折叠式平板卫星构型的制作方法

本发明涉及卫星技术领域，更具体的，涉及一种折叠式平板卫星构型。

背景技术：

当前航天产业面临爆发式增长的机遇和挑战，商业航天在市场、技术和资本等力量驱动下，出现了一批大规模互联网卫星星座、遥感卫星星座，未来五年将面临有近千余颗微小卫星的发射需求，“一箭多星”发射是大规模卫星星座快速部署的必然要求。

面对大批量、快速部署的卫星发射需求，目前卫星发射面临两大难题。一是国内火箭发射能力弱，单一型号火箭难以满足大规模星座快速部署要求。二是国内火箭价格高昂，选择单一型号火箭难以营造竞争环境。因此，大规模星座部署需要卫星适应多型火箭的约束，在采用不同火箭时，均需要达到很高的空间利用率，进而可选择多型火箭共同承担发射任务。传统一箭多星发射时的卫星构型，或不能充分利用整流罩空间，或仅能针对一型火箭达到较高的空间利用率，存在诸多不足。

技术实现要素：

为了解决上述问题中的至少一个，本发明提供了一种折叠式平板卫星构型，包括：

折叠式平板卫星本体，所述卫星本体包括第一卫星舱体和第二卫星舱体；

连接器，用于连接所述第一卫星舱体和第二卫星舱体，并使所述第一卫星舱体和第二卫星舱体各自的对天面之间的角度可调节。

在优选的实施方式中，所述第一卫星舱体和所述第二卫星舱体上设置相互配合的固定结构，所述固定结构用于当所述第一卫星舱体和所述第二卫星舱体的对天面之间的角度低于设定角度时至少辅助所述第一卫星舱体和所述第二卫星舱体相对固定。

在优选的实施方式中，所述固定结构包括：

位于所述第一卫星舱体的第一分离连接筒，和所述第二卫星舱体上的第二分离连接筒；当所述第一卫星舱体和所述第二卫星舱体的对天面之间的角度低于设定角度时，所述第一分离连接筒和第二分离连接筒抵接，并且第一分离连接筒和第二分离连接筒的筒体连通设置；

所述第一分离连接筒和所述第二分离连接筒的筒体可贯穿压紧绳，进而使所述压紧绳连接固定所述第一分离连接筒和所述第二分离连接筒。

在优选的实施方式中，位于所述第一卫星舱体的第一分离连接筒，和所述第二卫星舱体上的第二分离连接筒；当所述第一卫星舱体和所述第二卫星舱体的对天面之间的角度低于设定角度时，所述第二分离连接筒的至少部分插入第一分离连接筒的筒体内部。

在优选的实施方式中，所述第一分离连接筒凸出所述第一卫星舱体的对地面，所述第二分离连接筒贯穿所述第二卫星舱体的对地面，并且所述第一分离连接筒靠近所述对地面的一端孔径小于所述第二分离连接筒靠近所述对地面的一端孔径，以使两个折叠式平板卫星构型累叠时，上一个折叠式平板卫星构型的第一分离连接筒插入下一个折叠式平板卫星构型的第二分离连接筒。

在优选的实施方式中，每个分离连接筒包括处于卫星舱体对天面和对地面限定空间内的第一部分，以及处于所述限定空间外的第二部分，所述第二部分的直径小于所述第一部分的直径。

在优选的实施方式中，每个分离连接筒的第一部分固定在对应舱体的外侧壁上，或者每个分离连接筒的第一部分陷入对应舱体的内部。

在优选的实施方式中，位于所述第一卫星舱体对天面表面的凸起和位于所述第二卫星舱体对天面的上的凹陷；所述凸起可插入所述凹陷内，进而配合形成所述固定结构。

在优选的实施方式中，两个太阳翼，铺设在所述第一卫星舱体和所述第二卫星舱体的对天面上；以及连接器，连接所述太阳翼和对应的卫星舱体，并使所述太阳翼与对应卫星舱体的对天面之间的角度可调节。

在优选的实施方式中,每个卫星舱体的对地面上设置对地天线；和/或

每个卫星舱体的对天面上设置敏感器或对天天线。

本发明的有益效果

本发明提供一种折叠式平板卫星构型，通过对折叠式平板卫星构型的设计，所述卫星本体包括第一卫星舱体和第二卫星舱体，并且通过设置用于连接所述第一卫星舱体和第二卫星舱体的连接器，使所述第一卫星舱体和第二卫星舱体各自的对天面之间的角度可调节，进而折叠式平板卫星构型的两个舱体可以折叠或者展开，卫星发射时可以以收拢和展开两种状态在整流罩内通过层叠堆放的方式放置，能够适应不同整流罩尺寸，达到极高的整流罩空间利用率，从而可以采用多种火箭进行竞争发射；该构型满足所有其它卫星结构设计的各项要求，且具有对地面大、散热面多的特点，对以天基雷达遥感、大容量卫星通信等微波应用为主要方向卫星设计更友好，既实现高数值比例的“一箭多星”发射，又保证卫星星座的快速、低成本部署，从而解决卫星发射周期需求和成本控制需求两大难题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出本发明实施方式中折叠式平板卫星折叠状态示意图。

图2示出本发明实施方式中贯穿舱体结构形式分离连接筒的正视图。

图3示出本发明实施方式中贯穿舱体结构形式分离连接筒的俯视图。

图4示出本发明实施方式中舱体外结构形式分离连接筒的正视图。

图5示出本发明实施方式中舱体外结构形式分离连接筒的俯视图。

图6示出本发明实施方式中折叠式平板卫星展开状态示意图。

图7示出本发明实施方式中小尺寸整流罩时卫星堆叠状态示意图之一。

图8示出本发明实施方式中卫星折叠状态和展开状态通过压紧绳固定示意图。

图9示出本发明实施方式中折叠式平板卫星在轨运行状态示意图。

图10示出本发明实施方式中大尺寸整流罩时卫星堆叠状态示意图之一。

图11示出本发明实施方式中小尺寸整流罩时卫星堆叠状态示意图之二。

图12示出本发明实施方式中大尺寸整流罩时卫星堆叠状态示意图之二。

具体实施方式

下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施方式仅仅是本发明一部分实施方式，而不是全部的实施方式。基于本发明中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本发明保护的范围。

图1示出了本申请实施方式中一种折叠式平板卫星构型示意图，如图1所示，其具体包括：卫星本体，所述卫星本体包括第一卫星舱体01和第二卫星舱体02；连接器05，用于连接所述第一卫星舱体01和第二卫星舱体02，并使所述第一卫星舱体01和第二卫星舱体02各自的对天面之间的角度可调节。

还包括两个太阳翼04，铺设在所述第一卫星舱体和所述第二卫星舱体的对天面上，本领域技术人员明了，本发明的太阳翼上可以设置太阳能电极板，用于收集太阳能，太阳能电极板可以设置在太阳翼的两侧或者其中一侧，并且本发明在未使用(展开)时，太阳翼贴设在对天面上，当卫星被发射到设定轨道后，太阳翼展开与对天面形成一定角度，该角度可以为0-180°，优选的该角度为90°，即太阳翼垂直于对天面。

本发明具体有两个状态，一是折叠状态，即两个舱体的对天面之间的角度低于设定角度，设定角度可以在0-10之间设定，是例如5°、10°等，本发明不做限制，优选的是0°，即在折叠时，折叠后的卫星整体为矩形，如图1所示。二是展开状态，即两个舱体的对天面之间的角度高于设定角度，设定角度可以在170-180之间设定，例如170°、175°等，本发明不做限制，优选的是180°，如图6所示。

在本发明的实施方式中，为了使得两个舱体在折叠时相对固定，可以设置固定结构，所述固定结构用于当所述第一卫星舱体和所述第二卫星舱体的对天面之间的角度低于设定角度时使所述第一卫星舱体和所述第二卫星舱体相对固定。

具体而言，如图6所示，所述固定结构包括：位于所述第一卫星舱体01的第一分离连接筒06，和所述第二卫星舱体02上的第二分离连接筒07；当所述第一卫星舱体01和所述第二卫星舱体02的对天面08之间的角度低于设定角度时，所述第一分离连接筒06和第二分离连接筒07抵接，并且第一分离连接筒和06第二分离连接筒07的筒体连通设置。如图7所示，所述第一分离连接筒06和所述第二分离连接筒07的筒体可贯穿压紧绳10，方便多个卫星重叠固定。进而使所述压紧绳连接固定所述第一分离连接筒和所述第二分离连接筒，本实施方式中，分离连接筒能够起到分离和连接的作用。

可以理解，本发明中，对天面08和对地面09是平面或曲面，也即本发明的卫星舱体的具体结构不做过多限定，例如卫星舱体的对天面可以是矩形、菱形、圆形或者不规则图形等，也可以为折叠时尽可能可以吻合的曲面。

在一些实施方式中，所述第一分离连接筒06和第二分离连接筒07可以不采用抵接设置，为了减少第一分离连接筒06和第二分离连接筒07相互配合时造成的空间浪费，导致整流罩的装载能力下降，本实施方式中，所述固定结构包括：位于所述第一卫星舱体的第一分离连接筒，和所述第二卫星舱体上的第二分离连接筒；当所述第一卫星舱体和所述第二卫星舱体的对天面之间的角度低于设定角度时，所述第二分离连接筒的至少部分插入第一分离连接筒的筒体内部；所述第一分离连接筒和所述第二分离连接筒的筒体可贯穿压紧绳，进而使所述压紧绳连接固定所述第一分离连接筒和所述第二分离连接筒。

在该实施方式中，为了实现多个折叠式平板卫星相互堆叠时，可以在不采用外界固定装置的情况下相对固定，所述第一分离连接筒凸出所述第一卫星舱体的对地面，所述第二分离连接筒贯穿所述第二卫星舱体的对地面，并且所述第一分离连接筒靠近所述对地面的一端孔径小于所述第二分离连接筒靠近所述对地面的一端孔径，进而使得折叠式平板卫星构型在堆叠时，位于上方的折叠式平板卫星构型的第一分离连接筒的至少部分插入至位于下方的折叠式平板卫星构型的第二分离连接筒内，进而两者相对固定。

进一步的，为了大批量生产分离连接筒，并且保证第一分离连接筒和第二分离连接筒的规格一致，节约生产工艺步骤，本实施方式中，可以将每个分离连接筒配置为两个部分，请继续结合图6，每个分离连接筒包括处于卫星舱体对天面和对地面限定空间的第一部分，以及处于所述限定空间外的第二部分，所述第二部分的直径小于所述第一部分的直径，这样可以将第一分离连接筒和第二分离连接筒采用同一生产工艺生产，大大节约了工艺成本。

此外，本发明中的分离连接筒的设置位置可以包括多种，例如每个分离连接筒可以选择贯穿舱体结构形式，如图2和图3所示，或者每个分离连接筒舱体外结构形式，如图4和图5所示。另外，连接筒数量也可以使用8个，也可以少于8个或大于8个，本发明不做限制。

在本发明的附图中未示出的实施方式中，所述固定结构包括：位于所述第一卫星舱体对天面表面的凸起和位于所述第二卫星舱体对天面的上的凹陷；所述凸起可插入所述凹陷内，进而配合形成所述固定结构。该实施方式中，可以不采用压紧绳进行固定，仅仅采用凸起和凹陷进行相对限位，当然在具体应用时还需要利用整流罩的结构进行进一步限位，避免火箭飞行过程中造成的碰撞。

可以理解，所述第一卫星舱体和所述第二卫星舱体的对天面齐平，但是其对地面可以齐平或者不齐平，本发明不做限制，如图6至图10所示，其对地面不齐平，也即两个卫星舱体的高度可以不同(图1中的箭头方向即为高度方向，本实施例中的高度即为图1中沿着箭头方向的长度)。

如图8所示，卫星堆叠之后，所述第一分离连接筒06和所述第二分离连接筒07的筒体可贯穿压紧绳10将卫星压紧，进而堆叠折叠式平板卫星构型，之后将堆叠的折叠式平板卫星构型整体装入运载整流罩。如图9所示，当星箭分离时，整流罩内一列卫星整体与运载火箭末级分离，分离后预紧力装置打开，各卫星在压紧绳作用下缓缓散开，散开至安全距离后卫星从折叠状态展开至平板状态，再展开太阳翼，达到在轨飞行状态。

可以理解，为防止卫星堆叠时出现打滑现象，需要用压紧绳来调整，保持应有的张紧力，减少打滑，并压紧和释放依次叠加放置的折叠式平板卫星构型。

在一些实施方式中，整流罩可以采用大尺寸或者小尺寸，本发明不做限制，此外，可以理解，本实施方式中的大尺寸和小尺寸是相对于折叠式平板卫星构型尺寸而言，例如大尺寸可以限定为可以容纳展开状态下的折叠式平板卫星构型的尺寸，小尺寸可以限定为可以容纳折叠状态下的折叠式平板卫星构型的尺寸。进一步可以理解的是，根据整流罩尺寸的不同，本发明的折叠式平板卫星构型可以有多种堆叠状态，下面一一说明。

当使用小尺寸整流罩运载发射时，如图7所示，可采用“卫星折叠状态+堆叠”方式，充分利用运载整流罩内部有限的空间。

当使用大尺寸整流罩运载发射时，如图10所示，可采用“卫星展开状态+堆叠”方式，由于发射时卫星即处于展开状态，因此可以将第一卫星舱体01和第二卫星舱体02设计为固连形式，可以进一步简化卫星结构形式。卫星堆叠时，两颗卫星一组，其下方卫星先做上下翻转，再水平旋转，水平旋转优选为180°，由于分离连接筒位置设计为180°旋转对称，两颗卫星高度方向上尺寸高矮互补，因此上下两颗卫星的分离连接筒正好可以相互嵌在一起，成为一列卫星，使用压紧绳穿过分离连接筒进行固定。卫星采用大尺寸整流罩时可以两列卫星并排摆放。星箭分离过程与使用小尺寸整流罩相类似。

更具体的，在实际应用时，卫星发射需要两种运载火箭，火箭整流罩内径分别为1.9米和3.8米，此时需要设计一种卫星构型和结构同时满足两种运载火箭的发射要求。如图11所示，采用折叠式平板卫星构型和结构形式，将第一卫星舱体和第二卫星舱体包络设计为1.3m×1.3m的方形结构，高度不做限制，使用整流罩内径1.9米的运载火箭发射时，卫星处于折叠状态；如图12所示，使用整流罩内径3.8米的运载火箭发射时，卫星处于展开状态，每层可并排放置2颗折叠式平板卫星构型。

此外，对地面舱板外表面上设置通信及测控对地天线(或其他有对地要求的载荷设备)、对天面舱板外表面设置敏感器和测控对天天线，舱板内表面上设置各类载荷设备及平台设备。设备放置于第一卫星舱体或第二卫星舱体不做具体要求，可根据实际情况选择，但为了方便卫星模块化和批量化生产，应尽量减少第一卫星舱体和第二卫星舱体之间穿舱软线缆(含低频线和高频线)的数量、避免出现第一卫星舱体设备和第二卫星舱体设备之间的硬连接，如穿舱波导。第一卫星舱体和第二卫星舱体之间软线缆连接可采用以下方式：分别在两舱连接装置所在的舱板上开孔，作为两舱体之间软线缆走线孔，软线缆穿过两个舱板的走线孔实现对两舱设备的连接，注意对软线缆进行保护，避免卫星折叠展开时破坏软线缆。

从上述解决方案可以看出，折叠式平板卫星结构可同时满足多种运载火箭的发射要求，且每种发射方式均可以实现高数值比例的“一箭多星”发射，从而提高运载发射效率，满足紧迫的发射周期需求和成本控制需求。第一卫星舱体和第二卫星舱体在高度方向上的尺寸可以灵活分配，根据卫星设备部件灵活调整，且两个舱体可以并行组装后进行最后的简单拼接，满足模块化和批量化生产的要求。该构型满足所有其它卫星结构设计的各项要求，且具有对地面大、散热面多的特点，对以天基雷达遥感、大容量卫星通信等微波应用为主要方向卫星设计更友好，既实现高数值比例的“一箭多星”发射，又保证卫星星座的快速、低成本部署，从而解决卫星发射周期需求和成本控制需求两大难题。

本说明书中的各个实施方式均采用递进的方式描述，各个实施方式之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施方式重点说明的都是与其他实施方式的不同之处。尤其，对于系统实施方式而言，由于其基本相似于方法实施方式，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施方式的部分说明即可。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施方式”、“一些实施方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本说明书实施方式的至少一个实施方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施方式或示例。

此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施方式或示例以及不同实施方式或示例的特征进行结合和组合。以上所述仅为本说明书实施方式的实施方式而已，并不用于限制本说明书实施方式。对于本领域技术人员来说，本说明书实施方式可以有各种更改和变化。凡在本说明书实施方式的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本说明书实施方式的权利要求范围之内。