一种具有扁平式结构的低轨卫星的制作方法

本发明涉及航天航空领域，尤其涉及一种具有扁平式结构的低轨卫星。

背景技术：

随着互联网应用的快速发展，互联网接入服务需求急剧增加。美国太空探索技术公司(spacex)于2019年5月及11月两次以“一箭60星”方式开展了低轨互联网星座部署，建设速度远超业界预期。其先进的卫星结构构型、发射方式和星间分离解锁方式已颠覆传统卫星的设计和发射方式。近年来，oneweb、amazon、telesat、spacex和波音等公司纷纷提出低轨通信卫星星座计划。国内也在积极开展小卫星及其应用技术研究，尤其是国家互联网卫星星座，将会在未来几年快速部署。

技术实现要素：

本申请实施例提供一种具有扁平式结构的低轨卫星，卫星本体主包络呈现扁平的长方体，包括上下平行的±z板，左右平行的±y板，和前后平行的±x板；所述-z板用于卫星设备的安装主板，卫星设备分别分布于所述-z板的正面和反面。

进一步的，还包括太阳电池翼，所述太阳电池翼采用柔性材料设计，发电单元粘贴在所述柔性材料上；所述太阳电池翼展开前卷曲收拢在卫星一侧，展开时靠骨架弹性展开。

进一步的，所述卫星采用热控涂层、多层隔热材料、导热材料填充和热管为主热控方式，采用闭环电加热为辅热控方式，以±z、±y为整星散热面，作为舱内设备主散热通道。

进一步的，所述-z板正面设备包括：电推进组件、太敏、磁力矩器、陀螺仪、磁强计、锂电池、电源控制器、综合电子系统和载荷系统；所述电推进组件、太敏、磁力矩器依次分布在所述-z板正面靠近+y板的一侧；所述陀螺仪、磁强计、锂电池和电源控制器分布在所述-z板正面中间部分；所述综合电子系统和载荷系统叠放在所述-z板正面靠近-y板的一侧。更进一步的，所述磁强计为2个，相互垂直放置；所述陀螺仪包括2个相互垂直放置的mems陀螺和一个光纤陀螺；所述磁力矩器为3个。

进一步的，所述综合电子系统用于卫星各设备的协调和控制，包括：星载计算机、二次电源管理模块、uv测控机和/或gps接收机，通过rs422、rs485、can总线、gpio和传感器采集接口与卫星各设备进行信息交互。更进一步的，所述星载计算机、二次电源管理模块、uv测控机和/或gps接收机采用单机无机箱设计，以插板方式通过母板联通。

进一步的，所述载荷系统包括ka通信载荷、v通信载荷、和/或l通信载荷；所述ka通信载荷的处理机和v通信载荷的处理机采用一体机。

进一步的，所述载荷系统还包括激光通信载荷，所述激光通信载荷包括pat主机、pat电控箱、信标激光器、光交换机和光通信机。

进一步的，所述-z板反面设备包括：4个动量轮、2个星敏感器和相控阵天线；所述4个动量轮和1个星敏感器安装在所述-z板反面靠近+y板的一侧；所述相控阵天线和另一个星敏感器安装在所述-z板反面靠近-y板的一侧。

本申请实施例提出的卫星采用扁平化的整体结构设计、集成化设计的星上综合电子系统、柔性可展开太阳翼，使整星体积大大缩小，可以适应当前主流运载火箭的整流罩内包络要求，极大提高火箭整流罩内的空间利用率。

附图说明

图1为本申请实施例卫星主体结构z方向包络示意图；

图2为本申请实施例卫星z方向俯视图；

图3为本申请实施例柔性太阳电池翼收拢和展开状态示意图；

图4为本申请实施例卫星整体效果图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例；需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本申请的一个实施例提出一种具有扁平式结构的低轨卫星，卫星本体主包络呈现扁平的长方体，包括上下平行的±z板，左右平行的±y板，和前后平行的±x板；其中的-z板用于卫星设备的安装主板，卫星舱内设备和卫星舱外设备分别分布于-z板的正面和反面。

在一个可选实施例中，还包括太阳电池翼，太阳电池翼采用柔性材料设计，发电单元粘贴在柔性材料上；太阳电池翼展开前卷曲收拢在卫星一侧，展开时靠骨架弹性展开。

在一个可选实施例中，卫星采用热控涂层、多层隔热材料、导热材料填充和热管为主热控方式，采用闭环电加热为辅热控方式，以±z、±y为整星散热面，作为舱内设备主散热通道。

在一个可选实施例中，-z板正面设备包括：电推进组件、太敏、磁力矩器、陀螺仪、磁强计、锂电池、电源控制器、综合电子系统和/或载荷系统；电推进组件、太敏、磁力矩器依次分布在-z板正面靠近+y板的一侧；陀螺仪、磁强计、锂电池和电源控制器分布在-z板正面中间部分；综合电子系统和载荷系统叠放在-z板正面靠近-y板的一侧。

在一个可选实施例中，磁强计为2个，相互垂直放置；陀螺仪包括2个相互垂直放置的mems陀螺和一个光纤陀螺；磁力矩器为3个。

在一个可选实施例中，综合电子系统用于卫星各设备的协调和控制，包括：星载计算机、二次电源管理模块、uv测控机和/或gps接收机，通过rs422、rs485、can总线、gpio和传感器采集接口与卫星各设备进行信息交互。

在一个可选实施例中，星载计算机、二次电源管理模块、uv测控机和/或gps接收机采用单机无机箱设计，以插板方式通过母板联通。

在一个可选实施例中，载荷系统包括ka通信载荷、v通信载荷、和/或l通信载荷；所述ka通信载荷的处理机和v通信载荷的处理机采用一体机。

在一个可选实施例中，载荷系统还包括激光通信载荷，所述激光通信载荷包括pat主机、pat电控箱、信标激光器、光交换机和光通信机。

在一个可选实施例中，-z板反面设备包括：4个动量轮、2个星敏感器和相控阵天线；4个动量轮和1个星敏感器安装在所述-z板反面靠近+y板的一侧；相控阵天线和另一个星敏感器安装在所述-z板背面靠近-y板的一侧。

实施例

请参考图1，卫星将-z板作为卫星设备的安装主板，主体结构包络为扁平的长方体，尺寸设计为：1360×540×370mm。由于采用了扁平化的结构设计，可以极大地提高火箭整流罩内的空间利用率，并能够适应目前主流运载火箭的整流罩内包络要求。

请参考图2，卫星各设备在-z板上的布局如下：在-z板的正面靠近+y板一侧布放电推进组件201、太敏202、磁力矩器(3个)203；陀螺仪(包括光纤陀螺204和2个相互垂直放置的mems陀螺205)、磁强计206(2个互相垂直)、锂电池207和电源控制器208位于-z板正面中部，载荷系统和综合电子系统209叠放在一起，居于-z板的正面靠近-y板一侧。在-z板的反面，4个动量轮和1个星敏布放在靠近+y板的一侧，相控天线阵和另一个星敏布放在靠近-y板的一侧。

在卫星的一侧还包括柔性电池翼210。太阳电池翼采用柔性材料设计，采用三结砷化镓太阳电池作为发电单元，发电单元粘贴在柔性材料上。太阳电池翼在展开前卷曲收拢在卫星一侧，展开时靠骨架弹性展开，其收拢和展开状态请参考图3。柔性太阳翼总面积为设计为3㎡，母线电压29.4v，最大输出功率为445w，在重量、安装空间、资源需求等方面相对于传统的刚性多板具有明显优势。卫星整体效果图请参见图4。

卫星整体采取以热控涂层、多层隔热材料、导热填料、热管等被动热控技术为主，辅以闭环电加热控制的主动热控技术为辅的热控方案，以±z、±y为整星散热面，作为舱内设备主要散热通道。对于舱内电源控制器、动量轮等高热耗平台设备，以及舱内载荷设备采用增强导热、热管扩热的控制措施；对于舱外短时高热耗载荷设备采取增强辐射散热、辅以电加热部分的控制措施。此外，对于舱内设备，还通过加热片保证卫星各设备在0～30℃温度范围内工作。

卫星的综合电子系统包括星载计算机、二次电源管理模块、uv测控机和/或gps接收机；采用单机无机箱设计，以插板方式通过母板联通。卫星的综合电子系统负责所有星上设备的协调与控制，可以完成星务管理、姿态控制、能源管理、一次电源配电管理、二次电源配电管理、gnss解析、遥测数据管理、指令管理、时间管理和有效载荷管理等功能，提供rs422、pps、rs485、can、gpio、一线网接口、ad数字温度传感器采集接口，实现与卫星各设备间的信息交互。

载荷系统包括：ka通信载荷，ka载荷和由处理机和天线组成，ka处理机与v处理机为一体机；v通信载荷由抛物面天线和处理机组成，ka处理机与v处理机为一体机；l通信载荷，由天线和处理机组成；激光通信载荷，激光载荷由由pat主机、pat电控箱1、pat电控箱2、信标激光器、光交换机、光通信机组成。

本申请实施例提出的卫星可实现卫星结构扁平化设计，实现单发运载火箭可容纳16星以上的发射能力，提高卫星发射效率约70％，降低星座发射成本，可将星座建设成本节省约50％。

本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：rom、ram、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。