一种魔方式的模块化卫星的制作方法

本发明涉及一种模块化卫星，尤其涉及一种魔方式的模块化卫星。

背景技术：

由于微型航天器的主要特点是有效载荷系统种类繁多和卫星任务要求灵活多样，因此仍沿用传统的航天器设计方式，有效载荷系统就必须适应平台的约束，不能充分发挥微型航天器快速、灵活、适应性强的特点。而对于微型航天器而言，模块化卫星在空间系统如何实现快速构建与恢复、卫星在轨维修与功能扩展以及支持地面信息快速响应的战术卫星等领域，都具有十分重要的意义。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是需要提供一种灵活且有效的小型化的模块化卫星，并实现在不同条件下其热控表面的合理配置。

对此，本发明提供一种魔方式的模块化卫星，包括中心转轴和N³-(N-2)³个魔方块，N为自然数，N≥2，每一个魔方块均设置有独立的航天器的功能模块；其中，所述魔方块包括面中心魔方块、棱面中心魔方块和边角魔方块，所述面中心魔方块的内侧面设置有第一弧面凹槽，所述面中心魔方块通过第一弧面凹槽与所述中心转轴转动连接；所述棱面中心魔方块的内侧面设置有第二弧面凹槽，所述棱面中心魔方块通过第二弧面凹槽滑动安装于所述面中心魔方块的四周；所述边角魔方块的内侧面设置有第三弧面凹槽，所述边角魔方块通过第三弧面凹槽滑动安装于所述棱面中心魔方块之间的边角位置。

本发明的进一步改进在于，每一个魔方块中均设置有机电接口、热控接口和数据接口。

本发明的进一步改进在于，所述第一弧面凹槽、第二弧面凹槽和第三弧面凹槽共同组装成一个球形凹槽体。

本发明的进一步改进在于，所述魔方块包括结构受力壁板，所述结构受力壁板采用导热材料制成或在结构受力壁板上集成热控制部件，所述热控制部件包括微型热管和/或微槽道流体回路，所述功能模块的电子设备集成在所述结构受力壁板上，所述电子设备安装面上涂抹有导热填料，所述导热填料包括导热硅脂、铟箔和石墨烯中的至少一种。

本发明的进一步改进在于，所述航天器的功能模块包括姿控系统、数传系统、测控系统、电源系统、计算机系统和载荷系统中的任意一种。

本发明的进一步改进在于，所述姿控系统设置于所述面中心魔方块和/或边角魔方块中。

本发明的进一步改进在于，设置于所述边角魔方块中的姿控系统包括星敏感器、磁强计和磁力矩器中的至少一种，设置于所述面中心魔方块中的姿控系统包括太阳敏感器和光纤陀螺仪中的至少一种；所述数传系统、测控系统和电源系统设置于所述棱面中心魔方块中，所述计算机系统设置于所述面中心魔方块中，所述载荷系统设置于所述棱面中心魔方块和/或边角魔方块中。

本发明的进一步改进在于，所述面中心魔方块的一个外表面设置有对外热辐射构件，所述棱面中心魔方块的两个外表面分别设置有对外热辐射构件，所述边角魔方块的三个外表面分别设置有对外热辐射构件，所述对外热辐射构件包括散热面热控涂层、热控隔热组件和太阳电池片中的任意一种。

本发明的进一步改进在于，当所述魔方块的功能模块温度高于预设上限时，通过电机驱动所述模块化卫星转动，进而使得功能模块温度高于预设上限的魔方块外表面中的散热面指向对天面；当所述魔方块的功能模块温度低于预设下限时，通过电机驱动所述模块化卫星转动，进而使得功能模块温度低于预设下限的魔方块外表面中的散热面指向对地面或使得其散热面与太阳光成预设夹角。

本发明的进一步改进在于，若魔方块的外表面贴有太阳电池片，当模块化卫星能源低于能源预设值时，增加魔方块外表面的太阳电池片的数量，并控制太阳电池片指向太阳。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：充分利用标准化和模块化的设计，实现不同功能模块之间的在魔方块中的组合和替换，同时有利于实现在轨维修维护和功能扩展；本发明所述模块化卫星采用了魔方式的结构特征，也能够使得所述模块化卫星能根据实际在轨需要灵活地针对不同的魔方块表面指向进行适应性配置，进而满足其热控需求、姿态需求和能源需求等；另外，本发明通过合理的结构实际，还能够有效减轻所述模块化卫星的重量，有效减少所需要引入的额外的热控措施。

附图说明

图1是本发明一种实施例中魔方块的功能模块的设置位置示意图；

图2是本发明一种实施例中一部分魔方块的对外热辐射构件的设置位置示意图；

图3是本发明一种实施例中另一部分魔方块的对外热辐射构件的设置位置示意图。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明的较优的实施例作进一步的详细说明。

本例提供一种魔方式的模块化卫星，包括中心转轴和N³-(N-2)³个魔方块，N为自然数，N≥2，每一个魔方块均设置有独立的航天器的功能模块；其中，所述魔方块包括面中心魔方块、棱面中心魔方块和边角魔方块，所述面中心魔方块的内侧面设置有第一弧面凹槽，所述面中心魔方块通过第一弧面凹槽与所述中心转轴转动连接；所述棱面中心魔方块的内侧面设置有第二弧面凹槽，所述棱面中心魔方块通过第二弧面凹槽滑动安装于所述面中心魔方块的四周；所述边角魔方块的内侧面设置有第三弧面凹槽，所述边角魔方块通过第三弧面凹槽滑动安装于所述棱面中心魔方块之间的边角位置。本例优选以N为3为例。

如图1至图3所示，本例所述模块化卫星的整个结构组装起来之后，实际上就相当于是一个N×N×N的魔方体，这个N×N×N魔方体共有N³-(N-2)³个魔方块，根据位置的不同，将不同的魔方块分为面中心魔方块、棱面中心魔方块和边角魔方块，所述面中心魔方块为魔方体每一个面上的中间的魔方块，所述棱面中心魔方块为魔方体上每一条棱边中间的魔方块，所述边角魔方块为分布于所述魔方体边角位置的魔方块。

为了实现微型航天器的柔性化设计，本例采用模块化设计的方法来有效地实现小型化卫星的柔性化设计，通过魔方式的模块化卫星针对任务的多样性要求，灵活、快速地进行所述模块化卫星的配置。

本例把航天器现有的各个分系统拆解成若干物理独立且功能独立的功能模块，每一个功能模块都单独组装在一个魔方块内，每一个魔方块都采用标准化的机电接口、热控接口和数据接口，进而独立工作也能满足航天的机、电、热和数据传输需求；所有功能模块所在的魔方块共同组装成N阶魔方体，进而实现航天器整体功能，满足多任务航天器设计要求；也就是说，本例将模块化卫星的每一个功能模块都进行了独立的模块化设计，并封装在魔方体的单个魔方块里，利用电机等驱动装置驱动魔方块的转动，进而就能够实现不同条件下魔方式的模块化卫星外表面部分设备的目标定向和热控表面的合理配置。

本例所述第一弧面凹槽、第二弧面凹槽和第三弧面凹槽共同组装成一个球形凹槽体，也就是说，所述面中心魔方块、棱面中心魔方块和边角魔方块的内侧面其实是一个可滑动连接的球体结构，该球体结构与所述中心转轴活动连接，进而使得所述模块化卫星能根据实际在轨需要灵活地针对不同的魔方块表面指向进行适应性配置，进而满足其热控需求、姿态需求和能源需求等。所述棱面中心魔方块通过第二弧面凹槽实现固定安装和沿所述第二弧面凹槽实现滑动；所述边角魔方块通过第三弧面凹槽滑动实现固定安装和沿所述第三弧面凹槽实现滑动。

如图1至图3所示，以3×3×3的魔方式的模块化卫星为例，所述模块化卫星的中心转轴是六面都连接有中心轴的万向转动构件(万向转动节)，万向转动构件的中心装有电机，通过电机可驱动万向转动构件绕魔方体的X轴、Y轴和Z轴转动，也可驱动分别与六个面中心魔方块连接的六根中心轴独立转动。3×3×3魔方卫星含有6个魔方面，其中面中心魔方块(心块)有6个、棱面中心魔方块(边块)有12个、边角魔方块(角块)有8个。根据面中心魔方块、棱面中心魔方块和边角魔方块的不同，所述模块化卫星的不同模块构型有一定适应性变化，其适应性变化与玩具魔方基本一致。其中，面中心魔方块和中心转轴连接在一起，可以绕中心转轴自由转动，所述面中心魔方块的结构略呈长方体，该面中心魔方块的外表面是一个正方形，该面中心魔方块的内侧面上设置有第一弧面凹槽。棱面中心魔方块的外表面是两个正方形，所述棱面中心魔方块内侧面的一条边上设置有一个长方体形状的第二安装部，长方体的第二安装部的表面上也设置有第二弧面凹槽。边角魔方块的外表面是三个正方体，边角魔方块的内角上设置有一个立方体形状的第三安装部，立方体形状的的第三安装部上也设置有第三弧面凹槽。所述棱面中心魔方块内侧面的长方体形状的第二安装部和边角魔方块的内角上的立方体形状的第三安装部均用于实现安装和固定，所述第一弧面凹槽、第二弧面凹槽和第三弧面凹槽共同组装成一个球形凹槽体，边块和角块可沿着凹槽滑动，所述棱面中心魔方块通过第二弧面凹槽实现固定安装和沿所述第二弧面凹槽实现滑动；所述边角魔方块通过第三弧面凹槽滑动实现固定安装和沿所述第三弧面凹槽实现滑动，进而使得所述模块化卫星的适应性配置能够更加灵活多变，降低了驱动难度。

本例所述魔方块包括结构受力壁板、铜/聚酞亚胺柔性电路、多芯片组件接插件以及用于电磁屏蔽和保护的成型盖板，所述结构受力壁板采用高导热材料制成或在结构受力壁板上集成热控制部件，所述热控制部件包括微型热管和/或微槽道流体回路，所述功能模块的高功率电子设备集成在所述结构受力壁板上，所述高功率电子设备安装面上涂抹有导热填料，所述导热填料包括导热硅脂、铟箔和石墨烯中的至少一种。

其中，高功率密度的电子设备集成到所述魔方块的结构受力壁板上。结构受力壁板采用高导热系数的导热材料制成，所述高导热系数的导热材料包括碳纤维—碳复合材料或碳泡沫材料等，也可在结构受力壁板上集成微型热管和微槽道流体回路等热控制部件，进而增强受力壁板的有效导热能力。在电子设备的安装面和电子设备与其他结构之间的接触面上涂抹高导热性能的导热填料，所述导热填料包括导热硅脂、铟箔和石墨烯等，进而能够减小电子设备安装面的接触热阻。以上各种措施都能够为电子设备向空间散热提供一条尽可能低的热阻通路。

如图1所示，本例所述航天器的每一个功能模块均包括姿控系统、数传系统、测控系统、电源系统、计算机系统和载荷系统中的任意一种；所述姿控系统设置于所述面中心魔方块和/或边角魔方块等较少转动的魔方块中，其中，设置于所述边角魔方块中的姿控系统包括星敏感器、磁强计和磁力矩器中，设置于所述面中心魔方块中的姿控系统包括太阳敏感器和光纤陀螺仪中的至少一种。图1中，姿控指的是姿控系统，数传指的是数传系统，测控指的是测控系统，电源指的是电源系统，计算机指的是计算机系统，载荷指的是载荷系统，这几个系统都是模块化卫星中包括的分系统，本例对各个分系统进行了独立的模块化设计。

模块化卫星一般可分为姿控系统、数传系统、测控系统、电源系统、计算机系统、载荷系统、热控系统、结构系统和轨道等几大分系统。通常，轨道没有硬件设备，热控系统和结构系统需要分散到其他的各个功能模块上。以3×3×3的3阶魔方卫星为例，共有26个功能模块对应的魔方块，可按图1进行设计，当然，在实际应用中，可以根据实际需要对魔方块中的功能模块进行调整和更换。图1中，姿控系统一部分设置在边角魔方块中，这部分主要包含星敏感器、磁强计和磁力矩器等，另一部分在面中心魔方块中，主要包含太阳敏感器和光纤陀螺等，这样设置的原因在于，所述姿控系统所在功能模块需要的转动较少；为体现魔方式的模块化卫星在热控上的优越性，一般将热耗波动较大或工作模式较多的功能模块置于所述边角魔方块上，如只有短期工作的载荷系统等。需要说明的是，图1只是针对热控需要进行举例说明的一种优选方案，具体设计时可灵活布置。

由于光学设备、测控系统的测控天线、数传系统中的数传天线和载荷系统的载荷天线工作时有严格的指向性要求，魔方式的模块化卫星可在不进行姿态调整或不进行大幅度姿态调整的条件下，通过电机驱动中心轴转动调整模块化卫星的每一个魔方块处于舱外的外表面的执行，进而实现光学设备、测控系统的测控天线、数传系统中的数传天线和载荷系统的载荷天线等设备的定向调整。如通过数传系统进行数据传输时，需要数传天线对地定向，则可通过魔方块的转动将数传天线安装面转到对地面。

本例所述面中心魔方块的一个外表面设置有对外热辐射构件，所述棱面中心魔方块的两个外表面分别设置有对外热辐射构件，所述边角魔方块的三个外表面分别设置有对外热辐射构件，所述对外热辐射构件包括散热面热控涂层、热控隔热组件和太阳电池片中的任意一种。所述热控隔热组件优选为热控多层隔热组件。

如图2和图3所示，每个功能模块均可以进行独立的热控设计；在这里，仍以3阶魔方式的模块化卫星为例，每个面中心魔方块只有一面可见，即处于此位置的功能模块只有一面可以进行有效的对外热辐射设计；每个棱面中心魔方块有两面可见，两面可采取相同或不同的对外热辐射设计；每个边角魔方块有三面可见，三面可采取相同或不同的对外热辐射设计。图2和图3中，散热面指的是散热面热控涂层，多层指的是热控隔热组件，热控隔热组件也称多层隔热组件或热控多层隔热组件，电池片指的是太阳电池片；图2和图3显示了一种优化的表面热控设计状态，在实际应用中，可根据实际需要进行灵活布置。

本例当所述魔方块的功能模块温度高于预设上限时，通过电机驱动所述模块化卫星转动，进而使得功能模块温度高于预设上限的魔方块外表面的散热面指向对天面；当所述魔方块的功能模块温度低于预设下限时，通过电机驱动所述模块化卫星转动，进而使得功能模块温度低于预设下限的魔方块外表面的散热面指向对地面或使得其外表面与太阳光成预设夹角。所述预设上限、预设下限和预设夹角均可以根据实际需要进行自定义设置和调整，也可以采用默认值。

若魔方块的外表面贴有太阳电池片，当模块化卫星能源低于能源预设值时，增加魔方块外表面的太阳电池片的数量，并控制太阳电池片指向太阳。所述能源预设值可以根据实际需要进行自定义设置和调整，也可以采用默认值；比如，当模块化微信能源不足时，通过增加魔方块外表面的太阳电池片的数量，并使得太阳电池片指向太阳以实现功能；当太阳电池片指向地面或是远离(不见)太阳时，该设置有太阳电池片的魔方块的外表面为散热面。

在轨时，本例可不进行姿态调整，利用电机驱动机械装置使魔方块绕中心转轴转动，实现各种条件下，所述魔方式的模块化卫星的不同魔方块上的热控表面在空间的合理指向配置。如在常规的三轴稳定时，在某功能模块温度较高时，可通过几次魔方体的内部转动，将其散热面指向对天面；在某功能模块温度较低时，可通过几次魔方体的内部转动，将其散热面指向对地面，或使该散热面与太阳光成一合理夹角。贴装太阳电池片的表面，当其不见太阳时是散热面，指向太阳时可为整星供能，当整星能源不足时，可通过调整功能模块的布置使更多的电池片面指向太阳。总之，在轨可根据实际需求，通过电机驱动中心转轴转动调整所述魔方式的模块化卫星的每一个功能那个模块处于舱外的面的指向。

本例充分利用标准化和模块化的设计，实现不同功能模块之间的在魔方块中的组合和替换，同时有利于实现在轨维修维护和功能扩展；本发明所述模块化卫星采用了魔方式的结构特征，也能够使得所述模块化卫星能根据实际在轨需要灵活地针对不同的魔方块表面指向进行适应性配置，进而满足其热控需求、姿态需求和能源需求等；另外，本例通过合理的结构热控多功能一体化设计，还能够有效减轻所述模块化卫星的重量，有效减少所需要引入的额外的热控措施。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。