一种紧凑布局的一体化卫星的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种紧凑布局的一体化卫星。
【背景技术】
[0002]目前国内外卫星构型主要采用以下五种结构形式:承力筒结构、桁架结构、框架面板结构、板架式结构、笼屉式结构。承力筒结构承载能力大，易于布置大贮箱，其典型应用型号有法国SPOT系列、东3平台、东4平台；桁架结构的扩展性和适应性很强，其典型应用型号有美国TIROS平台和MMS平台；框架面板结构拆装灵活，开敞性好，易于一体化、通用化设计，其典型应用型号有法国PROTEUS平台；板架式结构结构紧凑，开敞性好，空间利用率高，制造成本低，其典型应用型号有CAST平台；笼屉式结构高度模块化、集成化，其典型应用型号有QH-1。
[0003]以上五种结构形式都存在各自的缺点:承力筒结构空间利用率低，对中小卫星适应性差；桁架结构的结构复杂、资源利用率低、构型布局受限大；框架面板结构承载能力有限，卫星总质量多在1000kg以内；板架式结构承载能力弱，卫星总质量多在500kg以内；笼屉式结构对卫星综合设计水平要求高。
【发明内容】
[0004]本发明所要解决的技术问题是，提供一种高结构承载比的卫星。
[0005]为了解决上述问题，本发明提供了一种紧凑布局的一体化卫星，包括底板，所述底板的表面设置安装法兰，所述安装法兰用于设置星内载荷设备，从而组成一条对星内载荷设备的第一传力路径；所述底板表面上进一步在四个对角上各自设置一个隔板，所述四个隔板支撑一顶板，所述顶板用于设置星外载荷设备，从而组成对星外载荷设备的第二传力路径。
[0006]可选的，所述底板内进一步设置底板预埋框。
[0007]可选的，所述卫星进一步包括连接底板和顶板并相互连接以形成星内空间的四块侧板，所述四块侧板与卫星的底板、顶板和隔板共同形成次承力结构，以提高卫星扭转刚度。
[0008]可选的，安装法兰采用整体机加工制造。
[0009]可选的，所述每一块隔板包括两块大隔板与一块小隔板，所述小隔板设置在两块大隔板之间，并彼此通过角片连接在一起。
[0010]本发明的优点在于，提出了一种以载荷为中心的一体化卫星构型，实现围绕载荷进行布局的方案，同时设计一种两条主传力路径与一条次传力路径共同作用的结构方案，实现载荷的力学环境的优化，降低卫星结构和载荷结构设计的复杂度和压力，提高卫星结构承载比。
【附图说明】
[0011]附图1所示是本发明的【具体实施方式】所述卫星的结构示意图。
[0012]附图2是附图1所示结构的爆炸图。
[0013]附图3所示是本发明的【具体实施方式】给出的第一传力路径的结构示意图。
[0014]附图4所示是本发明的【具体实施方式】中安装法兰的结构示意图。
[0015]附图5所示是本发明的【具体实施方式】中底板预埋框的结构示意图。
[0016]附图6和附图7所示分别是本发明的【具体实施方式】中底板的上表面和下表面加装招蒙皮的示意图。
[0017]附图8所示是本发明的【具体实施方式】给出的的第二传力路径的结构示意图。
[0018]附图9所示是本发明的【具体实施方式】中的隔板结构示意图。
[0019]附图10所示是本发明的【具体实施方式】中的顶板加强框架结构示意图。
[0020]附图11所示是本发明的【具体实施方式】所述结构的完整安装示意图。
[0021]附图12所示是本发明的【具体实施方式】所述结构的星体内设置单机的示意图。
【具体实施方式】
[0022]下面结合附图对本发明提供的一种紧凑布局的一体化卫星的【具体实施方式】做详细说明。
[0023]附图1所示是本【具体实施方式】所述卫星的结构示意图，附图2是附图1所示结构的爆炸图。参考附图1和附图2所示，所述卫星包括下裙10、底板11、安装法兰12、隔板13以及顶板14。所述卫星下裙10设置在底板11的下表面，所述安装法兰设置在与底板11的下表面相对的上表面。所述上表面的四个对角上分别设置了隔板13。所述四个隔板13在所述上表面围绕所述安装法兰12设置，并支撑顶板14。
[0024]本【具体实施方式】所述的卫星有两个传力路径，分别用于支撑星内载荷设备和星外载荷设备。
[0025]参考附图3所示是本【具体实施方式】给出的第一传力路径的结构示意图。所述底板11的表面设置安装法兰12，所述安装法兰12用于设置星内载荷设备21和22，从而组成一条对星内载荷设备的第一传力路径。本【具体实施方式】中，以中子探测器和BG0量能器为例来描述星内载荷设备，其中星内载荷设备21为中子探测器，星内载荷设备22为BG0量能器。其中，中子探测器主要传力部件为底板11，而BG0量能器的主要传力部件为安装法兰12和底板11。为了增加底板的强度，还可以进一步在底板中设置底板预埋框23。
[0026]附图4所示是本【具体实施方式】中安装法兰12的结构示意图。安装法兰12采用整体机加工制造，以保证安装法兰的强度和刚度。例如安装法兰12可以选择LD10CS锻铝整体机加工制造。
[0027]附图5所示是本【具体实施方式】中底板预埋框23的结构示意图。所述底板预埋框23用于提高底板11的刚度。底板11是卫星的主承力结构件之一，为了保证底板11的承载能力的同时减轻底板的重量，底板11采用铝蜂窝板结构并在底板中预埋一个底板预埋框23。所述底板预埋框23可以是一铝金属框。底板11通过底板预埋框23与安装法兰12相连，以及与卫星下裙10相连。同时为了解决底板11上下表面的区域应力集中的问题，在相应区域各胶粘一块0.5mm厚的铝蒙皮以增加强度。附图6和附图7所示分别是底板11的上表面和下表面加装铝蒙皮61和71的示意图。
[0028]参考附图8所示是本【具体实施方式】给出的第二传力路径的结构示意图。所述底板11的表面上进一步在四个对角上各自设置一个隔板13，所述四个隔板13支撑一顶板14，所述顶板14用于设置星外载荷设备81，从而组成对星外载荷设备的第二传力路径。本【具体实施方式】中，以传递塑闪阵列探测器、Si阵列探测器为例来描述星外载荷设备。图中所示的星外载荷设备81为塑闪阵列探测器与Si阵列探测器的组合体。顶板14设计采用铝蜂窝板结构，为了保证星外载荷设备81与顶板14连接处的强度，在连接处的顶板14内可以预埋顶板加强框架。并且，星体外侧进一步包括了四块侧板82。所述侧板82与卫星底板11、顶板14和隔板13连接以形成星内空间，并构成卫星的次承力结构，提高卫星扭转刚度。
[0029]附图9所示是本【具体实施方式】中的隔板13结构示意图。在本【具体实施方式】中，为了提高隔板13的安装便捷性和强度，采用的结构是所述每一块隔板13均包括两块大隔板91、92以及一块小隔板93。所述小隔板93设置在两块大隔板91和92之间，并彼此通过角片94连接在一起。
[0030]附图10所示是本【具体实施方式】中的顶板加强框架1001结构示意图。顶板加强框架1001预埋在顶板14与星外载荷设备81的连接处。隔板13通过顶板加强框架1001与与星外载荷设备81相连。
[0031]附图11所示是上述结构的完整安装示意图。在卫星布局设计时，充分考虑有效载荷的需求以及卫星的空间利用率，采取“以载荷为中心”的布局设计思路，将星内载荷设备布置在卫星中心，通过安装法兰12与卫星结构相连，并围绕着BG0量能器进行整星仪器设备的布局。
[0032]附图12所示是在上述星体内设置单机的示意图。上述设计在满足各单机之间的空间距离要求的前提条件下，为了极大限度地提高星内空间利用率，在由四组隔板13隔出的四个小舱和一个大舱中交错地布置了两层单机。
[0033]实验证明，采用以上两条主要传力路径的结构，并通过对主要承力结构件的设计的附图12所示的卫星，能够在1900Kg的卫星总重量下，用不超过200Kg的结构重量进行承载设计，结构效率达到了 10.5%。同时以载荷为中心的一体化布局设计使得卫星空间效率达到了 647.7KG/m3。
[0034]以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
【主权项】
1.一种紧凑布局的一体化卫星，包括底板，其特征在于，所述底板的表面设置安装法兰，所述安装法兰用于设置星内载荷设备，从而组成一条对星内载荷设备的第一传力路径；所述底板表面上进一步在四个对角上各自设置一个隔板，所述四个隔板支撑一顶板，所述顶板用于设置星外载荷设备，从而组成对星外载荷设备的第二传力路径。2.根据权利要求1所述的紧凑布局的一体化卫星，其特征在于，所述底板内进一步设置底板预埋框。3.根据权利要求1所述的紧凑布局的一体化卫星，其特征在于，所述卫星进一步包括连接底板和顶板并相互连接以形成星内空间的四块侧板，所述四块侧板与卫星的底板、顶板和隔板共同形成次承力结构，以提高卫星扭转刚度。4.根据权利要求1所述的紧凑布局的一体化卫星，其特征在于，安装法兰采用整体机加工制造。5.根据权利要求1所述的紧凑布局的一体化卫星，其特征在于，所述每一块隔板包括两块大隔板与一块小隔板，所述小隔板设置在两块大隔板之间，并彼此通过角片连接在一起。
【专利摘要】本发明提供了一种紧凑布局的一体化卫星，包括底板，所述底板的表面设置安装法兰，所述安装法兰用于设置星内载荷设备，从而组成一条对星内载荷设备的第一传力路径；所述底板表面上进一步在四个对角上各自设置一个隔板，所述四个隔板支撑一顶板，所述顶板用于设置星外载荷设备，从而组成对星外载荷设备的第二传力路径。本发明的优点在于，提出了一种以载荷为中心的一体化卫星构型，实现围绕载荷进行布局的方案，同时设计一种两条主传力路径与一条次传力路径共同作用的结构方案，实现载荷的力学环境的优化，降低卫星结构和载荷结构设计的复杂度和压力，提高卫星结构承载比。
【IPC分类】B64G1/10
【公开号】CN105235916
【申请号】CN201510706358
【发明人】张文巧, 宋炜胥, 朱振才, 李华旺, 诸成, 王建平
【申请人】上海微小卫星工程中心
【公开日】2016年1月13日
【申请日】2015年10月27日