridiumsatellites[j].actaastronautica52(2003)629-639

[2]朱剑涛，林益明.适合于“一箭多星”发射的卫星构型特点综述[j].国际太空，2007(6)：23

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[5]m.kinnersley，t.miski，i.schumacher，p.freeborn.therockotlaunchvehicle-thecompetitivelaunchsolutionforsatellitesystems[c].21stinternationalcommunicationssatellitesystemsconferenceandexhibit，aiaa2003-2263

[6]janeszb.grace(gravityrecoveryandclimateexperiment)[r].2015.5

[7]s.p.thompson,g.andersson,w.davies.thegalleoiovdispensersystem-design,development&verification[c].proceedingsofthe12theuropeanconferenceonspacecraftstructures,materials&environmentaltesting,20120320-20120323

[8]龙雪丹，杨开.猎鹰-9火箭复飞任务亮点分析[j].国际

太空，2017(2)：76-79

技术实现要素：

为了解决现有技术中的问题，本发明提供了一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构。

本发明提供了一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构，包括卫星，所述卫星通过壁挂式连接到运载火箭上，所述卫星沿所述运载火箭的发射方向为变截面结构。

作为本发明的进一步改进，所述卫星上设有星箭接头，所述卫星上的星箭接头通过分离螺母与所述运载火箭点式连接。

作为本发明的进一步改进，所述卫星的坐标系为o-xyz，所述卫星包括底板、+x+y热控板、-x+y热控板、+x-y热控板、-x-y热控板、+y侧板、-y侧板、+y电池板、-y电池板、-z电池板、+x天线板、-x天线板，其中，所述+x天线板、-x天线板分别设置在所述底板的中部，所述+x+y热控板、-x+y热控板、+y侧板分别设置在所述底板的一端，所述+x-y热控板、-x-y热控板、-y侧板分别设置在所述底板的另一端，所述-z电池板架在所述+x天线板、-x天线板上，所述+y电池板架设在所述+x+y热控板、-x+y热控板、+y侧板、+x天线板、-x天线板上，所述-y电池板架在所述+x-y热控板、-x-y热控板、-y侧板、+x天线板、-x天线板上。

作为本发明的进一步改进，所述底板、+y电池板、-y电池板、-z电池板呈等腰梯形框架结构，所述-z电池板为等腰梯形的顶面，所述底板为等腰梯形的底面，所述+y电池板、-y电池板为等腰梯形的两个斜面，所述底板的长度方向与所述运载火箭的发射方向相平行，所述-z电池板与所述底板之间的距离小于或者远小于所述底板的长度。

作为本发明的进一步改进，所述底板、+x+y热控板、-x+y热控板、+x-y热控板、-x-y热控板、+y侧板、-y侧板、+y电池板、-y电池板、-z电池板均为蜂窝夹层结构板。

作为本发明的进一步改进，所述+y电池板、-y电池板、-z电池板均为用碳纤维增强树脂面板铝蜂窝芯子夹层结构板，所述底板、+x+y热控板、-x+y热控板、+x-y热控板、-x-y热控板、+y侧板、-y侧板均为铝面板铝蜂窝芯子夹层结构板。

作为本发明的进一步改进，所述星箭接头采用铝合金机械加工成形，所述星箭接头通过预埋方式固化在所述底板3内。

作为本发明的进一步改进，沿着y向在每个所述星箭接头附近设置3个刚度调节螺钉，所述刚度调节螺钉全部或者部分拆除状态对应所述底板有不同的y向支撑跨度，所述刚度调节螺钉采用m5钛合金螺钉，该刚度调节螺钉在刚度调节时不涂胶防松，在最终状态确定后再涂胶防松。

作为本发明的进一步改进，所述卫星关于zox基准面对称，所述底板上安装有设备。

作为本发明的进一步改进，所述卫星有六颗并绕所述运载火箭的周向间隔均匀分布。

本发明的有益效果是：通过上述方案，提高了对不同运载火箭的刚度适应性，降低了星箭连接界面结构受力，提高了星内设备安装空间利用率。

附图说明

图1是本发明一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构的一箭六星布局火箭坐标系z1向视图。

图2是一箭六星布局火箭坐标系x1向视图。

图3是一箭六星布局隐藏其余5颗星的a向视图。

图4是一箭六星布局隐藏其余5颗星的b向视图。

图5是卫星的组成图。

图6是卫星的+x向视图。

图7是卫星的+y向视图。

图8是卫星的c-c剖视图。

图9是卫星的d-d剖视图。

图10是卫星的e-e剖视及不同尺寸设备放置图。

图11是卫星的主频可调设计图。

图12是卫星的主频与跨度的拟合曲线图。

具体实施方式

下面结合附图说明及具体实施方式对本发明作进一步说明。

如图1、图2所示，一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构，包括卫星1，卫星1采用一箭六星的布局发射，运载火箭2的发射坐标系o1-x1y1z1。图3、图4隐藏了其余五颗卫星1、保留一颗卫星1，卫星1上的星箭接头3与运载火箭2通过连接分离螺母4实现点式连接，实现卫星1壁挂式连接到运载火箭2上。

卫星1的组成如图5所示，各组成部件在卫星1本体坐标系o-xyz下分别命名为：底板5、+x+y热控板6、-x+y热控板7、+x-y热控板8、-x-y热控板9、+y侧板10、-y侧板11、+y电池板12、-y电池板13、-z电池板14、+x天线板15、-x天线板16、结构连接件17。

所述+x天线板15、-x天线板16分别设置在所述底板5的中部，所述+x+y热控板6、-x+y热控板7、+y侧板10分别设置在所述底板5的一端，所述+x-y热控板8、-x-y热控板9、-y侧板11分别设置在所述底板5的另一端，所述-z电池板14架在所述+x天线板15、-x天线板16上，所述+y电池板12架设在所述+x+y热控板6、-x+y热控板7、+y侧板10、+x天线板15、-x天线板16上，所述-y电池板13架在所述+x-y热控板8、-x-y热控板9、-y侧板11、+x天线板15、-x天线板16上，底板5、+y电池板12、-y电池板13、-z电池14板呈等腰梯形框架结构，所述-z电池板14为等腰梯形的顶面，所述底板5为等腰梯形的底面，所述+y电池板12、-y电池板13为等腰梯形的两个斜面，所述底板5的长度方向与所述运载火箭2的发射方向相平行，所述-z电池板14与所述底板5之间的距离小于或者远小于所述底板5的长度。

为提高结构刚度、减轻重量，除了+x天线板15、-x天线板16之外的其余结构板都设计为蜂窝夹层结构板；+y电池板12、-y电池板13、-z电池板14需要满足太阳电池片绝缘安装要求，采用碳纤维增强树脂面板铝蜂窝芯子夹层结构板；底板5、+x+y热控板6、+x-y热控板7、-x+y热控板8、-x-y热控板9、+y侧板10、-y侧板11有导热和变形匹配需求，采用铝面板铝蜂窝芯子夹层结构板；+x天线板15、-x天线板16按照天线载荷设计要求，采用结构与载荷功能一体化设计方案；结构连接件17采用铝合金机械加工成形，结构连接件17将各零部件装配成整星结构；星箭接头3也采用铝合金机械加工成形，然后通过预埋方式固化在底板3内。

卫星发射过程中，传力路径如下：安装在底板5的设备载荷直接传递到星箭接头3；其余设备载荷都通过+y侧板10、-y侧板11、+x+y热控板6、-x+y热控板7、+x-y热控板8、-x-y热控板9、+x天线板15和-x天线板16传递到底板5，最终传递到星箭接头3。

由于一箭多星并联发射卫星沿运载火箭轴向的尺寸远大于沿运载火箭横向的尺寸，结合上述卫星发射过程卫星1的传力路径分析可知，壁挂式卫星的质心到星箭连接界面距离远小于底部连接式卫星。进一步分析可知，相同重力、尺寸的卫星1，采用壁挂式与运载火箭2连接相对于采用底部与运载火箭2连接，能将卫星星箭接头3的载荷降低67.7％。

如图6所示，卫星关于zox基准面对称。从zox基准面往+y和-y方向在-z电池板14的y向宽度范围内的横截面是图8所示的梯形，这部分空间用于储箱、天线等设备的安装和操作，这部分设备空间利用率为100％(设备空间利用率是指设备自身体积和安装操作空间所占体积的总和占星内空间总体积的百分比)。如图7、图8、图9所示，从zox基准面往+y和-y方向在-z电池板14的y向宽度范围以外区域的横截面是变高度的矩形，矩形高度随着到zox基准面的距离增大而减小。

图10所示从zox基准面往+y和-y方向在-z电池板14的y向宽度范围以外的区域有大设备18和小设备19，这些设备(包括对应的安装操作空间)占用星内体积如图10阴影区所示。单独考虑从zox基准面往+y和-y方向在-z电池板14的y向宽度范围以外的设备空间利用率，图10所示横截面沿整星y方向变化的变截面设计对应的设备空间利用率为74.2％。如果图10中从zox基准面往+y和-y方向在-z电池板14的y向宽度范围以外的区域横截面高度均为-z电池板14的y向宽度范围以内的高度，即从zox基准面往+y和-y方向在-z电池板14的y向宽度范围以外的区域横截面沿整星y方向不变的等截面设计，该方案对应的设备空间利用率为49.1％。因此采用变截面设计相对等截面设计空间利用率提高了51.1％，根本原因是变截面设计能够结合星上不同设备尺寸大小，将尺寸大的设备放置在横截面大的部位，尺寸小的设备放置在横截面小的部位。

为提高小卫星对不同运载火箭发射环境的适应，就需要提升卫星结构对不同运载火箭的刚度适应性，避免卫星结构与运载火箭发生频率耦合，采用卫星结构主频可调设计是解决上述问题最有效的措施。具体实施方式如下：如图11所示，沿着y向每个星箭接头3附近设置3个刚度调节螺钉20，刚度调节螺钉20全部或者部分拆除状态对应底板有不同的y向支撑跨度l(刚度调节螺钉20采用卫星结构连接常用的m5钛合金螺钉，该螺钉在刚度调节时不涂胶防松，在最终状态定后再涂胶防松)。类比两端简支梁横向振动频率f与跨度l成负相关，卫星x向一阶频率fx、z向一阶频率fz与支撑跨度l成负相关。此外，支撑跨度l也通过影响支撑边界刚度进而影响卫星y向一阶频率fy，l越小支撑刚度越好、fy越大，因此fy也与l成负相关。通过不同跨度l获取整星模态分析结果，找出如图12所示的卫星一阶频率fx、fy、fz与l的关系。拆卸对应的刚度调节螺钉20，得到l的范围为0.471m～0.960m，对应的fx、fy、fz可调范围分别为24.9～32.9hz、26.3～40.1hz、43.4～55.9hz，在不增加重量前提下实现了整星主频可调。

上述卫星1通过了有限元仿真分析验证、地面振动力学试验验证以及实际飞行验证。

本发明提供的一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构，整星垂直底板5方向的高度尺寸设计为远小于底板5长度尺寸，底板5长度方向平行于运载火箭2轴线方向，整星通过底板5与运载火箭2连接，进而实现整星通过壁挂方式连接在运载火箭2卫星适配器的圆柱面上，这种卫星结构使得整星质心到星箭对接面的距离大幅降低，使得星箭连接界面结构受力大幅降低。同时可依据运载火箭整流罩内可用空间，将多颗卫星通过壁挂式连接，实现卫星沿着卫星适配器圆柱面的周向均布的一箭多星发射。

为了提高设备空间的利用率，卫星采用变截面结构设计。将大尺寸设备放在截面尺寸大的部位，小尺寸设备放在截面尺寸小的部位，进而能够减少结构板面积、减轻结构重量、提高整星刚度。

主传力路径上结构局部刚度对卫星主频影响很大，因此通过调整这部分结构刚度，就能实现卫星主频可调设计。具体调整措施为，在每个星箭接头附近设置多处刚度调节连接螺钉，通过采用不同的连接状态，改变底板的支撑跨度和局部刚度，进而实现整星主频可调。

本发明提供的一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构，具有以下优点：

(1)采用壁挂式结构构型和点式星箭连接方式，能够降低星箭连接界面结构受力。

(2)对于相同的结构，可以通过调整星箭接头3附近的刚度调节螺钉20连接状态，实现整星主频的简便、快速可调，使其满足不同运载火箭对卫星的主频要求，降低新研卫星结构与运载火箭发生频率耦合的风险，对整星设计、生产、试验带来极大的便利性。

(3)采用沿着运载火箭发射方向变截面的结构设计，提高设备空间的利用率，进而减小整星体积、减轻结构重量。

(4)通过试验结合分析，得到该卫星结构能够实现整星x、y、z方向一阶频率可调范围分别为24.9～32.9hz、26.3～40.1hz和43.4～55.9hz，相对于底部连接方式的星箭连接界面结构的受力降低约67.7％，星内设备安装空间的利用率由等截面卫星结构的49.1％提高到74.2％。

(5)将壁挂式卫星结构构型、点式星箭连接方式、主频可调结构设计、变截面结构设计结合，获取的卫星结构可推广到一箭多星发射的小卫星星座。

本发明提供的一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构，属于航天器结构领域，特别适用于500kg以下一箭多星发射且大小基本一致的小卫星结构。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。