一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计的制作方法

[0001]
本发明涉及卫星构型设计和结构设计技术领域，更具体的说，尤其涉及一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计。


背景技术：

[0002]
卫星通过运载火箭发射升空，卫星在运载火箭内的安装位置为火箭的整流罩内部，运载火箭整流罩内空间通常为圆柱形。
[0003]
在卫星微小型化和集成化大背景下，星座和多星组网任务带来的一箭多星发射的需求越来越多，为充分挖掘运载火箭的运载空间潜力，适应一箭多星发射要求，需要卫星在构型上更能匹配运载火箭整流罩内的圆柱形空间。
[0004]
现有卫星常见构型多为立方体、多边形柱体或圆柱体，立方体构型对星内设备适应性较好，但在卫星外侧与火箭整流罩之间留有较大间隙；多边形柱体或圆柱体卫星在单星发射状态下可以更多地适应卫星与整流罩空间，但多星发射时卫星与卫星间的空间有较大浪费，且由于外包络形状的限制，不利于展开式太阳翼的布局设计。
[0005]
也有一些针对一箭多星的卫星构型设计，如采用火箭内中心承力筒壁挂式的卫星构型，充分利用了承力筒与整流罩之间的环形空间，但承力筒本身即占用一定的空间，整体的整流罩内空间利用率仍显不足。
[0006]
有鉴于此，针对现有的问题予以研究改良，提供一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计，旨在通过该技术，达到解决问题与提高实用价值性的目的。


技术实现要素：

[0007]
本发明的目的在于提供一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计，以解决上述背景技术中提出的问题和不足。
[0008]
为实现上述目的，本发明提供了一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计，由以下具体技术手段所达成：
[0009]
一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计，包括：整流罩、卫星主体、棱面、固定式太阳翼、展开式太阳翼、对地载荷、大尺寸设备、小尺寸设备、星箭对接接口；所述整流罩的整体外观呈圆柱形，且卫星主体嵌入安装在整流罩的内部；所述棱面位于卫星主体的一侧；所述固定式太阳翼通过支架安装在卫星主体后侧的上部；所述展开式太阳翼通过支架安装在卫星主体两侧的上部；所述对地载荷固定安装在卫星主体的顶端；所述大尺寸设备固定安装在卫星主体的内壁上，且大尺寸设备位于卫星主体的两侧及底部，所述小尺寸设备固定安装在卫星主体前侧的外壁上；所述星箭对接接口固定安装在卫星主体的底部。
[0010]
作为本技术方案的进一步优化，本发明一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计所述卫星主体在整流罩的内部呈环形阵列状分布安装有四处。
[0011]
作为本技术方案的进一步优化，本发明一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计所述卫星主体的整体外观呈五棱柱状，且棱面位于卫星主体前侧的一端。
[0012]
作为本技术方案的进一步优化，本发明一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计所述棱面为卫星主体切割而成的矩形面。
[0013]
作为本技术方案的进一步优化，本发明一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计所述卫星主体上左侧展开式太阳翼的表面积小于右侧展开式太阳翼的表面积。
[0014]
作为本技术方案的进一步优化，本发明一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计所述星箭对接接口在卫星主体的底部呈环形阵列状分布安装有四处，且四处星箭对接接口的轴线贯穿卫星主体的质心。
[0015]
由于上述技术方案的运用，本发明与现有技术相比具有下列优点：
[0016]
1、本发明卫星主体在整流罩的内部呈环形阵列状分布安装有四处，卫星主体的整体外观呈五棱柱状，且棱面位于卫星主体前侧的一端的设置，结构设计合理、空间设计合理，为卫星提供的四分之一圆柱形包络空间，解决卫星主体与整流罩空间利用率低的问题，适应于一箭多星的发射要求。
[0017]
2、本发明卫星主体上左侧展开式太阳翼的表面积小于右侧展开式太阳翼的表面积的设置，适应四分之一圆柱形空间的包络要求，方便卫星主体的安装。
[0018]
3、本发明星箭对接接口在卫星主体的底部呈环形阵列状分布安装有四处，且四处星箭对接接口的轴线贯穿卫星主体的质心的设置，使星箭分离时的分离推力过卫星质心，减小卫星的分离角速度，满足卫星与火箭分离时对卫星质心误差的要求。
[0019]
4、本发明通过对适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计的改进，具有结构设计合理、空间设计合理，解决了卫星主体与整流罩空间利用率低的问题，适应于一箭多星的发射要求，满足卫星与火箭分离时对卫星质心误差的要求的优点，从而有效的解决了本发明提出的问题和不足。
附图说明
[0020]
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
[0021]
图1为本发明的俯视结构示意图；
[0022]
图2为本发明的卫星主体结构示意图；
[0023]
图3为本发明的外部结构示意图；
[0024]
图4为本发明的内部结构示意图；
[0025]
图5为本发明的底部结构示意图。
[0026]
图中：整流罩1、卫星主体2、棱面3、固定式太阳翼4、展开式太阳翼5、对地载荷 6、大尺寸设备7、小尺寸设备8、星箭对接接口9。
具体实施方式
[0027]
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，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
[0028]
需要说明的是，在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上；术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”、“前端”、“后端”、“头部”、“尾部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
[0029]
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
[0030]
同时，在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电性连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
[0031]
请参见图1至图5，本发明提供一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计的具体技术实施方案：
[0032]
一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计，包括：整流罩1、卫星主体2、棱面3、固定式太阳翼4、展开式太阳翼5、对地载荷6、大尺寸设备7、小尺寸设备8、星箭对接接口9；整流罩1的整体外观呈圆柱形，且卫星主体2嵌入安装在整流罩1的内部；棱面3位于卫星主体2的一侧；固定式太阳翼4通过支架安装在卫星主体 2后侧；展开式太阳翼5通过支架安装在卫星主体2两侧；对地载荷7固定安装在卫星主体2的顶端；大尺寸设备7固定安装在卫星主体2的内壁上，且大尺寸设备7位于卫星主体2的两侧及底部，小尺寸设备8固定安装在卫星主体2前侧的外壁上；星箭对接接口9 固定安装在卫星主体2的底部。
[0033]
具体的，卫星主体2在整流罩1的内部呈环形阵列状分布安装有四处。
[0034]
具体的，卫星主体2的整体外观呈五棱柱状，且棱面3位于卫星主体2前侧的一端。
[0035]
具体的，棱面3为卫星主体2切割而成的矩形面。
[0036]
具体的，卫星主体2上左侧展开式太阳翼5的表面积小于右侧展开式太阳翼5的表面积。
[0037]
具体的，星箭对接接口9在卫星主体2的底部呈环形阵列状分布安装有四处，且四处星箭对接接口9的轴线贯穿卫星主体2的质心。
[0038]
具体实施步骤：
[0039]
卫星主体1是在立方体结构的基础上切去一个角，切角在卫星主体1与整流罩1圆柱包络的割线基础上进行调整，形成棱面3，使其不影响卫星舱体内设备的安装，提升一箭多星发射状态下，卫星主体2对运载火箭整流罩1内圆柱形空间的利用率(达到85％以上)。卫星主体2不涉及切角的两个直边，一侧用来安装固定式太阳翼4，一侧用来安装一块较大的展开式太阳翼5，展开式太阳翼5的对侧，按照卫星主体2在整流流罩1内的可用空间，安装一块较小的展开式太阳翼5；固定式太阳翼4的对侧，在轨飞行时为对地方向，用于安装对地面的测控和数传天线等小尺寸设备8。卫星主体2的对地载荷6安装在卫星主体2顶面外侧，为适应运载火箭空间包络限制，对地载荷6安装偏离卫星舱顶面形心。卫星舱内设备按照切角立方体的形态进行优化布局，大尺寸设备7安装在卫星主体2底板和较宽的结构侧板上，小尺寸设备8安装在较窄的结构侧板上，部分尺寸合适的小尺寸设备8在不影响天线辐射特
性的前提下，转移至卫星主体2舱外位置，同时设备布局应考虑卫星在轨时各舱板因光照条件不同带来的温度差异对设备性能的影响。
[0040]
综上所述：该一种适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计，通过卫星主体在整流罩的内部呈环形阵列状分布安装有四处，卫星主体的整体外观呈五棱柱状，且棱面位于卫星主体前侧的一端的设置，结构设计合理、空间设计合理，为卫星提供的四分之一圆柱形包络空间，解决卫星主体与整流罩空间利用率低的问题，适应于一箭多星的发射要求；通过卫星主体上左侧展开式太阳翼的表面积小于右侧展开式太阳翼的表面积的设置，适应四分之一圆柱形空间的包络要求，方便卫星主体的安装；通过星箭对接接口在卫星主体的底部呈环形阵列状分布安装有四处，且四处星箭对接接口的轴线贯穿卫星主体的质心的设置，使星箭分离时的分离推力过卫星质心，减小卫星的分离角速度，满足卫星与火箭分离时对卫星质心误差的要求；通过对适应圆柱形整流罩空间一箭多星发射的微小卫星构型设计的改进，具有结构设计合理、空间设计合理，解决了卫星主体与整流罩空间利用率低的问题，适应于一箭多星的发射要求，满足卫星与火箭分离时对卫星质心误差的要求的优点，从而有效的解决了本发明提出的问题和不足。
[0041]
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

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