适用于中高轨道的小卫星结构制造技术

本实用新型专利技术提供了一种适用于中高轨道的小卫星结构，包括顶面板、前面板、右面板、左面板、后面板、底面板、激光通信载荷、太阳翼驱动机构、太阳翼驱动安装支架、纳型星敏感器及GNSS天线安装支架；顶面板、前面板、右面板、左面板、后面板以及底面板围成一个平行六面体；前面板的外侧连接激光通信载荷，前面板的内侧安装太阳翼驱动安装支架，太阳翼驱动机构安装在太阳翼驱动安装支架上并贯穿右面板和左面板；顶面板的外侧安装纳型星敏感器及GNSS天线安装支架；后面板上设置有推进系统安装接口。本实用新型专利技术在六块面板围成的卫星本体外侧安装激光通信载荷，能够有效地提高载荷的散热，解决载荷放在卫星内部不利于星体内散热的问题。题。题。

【技术实现步骤摘要】
适用于中高轨道的小卫星结构


[0001]本技术涉及卫星设计
，具体地，涉及一种适用于中高轨道的小卫星结构。

技术介绍

[0002]目前小卫星的结构设计多采用铝蒙皮蜂窝夹层板设计，应用在低轨道中，蜂窝板作为各单机的安装面板，内部设有隔板以增加结构承力强度。为此，现有技术中存在的小卫星结构板，蜂窝板内设计了较多内埋梁，形成连续的承力支撑路径，或者星体采用框架构成卫星承力框，框架外侧再安装蜂窝板的结构设计作为单机的安装面板，大部分单机及载荷安装在星体内部。并且，卫星的分离解锁接口设计在结构蜂窝板的中间，蜂窝板夹层中预埋分离装置对接埋件，以增加分离解锁机构接口的力学强度。所述单机是安装在卫星上能够实现不同功能的产品的统称，例如综合电子计算机、星敏感器、飞轮等；实现特定功能的单个载荷也称为单机，例如激光通信载荷、相机载荷等。
[0003]现有技术的不足之处是：蜂窝面板的框架设计或蜂窝板内埋梁太多，框架式结构设计增加了框架结构，不便于安装，安装工艺复杂。内埋梁的结构采用了连续的内埋梁设计，为确保结构强度，整星采用过多的内埋梁，结构强度过设计，未充分发挥蜂窝板的作用，造成卫星结构质量增加。高功耗载荷安装在星体内部，影响高功耗单机的散热效果，星体内部温度较高，被动散热效果慢；载荷置于星体内，整星包络尺寸增加，结构质量也相应增加，同时不便于载荷的拆装及工艺实施。卫星的分离解锁机构接口设计在结构蜂窝板中间，而在该蜂窝板连接接口的另一面直接安装了单机，当卫星解锁分离时，安装接口另一侧的单机受到冲击的影响较大，不利于冲击的衰减。
[0004]公开号为CN110562499A的专利文献公开了一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构，包括卫星，所述卫星通过壁挂式连接到运载火箭上，所述卫星沿所述运载火箭的发射方向为变截面结构。该专利文献提高了对不同运载火箭的刚度适应性，降低了星箭连接界面结构受力，提高了星内设备安装空间利用率；但是，为了不影响星体内部载荷的散热效果，设置了很多热控板，使得卫星结构复杂且质量增加。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中的缺陷，本技术的目的是提供一种适用于中高轨道的小卫星结构。
[0006]根据本技术提供的一种适用于中高轨道的小卫星结构，包括顶面板、前面板、右面板、左面板、后面板、底面板、激光通信载荷、太阳翼驱动机构、太阳翼驱动安装支架、纳型星敏感器及GNSS天线安装支架；
[0007]所述顶面板、前面板、右面板、左面板、后面板以及底面板围成一个平行六面体，其中，顶面板与底面板相对设置，前面板与后面板相对设置，右面板与左面板相对设置；
[0008]所述前面板的外侧连接激光通信载荷，前面板的内侧安装太阳翼驱动安装支架，
太阳翼驱动机构安装在太阳翼驱动安装支架上并贯穿右面板和左面板；
[0009]所述顶面板的外侧安装纳型星敏感器及GNSS天线安装支架；所述后面板上设置有推进系统安装接口。
[0010]优选地，还包括太阳翼压紧座，右面板和左面板的外侧分别安装有太阳翼压紧座。
[0011]优选地，所述激光通信载荷的左右两侧分别安装有太阳翼压紧座。
[0012]优选地，所述纳型星敏感器及GNSS天线安装支架包括两个安装面，一个安装面安装纳型星敏感器，一个安装面安装GNSS天线，两个安装面之间具有夹角，所述夹角大于等于90度。
[0013]优选地，所述顶面板上设置有吊装孔，吊装孔内设置吊装孔埋件。
[0014]优选地，所述右面板和左面板靠近前面板的一端均设置有穿出孔，太阳翼驱动机构安装在太阳翼驱动安装支架上并通过穿出孔延伸到右面板和左面板外侧。
[0015]优选地，所述底面板上设置有一组或多组分离解锁接口埋件，分离解锁接口埋件连接分离解锁机构，一组分离解锁接口埋件包括两个分离解锁接口埋件，两个分离解锁接口埋件分别设置在底面板左右两侧，一组分离解锁接口埋件之间通过埋杆连接为一体，所述埋杆预埋在底面板中。
[0016]优选地，所述底面板与右面板、左面板的连接处分别设置有加强筋；
[0017]所述分离解锁接口埋件、埋杆采用铝合金材料。
[0018]优选地，所述前面板与底面板的安装接触面上设置有隔冲组件，所述隔冲组件包括两层铝合金隔冲垫和一层玻璃钢隔冲垫，玻璃钢隔冲垫设置在两层铝合金隔冲垫之间。
[0019]优选地，所述顶面板、前面板、右面板、左面板、后面板以及底面板均采用铝蒙皮蜂窝夹层板。
[0020]与现有技术相比，本技术具有如下的有益效果：
[0021]1、本技术在六块面板围成的平行六面体(卫星本体)外侧安装激光通信载荷，能够有效地提高高功耗载荷的散热，解决高功耗载荷放在卫星内部会使得内部温度较高、不利于星体内散热的问题。
[0022]2、本技术通过将激光通信载荷安装在卫星本体外侧，能够缩小卫星本体的包络尺寸，也便于载荷安装，还减轻了卫星结构本体重量，提高星体内的空间利用率。
[0023]3、本技术通过采用前面板内侧固定太阳翼驱动安装支架，太阳翼驱动机构安装在太阳翼驱动安装支架上并贯穿星体本体，太阳翼驱动机构具有两个方向的自由度，能够驱动太阳翼的两轴转动。
[0024]4、本技术通过采用隔冲组件增加冲击响应的传递路径，降低底面板对前面板的冲击响应的影响，防止卫星解锁分离受到的冲击响应超过激光通信载荷(安装在前面板外侧)的承受能力。
[0025]5、本技术通过采用分离解锁埋件与埋杆的一体化预埋结构，增大卫星本体外侧分离解锁接口埋件的结构强度和抗冲击能力，实现有效的力学支撑和力学传递。
附图说明
[0026]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0027]图1为本技术的立体结构示意图。
[0028]图2为本技术的俯视结构示意图。
[0029]图3为本技术激光通信载荷、前面板、太阳翼驱动机构以及太阳翼驱动安装支架的连接结构示意图。
[0030]图4为本技术六块面板围成的平行六面体一个角度的结构示意图。
[0031]图5为本技术六块面板围成的平行六面体另一个角度的结构示意图。
[0032]图6为本技术分离解锁接口埋件、埋杆的连接结构示意图。
[0033]图7为本技术底面板与前面板的连接结构示意图。
[0034]图8为本技术隔冲组件的结构示意图。
[0035]图9为本技术吊装孔埋件的结构示意图。
[0036]图中示出：
[0037]1-顶面板
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10-太阳翼驱动安装支架
[0038]2-前面板
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11-纳型星敏感器及GNSS天线安装支架
[0039]3-右面板
ꢀꢀꢀꢀꢀ本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种适用于中高轨道的小卫星结构，其特征在于，包括顶面板(1)、前面板(2)、右面板(3)、左面板(4)、后面板(5)、底面板(6)、激光通信载荷(7)、太阳翼驱动机构(9)、太阳翼驱动安装支架(10)、纳型星敏感器及GNSS天线安装支架(11)；所述顶面板(1)、前面板(2)、右面板(3)、左面板(4)、后面板(5)以及底面板(6)围成一个平行六面体，其中，顶面板(1)与底面板(6)相对设置，前面板(2)与后面板(5)相对设置，右面板(3)与左面板(4)相对设置；所述前面板(2)的外侧连接激光通信载荷(7)，前面板(2)的内侧安装太阳翼驱动安装支架(10)，太阳翼驱动机构(9)安装在太阳翼驱动安装支架(10)上并贯穿右面板(3)和左面板(4)；所述顶面板(1)的外侧安装纳型星敏感器及GNSS天线安装支架(11)；所述后面板(5)上设置有推进系统安装接口。2.根据权利要求1所述的适用于中高轨道的小卫星结构，其特征在于，还包括太阳翼压紧座(8)，右面板(3)和左面板(4)的外侧分别安装有太阳翼压紧座(8)。3.根据权利要求2所述的适用于中高轨道的小卫星结构，其特征在于，所述激光通信载荷(7)的左右两侧分别安装有太阳翼压紧座(8)。4.根据权利要求1所述的适用于中高轨道的小卫星结构，其特征在于，所述纳型星敏感器及GNSS天线安装支架(11)包括两个安装面，一个安装面安装纳型星敏感器，一个安装面安装GNSS天线，两个安装面之间具有夹角，所述夹角大于等于90度。5.根据权利要求1所述的适用于中高轨道的小卫星结构，其特征在于，...

【专利技术属性】
技术研发人员：李万元，沈朱泉，刘胜，彭攀，薛久红，王智磊，
申请(专利权)人：上海利正卫星应用技术有限公司，
类型：新型
国别省市：