一种小卫星平台与载荷一体化构型的制作方法

1.本发明属于卫星平台构型设计领域，涉及一种小卫星平台与载荷一体化构型。


背景技术：

2.卫星构型包括航天器结构的航天器外形构型和尺寸、内部结构形式、设备布局和卫星质量特性。满足卫星载荷任务和各分系统设备安装要求。
3.目前，光学载荷小卫星的基本构型是利用舱板式结构，卫星结构是由铝蜂窝结构板搭建而成，载荷相机直接安装在用结构板组成的框架结构上，安装面是多点连接。这种构型设计优点是继承性好、结构简单、制作和安装方便、载荷相机接口易于满足。但是卫星的稳定性低，敏捷机动能力差。只适合于中低精度要求的卫星。
4.随着卫星用户对于任务指标的不断提高，光学载荷对于卫星平台的支撑能力的要求也不断提高。传统的卫星设计方无法满足载荷任务的高空间分辨率、高时间分辨率、高敏捷机动性和高定位精度要求。近年来，针对这一需求，出现了平台和载荷一体化设计方法，即以载荷为中心，以成像能力和成像质量为核心目标，进行卫星总体设计。按照这一思路，相机设计方作为卫星总体，相机结构不但作为相机的支撑平台，同时也是卫星设备的安装平台。相机与卫星设备实现一体化设计：实现结构布局一体化、热控一体化、控制一体化。目前国内外主流光学遥感卫星逐步采取这一设计思路，包括一部分小光学载荷卫星。但是也出现了一些问题，以载荷相机设计方为主体，从分系统设计出发进行整星设计，优化平衡各平台分系统的要求力不从心，无法实现卫星总体层次的优化，实现卫星设计的最优解决方案，往往出现一些卫星系统级的设计出现错误。


技术实现要素：

5.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种小卫星平台与载荷一体化构型，使卫星满足卫星质量小、体积小、质量特性小和敏捷机动性强、成像质量高的设计要求。
6.本发明解决技术的方案是：
7.一种小卫星平台与载荷一体化构型，包括空间相机、承力筒、星箭适配器、设备安装结构板、2个卫星太阳翼和3个星敏感器；
8.其中，承力筒轴向竖直放置；设备安装结构板套装在承力筒的外侧；设备安装结构板的上下两端设置有通孔，实现承力筒的上下两端从设备安装结构板露出；星箭适配器同轴安装在承力筒的底部；空间相机同轴安装在承力筒的顶部；3个星敏感器沿周向均匀设置在空间相机的外壁；2个卫星太阳翼对称设置在设备安装结构板的两侧壁。
9.在上述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，还包括二次结构；二次结构安装在承力筒的外侧壁，用于将其他载荷设备安装在承力筒外侧壁。
10.在上述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，所述承力筒的上端面作为空间相机的安装面，与空间相机接口完全一致；承力筒的下端面与外部运载火箭适配器完全一致。
11.在上述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，所述设备安装结构板采用偏向对称设计，满足设备安装空间和卫星强度要求。
12.在上述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，所述通过二次结构将其他载荷设备安装在承力筒外侧壁，减小卫星外形尺寸。
13.在上述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，所述卫星太阳翼以对称布置在承力筒的2侧，减少卫星太阳翼展开后对卫星扰动。
14.在上述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，所述承力筒为倒置锥柱形结构；承力筒的大径端向上与空间相机对接；承力筒的大径端向下与星箭适配器对接。
15.在上述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，所述设备安装结构板包括顶板、底板、4个隔板和2个侧板；其中，顶板水平安装在承力筒的上端面；底板水平安装在承力筒的下端面；4个隔板沿承力筒周向均匀分布，且隔板的顶部与顶板连接，隔板的底部与底板连接；2个侧板对称设置在顶板的两侧，且侧板实现连接顶板和底板。
16.在上述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，所述顶板上设置有与承力筒上端面向对应的圆孔，实现承力筒上端面的露出；底板上设置有与承力筒下端面向对应的圆孔，实现承力筒下端面的露出；2个卫星太阳翼对称安装在2个侧板外壁。
17.在上述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，还包括陀螺，陀螺安装在空间相机外侧壁的根部。
18.本发明与现有技术相比的有益效果是：
19.(1)本发明的平台和载荷一体化设计，相比于现有小卫星铝蜂窝结构板框架结构，相机结构和卫星结构匹配性差，相机力学传递路径不通畅，本发明的平台和载荷一体化设计专利，采用承力筒作为卫星主承力结构，上下端面分别按照相机安装面和运载火箭适配器进行设计，上端面接口与相机安装面完全吻合，下端面采取将星箭适配器直接固联在承力筒上，达到相机与卫星平台结构互相加强的目的。相机、卫星承力筒和运载火箭连接成一体，降低运载火箭发射入轨过程对相机的力学影响。
20.(2)本发明的采用的平台和载荷一体化构型设计，采取承力筒辅助结构板结构形式，承力筒作为主承力结构用于安装相机载荷，结构板呈偏向对称布置，用于安装平台设备。这一设计，在小卫星外形尺寸受限的情况下，有整星外形尺寸小，可安装空间大、易于安装的优点；
21.(3)本发明提出平台和载荷一体化构型设计，将控制分系统的敏感器—星敏感器安装在相机载荷上，星敏感器与相机之间采用强度高、隔热性能好的连接支架；另一个关键敏感器—陀螺安装在载荷相机主承力板上，与相机和星敏的距离近。缩短姿态测量与载荷成像坐标系之间的转换误差传递链，减小结构变形对定姿精度的影响；
22.(4)本发明提出了利用承力筒侧面安装控制分系统执行设备一动量轮(或cmg)，同时安装支架隔振处理，减少执行设备对载荷相机的扰动。卫星执行设备重量和体积大，数量多。采用这种安装方式，对于承力筒结构可最大程度的利用安装空间；
23.(5)本发明针对承力筒结构卫星安装空间受限的问题，采用相机部分结构沉入承力筒内腔和采用二次结构将部分平台设备安装在承力筒里外侧舱壁上，在卫星外形尺寸小(质量特性小)的情况下，满足设备安装空间的要求；
24.(6)本发明采用太阳翼以相机载荷中心的对称布置，卫星质量特性小，对卫星的扰
动小；
25.(7)本发明采用以相机-承力筒为整体的热控设计，相机和承力筒进行一体化设计，并依此采取热控措施。
附图说明
26.图1为本发明一体化构型整体示意图；
27.图2为本发明承力筒结构示意图；
28.图3为本发明设备安装结构板结构示意图；
29.图4为本发明陀螺和星敏感器安装示意图。
30.图中：
31.1-空间相机；2-承力筒；3-星箭适配器；4-设备安装结构板；5-二次结构；6-卫星太阳翼；7-星敏感器。
具体实施方式
32.下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
33.本发明提供了一种小卫星平台与载荷一体化构型，根据小卫星的快速发展和任务要求，提出仍以卫星总体作为卫星设计主体，将卫星平台结构与相机结构深度融合，卫星结构设计、相机结构、设备布局、热控设计等均从平台和载荷一体化出发进行设计，实现总体方案优化达到构布局一体化、热控一体化、控制一体化，实现载荷任务的高空间分辨率、高时间分辨率、高敏捷机动性和高定位精度设计任务的小卫星构型布局设计方法。
34.小卫星平台与载荷一体化构型，如图1所示，具体包括空间相机1、承力筒2、星箭适配器3、设备安装结构板4、2个卫星太阳翼6和3个星敏感器7；其中，承力筒2轴向竖直放置；设备安装结构板4套装在承力筒2的外侧；设备安装结构板4的上下两端设置有通孔，实现承力筒2的上下两端从设备安装结构板4露出；星箭适配器3同轴安装在承力筒2的底部；空间相机1同轴安装在承力筒2的顶部；3个星敏感器7沿周向均匀设置在空间相机1的外壁；2个卫星太阳翼6对称设置在设备安装结构板4的两侧壁。
35.小卫星平台与载荷一体化构型还包括二次结构5；二次结构5安装在承力筒2的外侧壁，用于将其他载荷设备安装在承力筒2外侧壁。
36.如图2所示，承力筒2为倒置锥柱形结构；承力筒2的大径端向上与空间相机1对接；承力筒2的大径端向下与星箭适配器3对接。承力筒2的上端面作为空间相机1的安装面，与空间相机1接口完全一致；承力筒2的下端面与外部运载火箭适配器完全一致。
37.设备安装结构板4采用偏向对称设计，满足设备安装空间和卫星强度要求。通过二次结构5将其他载荷设备安装在承力筒2外侧壁，减小卫星外形尺寸。卫星太阳翼6以对称布置在承力筒2的2侧，减少卫星太阳翼6展开后对卫星扰动。
38.如图3所示，设备安装结构板4包括顶板、底板、4个隔板和2个侧板；其中，顶板水平安装在承力筒2的上端面；底板水平安装在承力筒2的下端面；4个隔板沿承力筒2周向均匀分布，且隔板的顶部与顶板连接，隔板的底部与底板连接；2个侧板对称设置在顶板的两侧，且侧板实现连接顶板和底板。顶板上设置有与承力筒2上端面向对应的圆孔，实现承力筒2上端面的露出；底板上设置有与承力筒2下端面向对应的圆孔，实现承力筒2下端面的露出；
2个卫星太阳翼6对称安装在2个侧板外壁。
39.如图4所示，小卫星平台与载荷一体化构型还包括陀螺，陀螺安装在空间相机1外侧壁的根部。
40.本发明卫星主体,包括主结构-承力筒、主载荷-相机和星箭适配器。卫星的主要设备是载荷相机，是卫星实现工程任务的最关键设备，重量接近卫星总重的1/3～1/2，相机的主要部件是光学器件，易碎、自身强度弱，对卫星结构强度刚度要求高，卫星构型设计必须优先考虑卫星结构对相机的支撑性。本发明的承力筒结构是根据相机安装面尺寸和运载火箭适配器尺寸进行设计：上端面与相机安装接口一致，下端面(星箭适配器)与运载火箭适配器接口一致。为了提高强度，承力筒上端面都设计了加强结构，包括加厚翻边和上下贯通的安装孔；下端面直接采用星箭适配器(星箭适配器与承力筒固联)。因此在卫星发射入轨段，相机的受力会直接通过承力筒传递到运载火箭适配器上，相机的振动响应小，相机成像质量好。
41.承力筒是卫星的主承力结构，负责将卫星相机载荷和各设备受力传递到运载火箭适配器上。设备安装板负责相机(包括安装在相机上的设备)外的其他设备安装，如图3所示，主要由一块顶板、一块底板、多块隔板和两面侧板组成。此外，设备安装板业承担加强承力筒强度的作用，其中顶板与承力筒上端面连接，底板与承力筒下端面连接，隔板在侧面与承力筒连接，四面侧板将顶板、底板和隔板连接起来并封闭星体结构。这样，以承力筒为中心，顶板、底板、隔板和侧板形成了一个结构相互关联、传力路径顺畅的整体。从力学分析看，加强隔板最佳位置应布置在中间位置，但是小卫星外形尺寸受到限制，如果加强隔板部装在承力筒正中间，加强隔板横向尺寸小，无法提供较大的安装面积，因此本发明采取了偏向对称的隔板构型设计，
42.将隔板偏向一侧放置，为了保证整个结构强度，对称面隔板对称偏移。这样隔板的横向长度可以扩展，设备安装要求可以满足。这样结构构型，自身转动惯量小，安装面积较大，结构强度和刚度好，对载荷相机的振动影响小，从而保证了相机的成像效果。
43.如图4所示为星敏感器和陀螺安装示意图，星敏感器和陀螺是卫星的姿态获知设备，它们的精度以及与相机之间的误差直接影响到相机成像质量。在本发明中，星敏感器采用与相机本体一体化安装技术，即通过星敏支架直接连接在相机主体的主承力板上，同时，陀螺直接安装在相机主承力板上。缩短了姿态测量与载荷成像坐标系之间的传递路径，减少了结构对相机的影响。
44.本发明从保障相机成像质量出发，卫星的热控设计采取以承力筒为核心，相机-承力筒组合体为整体进行热控一体化设计，采取以下措施，采用两重热隔绝，减少外界热变形对相机成像质量的影响：将相机-承力筒作为一体进行热分析，对相机自身采用高精度热控实施，对外部接口实行隔热处理：将相机和承力筒作为一个整体进行热控分析，采取热控措施，对承力筒-相机整体与其他结构板进行隔热处理。安装在承力筒的结构板和安装在承力筒侧壁上的其他设备结构要热控隔离。承力筒外的星上结构板和设备采取等温化设计，满足设备工作温度的同时，也进一步保证了相机温度梯度变化率在合理范围内。
45.本发明根据小卫星的快速发展和任务要求，提出仍以卫星总体作为卫星设计主体，将卫星平台结构与相机结构深度融合，卫星结构设计、相机结构、设备布局、热控设计等均从平台和载荷一体化出发进行设计，实现总体方案优化达到构布局一体化、热控一体化、
控制一体化，实现载荷任务的高空间分辨率、高时间分辨率、高敏捷机动性和高定位精度设计任务的小卫星构型布局设计方法。
46.本发明的平台和载荷一体化设计，相比于现有小卫星铝蜂窝结构板框架结构，相机结构和卫星结构匹配性差，相机力学传递路径不通畅，本发明的平台和载荷一体化设计专利，采用承力筒作为卫星主承力结构，上下端面分别按照相机安装面和运载火箭适配器进行设计，上端面接口与相机安装面完全吻合，下端面采取将星箭适配器直接固联在承力筒上，达到相机与卫星平台结构互相加强的目的。相机、卫星承力筒和运载火箭连接成一体，降低运载火箭发射入轨过程对相机的力学影响。
47.本发明采取承力筒辅助结构板结构形式，承力筒作为主承力结构用于安装相机载荷，结构板呈偏向对称布置，用于安装平台设备。这一设计，在小卫星外形尺寸受限的情况下，有整星外形尺寸小，可安装空间大、易于安装的优点。
48.本发明提出平台和载荷一体化构型设计，将控制分系统的敏感器—星敏感器安装在相机载荷上，星敏感器与相机之间采用强度高、隔热性能好的连接支架；另一个关键敏感器—陀螺安装在载荷相机主承力板上，与相机和星敏的距离近。缩短姿态测量与载荷成像坐标系之间的转换误差传递链，减小结构变形对定姿精度的影响。
49.本发明提出了利用承力筒侧面安装控制分系统执行设备一动量轮(或cmg)，同时安装支架隔振处理，减少执行设备对载荷相机的扰动。卫星执行设备重量和体积大，数量多。采用这种安装方式，对于承力筒结构可最大程度的利用安装空间。
50.本发明针对承力筒结构卫星安装空间受限的问题，采用相机部分结构沉入承力筒内腔和采用二次结构将部分平台设备安装在承力筒里外侧舱壁上，在卫星外形尺寸小(质量特性小)的情况下，满足设备安装空间的要求。
51.本发明采用太阳翼以相机载荷中心的对称布置，卫星质量特性小，对卫星的扰动小；采用以相机-承力筒为整体的热控设计，相机和承力筒进行一体化设计，并依此采取热控措施
52.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

技术特征：
1.一种小卫星平台与载荷一体化构型，其特征在于：包括空间相机(1)、承力筒(2)、星箭适配器(3)、设备安装结构板(4)、2个卫星太阳翼(6)和3个星敏感器(7)；其中，承力筒(2)轴向竖直放置；设备安装结构板(4)套装在承力筒(2)的外侧；设备安装结构板(4)的上下两端设置有通孔，实现承力筒(2)的上下两端从设备安装结构板(4)露出；星箭适配器(3)同轴安装在承力筒(2)的底部；空间相机(1)同轴安装在承力筒(2)的顶部；3个星敏感器(7)沿周向均匀设置在空间相机(1)的外壁；2个卫星太阳翼(6)对称设置在设备安装结构板(4)的两侧壁。2.根据权利要求1所述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，其特征在于：还包括二次结构(5)；二次结构(5)安装在承力筒(2)的外侧壁，用于将其他载荷设备安装在承力筒(2)外侧壁。3.根据权利要求1所述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，其特征在于：所述承力筒(2)的上端面作为空间相机(1)的安装面，与空间相机(1)接口完全一致；承力筒(2)的下端面与外部运载火箭适配器完全一致。4.根据权利要求1所述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，其特征在于：所述设备安装结构板(4)采用偏向对称设计，满足设备安装空间和卫星强度要求。5.根据权利要求2所述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，其特征在于：所述通过二次结构(5)将其他载荷设备安装在承力筒(2)外侧壁，减小卫星外形尺寸。6.根据权利要求1所述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，其特征在于：所述卫星太阳翼(6)以对称布置在承力筒(2)的2侧，减少卫星太阳翼(6)展开后对卫星扰动。7.根据权利要求1所述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，其特征在于：所述承力筒(2)为倒置锥柱形结构；承力筒(2)的大径端向上与空间相机(1)对接；承力筒(2)的大径端向下与星箭适配器(3)对接。8.根据权利要求1所述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，其特征在于：所述设备安装结构板(4)包括顶板、底板、4个隔板和2个侧板；其中，顶板水平安装在承力筒(2)的上端面；底板水平安装在承力筒(2)的下端面；4个隔板沿承力筒(2)周向均匀分布，且隔板的顶部与顶板连接，隔板的底部与底板连接；2个侧板对称设置在顶板的两侧，且侧板实现连接顶板和底板。9.根据权利要求8所述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，其特征在于：所述顶板上设置有与承力筒(2)上端面向对应的圆孔，实现承力筒(2)上端面的露出；底板上设置有与承力筒(2)下端面向对应的圆孔，实现承力筒(2)下端面的露出；2个卫星太阳翼(6)对称安装在2个侧板外壁。10.根据权利要求1所述的一种小卫星平台与载荷一体化构型，其特征在于：还包括陀螺，陀螺安装在空间相机(1)外侧壁的根部。

技术总结
本发明涉及一种小卫星平台与载荷一体化构型，属于卫星平台构型设计领域；包括空间相机、承力筒、星箭适配器、设备安装结构板、2个卫星太阳翼和3个星敏感器；其中，承力筒轴向竖直放置；设备安装结构板套装在承力筒的外侧；设备安装结构板的上下两端设置有通孔，实现承力筒的上下两端从设备安装结构板露出；星箭适配器同轴安装在承力筒的底部；空间相机同轴安装在承力筒的顶部；3个星敏感器沿周向均匀设置在空间相机的外壁；2个卫星太阳翼对称设置在承力筒的两侧；本发明使卫星满足卫星质量小、体积小、质量特性小和敏捷机动性强、成像质量高的设计要求。高的设计要求。高的设计要求。


技术研发人员：王峰
受保护的技术使用者：航天东方红卫星有限公司
技术研发日：2022.12.27
技术公布日：2023/6/3