小卫星的结构系统、小卫星及组装小卫星的方法与流程

[0001]
本发明涉及小卫星领域，尤其涉及一种小卫星的结构系统、小卫星及组装小卫星的方法。


背景技术：

[0002]
现有技术中的小卫星的内部结构示意图在图1中示出，该内部结构示意图详细示出了小卫星的分系统单机以及有效载荷在结构系统中的安装方式。如图1所示，小卫星100p的结构系统110p包括外部结构板111p、星内单机安装板112p、耦接至星内单机安装板112p的有效载荷安装构架113p。其中，至少一个分系统单机130p安装在单机安装板112p上，有效载荷120p安装在有效载荷安装构架113p上。然而，在这种构型中，由于单机安装板112p的存在，增大了小卫星100p的总重量以及结构系统110p的重量占比；由于有效载荷安装构架113p耦接在星内单机安装板112p上，使得有效载荷的传力路径较长并且会产生力学耦合，振动响应较大，单机安装板112p构成的卫星平台也需要增加强度以满足平台和载荷的强度需求，而增加强度势必会使质量增大。
[0003]
在2015年10月发射的吉林一号卫星中，卫星的结构系统包括结构外板、安装到结构外板的桁架以及安装到桁架的中心承力筒。该结构系统的重量占比约为21％，并且装配过程中需要耗费时间安装桁架和中心承力筒。
[0004]
上述现有技术中的小卫星结构系统难以满足当今商业卫星领域中对小卫星的有效载荷重量占比、整星重量和总装集成时间的要求。


技术实现要素：

[0005]
为解决上述技术问题，本发明实施例期望提供一种小卫星的结构系统、小卫星及组装小卫星的方法，其中小卫星的结构系统的重量占比较低，小卫星的有效载荷的重量占比较高、传力路径短并且不会产生力学耦合，小卫星的总装和集成时间较短。
[0006]
本发明的技术方案是这样实现的：
[0007]
第一方面，本发明实施例提供了一种小卫星的结构系统，所述结构系统包括：
[0008]
底板；
[0009]
多块侧板；
[0010]
顶板，
[0011]
其中，所述底板、所述多块侧板和所述顶板组装在一起时形成类棱柱的形状，所述底板和所述顶板分别与类棱柱的下底面和上底面对应，所述多块侧板分别与类棱柱的每个侧面对应，
[0012]
其中，所述多块侧板中的至少一块在内侧具有用于安装所述小卫星的分系统单机的侧板接口。
[0013]
第二方面，本发明实施例提供了一种小卫星，所述小卫星包括：
[0014]
根据第一方面所述的结构系统；
[0015]
至少一个分系统单机，所述至少一个分系统单机通过所述侧板接口安装至所述侧板。
[0016]
第三方面，本发明实施例提供了一种组装根据第二方面所述的小卫星的方法，所述方法包括：
[0017]
借助地面设备将所述侧板展开直至与所述底板处于同一水平面中；
[0018]
以并行方式将所述至少一个分系统单机安装至所述侧板；
[0019]
将展开的侧板收拢直至处于在所述小卫星组装完成的状态下应处于的位置。
[0020]
本发明实施例提供了一种小卫星的结构系统、小卫星及组装小卫星的方法；小卫星的分系统单机和有效载荷分别直接安装在侧板和底板上，较大程度上减少了结构系统的重量，小卫星的有效载荷直接安装在底板上，传力路径最短，减少了力学耦合，以并行方式安装有效载荷和分系统单机，能够实现小卫星的快速组装。
附图说明
[0021]
图1为现有技术中的小卫星的内部结构示意图；
[0022]
图2为本发明实施例提供的一种小卫星的示意图；
[0023]
图3为图2中的小卫星的分解示意图；
[0024]
图4为图2中的小卫星在侧板展开状态下的示意图；
[0025]
图5为与图4中虚线框对应的部分的放大示意图，以便着重示出连接底板和侧板的铰链；
[0026]
图6为图2中的小卫星的系统结构的底板的示意图；
[0027]
图7为图2中的小卫星将侧板移除后的示意图；
[0028]
图8为本发明实施例提供的一种小卫星的一阶x向弯曲模态示意图；
[0029]
图9为本发明实施例提供的一种小卫星的一阶z向弯曲模态示意图
[0030]
图10为本发明实施例提供的一种小卫星的结构系统的结构板的应力云图示意图；
[0031]
图11为本发明实施例提供的一种小卫星的结构系统的结构板的位移云图示意图；
[0032]
图12为本发明实施例提供的一种小卫星的结构系统的底板的蒙皮的厚度为0.5mm时的扫频曲线；
[0033]
图13为本发明实施例提供的一种小卫星的结构系统的底板的蒙皮的厚度为0.75mm时的扫频曲线；
[0034]
图14为本发明实施例提供的一种组装小卫星的方法。
具体实施方式
[0035]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
[0036]
参见图2和图3，其示出了本发明实施例提供的一种小卫星100的结构系统110，所述结构系统110包括：
[0037]
底板111；
[0038]
多块侧板113；
[0039]
顶板112，
[0040]
其中，所述底板111、所述多块侧板113和所述顶板112组装在一起时形成类棱柱的形状(图中以类六棱柱为例)，所述底板111和所述顶板112分别与类棱柱的下底面和上底面对应，所述多块侧板113分别与类棱柱的每个侧面对应，
[0041]
其中，所述多块侧板113中的至少一块在内侧具有用于安装所述小卫星100的分系统单机130的侧板接口113c。
[0042]
与现有技术不同，在本发明实施例提供的小卫星的结构系统中，能够实现将小卫星的分系统单机直接安装在侧板上，去除了单机安装板，较大程度上减少了结构系统的重量。
[0043]
对于上述结构系统110，在本发明的优选实施方式中，如图3和图6所示，所述底板111用于与所述小卫星100的运载火箭(附图中未示出)对接，并且所述底板111在内侧具有用于安装所述小卫星100的有效载荷120的底板接口111c。
[0044]
与现有技术不同，在本发明实施例提供的小卫星的结构系统中，结构系统的底板、顶板和多块侧板构成封闭结构，在整体上形成了类似“承力筒”的结构，去除了用于安装有效载荷的专用部件，进一步减少了结构系统的重量；此外，在底板用于与小卫星的运载火箭对接并且将小卫星的有效载荷直接安装在底板上的情况下，能够达到传力路径最短的效果，并且使得有效载荷能够以独立于侧板以及安装在侧板上的分系统单机的方式安装从而减少了力学耦合，因此能够减少小卫星微振动对有效载荷(特别是对微振动要求较高的高分辨率光学载荷)的影响。
[0045]
在本发明的一个实际应用中，小卫星总重量为502kg，结构系统重量为69.3kg，有效载荷重量为201kg。
[0046]
对于上述结构系统110，在本发明的优选实施方式中，如图4和图5所示，其中，图4为图2中的小卫星在侧板展开状态下的示意图，图5为与图4中虚线框df对应的部分的放大示意图，所述多块侧板113中的至少一块通过铰链h(参见图5)以能够展开和收拢的方式装配至所述底板111。由于侧板113能够相对于底板111展开，因此便于形成模块化的结构布局，并且便于多个分系统单机130的并行装配，从而极大程度提高总装集成效率，而且在小卫星合舱之前始终可以对各分系统单机进行独立测试。
[0047]
对于上述结构系统110，在本发明的优选实施方式中，所述底板111、所述顶板112和所述多块侧板113具有蜂窝夹层结构。
[0048]
对于上述结构系统110，在本发明的优选实施方式中，如图7所示，所述底板111的蜂窝夹层结构中埋设有加强梁b。底板111是整星结构的关键部件，它同时承担有效载荷120以及侧板113和顶板112的力学载荷。通过在底板111的蜂窝夹层结构中埋设加强梁b，保证了底板111的强度和刚度满足使用要求，确保了有效载荷120的质量增大时结构系统110能够满足强度要求。其中，底板111的蜂窝夹层结构的蒙皮例如可以采用m55j碳纤维材料，蒙皮厚度可以根据任务需求在0.3mm至1mm之间任意选择，上述厚度对应的整星基频在22hz至35hz之间变化，由此能够实现对结构系统110的参数化设计。更详细地，参见图8和图9，其中图8示出了底板蒙皮的厚度为0.5mm时的扫频曲线，图9示出了底板蒙皮的厚度为0.75mm时的扫频曲线。
[0049]
对于上述结构系统110，在本发明的优选实施方式中，为了增加整星结构稳定性，可以在侧板113内部预埋加强框，以分担一定的轴向和扭转载荷。如图8至图11所示，对本发
明实施例提供的一种小卫星进行模态和静力分析后发现均能满足使用要求。
[0050]
对于上述结构系统110，在本发明的优选实施方式中，如图3所示，所述底板接口111c包括从所述底板111的内侧朝向所述顶板1120延伸的至少三个卡夹凸起p。
[0051]
本发明实施例还提供了一种小卫星100，参见图2至图7，所述小卫星100包括(尤其参见图3)：
[0052]
上述的结构系统110；
[0053]
至少一个分系统单机130，所述至少一个分系统单机130通过所述侧板接口113c安装至所述侧板113。
[0054]
对于上述小卫星100，在本发明的优选实施方式中，如图3所示，所述小卫星100还包括有效载荷120，所述有效载荷120通过所述底板接口111c安装至所述底板111。
[0055]
在小卫星领域中，对卫星微振动的要求较高。在本发明实施例提供的上述小卫星中，有效载荷直接安装在卫星底板上，减少了传力路径和力学耦合，因此尤其适用于对小卫星微振动的要求较高的高分辨率光学载荷。
[0056]
对于上述小卫星100，在本发明的优选实施方式中，如图3所示，所述小卫星还包括至少一个太阳电池阵140。
[0057]
对于上述小卫星100，在本发明的优选实施方式中，所述小卫星还包括反作用飞轮，所述反作用飞轮安装在所述侧板113上。这种布置方式使得侧板113与有效载荷120之间除底板111以外没有其他连接，从而在有效载荷为高分辨率光学载荷的情况下微振动对成像影响最小。
[0058]
对于上述小卫星100，在本发明的优选实施方式中，尤其参见图2和图7，所述小卫星100还包括推进剂贮箱150，所述推进剂贮箱150设置在所述结构系统110外部。将推进剂贮箱150放置在结构系统110的外部，例如放置在运载火箭的支撑舱内，可以将小卫星100的结构系统110的侧板113的高度缩短，降低了小卫星100的高度同时节省了结构系统110的重量。
[0059]
本发明实施例还提供了一种组装上述的小卫星100的方法，参见图14，所述方法包括：
[0060]
s1401：借助地面设备200(参见图4)将所述侧板113展开直至与所述底板111处于同一水平面中；
[0061]
s1402：以并行方式将所述至少一个分系统单机130安装至所述侧板113；
[0062]
s1403：将展开的侧板130收拢直至处于在所述小卫星100组装完成的状态下应处于的位置。
[0063]
以并行方式安装所述有效载荷120和所述至少一个分系统单机130，能够实现所述小卫星100的快速组装。
[0064]
需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。
[0065]
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。