小型板件式航天器的制造方法
【专利摘要】本发明提供了一种小型板件式航天器，包括主体结构板、内部功能元件板、内部隔板与外部功能元件，所述的主体结构板为正方形板件，相对的两组边框中间分别有凸起结构和凹进结构，一侧为封闭平面；所述的凹进结构和凸起结构能够通过圆头弹簧钉和连接杆连接；所述的内部隔板内嵌于主体结构板中，固定内部功能元件板，并使各内部功能元件板之间相互连通；所述的外部功能元件与主体结构板固定。本发明能够实现航天器内部元件的可替换，减小集成扩展时存在的非必要性元件，降低对机械臂的控制要求，提高小型航天器空间操作性。
【专利说明】小型板件式航天器
【技术领域】
[0001 ] 本发明涉及一种板件式航天器。
【背景技术】
[0002]航天器体积和质量的大型化、功能的复杂化，已导致航天器的研制、开发、生产、发射、运行和维护费用迅速膨胀，同时技术上的可靠性和管理上的安全性下降，使失效率增大。而小型航天器以适应性强、可移动、可组合应用等特点成为研究热点，以小卫星为基础，集群实现多功能平台搭建及以小卫星为对象的空间在轨操作都得到了广泛的关注。相比于大型航天器小型航天器更注重于多功能性，部件可替换性，及可集成拓展能力。
[0003]现有航天器主要利用螺钉螺母进行拼装固定，进行空间操作时机械臂转动机动，内部功能元件通过穿孔板固定或利用航天器结构隔板将航天器内部分成独立小空间以放置功能元件。航天器地面组装完毕之后不能更换内部部件，航天器功能确定。可集群、聚合的小型航天器多采用模块搭建方式集成，模块均已经封装，每个模块具有独立的结构与功能元件，模块之间通过杆件与螺钉螺母形成物理连接，模块内部元件不能替换，模块功能固定。多模块拼接时存在由非必要重复性结构引起的连接不紧凑。空间操作时模块分离与连接困难，对机械臂控制能力要求高。
[0004]因此，现有小型航天器具有功能单一，内部元件不可替换，集成时以杆件与螺钉螺母形成物理连接，对机械臂操作能力要求高，扩展时以具有完整结构与功能元件的模块为最小单元，对空间利用率低等局限。
【发明内容】
[0005]为了克服现有技术的不足，本发明提供一种板件式小型航天器，以实现航天器内部元件的可替换，减小集成扩展时存在的非必要性元件，降低对机械臂的控制要求，提高小型航天器空间操作性。
[0006]本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括主体结构板、内部功能元件板、内部隔板与外部功能元件；
[0007]所述的主体结构板包括顶板、顶板连接板和中间连接板；所述的顶板为正方形板件，相对的一组边框中间朝向顶板一侧为凸起结构，另一组相对的边框中间朝向顶板一侧为凹进结构，所述的凸起结构可与凹进结构扣合，顶板的另一侧为封闭平面，所述的边框内置通信与供能接口 ；所述的顶板连接板的三个边框及封闭平面与顶板相同，另一边框中间的凸起结构或凹进结构沿顶板连接板的平面方向向外平移一个边框的距离；所述的中间连接板的一组相对边框及封闭平面与顶板相同，另一组凸起结构或凹进结构沿中间连接板的平面方向向外平移一个边框的距离；
[0008]所述的凹进结构的内侧壁上开有圆头弹簧钉固定孔和连接杆固定孔，所述的凸起结构上安装有圆头弹簧钉、连接杆和控制与驱动元件，圆头弹簧钉和连接杆能够伸入圆头弹簧钉固定孔和连接杆固定孔内；所述的控制与驱动元件受到星载计算机控制，驱动连接杆伸入或脱出连接杆固定孔；
[0009]所述的内部隔板为正方形或长方形板件，带有插槽与通信及供能接口，可内嵌于主体结构板中，固定内部功能元件板，并使各内部功能元件板之间相互连通；所述的外部功能元件与主体结构板固定。
[0010]本发明的有益效果是:板件式小型航天器可进行多种空间操作。进行在轨空间操作前要求操作平台与目标航天器建立通信链路。由相同基础板构成的板件式航天器间的集成时，将现有两航天器看作航天器模块，将需要集成两航天器基中一个顶板拆离，另一个底板拆离。由星载计算机与平台计算机控制平台与航天器接近，由平台计算机控制机械臂，逐步更换航天器侧板，使两航天器模块侧板连接部匹配，由平台机械臂操作，使两航天器扣合。由星载计算机控制形成连接，实现两航天器集成。以由同组基础板构成的航天器为基础进行构型扩展时，拆除底板，将与底板相连板块逐步更换为具有水平连接能力的基础板，扣合完成之后安装底板进行封装。正方体航天器扩展为1:1:2长方体航天器，拆除底板后将侧板逐一更换为顶板连接板，取与之匹配的顶板连接板将侧面扩展为两块基础板。正方体扩展为1:1:3及更长的长方体时操作与1:1:2类似，侧板由三块及三块以上基础板构成，其中加入中间连接板。航天器内部功能板件更换，航天器与操作平台靠近后由操作平台机械臂拆除需更换功能板件相连的一块侧板，将需更换功能板抽出并插入新功能板，将原侧板安装回航天器，形成稳定连接，完成操作。
【专利附图】
【附图说明】
[0011]图1是连接件示意图；
[0012]图2是基础结构板示意图；
[0013]图3是基础板件连接方式不意图；
[0014]图4是航天器主体拼接示意图；
[0015]图5是内部隔板示意图；
[0016]图6是功能板件安装示意图；
[0017]图中，1为顶板,2与3为顶板连接板,4与5为中间连接板。
【具体实施方式】
[0018]下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。
[0019]以小型航天器应用需求为依据，提出一种以板件式结构为主的小型航天器。板件式小型航天器主要由四部分构成:主体结构板、内部功能元件板、内部隔板与外部功能结构。以固定基础构件，更换个性化功能性板块为基本思路，实现小型航天器的多功能化。利用积木拼装原理实现主体结构板之间的拼装，并提出一种不使用螺钉螺母的连接件以实现板件间的固定。利用结构板的外形特点，实现航天器主体结构的在轨拼接，以使小型航天器具备一定的在轨集成、变形、自主扩展能力，从而实现航天器在轨操作的灵活性与多样性。同时考虑空间操作的可行性。
[0020]利用积木拼装原理进行主体结构拼装。以五种不同构形的基础结构板:顶板、顶板连接板(两种)、中间连接板(两种)为基础板，可实现正方体航天器构型，以其顶板为底面，高不受限的长方体航天器的构型。基础板为五种时，顶板可作为顶面与底面，为正方形板件，四边有凹凸结构，对边结构完全相同且与邻边不同。一组对边中间为凸起结构，另一组对边与之对应中间为凹进结构，两相同板件拼装时凸起部分可与凹进部外形扣合。凹凸结构垂直于板件平面，且位于板件的一面，板件另一面为封闭平面。基础板件边框内置通信与供能接口，使基础结构板件之间可实现连通。顶板连接板由顶板变形得到。顶板四个边中三个边与顶板结构相同，另一边分为两种设计以进行水平连接。一种为边框中间有一沿平面方向水平凸起，凸起尺寸与垂直情况相同，保持一组对边同为凸起设计或凹进设计。另一种为边框中间有一沿平面方向的水平凹进部，可与沿平面凸起外形扣合。中间连接板将顶板的一组对边设计保留，另一组对边变为沿平面的水平凸起或凹进结构，使中间连接板的对边具有相同结构，且与邻边结构不同。拼装时六块相同的顶板可构成正方体航天器，长宽高之比为1:1:2时长方体侧面由两块顶板连接板拼装得到。当长方体高度之比大于3时长方体侧面加入中间连接板。由于板件本身的对称性，板件式航天器相互平行的两个面板件组成完全相同。
[0021]板件外形扣合之后利用一种无螺钉螺母的连接件连接。连接件由安装于板件凸起部分的圆头弹簧钉，连接杆，控制与驱动元件，位于凹进部分的圆头弹簧钉固定孔，连接杆固定孔组成。基础结构板上所有凸起部分与凹进部分均对应安装有连接件。非连接状态圆头弹簧钉弹簧自然伸长，连接杆收回。凸起部分向凹进部分运动，扣合不准时，圆头弹簧钉受力收回，当两部分扣合完成时圆头弹簧钉压缩量减小，伸入固定孔，起暂时固定作用，方便对接。基础板件内部具有信息链路接口，拼装完成后与星载计算机相连，内部控制元件与驱动元件均受到星载计算机控制。由星载计算机控制使连接杆伸入凹进部分中的固定孔，形成稳定连接。当星载计算机发出解除连接信号，连接杆收回，机械臂操作使两板件分离。
[0022]利用内部隔板固定各功能模块，并使各功能板件之间相互连通。内部隔板为正方形或长方形，带有插槽与通信及供能接口。内部隔板可内嵌于基础结构板中，利用结构板凹凸结构与封闭平面使内部隔板只具有一个自由度，插入功能板件后，内部隔板位置受到结构板与功能板限制，形成稳定连接。内部隔板固定方式不需要螺钉等连接件，安装与分解均只要求水平运动。隔板两插槽之间的距离根据性功能板件的高度，保守估计得到。天线，太阳能电池板等外部功能元件可提前与基本结构板固定，空间操作时不对外部功能元件单独进行操作。功能元件板以平行于顶板的方式安装，顶板与底板上不安装内部隔板。
[0023]图1为连接件示意图。圆头弹簧钉，固定杆，控制与驱动元件，安装于凸起部分，圆头弹簧钉固定孔，连接杆固定孔位于凹进部分。连接状态弹簧钉弹簧自然伸长，连接杆收回，位于凸起部内。连接时弹簧钉与连接杆分别伸入对应固定孔，形成稳定连接。图2是基础结构板示意图。以正方形为基础板件基本外形，方案中的基础结构板件有五种，I为顶板、2和3为顶板连接板、4和5为中间连接板。图3是基础板件连接方式示意图。板件间的连接方式可分为平面连接与重直连接。航天器拼装中平面内扩展由平面连接固定，相邻侧面之间的连接由垂直连接固定。所有板件均可形成垂直连接，中间板与顶板连接板可形成水平连接。对于正方体航天器，航天器大小为一个结构板件大小可利用六个相同的顶板进行拼接得到，其它航天器上底面与下底面为顶板，侧面与顶板相连的为顶板连接板，侧面中间部分为中间连接板。图4是航天器主体拼接示意图，图中为长宽高之比为1:1:3型小型板件式航天器，底面与顶面为顶板，正面与背面由上至下为3号顶板连接板，5号中间板，3号顶板连接板，侧面由上至下为2号顶板连接板，4号中间板，2号顶板连接板，相互平行的两平面板件组成完全相同。图5为内部隔板示意图，内部隔板为正方形或长方形，带有插槽与通信及供能接口，内嵌于基础结构板内，利用内部隔板中的插槽固定各功能板件。图6是功能板件安装示意图，将不同的功能单元固定在满足航天器结构要求的板件上，插入内部隔板插槽，通过内部隔板与结构板件实现不同元件板之间的连通。功能元件板平行于顶板与航天器侧面垂直。
[0024]以小型板件式航天器在轨操作中的故障功能板更换为例，对本发明的应用进行说明。由平台机械臂对板件式航天器进行故障功能元件板更换，操作步骤具体如下:
[0025](I)航天器星载计算机确定是否有功能板件故障并有更换需要，如有需要则与服务平台联系，并将需要目标板件编号传给服务航天器。由服务航天器确认是否可以响应要求，若不能响应返回请求失败信号，可以响应则返回接受请求信号，并进行下一步。
[0026](2)星载计算机的控制推力器使平台与航天器接近，并在满足服务平台机械臂操作要求的情况下稳定。服务航天器向目标航天器发送任务开始信号。
[0027](3)目标航天器收到信号，控制面向服务航天器的且与需要更换的功能板件相连的结构板连接部分中的固连接杆收回，并向服务航天器发送信号。
[0028](4)服务航天器控制机械臂抓捕目标结构板，平移使结构板使其与目标航天器分离并将结构板放置于服务机置物台上。
[0029](5)机械臂识别并抓捕目标功能板，移出功能板并放置于置物平台上。机械臂识别并抓捕新功能板，平移使其嵌入内隔板。
[0030](6)机械臂抓取服务机置物台上的航天器原结构板，使其与现有航天器结构件扣合，目标航天器控制锁式结构连接杆伸出实现稳定连接。
[0031](7)航天器与平台进行姿态与轨道机动使其按原轨道运行。
【权利要求】
1.一种小型板件式航天器，包括主体结构板、内部功能元件板、内部隔板与外部功能元件，其特征在于:所述的主体结构板包括顶板、顶板连接板和中间连接板；所述的顶板为正方形板件，相对的一组边框中间朝向顶板一侧为凸起结构，另一组相对的边框中间朝向顶板一侧为凹进结构，所述的凸起结构可与凹进结构扣合，顶板的另一侧为封闭平面，所述的边框内置通信与供能接口 ；所述的顶板连接板的三个边框及封闭平面与顶板相同，另一边框中间的凸起结构或凹进结构沿顶板连接板的平面方向向外平移一个边框的距离；所述的中间连接板的一组相对边框及封闭平面与顶板相同，另一组凸起结构或凹进结构沿中间连接板的平面方向向外平移一个边框的距离；所述的凹进结构的内侧壁上开有圆头弹簧钉固定孔和连接杆固定孔，所述的凸起结构上安装有圆头弹簧钉、连接杆和控制与驱动元件，圆头弹簧钉和连接杆能够伸入圆头弹簧钉固定孔和连接杆固定孔内；所述的控制与驱动元件受到星载计算机控制，驱动连接杆伸入或脱出连接杆固定孔；所述的内部隔板为正方形或长方形板件，带有插槽与通信及供能接口，可内嵌于主体结构板中，固定内部功能元件板，并使各内部功能元件板之间相互连通；所述的外部功能元件与主体结构板固定。
【文档编号】B64G1/22GK103434660SQ201310390864
【公开日】2013年12月11日 申请日期:2013年8月31日 优先权日:2013年8月31日
【发明者】岳晓奎, 王星又, 袁建平, 宁昕 申请人:西北工业大学