一种卫星结构及卫星装配方法与流程

1.本发明涉及空间产品结构设计领域。更具体地，涉及一种卫星结构及卫星装配方法。


背景技术：

2.近年来，各种由小卫星组成的大型星座不断被提出，小卫星的应用越来越广泛，同时对小卫星的结构设计提出越来越多的要求。为适应小卫星的大量生产，小卫星的结构制造工艺需相对成熟，成本较低；为尽量实现更多的任务功能，小卫星的结构布局需实现更高的设备密度；为尽量降低运载成本，小卫星的结构布局需提高运载空间利用率；由于设备密度的增加、精密设备对整星力学环境及安装精度越来越高的要求，小卫星的结构布局需保证整星结构具有较高的刚度和尺寸稳定性。


技术实现要素：

3.鉴于上述问题，本发明的一个目的在于提供一种可以保证整星结构具有较高的刚度和尺寸稳定性的卫星结构。
4.本发明的另一个目的在于提供一种上述卫星结构的卫星装配方法。
5.为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：
6.根据本发明的一个方面，本发明提供一种卫星结构，包括：
7.底板、侧板、隔板、顶板以及中心承力筒；
8.所述底板、顶板以及多个侧板相互拼接围合成卫星舱体，所述卫星舱体在底板所在平面上的投影为正多边形；
9.所述中心承力筒被配置为为燃料贮箱提供安装空间，所述中心承力筒设置在所述卫星舱体的内部，与所述底板结合固定；
10.所述侧板包括第一侧板和第二侧板，所述第一侧板位于第二侧板远离所述底板的一侧，所述隔板位于第一侧板和第二侧板之间，将所述卫星舱体分隔为载荷舱和设备舱；
11.所述第一侧板和顶板、隔板以及中心承力筒的筒壁围合形成用以安装载荷的载荷舱；
12.所述第二侧板和底板、隔板以及中心承力筒的筒壁围合形成用于安装设备的设备舱。
13.此外，优选地方案是，所述中心承力筒呈正多边形结构，由多个筒板相互拼接围合而成。
14.此外，优选地方案是，所述中心承力筒的内部配置有贮箱支架，燃料贮箱通过贮箱支架安装于筒体内部。
15.此外，优选地方案是，所述贮箱支架包括本体部以及由所述本体部的边缘向下延伸形成的结合部；
16.所述结合部与所述中心承力筒的内壁连接固定。
17.此外，优选地方案是，所述卫星结构还包括连接角件，所述连接角件上形成有销孔；
18.相邻的侧板之间通过所述连接角件拼接固定。
19.此外，优选地方案是，所述侧板与底板、侧板与隔板、侧板与顶板以及中心承力筒与底板之间均通过连接角件连接固定。
20.此外，优选地方案是，所述底板上包括有贯穿的通孔，所述通孔的轴线与中心承力筒的轴线重合。
21.此外，优选地方案是，所述底板、隔板、侧板、顶板以及中心承力筒均选用蜂窝板材质。
22.根据本发明的另一个方面，本发明提供一种卫星装配方法，包括以下步骤：
23.s01，将燃料贮箱安装于中心承力筒内部；
24.s02，将中心承力筒分别与底板以及隔板结合固定；
25.s03，安装载荷舱以及设备舱内载荷及设备；
26.s04，安装侧板以及顶板。
27.本技术的有益效果如下：
28.针对现有技术中存在的技术问题，本技术实施例提供一种卫星结构及卫星配方法，通过采用正多边形结构的中心承力筒和正多边形结构的卫星舱体，采用对称分布的方式装配侧板以及筒板，使整星传力更加均匀，避免局部受载过大；正多边形结构的中心承力筒和卫星舱体所形成的平面安装面，较柱面安装面可有效简化设备或设备支架与中心承力筒机械接口的设计、制造及安装工艺；正多边形结构的中心承力筒还可以有效改善圆柱或圆柱与圆锥组合形状的中心承力筒因开敞性差造成的贮箱等安装困难的问题；此外，本技术将卫星舱体内部的功能区划分为中心为燃料贮箱安装舱、上部为载荷舱、下部为设备舱，侧板外侧可安装体装太阳翼或可展开式太阳翼、其它机构、其它单机设备等，提高了整星功能密度；蜂窝板角片拼接结构的大量应用，降低了小卫星结构部分的制造成本，蜂窝板结构重量轻刚度较高，还可以有效提高整星结构刚度和尺寸稳定性。
附图说明
29.下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
30.图1示出本发明实施例所提供的卫星结构的结构示意图。
31.图2示出本发明实施例所提供的卫星结构的内部结构示意图。
32.图3示出本发明实施例所提供的中心承力筒的结构示意图。
33.图4示出本发明实施例所提供的中心承力筒的内部结构示意图。
34.图5示出本发明实施例所提供的贮箱支架的结构示意图。
35.图6示出本发明实施例所提供的连接角件的结构示意图。
36.图7示出本发明实施例所提供的底板的示意图。
具体实施方式
37.为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解的是，下面所
具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
38.在本技术的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”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技术和简化描述，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技术的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“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，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本技术中的具体含义。
39.还需要说明的是，在本技术的描述中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
40.为克服现有技术存在的缺陷，本发明的实施例提供一种卫星结构，结合图1-6所示，所示卫星结构包括卫星舱体以及中心承力筒，所述卫星舱体由底板1、侧板2以及顶板3相互拼接围合而成，所述中心承力筒位于卫星舱体的内部，结合固定在所述底板1上，中心承力筒的内部空间主要用以安装燃料贮箱，构成燃料贮箱安装舱40。
41.在本实施例中，由底板1、顶板3以及多个侧板2围合形成的卫星舱体在所述底板1所在平面上的投影为正八边形，相应的，所述底板1和顶板3的形状也为正八边形。所述卫星舱体内部配置有隔板5，所述隔板5将卫星舱体分隔为载荷舱100和设备舱200两部分，同样地，所述隔板5的形状也为正八边形。在其他的实施例中，所述卫星舱体也可以为正六边形结构或者其它正多边形结构，具体可以根据卫星结构实际构型布局情况进行详细设计，对此本发明不做限制。
42.在一个实施例中，所述侧板2包括第一侧板21和第二侧板22，所述第一侧板21和第二侧板22分别位于所述隔板5的上下两侧，且所述第一侧板21位于第二侧板22远离底板1的一侧。所述第一侧板21和第二侧板22的数量相同，就本实施例而言，卫星舱体在所述底板1所在平面上的投影为正八边形，则第一侧板21和第二侧板22的数量均为八块，八块第一侧板21相互拼接形成正八边形结构的第一侧板组合体，构成所述载荷舱100的侧壁，八块第二侧板22相互拼接形成正八边形结构的第二侧板组合体，构成所述设备舱200的侧壁，第一侧板组合体和第二侧板组合体分别结合固定于隔板5的上下两侧即构成所述卫星舱体的侧壁。优选地，为保证整星传力更加均匀，第一侧板21和第二侧板22在装配时均采用对称分布的布局方式，避免了卫星结构局部受载过大。
43.在一个实施例中，所述隔板5的中心部位还包括有供中心承力筒穿过的镂空，隔板5套设在所述中心承力筒上。所述隔板5将卫星舱体分隔为上下两部分，具体地，所述第一侧板21和顶板3、隔板5以及中心承力筒的筒壁围合成的上部空间主要用以安装载荷，构成卫星舱体的载荷舱100，所述第二侧板22和底板1、隔板5以及中心承力筒的筒壁围合成的下部空间主要用以安装各种单机设备，构成卫星舱体的设备舱200。
44.在本实施例中，所述底板1的外侧为卫星与运载器的对接面，通过星箭适配器与运载器连接；底板1与顶板3内侧可作为推力器的安装面；第一侧板21及第二侧板22的外侧主要用以安装天线、体装式或折叠式太阳翼。整星传力路径如下：整星所受各种动力、静力通过顶板1、隔板2沿第一侧板21、第二侧板22、底板1以及中心承力筒的筒板4传导至星箭适配器，进而传到运载器。
45.在一个具体地实施例中，所述中心承力筒结合固定在所述底板1上，所述中心承力筒呈正多边形结构，由多块筒板4相互拼接围合而成。燃料贮箱安装在所述中心承力筒的内部，所述中心承力筒的内壁形成有供燃料贮箱安装的安装面。所述底板1和筒板4作为中心承力筒的主要组成部分，筒板4用于为星载设备、设备支架、燃料贮箱等提供安装面和机械接口，筒板4拼接成正多边形结构的筒体后，为燃料贮箱提供安装空间；底板1用于承载筒体以及卫星其它部分的重量，同时为部分星载设备、设备支架等提供安装面和机械接口，为卫星与运载器连接等提供安装面和机械接口。
46.在一个具体地实施例中，如图2中所示出的，所述中心承力筒的内部配置有贮箱支架6，所述贮箱支架6用于辅助燃料贮箱在筒体内部的安装。
47.结合图5所示，所述贮箱支架6包括本体部61以及由所述本体部61的边缘向下延伸形成的结合部62，所述本体部61用于安装支撑燃料贮箱，所述结合部61与中心承力筒的内壁连接固定，具体地，所述结合部62与其对应的筒板4连接固定。
48.在一个具体地实施例中，所述卫星结构还包括有连接角件7，如图6所示，所述连接角件7上设置有销孔71。所述销孔71与定位销配合，实现所述卫星结构各部分之间的固连。具体地，相邻的两第一侧板21之间通过连接角件7拼合固定形成所述载荷舱100的侧壁，相邻的两第二侧板22之间通过连接角件7拼合固定形成所述设备舱200的侧壁。
49.在本实施例中，所述连接角件7还用于实现第一侧板21与顶板3以及隔板5之间的连接固定，第二侧板22与底板1以及隔板5之间的连接固定以及中心承力筒与底板之间的固定。进一步地，所述中心承力筒的筒板4之间也通过连接角件7进行连接固定。需要说明的是，各部件之间的连接关系并不局限于通过连接角件实现，对此本发明不做限制。
50.在一个具体地实施例中，所述中心承力筒与卫星舱体均为正八边形结构，由八块筒板4相互拼接围合形成。在其它地实施例中，所述中心承力筒所形成的正多边形的形状以及构成中心承力筒的筒板4的数量、连接角件7两侧安装面之间形成的夹角等可以根据卫星实际构型布局情况进行详细设计。
51.在一个具体地实施例中，如图7所示，所述底板1上包括有贯穿的通孔10，所述通孔10的轴线与中心承力筒的轴线重合。在底板1上开设通孔10可以方便工作人员在装配过程中观察筒体内部的操作情况，也可以方便燃料贮箱管路的通过，还可以起到对中心承力筒整体减重的效果。
52.在本实施例中，所述底板1、侧板2、顶板3、筒板4以及隔板5均采用蜂窝板材质，蜂窝板作为一种低成本成熟的夹层壳结构，通过采用蜂窝板可以有效降低成本，简化制造工艺，且由于蜂窝板结构重量轻刚度较高，可有效提高整星结构刚度和尺寸稳定性。在实际使用过程中，可以根据侧板、筒板以及底板实际承受载荷的情况，通过在蜂窝板中安装加强埋件进行局部加强。
53.本实施例所提供的卫星结构采用正多边形结构的中心承力筒和正多边形结构的
卫星舱体，通过对称分布的方式装配侧板以及筒板，使整星传力更加均匀，避免局部受载过大；另外，将卫星舱体内部的功能区划分为中心为燃料贮箱安装舱、上部为载荷舱、下部为设备舱，侧板外侧可安装体装太阳翼或可展开式太阳翼、其它机构、其它单机设备等，提高了整星功能密度；此外还通过蜂窝板角片拼接结构的大量应用，降低小卫星结构部分的制造成本，由于蜂窝板结构重量轻刚度较高，可有效提高整星结构刚度和尺寸稳定性。
54.本发明的另一个实施例提供一种上述卫星结构的卫星装配方法，包括以下步骤：
55.s01，将部分筒板4通过连接角件7组合，形成筒板部分组合体,将贮箱支架6安装到筒板部分组合体上，此时可安装燃料贮箱；
56.s02，将剩余筒板4通过连接角件7安装到筒板部分组合体上，形成正多边形筒板组合体，即中心承力筒；将中心承力筒与底板1、隔板5通过连接角件2连接；
57.s03，安装载荷舱、设备舱内载荷及设备等；
58.s04，通过连接角件7继续安装第一侧板21、第二侧板22、顶板3，此时可完成卫星其它设备等安装。
59.显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。