一种实现高敏捷机动能力的模块化卫星平台的制作方法

[0001]
本发明涉及卫星总体设计技术领域，具体涉及一种实现高敏捷机动能力的模块化卫星平台。


背景技术：

[0002]
近年来，我国遥感卫星技术取得长足进步，在国土资源、测绘、海洋观测、环境减灾等领域均取得成功应用，资源、天绘、高分、海洋等系列大中型遥感卫星的不断发射应用，标志着遥感卫星技术进入到工程应用阶段，为降低成本，提高研制效率，通用化、货架化的卫星平台技术成为研究热点。
[0003]
目前，我国航天器适用于大中型遥感载荷的卫星平台，多为以中心承力筒加结构板作为承力结构，存在以下问题：
[0004]
(1)模块化程度低：传统遥感卫星往往以主结构组成划分模块，典型的大中型遥感卫星普遍分为服务舱和载荷舱两个结构模块，所有设备均布设在两个舱段结构上，没有功能模块的定义。
[0005]
(2)模块无法进行灵活配置：一方面，由于没有功能模块的定义，操作的是设备个体，如推进分系统没有形成功能模块，在进行总体布局时就只能按照推力器、阀体等设备进行个体布局；另一方面模块间没有通用化的接口，一旦调整模块之间的装配关系需要对模块进行重新设计。
[0006]
(3)敏捷机动能力差：由于不考虑敏捷机动要求，平台的转动惯量往往不作为约束条件，太阳电池阵等需在轨展开的部组件不仅转动惯量大，且连接刚度低，无法实现控制执行后的快速稳定。大力矩控制执行机构虽然能提高卫星的机动能力，但引入的微振动会直接影响遥感载荷的成像效果。


技术实现要素：

[0007]
有鉴于此，本发明提供了一种实现高敏捷机动能力的模块化卫星平台，能够提高卫星平台的模块化程度，且模块之间能够灵活配置，敏捷机动能力高。
[0008]
本发明的技术方案为：一种实现高敏捷机动能力的模块化卫星平台，包括：轨道推进模块、控制执行模块、平台舱段结构模块i、平台舱段结构模块ii、载荷适配模块、载荷-平台一体化模块和太阳电池阵模块；
[0009]
所述轨道推进模块、控制执行模块、载荷适配模块、载荷-平台一体化模块和太阳电池阵模块均为功能模块；其中，轨道推进模块用于实现轨道控制和姿态控制功能，控制执行模块用于实现卫星姿态控制执行功能，载荷适配模块用于实现载荷与该模块化卫星平台之间的适配连接，载荷-平台一体化模块用于实现载荷与该模块化卫星平台姿态测量共基准功能以及关联设备一体化安装功能，太阳电池阵模块用于为卫星提供能源保障；
[0010]
所述平台舱段结构模块i和平台舱段结构模块ii形成主结构模块，作为卫星平台的主承力结构，能够承受卫星的主动段及在轨段的力学环境，并为各功能模块及各功能模
块中的设备提供安装和连接基础；
[0011]
通过调整各模块的配型和尺寸，能够形成不同构形的卫星平台。
[0012]
优选地，所有模块均采用小截面结构构型。
[0013]
优选地，所述轨道推进模块分为中置式推进模块和底置式推进模块；其中，中置式推进模块为支撑框结构，底置式推进模块为结构板形成的长方体框架结构。
[0014]
优选地，所述轨道推进模块通过调整高度能够适应卫星燃料携带量为80～400kg的要求。
[0015]
优选地，所述控制执行模块分为中置式控制执行模块和底置式控制执行模块，所述中置式控制执行模块用于无敏捷性要求的中小力矩执行部件，底置式控制执行模块用于大力矩执行部件。
[0016]
优选地，所述轨道推进模块、平台舱段结构模块i、平台舱段结构模块ii均采用统一外骨架结构构型。
[0017]
优选地，所述控制执行模块采用四个以上大力矩控制力矩陀螺形成一体化多面棱锥构型，以降低卫星平台的转动惯量。
[0018]
有益效果：
[0019]
1、本发明的模块化卫星平台首先将平台进行了全模块化设计，将卫星平台分为功能模块和主结构模块，主结构模块形成卫星的主承力结构，功能模块是对平台特定功能的结构化、集成化封装；平台的主结构模块截面尺寸及高度均可调整，功能模块可以根据需要进行灵活配置；基于卫星任务及载荷配置的不同可以通过主结构模块特征尺寸的调整以及功能模块的灵活配置形成不同构形的卫星平台；大大提高了平台的通用性及任务适应性，可适应光学相机、光谱成像仪、激光高度计、激光雷达、微波辐射计、微波散射计、合成孔径雷达等各类光学及微波载荷，载荷承载能力为200kg～1500kg。
[0020]
2、本发明的模块化卫星平台主结构模块采用小截面设计，能够将卫星平台的转动惯量降到最低，配置大力矩执行机构模块，确保了高敏捷机动指标的实现，使遥感卫星具备了同轨多点目标成像模式、同轨多条带拼幅成像模式、同轨多角度成像模式、同轨立体成像模式、非沿迹/沿迹主动推扫成像模式等多种成像模式，大幅提高了卫星平台的使用效能。
附图说明
[0021]
图1为本发明卫星平台的模块库中的各个模块示意图；
[0022]
图2为本发明中适应光学载荷的卫星平台模块组成示意图；
[0023]
图3为本发明中适应光学载荷的卫星平台尺寸规划示意图；
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图4为本发明中适应光学载荷的卫星平台发射状态示意图；
[0025]
图5为本发明中适应光学载荷的卫星平台在轨状态示意图；
[0026]
图6为本发明中适应微波载荷的卫星平台模块组成示意图；
[0027]
图7为本发明中适应微波载荷的卫星平台尺寸规划示意图；
[0028]
图8为本发明中适应微波载荷的卫星平台发射状态示意图；
[0029]
图9为本发明中适应微波载荷的卫星平台在轨状态示意图。
[0030]
其中，1、轨道推进模块，11、中置式推进模块，12、底置式推进模块，2、控制执行模块，21、中置式控制执行模块，22、底置式控制执行模块，3、平台舱段结构模块i，4、平台舱段
结构模块ii，5、载荷适配模块，51、顶置式载荷刚性适配模块，52、顶置式载荷柔性适配模块，53、侧置式载荷刚性适配模块，6、载荷-平台一体化模块，7、太阳电池阵模块，71、并联展开太阳电池阵模块，72、串联展开太阳电池阵模块。
具体实施方式
[0031]
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
[0032]
实施例1：
[0033]
本实施例提供了一种实现高敏捷机动能力的模块化卫星平台，能够提高卫星平台的模块化程度，且模块之间能够灵活配置，敏捷机动能力高。
[0034]
如图1所示，该模块化卫星平台包括：主结构模块和功能模块；其中，主结构模块作为卫星平台的主承力结构，能够承受卫星的主动段及在轨段的力学环境，并为各功能模块及各功能模块中的设备提供安装和连接基础，包括：平台舱段结构模块i3和平台舱段结构模块ii4；功能模块包括：轨道推进模块1、控制执行模块2、载荷适配模块5、载荷-平台一体化模块6和太阳电池阵模块7；
[0035]
具体地：平台舱段结构模块i3用于布局服务系统设备，包括：电源和供配电、姿轨控线路、测控及数据管理等设备；平台舱段结构模块ii4用于布局载荷及其支持设备，如数据传输、热控等设备；
[0036]
轨道推进模块1用于实现轨道控制和姿态控制功能，其包括：推力器、控制阀、气瓶、贮箱、管路及推进模块结构；轨道推进模块1分为中置式推进模块11和底置式推进模块12；其中，中置式推进模块11为支撑框结构，底置式推进模块12为结构板形成的长方体框架结构，轨道推进模块1通过调整高度能够适应卫星燃料携带量为80～400kg的要求；
[0037]
控制执行模块2用于实现卫星姿态控制执行功能，其包括：控制执行机构、减隔振机构及支架，根据控制执行机构的不同可分为配置cmg的大力矩控制执行模块和配置动量轮的中小力矩控制执行模块；根据减隔振机构的不同可分为集成减隔振和分布减隔振，其中集成减隔振采用内置阻尼隔振器的多杆并联杆系，实现支架和主结构模块的连接；根据布局位置的不同，控制执行模块2又可分为中置式控制执行模块21和底置式控制执行模块22，中置式控制执行模块21用于无敏捷性要求的中小力矩执行部件，底置式控制执行模块22用于热耗较大的大力矩执行部件；
[0038]
载荷适配模块5用于实现载荷与该模块化卫星平台之间的适配连接，可分为刚性适配(顶置式载荷刚性适配模块51和侧置式载荷刚性适配模块53)和柔性适配(顶置式载荷柔性适配模块52)，刚性适配为高稳定性复合材料支撑框结构，采用低膨胀复合材料(低膨胀指膨胀系数小于5e-6
/℃)实现在轨时良好的热稳定性；柔性适配由刚性连接组件、柔性连接组件及适配结构组成，其中，刚性连接组件承受主动段力学环境，柔性连接组件通过载荷的柔性连接实现在轨的无应力观测；
[0039]
载荷-平台一体化模块6用于实现载荷与该模块化卫星平台姿态测量共基准功能以及关联设备一体化安装功能，包括：固连在载荷主承力结构上的姿态测量装置及安装在平台结构上的载荷防护罩，载荷防护罩不仅用于载荷的安全防护、杂散光遮挡、热环境控制等功能，同时还为数传天线、中继天线、测控天线及大气校正等提供安装基础，解决了天线布局在主结构模块上的视场遮挡问题；
[0040]
太阳电池阵模块7用于为卫星提供能源保障，根据展开构型的不同分为并联展开太阳电池阵模块71及串联展开太阳电池阵模块72，并联展开太阳电池阵模块71相比于串联展开太阳电池阵模块72，更加适用于需要实现敏捷性能要求的卫星，能够有效降低卫星的转动惯量并提高连接刚度；
[0041]
针对卫星任务及载荷配置的不同进行各模块的灵活配型和尺寸调整形成不同构形的卫星平台；卫星平台各组成模块均采用小截面结构构型及集约化设计，其中，轨道推进模块1、平台舱段结构模块i3、平台舱段结构模块ii4均采用统一外骨架结构构型形成平台主传力结构，将典型卫星主结构的转动惯量降到最低；卫星平台设置的载荷-平台一体化模块6将载荷的安全防护、杂散光遮挡、热环境控制等功能与平台的测控、数传及中继数据接收和发送功能进行一体化集成设计，以提高平台的功能密度比，降低卫星平台的转动惯量；卫星平台的控制执行模块2采用四个以上大力矩控制力矩陀螺形成一体化多面棱锥构型，将控制执行模块2的功能密度比提到最高，降低了卫星平台的转动惯量；卫星平台的太阳电池阵模块7采用高刚度小惯量的并联太阳翼，将太阳电池阵在轨展开后的转动惯量降到最低；
[0042]
通过上述措施，将中等规模卫星在轨的转动惯量降低到最低，实现卫星的高敏捷机动能力；卫星平台的控制执行模块2采用减隔振机构，与载荷适配模块5一起形成卫星平台的二级振动抑制，为平台高机动后实现稳定成像提供支撑；卫星平台的轨道推进模块1通过纵向尺寸调整可实现从80kg～400kg燃料携带量的不同配置，使卫星平台具备两次以上轨道机动的能力，大幅提高卫星的使用效能；
[0043]
该卫星平台的设计步骤包括：
[0044]
第一步：确定载荷的适配方式；
[0045]
根据任务需求及载荷配置选择载荷顶置式适配或侧置式适配，一般光学载荷、抛物面天线式微波载荷选择顶置式适配，平板天线式微波载荷选择侧置式适配；
[0046]
第二步：根据燃料携带量及卫星飞行方式确定轨道推进模块的规模和布局，纵轴对地式卫星一般将轨道推进模块1中置；
[0047]
第三步：根据敏捷性能及微振动抑制指标确定控制执行模块1的规模和布局，其中，底置式推进模块12相比于中置式推进模块11对载荷的微振动影响更小；
[0048]
第四步：根据电子设备配套及包络确定平台舱段结构模块i3和平台舱段结构模块ii4的外骨架尺寸，敏捷性能指标及载荷规模能够决定平台舱段结构模块i3和平台舱段结构模块ii4的横截面尺寸；
[0049]
第五步：根据敏捷性能指标及整星功率需求选择并联或串联展开太阳电池阵模块，敏捷性要求高的卫星一般采用并联展开太阳电池阵模块71。
[0050]
实施例2：
[0051]
典型的光学载荷设定为主镜口径约1m的高分辨率光学相机，装载于运行在太阳同步轨道的光学成像卫星上，获取全色与多光谱的地表影像，卫星具备快速敏捷成像能力；
[0052]
在实施例1的基础上，如图2所示，适应光学载荷的卫星平台中的主结构模块同时使用平台舱段结构模块i3和平台舱段结构模块ii4，由于适应光学载荷的卫星对敏捷性要求较高，控制执行机构采用配置cmg的大力矩控制执行模块，由于热耗大，采用底置式集成减隔振控制执行模块；由于适应光学载荷的卫星敏捷性要求高，且燃料携带量为200kg，轨
道推进模块1采用中置式推进模块11；考虑卫星成本及加工周期，采用顶置式载荷柔性适配模块52，刚性连接组件和柔性连接组件均采用货架式产品；载荷-平台一体化模块6由载荷防护罩实现(载荷-平台一体化模块6具体表现为载荷防护罩的设计)，在载荷防护罩上安装两付数传天线和一付测控天线；考虑适应光学载荷的卫星的敏捷性要求，将两付并联展开太阳电池阵模块置于卫星两侧；
[0053]
如图3所示，由于光学载荷主镜口径为1m，考虑到适应光学载荷的卫星敏捷性要求，主结构模块的截面尺寸采用1400mm
×
1400mm，考虑到控制执行模块2和轨道推进模块1的高度，将平台服务舱高度设置为920mm；平台载荷舱高度主要由光学载荷沉入平台的后镜身高度及轨道推进模块1进入载荷舱的高度决定，设置为1100mm，载荷适配模块5的高度为100mm，载荷-平台一体化模块6的高度决定于载荷防护罩模块的高度，根据载荷杂散光遮挡角度的要求设定为2550mm；
[0054]
适应光学载荷的卫星平台采用纵轴对地的飞行姿态，如图4所示，发射状态下，该卫星平台的z轴(纵轴)向上(与对地方向相反)，太阳翼收拢并压紧在卫星星体两侧面；如图5所示，在正常的飞行状态下，+x为飞行方向，+y垂直卫星轨道面，+z(纵轴正向)为对地方向。
[0055]
实施例3：
[0056]
典型的微波载荷设定为1m分辨率c频段多极化微波天线，装载于运行在太阳同步轨道的微波成像卫星上，用于获取高分辨率地表微波图像；
[0057]
如图6所示，在实施例1的基础上，微波卫星主结构模块同时使用平台舱段结构模块i3和平台舱段结构模块ii4，由于主载荷为平板微波天线载荷，因此载荷和主结构模块的位置关系为侧置式，且在主结构模块上设置微波载荷的压紧点；功能模块的选取考虑以下因素：由于该卫星对敏捷性要求不高，控制执行机构采用配置动量轮的中小力矩控制执行模块，采用中置式控制执行模块21；由于敏捷性要求不高，采用底置式推进模块12；该卫星对供电能力要求较高，采用两付单轴转动的串联展开太阳电池阵模块72安装于卫星星体两侧；
[0058]
如图7所示，微波载荷天线单板宽度为1450mm，因此主结构模块的截面尺寸采用1400mm
×
1400mm，考虑到控制执行模块2和贮箱的高度，将平台服务舱高度设置为1100mm；平台载荷舱高度主要由载荷决定，设置为1430mm，根据卫星燃料的携带量，将轨道推进模块1高度设置为330mm；
[0059]
适应微波载荷的卫星平台也采用纵轴对地的飞行姿态，如图8所示，发射状态下，卫星的z轴(纵轴)向上(与对地方向相反)，太阳翼收拢并压紧在卫星星体两侧面；如图9所示，在正常的飞行状态下，+x为飞行方向，+y垂直卫星轨道面，+z(纵轴正向)为对地方向
[0060]
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

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