一种模块化的一体化卫星多功能结构及聚合体的制作方法
【专利摘要】一种模块化的一体化卫星多功能结构及聚合体，包括模块化3D结构、磁流体管路、磁流体、温度传感器、驱动线圈和控制器，其中模块化3D结构包括外表面结构板、金属蜂窝和内表面结构板，控制器通过控制驱动线圈中的电流形成行波磁场，产生电磁力从而驱动磁流体管路中的磁流体流动，实现姿态控制的同时，由于磁流体流动传递热量，实现结构的等温控制。本发明结构紧凑、功能耦合，集传统的结构、热控、姿控、能源供电、信号传输于一体，满足卫星轻量小型化、高功能密度比、大有效载荷安装空间的需求，还可以多个模块化多功能结构组成为各种聚合体。
【专利说明】
一种模块化的一体化卫星多功能结构及聚合体
技术领域
[0001]本发明涉及一种模块化的机电热气及控制一体化卫星多功能结构及聚合体，特别是一种用于微小卫星或大型空间飞行器系统聚合体卫星的模块化机电热气及控制一体化卫星多功能结构。
【背景技术】
[0002]随着低成本航天、快速响应、在轨重构等任务发展，对具有规格化封装和标准接口的kg级纳卫星或智能化设备单元为模块组成的“模块聚合体卫星”提出需求；同时，进一步减轻卫星平台重量、优化平台性能、提高卫星快速部署能力的需求迫切。但是目前，卫星平台仍以各分系统独立研制后再总装集成为主要方式，已经研制及应用的所谓多功能结构更准确地说，应该称为多分系统复合结构，即通过在结构中预埋或后埋热控槽道热管、结构连接件、多功能模块、芯片、电路等方式形成复合层压结构。已经在卫星上广泛应用的是机热、机电或机电热复合层压结构，这些结构的功能相对单一，集成度不高，还没有真正的机电热气及控制一体化的多功能结构相关报道。
[0003]相关专利CN200910091063.1“航天器热控制和液体动量轮一体化执行机构”，属于涉及热控制和姿态控制的一体化执行机构，包括储液器、循环栗组件、2套流量分配阀和2套管路等，强调热控回路与动量发生器一体化，采用液态工质密闭在循环回路中，通过循环栗组件驱动液态工质以一定的流速和流量在循环回路中流动，通过阀门流量控制、温度传感器与温度电压控制单元，获得所需的角动量交换，并达到热控需求，没有涉及航天器的整体结构布局、具体结构及有效载荷的机械电气连接。用于贮存液态工质的储液器占用卫星空间，增加了重量;循环栗组件驱动液态工质流动，增加了卫星功耗;2套流量分配阀为活动部件，密封要求高，其可靠性要求高。
【发明内容】
[0004]本发明解决的技术问题是:克服现有卫星平台分系统独立研制、分立集成安装调试周期长的不足，提供了一种模块化的机电热气及控制一体化卫星多功能结构及聚合体，具有3D结构简单紧凑轻量化、有效载荷安装空间大、接口(标准化、模块化)即插即用、活动部件少可靠性高、多物理场耦合(多功能结构涉及力、热、电磁等多物理场)、多功能一体化的特点，具有结构支撑、热控制、姿态控制、电气连接、机械连接等多种功能。
[0005]本发明采用的技术解决方案为:
[0006]—种模块化的一体化卫星多功能结构，包括:模块化3D结构、磁流体管路、磁流体、温度传感器、驱动线圈和控制器；
[0007]其中，模块化3D结构为四个平板组成的立方体结构，四个平板的结构相同，均包括由表及里的外表面结构板、金属蜂窝和内表面结构板；
[0008]磁流体管路包括相互平行的上下两部分，位于所述模块化3D结构的上下两端，磁流体管路分布在金属蜂窝结构内部且磁流体管路的上下两部分均为贯穿所述四个平板的封闭管路；
[0009]磁流体管路内充填有磁流体，用于充填密封磁流体的填充口位于内表面结构板上；
[0010]内表面结构板上还分布信号接口、电源接口及用于固定连接支撑的机械接口，夕卜表面结构板也设置有信号接口、电源接口和机械接口 ；
[0011]连接管道设置在金属蜂窝结构中，用于放置连接信号接口和电源接口之间的电缆；
[0012]温度传感器、驱动线圈和控制器均通过机械接口安装在内表面结构板上，温度传感器用于测量内表面结构板的温度，测量结果通过信号接口提供给控制器;控制器根据温度传感器测量的温度变化控制驱动线圈中的电流形成行波磁场，产生电磁力驱动磁流体管路中的磁流体流动。
[0013]所述磁流体管路的上下两部分中的磁流体的流动方向相反。
[0014]所述磁流体管路的上下两部分中的磁流体的流速相同时，实现所述一体化卫星多功能结构的散热;所述磁流体管路的上下两部分中的磁流体的流速不相同时，实现所述一体化卫星多功能结构散热的同时，也实现所述一体化卫星多功能结构的姿态控制。
[0015]所述内表面结构板上的电源接口用于给驱动线圈、控制器和有效载荷供电，外表面结构板上的电源接口用于连接外部电源。
[0016]所述外部电源为太阳翼或者表面贴装太阳能电池阵。
[0017]所述模块化3D结构和磁流体管路为一体成型，采用增材制造技术制造。
[0018]所述模块化3D结构和磁流体管路采用3D打印方式制造。
[0019 ]所述外表面结构板、金属蜂窝和内表面结构板米用招合金材质。
[0020]—种模块化的一体化卫星多功能结构聚合体，包括多个所述模块化的机电热气及控制一体化卫星多功能结构，相邻两个所述模块化的机电热气及控制一体化卫星多功能结构通过外表面结构板上的机械接口连接在一起。
[0021]本发明与现有技术相比的优点在于:
[0022](I)本发明采用增材制造技术实现的机电热气及控制一体化卫星多功能结构，具有紧凑轻量化，有效载荷安装空间大的特点。通过多物理场耦合设计，将原有的热控、能源、数传、控制等分系统集成在结构中，省去传统分系统的分立研制再组装集成调试过程;预留的有效载荷安装机电热气接口及内外连接固定接口，大幅度减少了分系统多次集成的安装接口数量，减少分系统之间的机电热气接口协调。各类机电热气接口集成在模块化3D结构中，采用标准化、模块化设计，利于实现即插即用，降低了安装难度，减少了安装时间，可实现快速批量化生产。
[0023](2)本发明中由于结构、热控、控制一体化设计，模块化的多功能结构采用3D打印方式制造一次成形，获得大内腔薄壁、复杂结构，实现结构自身轻量化，在保证结构刚度/强度的同时，磁流体管路与结构的一体化，实现了管路的优化配置，即减少了管路接口，减轻了热控与控制系统的重量，提高了管路密封可靠性;又缩短了传热路径，提高了散热能力，易于实现航天器等温结构体。
[0024](3)本发明中，磁流体管路作为液体飞轮，采用电磁力驱动磁流体流动，形成动量交换，省去了传统的飞轮或控制力矩陀螺等控制部件，减少活动部件，提高航天器可靠性的同时，因液体飞轮的磁流体管路布置在模块化3D结构板中，控制力矩半径大，可以在磁流体流速很低的情况下实现航天器的大力矩控制，利于实现卫星的高精度控制。
[0025](4)本发明中，采用磁流体在磁流体管路流动实现温度与姿态一体化控制，减少了液态工质储存的储液器和循环栗组件、流量分配阀等，进一步实现了结构轻量化，降低了功耗，增加了有效载荷空间。
【附图说明】
[0026]图1为模块化的机电热气及控制一体化卫星多功能结构示意图；
[0027]图2为模块化3D结构组成示意图；
[0028]图3为模块化3D结构的典型聚合模式示意图，其中，图3(a)为纵向线性聚合阵列示意图，图3(b)为横向线性聚合阵列示意图，图3(c)为异形聚合阵列示意图，图3(d)为平面聚合阵列示意图
【具体实施方式】
[0029]下面结合附图对本发明的工作原理和工作过程做进一步解释和说明。
[0030]如图1所示，本发明提供了一种模块化的一体化卫星多功能结构，包括模块化3D结构1、磁流体管路2、磁流体3、温度传感器4、驱动线圈5和控制器6。这种机电热气及控制一体化卫星多功能结构具有紧凑轻量化，有效载荷安装空间大的特点。通过多物理场耦合设计，将原有的热控、能源、数传、控制等分系统集成在结构中，省去传统分系统的分立研制再组装集成调试过程;预留的有效载荷安装机电热气接口及内外连接固定接口，大幅度减少了分系统多次集成的安装接口数量，减少分系统之间的机电热气接口协调。各类机电热气接口集成在模块化3D结构中，采用标准化、模块化设计，利于实现即插即用，降低了安装难度，减少了安装时间，可实现快速批量化生产。
[0031]如图2所示，模块化3D结构I为四个平板组成的立方体结构，四个平板的结构相同，均包括由表及里的外表面结构板U、金属蜂窝12和内表面结构板13;经优化设计实现轻量化的同时，具备传热、支撑功能。
[0032]磁流体管路2包括相互平行的上下两部分，位于所述模块化3D结构I的上下两端，磁流体管路2分布在金属蜂窝12结构内部且磁流体管路2的上下两部分均为贯穿所述四个平板的封闭管路；
[0033]磁流体管路2内充填有磁流体3，用于充填密封磁流体3的填充口18位于内表面结构板13上；
[0034]为了表达清晰，图1和图2中只画出了模块化3D结构I中的磁流体管路2布局作为说明，在图中简化为两个闭合环形管路结构形状，磁流体管路2的具体分布状态、管路的直径以及磁流体的填充量，根据航天器控制力矩大小和精度及温度控制要求进行多目标优化设计；同时，上下磁流体管路2也可以根据温度控制需求，增加彼此的连通管路，以满足更高的航天器温度控制精度需求，但是，增加的连接通道却会给控制带来影响，具体应用中是否采用连接通道，需根据温度控制和姿态控制精度，进行多目标优化确定。内表面结构板13上还分布信号接口 14、电源接口 15及用于固定连接支撑的机械接口 16，外表面结构板11也设置有信号接口 14、电源接口 15和机械接口 16;为有效载荷的安装以及信号、能源的传输与分发提供有效连接。
[0035]所述内表面结构板13上的电源接口15用于给驱动线圈5、控制器6和有效载荷供电，外表面结构板11上的电源接口 15用于连接外部电源。所述外部电源为太阳翼或者表面贴装太阳能电池阵。
[0036]连接管道17设置在金属蜂窝12结构中，用于放置连接信号接口14和电源接口 15之间的电缆；
[0037]温度传感器4、驱动线圈5和控制器6均通过机械接口 16安装在内表面结构板13上，分布式的温度传感器4用于测量内表面结构板13的温度，测量结果通过信号接口 14提供给控制器6;控制器6根据分布式的温度传感器4测量的温度变化控制驱动线圈5中的电流形成行波磁场，产生电磁力驱动磁流体管路2中的磁流体3流动。磁流体是由纳米级颗粒、分散剂和液态载体融合而成的胶体，具有足够的物理化学稳定性，不易汽化或蒸发，采用电磁驱动，易于实现磁流体的加减速大小控制，对于卫星姿态控制的高精度要求有利，避免了其他液态工质机械驱动所采用的机械栗及贮液装置。
[0038]所述磁流体管路2的上下两部分中的磁流体3的流动方向相反。所述磁流体管路2的上下两部分中的磁流体3的标称流速主要是根据整星的散热需求设定，磁流体3本身具有较好的导热性，利于结构散热。
[0039]所述磁流体管路2的上下两部分中的磁流体3的流速相同时，实现所述一体化卫星多功能结构的散热;所述磁流体管路2的上下两部分中的磁流体3的流速不相同时，实现所述一体化卫星多功能结构散热的同时，也实现所述一体化卫星多功能结构的姿态控制。其工作原理是:利用分布式的温度传感器4测量内表面结构板13的温度，若测量温度过高时，控制器6根据分布式的温度传感器4的测量结果确定散热量，控制驱动线圈5中的电流大小，调整行波磁场强度，通过产生的电磁力改变磁流体管路2中的磁流体3的流速，由于磁流体管路2的上下两部分中的磁流体3流动方向相反，上、下回路角动量相等，产生的力矩相互抵消，并通过控制器6实时负反馈，相互抵消所产生的力矩，通过磁流体3的流动形成结构等温体，实现航天器的热控;当姿态发生偏差需要调整时，同理通过控制驱动电流的大小进行控制，改变所述磁流体管路2的上下两部分中的磁流体3的流速，由于上、下回路的流速不同，从而改变液体飞轮的动量矩，形成所需的合成力矩，在进行多功能结构一体化设计时，根据航天器所需力矩和最大散热量设定标称流速，使航天器满足热控的同时，实现航天器姿态控制。
[0040]磁流体管路作为液体飞轮，采用电磁力驱动磁流体流动，形成动量交换，省去了传统的飞轮或控制力矩陀螺等控制部件，减少活动部件，提高航天器可靠性的同时，因液体飞轮的磁流体管路布置在模块化3D结构板中，控制力矩半径大，可以在磁流体流速很低的情况下实现航天器的大力矩控制，利于实现卫星的高精度控制。
[0041]同时，采用磁流体在磁流体管路流动实现温度与姿态一体化控制减少了液态工质储存的储液器和循环栗组件、流量分配阀等，进一步实现了结构轻量化，降低了功耗，增加了有效载荷空间。
[0042]模块化3D结构I和磁流体管路2为一体成型，采用增材制造技术制造。增材制造技术包括采用3D打印方式制造、激光烧结方式等等。这种机电热气及控制一体化卫星多功能结构由于结构、热控、控制一体化设计，模块化的多功能结构采用3D打印方式制造一次成形，获得大内腔薄壁、复杂结构，实现结构自身轻量化，在保证结构刚度/强度的同时，磁流体管路与结构的一体化，实现了管路的优化配置，即减少了管路接口，减轻了热控与控制系统的重量，提高了管路密封可靠性;又缩短了传热路径，提高了散热能力，易于实现航天器等温结构体。
[0043]模块化3D结构I的外表面结构板11、金属蜂窝12和内表面结构板13米用招合金材质，具有一定的支撑防护功能，并根据具体应用需求进行外表面热控防护处理。
[0044]如图3所示，本发明一种模块化的一体化卫星多功能结构还可以灵活组成多种聚合体，聚合体包括多个所述模块化的机电热气及控制一体化卫星多功能结构，相邻两个所述模块化的机电热气及控制一体化卫星多功能结构通过外表面结构板11上的机械接口 16连接在一起。图3(a)为纵向线性聚合阵列示意图，图3(b)为横向线性聚合阵列示意图，图3(c)为异形聚合阵列示意图，图3(d)为平面聚合阵列示意图，图3中的模块化3D结构I被称作基本模块，图中只是表现了每一类阵列聚合体的聚合模式示意，但聚合模式不限于图中所示的聚合模块数量和阵列数量。作为组成大型空间飞行器系统的聚合体卫星基本模块一一一种模块化的机电热气及控制一体化卫星多功能结构是其最基本的组成单元。
[0045]模块化3D结构I作为基本模块，除适合应用于这种复杂多功能结构的快速研制外，还适合满足空间聚合体在轨组装时的个性化单体的接口变化需求，可根据不同的重构需求适宜性地调整模块化3D结构I的机电接口，由于采用增材制造技术，可根据零件的三维模型数据直接成形具体结构。
[0046]模块化3D结构I作为聚合体卫星的基本模块通过机械接口16形成聚合体，实现大型空间飞行器的整体功能。复杂阵列聚合体也不仅限于平面聚合方式，同样适于非平面聚合，可根据需求通过基本模块的聚合形成满足任务要求的整体曲面聚合体。
[0047]针对每一类阵列聚合体，基本模块通过机械接口16连接，构成具有一定几何外形的空间飞行器，具有满足整星传力需求的结构特征；同时通过各类信号接口 14、电源接口 15互联，形成整星的能源网和信号传递网络;模块化3D结构I中的磁流体管路2通过磁流体3流动形成单个基本模块等温，模块之间的机械接口 16的配合面之间增加高导热纤维，增加相邻两个模块之间的热传递，达到进一步提高聚合体散热能力的目的；在满足散热需求的前提下，对于聚合体的姿态控制，则同样通过控制驱动电流的大小及控制算法，使多个基本模块中磁流体管路2中的磁流体3流动产生所需要的合成控制力矩，采用热控、姿态控制多目标优化与算法确定优化的控制方案。
[0048]本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
【主权项】
1.一种模块化的一体化卫星多功能结构，其特征在于包括:模块化3D结构(I)、磁流体管路(2)、磁流体(3)、温度传感器(4)、驱动线圈(5)和控制器(6); 其中，模块化3D结构(I)为四个平板组成的立方体结构，四个平板的结构相同，均包括由表及里的外表面结构板(11)、金属蜂窝(12)和内表面结构板(13)； 磁流体管路(2)包括相互平行的上下两部分，位于所述模块化3D结构(I)的上下两端，磁流体管路(2)分布在金属蜂窝(12)结构内部且磁流体管路(2)的上下两部分均为贯穿所述四个平板的封闭管路； 磁流体管路(2)内充填有磁流体(3)，用于充填密封磁流体(3)的填充口( 18)位于内表面结构板(13)上； 内表面结构板(13)上还分布信号接口(14)、电源接口(15)及用于固定连接支撑的机械接口( 16)，外表面结构板(11)也设置有信号接口( 14)、电源接口( 15)和机械接口( 16); 连接管道(17)设置在金属蜂窝(12)结构中，用于放置连接信号接口(14)和电源接口(15)之间的电缆； 温度传感器(4)、驱动线圈(5)和控制器(6)均通过机械接口(16)安装在内表面结构板(13)上，温度传感器(4)用于测量内表面结构板(13)的温度，测量结果通过信号接口(14)提供给控制器(6);控制器(6)根据温度传感器(4)测量的温度变化控制驱动线圈(5)中的电流形成行波磁场，产生电磁力驱动磁流体管路(2)中的磁流体(3)流动。2.根据权利要求1所述的一种模块化的一体化卫星多功能结构，其特征在于:所述磁流体管路(2)的上下两部分中的磁流体(3)的流动方向相反。3.根据权利要求1或2所述的一种模块化的一体化卫星多功能结构，其特征在于:所述磁流体管路(2)的上下两部分中的磁流体(3)的流速相同时，实现所述一体化卫星多功能结构的散热;所述磁流体管路(2)的上下两部分中的磁流体(3)的流速不相同时，实现所述一体化卫星多功能结构散热的同时，也实现所述一体化卫星多功能结构的姿态控制。4.根据权利要求1所述的一种模块化的一体化卫星多功能结构，其特征在于:所述内表面结构板(13)上的电源接口(15)用于给驱动线圈(5)、控制器(6)和有效载荷供电，外表面结构板(11)上的电源接口( 15)用于连接外部电源。5.根据权利要求4所述的一种模块化的一体化卫星多功能结构，其特征在于:所述外部电源为太阳翼或者表面贴装太阳能电池阵。6.根据权利要求1所述的一种模块化的一体化卫星多功能结构，其特征在于:所述模块化3D结构(I)和磁流体管路(2)为一体成型，采用增材制造方式制造。7.根据权利要求6所述的一种模块化的一体化卫星多功能结构，其特征在于:所述模块化3D结构(I)和磁流体管路(2)采用3D打印方式制造。8.根据权利要求1所述的一种模块化的一体化卫星多功能结构，其特征在于:所述外表面结构板(11)、金属蜂窝(12)和内表面结构板(13)采用铝合金材质。9.一种模块化的一体化卫星多功能结构聚合体，其特征在于:包括多个所述模块化的机电热气及控制一体化卫星多功能结构，相邻两个所述模块化的机电热气及控制一体化卫星多功能结构通过外表面结构板(11)上的机械接口( 16)连接在一起。
【文档编号】B64G1/24GK105923171SQ201610339110
【公开日】2016年9月7日
【申请日】2016年5月19日
【发明人】宋坚, 范春石, 范达, 贺杨, 张南
【申请人】中国空间技术研究院