一种适用于微小卫星的可在轨展开主承力结构的制作方法

本实用新型航天结构技术领域，特别是涉及一种适用于微小卫星的可在轨展开主承力结构。

背景技术：

微小卫星以其低成本化、可搭载发射等优点广泛应用于商业航天领域，特别是作为试验验证星具有低成本、周期短的优势。同样的，微小卫星也存在一定的不足：

(1)卫星本体偏小，验证不充分；

(2)普遍为立方体，对特定指向的面积较小，特别是通信卫星等需要对地指向的面积较大，无法满足要求；

(3)卫星散热面较小，一些大功率卫星无法满足散热要求。

技术实现要素：

本实用新型所要解决的技术问题是提供一种适用于微小卫星的可在轨展开主承力结构，可进行部分结构的在轨展开，以弥补一些微小卫星对地指向和散热面积较小的缺点。

为了解决上述技术问题，本实用新型采用了如下的技术方案：

一种适用于微小卫星的可在轨展开主承力结构，包括由上、下、前、后四块固定式承力舱板组成的本体以及位于所述本体左、右两侧的可展开式承力舱板；两块所述可展开式承力舱板分别与位于下方的固定式承力舱板通过铰链进行铰接，且所述本体和所述可展开式承力舱板组成舱体，所述可展开式承力舱板上安装有单机/大功率器件//载荷，所述可展开式承力舱板与所述本体之间安装有将可展开式承力舱板进行支撑的支撑机构，所述可展开式承力舱板与所述本体之间安装有爆炸火工品，所述本体的底部安装有用于与火箭连接的星箭对接装置，所述本体上还安装有供电装置。

本技术方案中，主体为卫星主承力结构，用于支撑大部分单机；可展开式承力舱板用以支撑对地载荷、少部分单机及大功率器件，且可展开式承力舱板可实现发射、在轨两个状态的构型变化，发射时作为承力结构一部分，实现载荷对地指向；支撑机构作为卫星承力结构的一部分，起到加强的作用；星箭对接装置用于卫星与火箭相连，用于卫星发射，发射后火箭与卫星本体分离，舱外载荷和舱内载荷为卫星有效载荷，供电装置为卫星提供电力。

作为优化，所述供电装置为太阳能帆板，所述太阳能帆板通过铰链铰接在所述本体的顶部。

这样，太阳能帆板为卫星提供电力，可在轨展开。

作为优化，所述爆炸火工品为爆炸螺栓，且所述爆炸螺栓有4个，所述爆炸螺栓各设两个分别安装在两块所述可展开式承力舱板上。

这样，爆炸螺栓为现有产品，容易购买，用于可展开式承力舱板的在轨展开。

作为优化，所述支撑机构有4个，所述本体左、右两侧分别各设两个，支撑机构包括压紧弹性杆和两根固定转轴，所述压紧弹性杆与两根所述固定转轴固定连接，两根所述固定转轴分别与所述本体以及所述可展开式承力舱板铰接。

这样，固定转轴用于可展开式承力舱板的平动限位，压紧弹性杆为可展开式承力舱板提供展开动力及展开后的结构支撑，结构简单，可以使承载板和固定式承力舱板连接更稳固。

作为优化，所述固定式承力舱板和可展开式承力舱板均通过热控一体化技术处理。

这样，固定式承力舱板和可展开式承力舱板均具有良好导热性。

作为优化，所述星箭对接装置为星箭对接环。

这样，星箭对接环为现有产品，容易购买。

一种适用于微小卫星的可在轨展开主承力结构采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

(1)本实用新型从卫星发射前的连接、固定，到发射后可展开式承力舱板的在轨展开，进行了全方位的考量，实现卫星发射的安全可靠及在轨展开的安全方便，采用本发明所提供的方案可同时低成本、搭载发射，大大降低发射成本，同时为卫星提供较大的对地面和较大的散热面，实现大功率卫星的低成本化；

(2)设计满足卫星的方便、可靠性，便于卫星的型谱化设计；

(3)满足卫星在轨展开的简易和安全性，发射前各卫星的组装方便，要求宽松，发射过程中满足安全性要求，在轨解锁安全方便。

附图说明

图1为本实用新型一种适用于微小卫星的可在轨展开主承力结构的发射状态结构示意图；

图2为本实用新型一种适用于微小卫星的可在轨展开主承力结构的在轨展开状态结构示意图；

图3为本实用新型一种适用于微小卫星的可在轨展开主承力结构的发射状态的支撑机构的结构示意图；

图4为本实用新型一种适用于微小卫星的可在轨展开主承力结构的在轨展开状态的支撑机构的结构示意图；

图5为本实用新型一种适用于微小卫星的可在轨展开主承力结构的发射状态的支撑机构与固定式承力舱板、可展开式承力舱板的连接示意图；

图6为本实用新型一种适用于微小卫星的可在轨展开主承力结构的在轨展开状态支撑机构与固定式承力舱板、可展开式承力舱板的连接示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型作进一步的详细说明。在本实用新型的描述中，需要理解的是，方位词如“上、下、前、后、左、右”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。本实施例中的固定连接可以理解为通过焊接固定，也可以通过螺栓或者螺钉进行固定。

为了解决上述技术问题，本实用新型采用了如下的技术方案：

如图1-6所示，一种适用于微小卫星的可在轨展开主承力结构，包括由上、下、前、后四块固定式承力舱板1组成的本体以及位于所述本体左、右两侧的可展开式承力舱板3；两块所述可展开式承力舱板3分别与位于下方的固定式承力舱板通过铰链进行铰接，且所述本体和所述可展开式承力舱板3组成舱体，所述可展开式承力舱板3上安装有单机/载荷2，所述可展开式承力舱板3与所述本体之间安装有将可展开式承力舱板进行支撑的支撑机构6，所述可展开式承力舱板3与所述本体之间安装有爆炸火工品5，所述本体的底部安装有用于与火箭连接的星箭对接装置，所述本体上还安装有供电装置。

这样，主体为卫星主承力结构，用于支撑大部分星上单机；可展开式承力舱板用以支撑对地载荷及大功率器件，且可展开式承力舱板可实现发射、在轨两个状态的构型变化，发射时作为承力结构一部分，在轨可实现单边展开，实现载荷对地指向，并实现双面散热；支撑机构作为卫星承力结构的一部分，起到加强的作用；星箭对接装置用于卫星与火箭相连，用于卫星发射，发射后火箭与卫星本体分离，舱外载荷和舱内载荷为卫星有效载荷，供电装置为卫星提供电力。

本实施例中，所述供电装置为太阳能帆板7，所述太阳能帆板7通过铰链铰接在所述本体的顶部。

这样，太阳能帆板为卫星提供电力，可在轨展开。

本实施例中，所述爆炸火工品5为爆炸螺栓，且所述爆炸螺栓有4个，所述爆炸螺栓各设两个分别安装在两块所述可展开式承力舱板3上。

这样，爆炸螺栓为现有产品，容易购买，用于可展开式承力舱板的在轨展开。

本实施例中，所述支撑机构6有4个，所述本体左、右两侧分别各设两个，包括压紧弹性杆62和两根固定转轴61，所述压紧弹性杆62与两根所述固定转轴61固定连接，两根所述固定转轴61分别与所述本体以及所述可展开式承力舱板3铰接。

这样，固定转轴用于可展开式承力舱板的平动限位，压紧弹性杆为可展开式承力舱板提供展开动力及展开后的结构支撑，结构简单，可以使承载板和固定式承力舱板连接更稳固。

本实施例中，所述固定式承力舱板和可展开式承力舱板均通过热控一体化技术处理。

这样，固定式承力舱板和可展开式承力舱板均具有良好导热性。

本实施例中，所述星箭对接装置为星箭对接环4。

这样，星箭对接环为现有产品，容易购买。

采用本实用新型所提供的方案可同时实现小包络发和大功率载荷的指向和散热需求，特别是针对要求载荷对地指向，且热耗较大的通信卫星具有较大优势。本实用新型可用于100公斤以下的微小卫星，实现低成本搭载的同时，实现较大卫星载荷的功能。

本实用新型的原理如下：

如图1所示为卫星发射状态，卫星主承力结构由固定式承力舱板1和可展开式承力舱板3构成，其中可展开式承力舱板3与固定式承力舱板1采用爆炸火工品5固定。卫星上对地指向和大功率单机/载荷2安装于可展开式承力舱板3上，整个卫星通过星箭对接环4与火箭相连；卫星发射入轨后，星箭对接环4随星箭分离脱落，待卫星姿态稳定后，卫星发出指令，爆炸火工品5通电，可展开式承力舱板3与固定式承力舱板1分离，在支撑机构6的作用下展开至指定位置，完成各对地指向和大功率单机/载荷2的在轨部署。

上面结合附图对本实用新型的实施方式作了详细说明，但是本实用新型并不限于上述实施方式，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本实用新型宗旨的前提下做出各种变动。

最后应说明的是：本领域的技术人员可以对本实用新型进行各种改动和变型而不脱离本实用新型的精神和范围。这样，倘若本实用新型的这些修改和变型属于本实用新型权利要求及其等统计数的范围之内，则本实用新型也意图包含这些改动和变型。

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