一种适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型的制作方法

本发明涉及卫星构型，尤其涉及一种适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型。

背景技术：

1、卫星在监视、侦察、太空攻防任务中具有关键作用，并在民用人口迁移监测、气象学、林业和农业也具有很大价值。其中，小型卫星相对传统卫星具备独特的性能优势，如相对轻量化、低成本和快速生产能力等。随着技术的不断进步，卫星小型化带来了更多的技术可能性。然而，由于小型卫星往往存在质量、体积、功率和有效载荷的各种限制，当前部分空间任务逐渐使用集群编队而不是单个小卫星来执行，而编队飞行配备星间通信设备。

2、卫星构型在设计时需要满足运载火箭与卫星总体提出的各种限制条件，需要最大限度利用有限的空间包络，提高卫星的空间利用率，提高整星功能密度。在设备布局时也要满足控制组件、能源组件、射频组件、总体电路及载荷的安装要求，使得各设备工作性能能够正常发挥，机、电、热互相兼容等。这些要求对小卫星构型布局设计提出了新的挑战，有时甚至是矛盾体。

3、有鉴于此，如何提供一种适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，能够在小型化的基础上，尽可能的提高集成度，是本领域技术人员所亟待解决的技术问题。

技术实现思路

1、为了解决现有技术中的问题，本发明提供了一种适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型。

2、本发明提供了一种适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，包括卫星主结构、太阳电池阵、载荷、星间通信单元及平台设备，所述卫星主结构包括结构组件，所述结构组件组装为六面体星体，所述六面体星体为卫星主体结构，所述太阳电池阵、载荷、星间通信单元及平台设备分别安装在所述结构组件上。

3、作为本发明的进一步改进，所述太阳电池阵包括固定式太阳电池阵和展开式太阳电池阵；所述载荷包含固定式载荷和展开式载荷；所述平台设备包含控制组件、能源组件、射频组件和综合电子组件。

4、作为本发明的进一步改进，所述展开式太阳电池阵为两副两折展开构型，其压紧状态收拢于所述六面体星体，不限于二折展开，可在此基础上进一步扩展。

5、作为本发明的进一步改进，所述展开式载荷收拢状态分别压紧在所述六面体星体的一侧面和顶面，展开后则与固定式载荷共同位于所述六面体星体的另一侧面

6、作为本发明的进一步改进，所述综合电子组件采用多pcb板叠层形式，安装于六面体星体，无单独附属结构。

7、作为本发明的进一步改进，所述结构组件包括多块金属平板或者多块铝蜂窝复合平板。

8、作为本发明的进一步改进，所述结构组件包括底板、+z侧板、第一层板、-x侧板、-z侧板、第二层板、+x侧板和顶板，其中，所述底板、+z侧板、-x侧板、-z侧板、+x侧板和顶板连接为所述六面体星体，所述第一层板和第二层板安装在所述六面体星体的内腔之中，所述第一层板和第二层板分别与所述底板相平行。

9、作为本发明的进一步改进，所述太阳电池阵包括+x太阳翼固定板、+x太阳翼展开板、+x太阳翼根部铰链、+x太阳翼板间铰链和+x太阳翼压紧释放装置，其中，所述+x太阳翼固定板与所述+x侧板通过隔热垫绝缘安装，所述+x太阳翼展开板通过所述+x太阳翼根部铰链与所述+x太阳翼固定板连接，所述+x太阳翼压紧释放装置安装在所述+x太阳翼展开板上，所述+x太阳翼展开板包含至少两块太阳翼板，两块太阳翼板相互之间通过所述+x太阳翼板间铰链连接。

10、作为本发明的进一步改进，所述+x太阳翼根部铰链的展开行程角度为90°，所述+x太阳翼板间铰链展开行程角度为180度，所述+x太阳翼展开板完全展开后，其板面与+x太阳翼固定板平行，其法线方向指向-z轴。

11、作为本发明的进一步改进，所述太阳电池阵包括-x太阳翼固定板、x太阳翼展开板、-x太阳翼根部铰链、-x太阳翼板间铰链和--x太阳翼压紧释放装置，其中，所述-x太阳翼固定板与所述-x侧板通过隔热垫绝缘安装，所述-x太阳翼展开板通过所述-x太阳翼根部铰链与所述-x太阳翼固定板连接，所述-x太阳翼压紧释放装置安装在所述-x太阳翼展开板上，所述-x太阳翼展开板包含至少两块太阳翼板，两块太阳翼板相互之间通过所述-x太阳翼板间铰链连接。

12、作为本发明的进一步改进，所述-x太阳翼根部铰链的展开行程角度为90°，所述-x太阳翼板间铰链的展开行程角度为180度，所述-x太阳翼展开板完全展开后，其板面与-x太阳翼固定板平行，其法线方向指向-z轴。

13、作为本发明的进一步改进，所述第一层板和/或第二层板为阶梯形，能够满足不同包络尺寸的平台设备安装，节约星体安装空间。

14、作为本发明的进一步改进，所述卫星主结构还包括机构组件，所述机构组件包括压紧释放机构和铰链机构。

15、作为本发明的进一步改进，所述固定式太阳电池阵的基板为金属结构，所述展开式太阳电池阵的基板为碳纤维复合材料结构。

16、作为本发明的进一步改进，所述太阳电池阵的面积为六面体星体面积的5至6倍。

17、作为本发明的进一步改进，所述平台设备可围绕结构板内外放置，空间利用率较高，为保证最小本体包络尺寸，舱内设备紧凑布置，相互之间预留安全间距。

18、作为本发明的进一步改进，所述星间通信单元安装于六面体星体的侧面上。

19、作为本发明的进一步改进，所述载荷通过固定式和展开式配合。

20、本发明的有益效果是：提供了一种适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，有效降低了卫星包络尺寸，同时满足载荷的长线性尺寸分布要求，空间设计紧凑，集成度高，结构设计巧妙。

技术特征：

1.一种适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，其特征在于：包括卫星主结构、太阳电池阵、载荷、星间通信单元及平台设备，所述卫星主结构包括结构组件，所述结构组件组装为六面体星体，所述太阳电池阵、载荷、星间通信单元及平台设备分别安装在所述结构组件上。

2.根据权利要求1所述的适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，其特征在于：所述太阳电池阵包括固定式太阳电池阵和展开式太阳电池阵；所述载荷包含固定式载荷和展开式载荷；所述平台设备包含控制组件、能源组件、射频组件和综合电子组件。

3.根据权利要求2所述的适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，其特征在于：所述展开式太阳电池阵为两副两折展开构型，其压紧状态收拢于所述六面体星体；所述展开式载荷收拢状态分别压紧在所述六面体星体的一侧面和顶面，展开后则与固定式载荷共同位于所述六面体星体的另一侧面；所述综合电子组件采用多pcb板叠层形式。

4.根据权利要求1所述的适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，其特征在于：所述结构组件包括多块金属平板或者多块铝蜂窝复合平板。

5.根据权利要求1所述的适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，其特征在于：所述结构组件包括底板、+z侧板、第一层板、-x侧板、-z侧板、第二层板、+x侧板和顶板，其中，所述底板、+z侧板、-x侧板、-z侧板、+x侧板和顶板连接为所述六面体星体，所述第一层板和第二层板安装在所述六面体星体的内腔之中，所述第一层板和第二层板分别与所述底板相平行。

6.根据权利要求5所述的适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，其特征在于：所述太阳电池阵包括+x太阳翼固定板、+x太阳翼展开板、+x太阳翼根部铰链、+x太阳翼板间铰链和+x太阳翼压紧释放装置，其中，所述+x太阳翼固定板与所述+x侧板通过隔热垫绝缘安装，所述+x太阳翼展开板通过所述+x太阳翼根部铰链与所述+x太阳翼固定板连接，所述+x太阳翼压紧释放装置安装在所述+x太阳翼展开板上，所述+x太阳翼展开板包含至少两块太阳翼板，两块太阳翼板相互之间通过所述+x太阳翼板间铰链连接。

7.根据权利要求6所述的适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，其特征在于：所述+x太阳翼根部铰链的展开行程角度为90°，所述+x太阳翼板间铰链展开行程角度为180度，所述+x太阳翼展开板完全展开后，其板面与+x太阳翼固定板平行，其法线方向指向-z轴。

8.根据权利要求5所述的适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，其特征在于：所述太阳电池阵包括-x太阳翼固定板、x太阳翼展开板、-x太阳翼根部铰链、-x太阳翼板间铰链和--x太阳翼压紧释放装置，其中，所述-x太阳翼固定板与所述-x侧板通过隔热垫绝缘安装，所述-x太阳翼展开板通过所述-x太阳翼根部铰链与所述-x太阳翼固定板连接，所述-x太阳翼压紧释放装置安装在所述-x太阳翼展开板上，所述-x太阳翼展开板包含至少两块太阳翼板，两块太阳翼板相互之间通过所述-x太阳翼板间铰链连接。

9.根据权利要求8所述的适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，其特征在于：所述-x太阳翼根部铰链的展开行程角度为90°，所述-x太阳翼板间铰链的展开行程角度为180度，所述-x太阳翼展开板完全展开后，其板面与-x太阳翼固定板平行，其法线方向指向-z轴。

10.根据权利要求5所述的适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，其特征在于：所述第一层板和/或第二层板为阶梯形。

技术总结
本发明提供了一种适用于多星编队飞行的高集成度卫星构型，包括卫星主结构、太阳电池阵、载荷、星间通信单元及平台设备，所述卫星主结构包括结构组件，所述结构组件组装为六面体星体，所述六面体星体为卫星主体结构，所述太阳电池阵、载荷、星间通信单元及平台设备分别安装在所述结构组件上。本发明的有益效果是：有效降低了卫星包络尺寸，同时满足载荷的长线性尺寸分布要求，空间设计紧凑，集成度高，结构设计巧妙。

技术研发人员：刘雪峰,高鸽,庄志炜,尹茂贤,郑靖
受保护的技术使用者：深圳航天东方红卫星有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/3/4