内含式卫星构型的制作方法

本发明涉及一种内含式“双超”卫星的构型设计方法，具体涉及超高指向精度、超高稳定度卫星，可应用于未来空间科学探索、高品质高分遥感、深远距离激光通信、深空宇宙探测等任务领域。

背景技术：

一种在研的超高指向精度、超高稳定度卫星，整星重量约2500kg，其探测载荷重达680kg，探测载荷包络为Φ1600mm×3500mm，指向精度要求为5×10^-4度、姿态稳定度为5×10^-6度/秒。

现有的卫星平台构型设计时多为有效载荷与卫星平台固连，设计时没有充分隔绝卫星平台的扰动，结构设计时多采用外挂式或固定安装面安装，很难降低整星高度和质心位置。而且载荷暴露在空间环境中，需要特殊防护，适应性差。

因此，为满足该卫星有效载荷超高指向精度和超高稳定度指标要求，包括提升卫星质量特性和敏捷机动性能、改善载荷空间环境、降低平台扰动和热交变对有效载荷成像畸变的影响，成为本领域亟待解决的问题。

技术实现要素：

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种具备超高稳定度、超高指向精度、超高敏捷性能的内含式卫星构型、改善探测载荷环境适应性。

为解决上述技术问题，本发明内含式卫星构型，包括：平台舱，所述平台舱为一个中空的环状结构；载荷舱，所述载荷舱设置在所述平台舱内；对接锁紧解锁机构及非接触磁悬浮直接力控制机构，所述对接锁紧解锁机构及所述非接触磁悬浮直接力控制机构分别设置在所述平台舱与所述载荷舱之间；太阳电池阵，所述太阳电池阵设置在所述平台舱的侧部。

优选地，所述平台舱包括：底板、中板及顶板，所述底板、所述中板及所述顶板相互平行间隔设置；隔框，所述隔框连接在所述底板、所述中板及所述顶板之间；所述底板、所述中板及所述顶板与所述隔框形成平台框架；侧板，所述侧板设置在所述平台框架的外侧；环形框架外罩，所述环形框架外罩设置在所述平台框架的上部。

优选地，所述载荷舱设置在所述平台框架内，所述载荷舱包括：探测载荷碳化硅基准板；非接触磁悬浮直接力控制机构安装角板，所述非接触磁悬浮直接力控制机构安装角板设置在所述探测载荷碳化硅基准板上；相机镜头，所述相机镜头设置在所述探测载荷碳化硅基准板上；遮光罩，所述遮光罩套设在所述相继镜头的外侧。

优选地，所述太阳电池阵包括：连接架，所述连接架设置在所述侧板上；电池阵基板，所述电池阵基板设置在所述连接架上。

优选地，所述对接锁紧解锁机构包括一次性锁紧解锁机构和可重复锁紧解锁机构。

优选地，在所述环形框架外罩上还设有载荷数据传输天线。

优选地，在所述平台框架上还设有星敏感器。

优选地，所述探测载荷碳化硅基准板的厚度为150mm、直径为1700mm，平面面形精度均方根值为0.004λ，表面粗糙度的均方根值为0.21nm，其中，λ＝0.6328μm。

优选地，所述载荷舱质心位置与所述平台舱质心位置重合。

本发明内含式卫星构型，由于采取上述的技术方案，相比于现有技术具有以下优点和显著效果：

第一，载荷舱内含于平台舱并贯穿平台的构型设计方法，达到整星质心降低到平台内部并缩小卫星特征尺寸和整星惯量的目的，实现从主动段可靠锁紧、精确入轨到太阳电池阵可靠展开、载荷舱解锁分离、两舱非接触高精度高稳定度姿态控制和两舱重复锁紧下的姿态快速机动功能；

第二，卫星通过八面非接触磁悬浮直接力控制构型设计，实现全空间直接力控制的解藕，并提供故障模式下的冗余控制手段，隔绝了平台活动部件对载荷的干扰，提高了卫星指向精度；

第三，卫星通过载荷舱内含于平台舱，采用平台舱等温化设计和对接锁紧解锁机构，完成载荷力学环境和热环境的优化，确保载荷适应各种空间环境的变化；

因此，本发明解决了卫星超高精度超高稳定度控制要求、提升卫星质量特性和敏捷机动性能、改善载荷空间环境、降低平台扰动和热交变对卫星载荷影响的问题。本发明采用非接触分体设计、集中控制的设计概念，具有结构构型紧凑、控制精度高、环境适应性强、研制风险低、周期短、集成总装简单易行的技术优点。对未来超高精度、超高稳定度卫星的空间科学探测、对地遥感测绘、高精度激光通信等应用具有重要社会经济价值。

附图说明

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，本发明的其它特征目的和优点将会变得更明显。

图1为本发明内含式卫星构型剖面图；

图2为本发明内含式卫星构型在轨飞行外形示意图；

图3为本发明内含式卫星构型爆炸图。

图中：1为载荷舱、2为平台舱、3为太阳电池阵、4为对接锁紧解锁机构、5为非接触磁悬浮直接力控制机构、6为探测载荷碳化硅基板、7为非接触磁悬浮直接力控制机构安装角板、8为载荷数据传输天线、9为环形框架外罩、10为顶板、11为底板、12为中板、13为侧板、14为星敏感器组合、15为电池阵基板、16为隔框、17为连接架、18为相机镜头、19为遮光罩、20为一次性锁紧解锁机构、21为可重复锁紧解锁机构。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

本发明卫星构型由载荷舱1、平台舱2、太阳电池阵3、对接锁紧解锁机构4、非接触磁悬浮直接力控制机构5等组成，是一种具有超高精度和超高稳定度的“双超”卫星，同时也具备快速机动能力，既一种内含式敏捷卫星。

探测载荷碳化硅基准板6上连接非接触磁悬浮直接力控制机构安装角板7，用于安装探测载荷的高精度光学敏感器件、光机设备、磁浮机构及数据处理单元，与相机镜头18、遮光罩19等装配连接成载荷舱1。

底板11、中板12、顶板10、12个隔框16、6块侧板13和1个环形框架外罩9连接成一个中空的环状空间，其上安装卫星推进、热控、电源、测控数传、非接触磁悬浮机构及姿轨控如星敏感器14等分系统的部件和设备和载荷数据传输天线8等，装配连接成平台舱2。

连接架17、电池阵基板15、两维驱动以及电池阵及其附属件装配成太阳电池翼3，用于卫星电能的采集和传输，对称装配在平台舱的侧板13上。

一次性锁紧解锁机构20和可重复锁紧解锁机构21装配成对接锁紧解锁机构4。

对接锁紧解锁机构4对称安装在载荷舱1和平台舱2之间，用于卫星发射时承受主动段恶劣的力学环境，并使探测载荷与卫星平台舱之间紧密可靠连接。

8台非接触磁悬浮直接力控制机构5分别装配于平台舱底板11和载荷舱碳化硅基板6之间，在卫星在轨飞行时对接锁紧解锁机构4解锁分离后实现平台舱2与载荷舱1之间的高精度非接触磁悬浮直接力控制，隔绝外部扰动，输出稳定的控制力和控制力矩。

参照图2说明本发明的工作原理特征：本发明卫星构型呈正八面体构型，组装后形成载荷舱1和平台舱2两部分并锁紧成一体；入轨后锁紧解锁机构4实现解锁，载荷舱1和平台舱2两部分分离；非接触磁悬浮直接力控制机构5上电运行，实现卫星的主从非接触控制；卫星载荷舱1为圆柱状构型，内含于平台舱2并贯穿平台舱2，两者安装连接部件为磁悬浮控制机构4及对接锁紧解锁机构5；平台舱2组装成的环状密闭空间内安装卫星推进、热控、电源、测控数传、姿轨控、载荷数据传输天线8等单机及设备，为卫星主动段可靠锁紧、精确入轨到太阳翼可靠展开、载荷舱解锁分离、两舱非接触高精度高稳定度姿态控制提供服务；在轨面向特定任务时载荷舱1和平台舱2在重复锁紧机构21锁紧状态下，通过平台姿轨控设备实现卫星姿态快速机动。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。