一种基于周边桁架式天线的一体化可展开卫星的制作方法

本发明属于卫星总体设计技术领域，具体涉及一种基于周边桁架式天线的一体化可展开卫星。

背景技术

卫星构形是指卫星整体基本的空间构架和形式，满足研制、发射、运行到返回(对返回式卫星)的卫星整个生命周期内不同要求的总体空间布局、形状与外廓尺寸等。卫星构形的设计主要受几个因素的约束：有效载荷、轨道特性、姿态控制方式和运载火箭等。其中，有效载荷是其主导因素，卫星的构形必须以满足有效载荷的要求为前提。

在当前的卫星构形设计中，仍然是载荷与平台独立设计的局面，通常是选择某一平台，以此平台结构为主体，明确载荷与平台的接口界面后，将微波载荷天线安装到平台结构上。如中大型卫星相关的专利[一种低轨遥感卫星的构型及其安装方法cn102372092a]、[装载双反射面大型可展开天线的卫星构型cn105501471a]以及微小卫星[八边形体装电池阵立柱式微小卫星构型cn102009746a]都体现出这种思想。卫星的平台与微波载荷天线存在明显的界面，甚至为了分工的需要，将平台与微波载荷天线进行分割。这种对于大部分卫星是适用的，但对于某些载荷天线，结构形式发生了变化，如果仍然采用传统的平台与载荷舱的模式，使得卫星构形的设计质量不高，如载重比不高，结构效率低下，优化空间有限。尤其是对微波载荷周边桁架式天线，尺寸较大，为大型柔性体，传统方式是馈源阵在平台上，通过大型展开机构将天线反射面展出。天线反射面相比平台很大，而且整星的惯量也非常大，大型载荷与小型平台的不协调性，如机动，控制小平台来调整大型载荷会带来一系列类似天线波束指向等稳定性问题。控制难度大和控制链路复杂(通过平台来满足载荷需求)，尤其是大型展开式载荷。在同时具有天线和太阳电池阵这两种大尺寸柔性部件的情况下上实现整星的高精度姿态控制是卫星构形设计的难点。总体构形方面需要通过一体化设计来减少冗余结构，缩短传力路径，减少柔性部件。以载荷天线、太阳电池阵为核心，部分嵌入卫星平台内部，加强刚性支撑；将星敏、光纤陀螺等姿态测量设备直接安装在载荷主承力结构上以保证姿态测量的基准与载荷的基准很好的统一，缩短姿态测量与载荷坐标系之间的转换误差传递链，避免平台的结构变形和温控带来的不利影响，提高卫星的定位精度。

对于周边桁架式天线而言，由于sar侦察或成像的需要，通常天线的口径较大。因此，考载荷平台一体化设计，围绕周边桁架式天线进行平台结构设计，使整星做到结构紧凑、轻巧，提高整星的敏捷、机动性能以及稳定性，降低分系统的研制难度，节约成本。在《spacecraftantennasandbeamsteeringmethodsforsatellitecommunicationsystem》(unitedstatespatent，patentnumber:5642122)中，体现了一个类似的想法，不过，重点是针对通讯需求，而不是卫星构形设计，而且天线体制、天线形式、天线结构以及展开设计有着极大区别，可实现性极差。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明的目的是提供一种基于周边桁架式天线的一体化可展开卫星，可保证卫星发射状态时具备稳定的力学性能，为卫星设备的布局和安装提供充分空间，还可充分利用运载火箭净空间包络。

一种基于周边桁架式天线的一体化可展开卫星，包括周边桁架式天线，以及以收拢状态下的周边桁架式天线为中心并在其外侧围成空心圆柱状结构的至少两个设备舱；

其中一个设备舱作为馈源舱，用于安装所述周边桁架式天线的馈源阵；所述馈源舱通过展开机构与所述周边桁架式天线连接；其它设备舱与所述周边桁架式天线的反射面固连。

进一步的，还包括对接段，用于将所述空心圆柱状结构的一端连接到运载火箭的接口上。

较佳的，所述设备舱的数量为3-6个。

较佳的，所述卫星的太阳翼选用柔性太阳翼，与设备舱的外表面共形并安装。

本发明具有如下有益效果：

本发明的一种基于周边桁架式天线的一体化可展开卫星，改变了传统“搭积木”式的平台结构和载荷舱结构串联固定模式。围绕周边桁架式天线本身的结构特点，采用并联模式实现平台载荷结构的一体化可展开设计。体现在以周边桁架式天线为中心，周边一圈形成封闭式结构，作为承力主结构和设备舱；既保证了发射状态时具备稳定的力学性能，封闭形成的空间又构成“舱”，为设备的布局和安装提供了空间，而且圆形舱体结构不仅与周边桁架式天线共形，也与运载火箭整流罩共形，可充分利用运载火箭净空间包络；此外，圆形舱体结构还具备高度方向的扩展空间，同运载火箭建立良好的接口条件。

附图说明

图1为本发明的一体化卫星的收拢状态结构示意图；

图2为本发明的一体化卫星的收拢状态结构分解示意图；

图3为本发明的一体化卫星在轨展开状态示意图；

图4为本发明的一体化卫星的设计流程图；

其中：1-周边桁架式天线，2-设备舱，3-对接段，4-太阳翼，5-测控天线，6-gps天线，11-天线反射面，12-天线馈源阵，13-展开机构。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

对于以周边桁架式天线1为载荷的微波卫星，考虑到其收拢和展开状态为圆柱形包络，展开过程向外拓展。因此，本发明充分利用载荷收拢与展开的圆柱形包络特点，将串联固定式的平台结构改为并联式的可展开平台结构，实现周边桁架式天线1与平台结构的高度一体化可展开融合设计。

根据设备布局需求，对结构进行改进设计，增加接口，如天线馈源阵12与天线反射面在轨需要保持相对位置关系，将展开机构13内嵌到馈源舱。不同于以往馈源阵固定在星本体上，天线反射面通过复杂的方式展开；本发明的在轨展开是以天线反射面作为主体，将馈源阵(包含在馈源舱中)展出。太阳电池阵则采用柔性太阳翼4，可弯曲紧贴在圆形舱体表面，充分利用星表圆形面积。另一方面，在轨展开后，平台结构(舱体)与周边桁架式天线反射面11紧密耦合，分布式均匀布局，有利于整个天线反射面(大惯性体和大柔性体)的姿态机动。此外，围绕周边桁架式天线反射面11的分布式平台结构(舱体)，平台本身受周边桁架式天线反射面11空间约束低，星表设备(尤其是敏感器和天线)布局自由度非常高，改变了传统大载荷对小平台上星表设备近距离的布局影响。

附图1是本发明收拢状态的卫星构形示意图，以周边桁架式天线1为中心形成的圆形一体化并联拼接式平台结构，圆形一体化平台结构与变口径对接段3连接，建立与运载的接口；

附图2是本发明收拢状态的卫星构形分解示意图，卫星由周边桁架式天线1、3个设备舱2、1个馈源舱及其展开机构13、双太阳翼4、对接段3以及若干天线组成；

附图3是本发明展开状态的构形示意图，收拢的周边桁架式天线1展开后，形成一个以周边桁架式结构为主体、金属网为反射面的大型天线，天线反射面分布3个设备舱2，馈源舱则通过展开机构13与天线反射面保持一定的位置关系。

本发明提供了一种基于周边桁架式天线1的一体化可展开卫星构形设计，能对以周边桁架式天线1为主载荷的卫星开展一体化构形设计。构形设计流程如图4所示，但本发明不对任务需求、约束条件(运载火箭和轨道要求等)作详细分析，对微波天线体制直接选择本发明考虑的周边桁架式天线反射面体制。下面主要对本发明的特点进行详细的描述。步骤如下：

总体构形形式。根据运载火箭整流罩约束，充分利用整流罩净包络空间，进行计算，明确可用的内径大小。根据周边桁架式天线反射面11收拢直径，划分空心圆柱的包络。考虑到圆柱形是一个稳定结构，具备较好的横向抗力学特性，在发射状态，整个一体化结构横向基频能够更好地适应运载火箭的动力学环境。因此，将围绕周边桁架式天线反射面11的空心圆柱作为一个整体的平台结构进行一体化设计，保证结构上的连续性。同时，考虑周边桁架式天线反射面11展开后的构形，可将空心圆柱平台结构设计为可展开式的，空心圆柱平台结构可分为3～6个模块化舱体结构，考虑到模块化舱体结构、舱体设备布局空间、多舱体结构之间连接的复杂性、展开的便利性，选用3～4个舱体较为合适，本发明采用4个舱体，如图1所示。

周边桁架式天线1展开设计。天线馈源阵12与天线反射面在轨工作需要保持相对位置关系，围绕周边桁架式天线11反射面的4个舱体，3个舱体与周边桁架式天线反射面11一起展开，1个舱体设置为天线馈源舱，将馈源阵内嵌到馈源舱，在轨展开将馈源舱整体展出。根据周边桁架式天线1的精度要求，设计铰链展开机构13。铰链展开机构13需要同时满足发射时锁定、入轨后展开。

与运载的接口设计。以周边桁架式天线反射面11的空心圆柱作为一个整体结构，采用圆形变口径对接段3，作为运载火箭与卫星之间的过渡连接结构，实现运载火箭圆形接口与圆柱底面接口的对接。整体式的空心圆柱下端面与对接段3上端面相连，最终集中在相交的八点上(每个舱体两侧和内部有一个纵向的整体隔板)，传向对接段3。因此，空心圆柱下端面与对接段3上端面的连接是关键，采用八点传力，是一种稳定的传力形式。不仅能满足发射状态，而且能满足入轨后分离。

太阳翼布局设计。太阳翼采用柔性可弯曲结构，发射状态利用空心圆柱外面，作为太阳翼4的安装固定面。连接点可直接利用设备舱2体的纵向和横向框架结构，此处的刚度较高，力学环境较好，有利于发射状态。入轨后柔性太阳翼4先展开、锁定，柔性太阳翼4与舱体之间形成连接关系。

设备布局。星内设备主要依附于平台结构舱体，空心圆柱平台结构划分的4个舱体，各舱体可进行模块化设计，其中1个作为馈源舱(天线馈源阵12的模块化舱体，布局馈源阵和相关电子设备)，其余可根据需求设置电源模块舱、控制模块舱和推进模块舱等或1个舱体内部的模块化。星表设备则由于平台结构舱体(收拢和展开状态)受周边桁架式天线反射面11空间约束低，布局自由度非常高，尤其是敏感器和测控天线5、gps天线6等，可灵活用于敏感器和测控数传天线等要求视场的设备布局。

对以周边桁架式天线1为中心建立的空心圆柱主体结构进行优化设计。通过前述步骤初步确定卫星的构形布局，然后建立整星的结构动力学模型，进行发射状态的结构静力学和动力学分析，尤其是通过动力学分析，获得一体化结构的刚度等是否满足要求，主传力路径设计是否合理，再进行优化改进。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。