一种微卫星一体化总体构型的制作方法

本发明属于微小卫星总体结构设计领域。

背景技术：

微卫星具有体积小，重量轻，各分系统集成度高等特点，自主奔月微小卫星由于近月制动要求，需要携带较多燃料。同时要求微卫星具有较高的燃质比。

目前探月卫星的质量利用率低、研制周期长并且装配过程复杂；如何将微卫星总体构型进行优化创新设计，成为探月微卫星面临的关键问题；现有的小卫星采用蜂窝板结构形式已无法满足小于50kg以及无法满足能够自主奔月要求。

技术实现要素：

本发明的目的是为了解决现有的小卫星无法满足能够自主奔月要求以及卫星装配时间长的问题，提出了一种微卫星一体化总体构型。

本发明所述的一种微卫星一体化总体构型包括推进系统、太阳帆板、机箱和星箭分离体；

所述推进系统包括贮箱、推力器、承力筒和支架；

所述承力筒位于贮箱底部，推力器位于承力筒底部，三者为一体结构；

所述星箭分离体与承力筒对接，构成过渡结构；

所述机箱包括测控数传与荷载模块和综合电子与电源模块；

太阳帆板、测控数传与荷载模块和综合电子与电源模块分别通过支架连接在贮箱的周围；在组装时，太阳帆板、测控数传与荷载模块、综合电子与电源模块和星箭分离体单独装配；

测控数传与荷载模块与综合电子与电源模块自身分别以笼屉结构形式组装。

本发明的具有以下有益效果：

一、贮箱、推力器和承力筒的一体设计，并将贮箱作为卫星主承力结构，将卫星其他系统的设备和载荷安装在贮箱外围，去除现有卫星外舱板，极大的减少卫星质量和占用空间，使质量不大于50kg的微卫星具有自主奔月并且能够进入绕月轨道能力。

二：测控数传与荷载模块与综合电子与电源模块自身分别以笼屉结构形式组装，各分系统依然可以独立测试和装配；

现有的卫星单机机箱独立安装在卫星舱板内，占用空间，浪费质量，将各个分系统单机整合为笼屉结构，通过简单的串联方式组成具有独立功能的模块；卫星总装之前各分系统依然可以独立测试和装配。

三：卫星模块化快速集成设计，极大限度缩短了卫星总装集成时间；

将卫星进行模块化设计，太阳帆板、测控数传与荷载模块、综合电子与电源模块以及星箭分离体可并行独立装配，极大限度缩短了卫星总装集成时间。

本发明所述的微卫星一体化总体构型适用于探月卫星。

附图说明

图1为具体实施方式一所述的一种微卫星一体化总体构型组装之前的结构示意图；

图2为具体实施方式一中推进系统的结构示意图；

图3为具体实施方式一所述的一种微卫星一体化总体构型组装后但不包括星箭分离体的结构示意图；

图4为具体实施方式一中微卫星一体化总体构型的一阶y向弯曲模态结构示意图；其中，沿箭头指示的方向颜色渐变；

图5为具体实施方式一中微卫星一体化总体构型的一阶z向弯曲模态结构示意图；其中，沿箭头指示的方向颜色渐变；

图6为具体实施方式一中微卫星一体化总体构型的主承力结构应力云图；其中，沿箭头指示的方向颜色渐变，并且，主承力结构的普遍应力位于2.947e+007至7.982e+001之间；

图7为具体实施方式一中微卫星一体化总体构型的主承力结构位移云图；其中，沿箭头指示的方向颜色渐变，并且，主承力结构的普遍位移位于1.770e-001至8.852e-002之间；

图8为具体实施方式三中综合电子与电源模块的结构示意图。

具体实施方式

具体实施方式一：结合图1至图7说明本实施方式，本实施方式所述的一种微卫星一体化总体构型包括推进系统1、太阳帆板2、机箱和星箭分离体5；

所述推进系统1包括贮箱1-1、推力器1-2、承力筒1-3和支架1-4；

所述承力筒1-3位于贮箱1-1底部，推力器1-2位于承力筒1-3底部，三者为一体结构；

所述星箭分离体5与承力筒1-3对接，构成过渡结构；

所述机箱包括测控数传与荷载模块3和综合电子与电源模块4；

太阳帆板2、测控数传与荷载模块3和综合电子与电源模块4分别通过支架1-4连接在贮箱1-1的周围；在组装时，太阳帆板2、测控数传与荷载模块3、综合电子与电源模块4和星箭分离体5单独装配；

测控数传与荷载模块3与综合电子与电源模块4自身分别以笼屉结构形式组装。

在本实施方式中，由贮箱1-1作为卫星主承力结构，因为贮箱1-1自身有足够的刚度和强度，所以本实施方式所述的总体构型充分利用了贮箱1-1这一优势，将太阳帆板2、测控数传与荷载模块3和综合电子与电源模块4通过支架直接安装在贮箱四周；去除了卫星舱板结构，卫星整体基频可以达到100hz；如图4至图7所示，对本实施方式所述的总体构型设计的某一尺寸卫星进行了模态和静力分析，均能够满足使用要求。

将卫星分为推进系统1、测控数传与荷载模块3、综合电子与电源模块4、太阳帆板2和星箭分离体5；每一个模块均可独立进行装配和测试，卫星总装时只需将各模块与运载器贮箱进行装配即可，极大地缩短了卫星装配集成周期。

具体实施方式二：本实施方式是对具体实施方式一所述的一种微卫星一体化总体构型进一步限定，在本实施方式中，机箱与支架1-4上分别设有条形孔，在对贮箱1-1加压时，机箱与贮箱1-1处于松弛状态，在对贮箱1-1加压结束后，再保证机箱与贮箱1-1处于锁紧固定状态。

具体实施方式三：结合图8说明本实施方式，本实施方式是对具体实施方式一所述的一种微卫星一体化总体构型进一步限定，在本实施方式中，所述综合电子与电源模块4包括综合电子模块4-1、姿控部件模块4-2、天线模块4-3、钛杆4-4、通讯模块4-5、电源控制器4-6和蓄电池组4-7；

所述综合电子模块4-1、姿控部件模块4-2、天线模块4-3、通讯模块4-5、电源控制器4-6和蓄电池组4-7分别具有统一的机械接口，并通过四根钛杆4-4构成笼屉式结构，在相邻的两个模块之间设有连接耳片增加连接刚度；

综合电子模块4-1、姿控部件模块4-2、天线模块4-3、通讯模块4-5、电源控制器4-6和蓄电池组4-7都属于机箱的分系统，分系统之间设计有止口，便于装配和保持重复装配精度。

在本实施方式中，通过钛杆4-4将综合电子与电源模块4连接为整体；具有不同功能的分系统单机装配成一个完整的功能模块，节省了每个分系统各自的盖板，缩短分系统之间的距离，减少了电缆长度。

具体实施方式四：本实施方式是对具体实施方式一所述的一种微卫星一体化总体构型进一步限定，在本实施方式中，所述测控数传与荷载模块3包括数传天线3-1、荷载模块3-2和测控数传模块3-3；

所述数传天线3-1、荷载模块3-2和测控数传模块3-3以笼屉式结构进行组装。

技术特征：

技术总结
一种微卫星一体化总体构型，属于微小卫星总体结构设计领域，为了解决现有的小卫星无法满足能够自主奔月要求以及卫星装配时间长的问题。本发明的承力筒位于贮箱底部，推力器位于承力筒底部，三者为一体结构；星箭分离体与承力筒对接，构成过渡结构，太阳帆板、测控数传与荷载模块和综合电子与电源模块分别通过支架连接在贮箱的周围；在组装时，太阳帆板、测控数传与荷载模块、综合电子与电源模块和星箭分离体单独装配；测控数传与荷载模块与综合电子与电源模块自身分别以笼屉结构形式组装。有益效果为质量不大于50kg的微卫星具有自主奔月并且能够进入绕月轨道能力，分系统独立测试和装配，卫星总装集成时间短。

技术研发人员：曹喜滨
受保护的技术使用者：哈尔滨工业大学
技术研发日：2018.12.14
技术公布日：2019.02.19