一种低轨红外遥感卫星结构的制作方法

[0001]
本实用新型涉及一种红外遥感卫星。


背景技术：

[0002]
低轨卫星系统一般是指多个卫星构成的可以进行实时信息处理的大型的卫星系统，其中卫星的分布称之为卫星星座。随着航天市场的需求不断增加，已经在通讯、遥感、电子、侦察等领域获得了广泛的应用，受到航天、军事、工业及普通研究机构的普遍关注。其中，在遥感领域，低轨卫星如2014年谷歌的skybox，可提供时间分辨率较高的亚米级彩色影像和地球高清视频；如由中科遥感独家代理的小卫星群，是迄今为止最大的微纳卫星群，提供3-5米分辨率的可见光和近红外数据。中国的北京二号、吉林一号等商业卫星星座，可提供覆盖全球的1米左右分辨率的遥感影像，吉林一号还包括分辨率为1.12米的高分辨率视频成像系统。
[0003]
随着商业卫星的增多、遥感行业的发展，越来越多的科技创新公司有意愿进入遥感领域，将物理模型、地理信息数据、人工智能、大数据挖掘可视化等方面的信息与技术与遥感大数据进行结合，实现遥感产业的创新应用。低轨遥感卫星具有体积小、重量轻、性能好、研制周期短、成本低、发射方式灵活等特点，成为当前航天技术发展的重要方向之一，并显示出良好的经济和社会效益。
[0004]
针对现有卫星，入轨后随着各类活动件的开启以及不断进出阴影区，卫星上出现微振动环境，如反作用轮、太阳能活动板驱动机构等活动部件微振动加速度会传递至红外相机等测量系统，影响遥感卫星的成像效果。


技术实现要素：

[0005]
针对现有卫星红外相机受微振动环境影响成像效果的问题，本实用新型提供一种低轨红外遥感卫星结构。
[0006]
本实用新型的一种低轨红外遥感卫星，包括卫星本体、红外相机1和三块太阳能电池板，红外相机1设置在卫星本体的顶部，三块太阳能电池板分别为一块体装板161和两块展开板162，体装板161固定在卫星本体的外壳体上，两块展开板162分布在体装板161两侧，并分别与体装板161两侧铰接，所述三块太阳能电池板的背板与红外相机1的壳体的组成相同，均包括外壳板110、蜂窝层120、第一约束层130、减振层131和第二约束层132；
[0007]
外壳板110、蜂窝层120、第一约束层130、减振层131和第二约束层132由外至内依次设置，其中减振层131为倾斜状；
[0008]
所述减振层131采用粘弹性阻尼材料，外壳板110、第一约束层130和第二约束层132采用复合材料压板。
[0009]
作为优选，所述卫星本体的外壳体结构与红外相机1的壳体结构相同。
[0010]
作为优选，所述卫星本体包括外壳体、测控应答机6、测控天线7、gps天线14、相控阵天线2、载荷单机9、星务计算机3、反作用飞轮12、光纤陀螺10、星敏感器8、磁力矩器4、电
源控制器5、蓄电池11、分离机构和推进系统13；
[0011]
外壳体包括六块面板，组成封闭空间，红外相机1设置在上面板的上部，红外相机1的采集端设置在上面板的顶面，采集端朝上，红外相机1的测量电路位于上面板的下部；且测量电路的壳体部分的两个侧面分别固定在外壳体相邻的第一侧面板和第二侧面板上；
[0012]
反作用飞轮12、蓄电池11、相控阵天线2、光纤陀螺10、星务计算机3、载荷单机9、电源控制器5和推进系统13固定在第一侧面板上，且推进系统13设置在第一侧面板的底部；
[0013]
测控应答机6和磁力矩器4固定在第二侧面板上；
[0014]
测控天线7和gps天线14设置在下面板的底面，且分别位于一个角上，gps天线14和测控天线7均朝向卫星外侧；
[0015]
星敏感器8和分离机构设置在第三侧面板的外侧面；
[0016]
体装板161固定在第一侧面板的外表面。
[0017]
本实用新型的有益效果在于:本实用新型的卫星结构将卫星本体的壳体、红外相机1的壳体和背板在蜂窝板的基础上设置一个减振装置,该减振装置采用两个约束层之间间隙中的填充阻尼材料的减振层且处于倾斜位置，能为水平与竖直两个方向的振动提供阻尼力，为红外相机的采集端及内部测量电路及在太阳能电池板活动过程中降低振动，减弱微振动环境，降低对遥感成像的影响。本实用新型还提供了卫星内部各功能系统的工作空间、位置布局、天线指向等，节约空间的同时，实现合理布局。
附图说明
[0018]
图1为本实用新型的一种低轨红外遥感卫星结构的示意图；
[0019]
图2为图1的另一个角度的示意图；
[0020]
图3为图2中三块太阳能电池板展开的示意图；
[0021]
图4为红外相机的壳体的示意图；
[0022]
图5为太阳能电池板的背板的示意图；
[0023]
图6为本实用新型的一种低轨红外遥感卫星结构内部分布示意图。
具体实施方式
[0024]
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。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0025]
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0026]
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明，但不作为本发明的限定。
[0027]
本实施方式的一种低轨红外遥感卫星，如图1至图3所示，包括卫星本体、红外相机1和三块太阳能电池板，红外相机1设置在卫星本体的顶部，红外相机1的壳体如图4所示，分为上下两部分，第一部分设置在卫星本体的顶部，用于放置采集端，采集端通过窗口140采集图像，第二部分嵌入卫星本体内，用于放置测量电路，第一部分设置有卡部141，用于卡在卫星本体的顶部；
[0028]
如图4所示，本实施方式红外相机1的壳体包括外壳板110、蜂窝层120、中约束层130、减振层131和约束层132；
[0029]
外壳板110、蜂窝层120、第一约束层130、减振层131和第二约束层132由外至内依次设置，其中减振层131为倾斜状；
[0030]
所述减振层131采用粘弹性阻尼材料，外壳板110、第一约束层130和第二约束层132采用复合材料压板。本实施方式的卫星采用蜂窝板结构形式，以实现卫星各功能分系统的结构连接与部件的安装支撑；
[0031]
本实施方式的约束层是在自由阻尼结构的基础上增加的约束，由于约束层的约束，使结构振动时减振层承受较大的剪切变形和一部分拉压变形，从而在合成的交变应力作用下，通过粘弹性阻尼材料长链分子的分子链的破坏而损耗振动能量，从而增加整个结构的阻尼效应，在没有显著改变壳体刚度和质量的情况下，能够有效降低振动响应共振峰值的幅度。
[0032]
当红外相机1水平方向发生振动时，减振层131由于第一约束层130和第二约束层132发生剪切变形和压缩变形会耗散大量的振动能量，起到了对水平方向振动很好的阻尼作用，而当红外相机1竖直方向发生振动时，减振层131同样由于第一约束层130和第二约束层132间的剪切变形和压缩变形耗散竖直方向振动能量，本实施例可以有效抑制红外相机1在工作中各个方向的高频震动。
[0033]
本实施方式的卫星结构包括三块太阳能电池板分别为一块体装板161和两块展开板162，体装板161固定在卫星本体的外壳体上，两块展开板162分布在体装板161两侧，并分别与体装板161两侧铰接，太阳电池板收拢状态的卫星结构如图2所示，展开状态的卫星结构如图3所示。
[0034]
如图5所示，本实施方式的太阳能电池板包括太阳能接收板163和背板，太阳能接收板163和背板贴合在一起，该背板与红外相机1的壳体的组成相同，包括外壳板110、蜂窝层120、中约束层130、减振层131和约束层132；
[0035]
外壳板110、蜂窝层120、第一约束层130、减振层131和第二约束层132由外至内依次设置，其中减振层131为倾斜状；
[0036]
所述减振层131采用粘弹性阻尼材料，外壳板110、第一约束层130和第二约束层132采用复合材料压板。
[0037]
当太阳能电池板的板面垂直方向发生振动时，减振层131由于第一约束层130和第二约束层132发生剪切变形和压缩变形会耗散大量的振动能量，起到了对垂直方向振动很好的阻尼作用，降低了太阳能电池板的振动，进而传递至红外相机振动也会减少。
[0038]
卫星本体的外壳体结构与红外相机1的壳体结构相同，实现减振功能。
[0039]
本实施方式的复合材料压板采用碳纤维树脂层/环氧树脂单向板，先手工铺贴，然后热压固化形成复合材料压板；本实施方式的粘弹性阻尼材料选择zn-1型丁基阻尼橡胶，厚度为0.1mm至1mm厚的胶膜，然后和碳纤维单板一起裁切，手工铺叠，最后高温共固化成型；
[0040]
此外，在进行该卫星结构设计时，还考虑了各功能系统的工作空间、位置布局、天线指向等要求。卫星内部各功能系统结构如图6所示。包括测控系统、星务计算机3、姿轨控系统、电源与供配电系统和推进系统13；
[0041]
所述测控系统，包括测控应答机6、测控天线7、gps天线14、相控阵天线2、载荷单机9和红外相机1，用于接收地面站发射的上行遥控信号并进行解调，生成指令并执行，或将指令发送到星务计算机3执行，以及将星务计算机3发送的工程遥测参数经调制后下传到地面站，采集测控模块自身的工程参数，发送至综合电子系统模块，同时也可完成载荷数据的下行数传；
[0042]
星务计算机3，主要功能为对卫星进行星务管理，对星上各单机部件进行管理，控制卫星姿态及轨道，同时接收并执行遥控指令及注入数据，采集、打包并发送遥测信息，并具备整星热控、电源和推进管理功能。
[0043]
姿轨控系统包括反作用飞轮12、光纤陀螺10、星敏感器8、磁力矩器4，主要功能是具备姿态和轨道的确定与控制等功能：卫星的姿态控制功能用于获取卫星姿态并施加控制力矩，稳定、保持卫星当前姿态或控制卫星姿态从当前姿态过渡到另一个姿态，轨道控制功能用于根据卫星任务要求进行轨道的调整，保证轨道满足任务的约束。
[0044]
电源与供配电系统包括太阳电池板、电源控制器5、蓄电池11，主要功能为卫星在轨运行期间，为卫星提供电源，满足各仪器设备的功率需求；电源分系统在光照期利用太阳电池阵发电，对卫星各设备供电，并对蓄电池充电，在地影期由蓄电池对卫星各设备供电。
[0045]
推进系统13，配有1个单组元贮箱和4个0.2n推力器，其主要功能是控制卫星的运行姿态和轨道，并具有系统角动量管理功能等。
[0046]
卫星本体的外壳体包括六块面板，组成封闭空间，红外相机1设置在上面板的上部，红外相机1的采集端设置在上面板的顶面，采集端朝上，红外相机1的测量电路位于上面板的下部；且测量电路的壳体部分的两个侧面分别固定在外壳体相邻的第一侧面板和第二侧面板上；
[0047]
反作用飞轮12、蓄电池11、相控阵天线2、光纤陀螺10、星务计算机3、载荷单机9、电源控制器5和推进系统13固定在第一侧面板上，且推进系统13设置在第一侧面板的底部；
[0048]
测控应答机6和磁力矩器4固定在第二侧面板上；
[0049]
测控天线7和gps天线14设置在下面板的底面，且分别位于一个角上，gps天线14和测控天线7均朝向卫星外侧；
[0050]
星敏感器8和分离机构设置在第三侧面板的外侧面；分离机构作为卫星发射前在火箭上的对接装置，以保证星箭间的可靠连接与分离；
[0051]
体装板161固定在第一侧面板的外表面。
[0052]
虽然在本文中参照了特定的实施方式来描述本发明，但是应该理解的是，这些实施例仅仅是本发明的原理和应用的示例。因此应该理解的是，可以对示例性的实施例进行许多修改，并且可以设计出其他的布置，只要不偏离所附权利要求所限定的本发明的精神和范围。应该理解的是，可以通过不同于原始权利要求所描述的方式来结合不同的从属权利要求和本文中所述的特征。还可以理解的是，结合单独实施例所描述的特征可以使用在其他所述实施例中。

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