中心承力筒式贮箱并联平铺的高轨卫星平台构型

技术领域

本发明涉及一种卫星平台构型，具体地，涉及一种中心承力筒式贮箱并联平铺的高轨卫星平台构型。

背景技术

卫星平台也称卫星服务舱，由卫星服务保障系统组成，可以支持一种或多种有效载荷的组合体。卫星平台可以由卫星服务系统组成一个或几个舱段，例如服务舱、推进舱和返回舱，实现独立功能的集成及测试。

卫星平台构型就是一组描述卫星平台基本外形尺寸、内部构造及平台服务保障系统和有效载荷设备预定区域的组合框架，类似于房屋住宅的“毛胚房”。卫星平台构型设计的任务就是确定卫星平台的基本框架，包括平台外形尺寸设计、主结构形式及尺寸设计、舱段功能划分及尺寸设计、推进部组件等固定式设备布置设计及连接方式设计。

高轨卫星平台通常配置有双组元统一化学推进系统，需要携带大量的推进剂实现轨道转移，需要配置有2个以上的大容积推进剂贮箱。目前，国内外高轨卫星平台主要为通信卫星打造，其平台构型普遍采用横截面为矩形的柱体外形，其中矩形的长度方向为东西向，宽度方向为南北方向；平台内部框架主要采用箱板式、中心承力筒式、桁架式等三种主结构形式，采用2只推进剂贮箱串联或3～4只贮箱并联的形式组成基本平台构型；平台通常选择平台顶面作为对地面；具有南北向侧面面积大、太阳电池阵面积大、平台本体尺寸呈“高瘦”外形等典型构型特征。同时，通信卫星平台通常分为平台模块和通信模块，两个模块分开独立继承测试，在组合为一个整体后对舱内的设备维护及更换极其困难。

高轨遥感卫星有效载荷尤其是光学遥感载荷通常具有尺寸大，功耗小，对力热环境以及热形变稳定性敏感等特征，同时对卫星平台的姿态测量、稳定精度、在轨热形变等有较高要求。将以通信转发器及天线为主要有效载荷的通信平台应用于遥感卫星有效载荷时需进行大量的平台改装工作，通常涉及卫星平台构型、结构、电子设备、热控设计等方面的改装，难以适应大型高轨遥感卫星研制的需求。

现有技术中也存在诸多的设计，例如专利文献CN104698509A公开了一种静止轨道气象卫星构型及组成,采用六面柱体构型和多个大容积贮箱平铺布局的构型设计。再例如专利文献CN106477072A公开了一种多型载荷应用卫星构型,其构型本体为正六棱柱八面体构型,包括框架、底板、侧板和顶板等部分。又例如专利文献CN104260901A公开了一种模块化的双组元推进系统以及包括卫星本体，由燃箱气体旁路模块、氧箱气体旁路模块、主气路模块、燃烧剂液路模块、氧化剂液路模块以及贮箱液口模块等组成，其模块设置在+Y侧仪器上安装板和+Y侧仪器下安装板形成的安装空间以及+Y侧仪器上/下安装板侧面，所有模块均集中布置在+Y侧空间。再例如专利文献CN107792398A公开了一种适用于卫星高压气瓶伸缩的安装结构,由气瓶安装板和气瓶支撑板组成，气瓶与气瓶安装板紧固连接，气瓶与气瓶支撑板通过带橡胶垫圈的蜂窝板连接实现气瓶的辅助支撑。再例如专利文献CN107738761A公开了一种高轨卫星大尺寸薄壁贮箱可调节安装结构，由内设镂空结构加强框的贮箱安装板和贮箱撑杆组件组成,贮箱安装板和贮箱撑杆组件分别安装在贮箱的两个相反方向上，撑杆通过可转动的设置与贮箱套头连接。但以上设计在涉及卫星平台构型、结构、电子设备或热控设计等方面的改装时均存在难度，不能适应或难以适应大型高轨遥感卫星研制的需求。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种中心承力筒式贮箱并联平铺的高轨卫星平台构型。

根据本发明提供的一种中心承力筒式贮箱并联平铺的高轨卫星平台构型，包括平台结构、推进系统以及太阳电池阵；

所述推进系统安装在所述平台结构上，所述太阳电池阵安装在所述平台结构的外部并能够在折叠状态和伸展状态之间切换。

优选地，所述平台结构的内部设置有中心承力筒，所述推进系统包括多个贮箱、多个气瓶、姿控推力器以及远地点发动机；

多个所述气瓶布置在所述中心承力筒内部并呈中心对称布置；

多个所述贮箱、姿控推力器均沿所述中心承力筒的周向布置且多个所述气瓶呈中心对称布置，所述远地点发动机安装在所述中心承力筒的端部并延伸到所述中心承力筒的外部。

优选地，所述贮箱的底部通过安装法兰安装在平台结构上，所述贮箱的顶部通过铰接的方式与所述中心承力筒连接。

优选地，所述平台结构包括平台底板、平台顶板、侧板组件、层板组件、平台下支撑框架以及平台上支撑框架；

所述平台顶板安装在所述平台结构中所具有的中心承力筒的顶端，所述平台底板安装在所述中心承力筒的底端，所述平台顶板和平台底板之间依次安装平台上支撑框架、层板组件、平台下支撑框架且所述平台上支撑框架、层板组件、平台下支撑框架均沿所述中心承力筒的周向布置；

所述侧板组件沿所述侧板组件的周向布置并与平台底板、平台顶板共同围成正六面体结构。

优选地，所述侧板组件包括电子舱南侧板、电子舱北侧板、推进舱第一东侧板、推进舱第二东侧板、推进舱第一西侧板以及推进舱第二西侧板；

所述电子舱南侧板、推进舱第一东侧板、推进舱第二东侧板、电子舱北侧板、推进舱第二西侧板、推进舱第一西侧板依次连接形成正六面体结构并分别与所述平台上支撑框架、平台下支撑框架连接形成沿所述中心承力筒的周向布置的6个容纳空间。

优选地，所述层板组件包括第一推进舱东层板、第二推进舱东层板、第一推进舱西层板、第二推进舱西层板、电子舱南下层板以及电子舱北下层板；

所述第一推进舱东层板、第二推进舱东层板、电子舱北下层板、第一推进舱西层板、第二推进舱西层板、电子舱南下层板依次绕所述中心承力筒的周向共面布置并均与所述中心承力筒的轴心垂直。

优选地，所述平台下支撑框架、平台上支撑框架均采用杆式框架。

优选地，所述电子舱南侧板、电子舱北侧板分别对应的2个容纳空间为电子舱，所述平台舱用于承载卫星电子仪器设备，所述平台舱中用于承载的结构件为可拆卸连接；

其余4个容纳空间为推进舱，用于承载所述贮箱，所述推进舱中用于承载的结构件采用焊接。

优选地，所述层板组件还包括电子舱南上层板以及电子舱北上层板，所述电子舱南上层板平行安装在电子舱南下层板和平台顶板之间且两侧分别连接所述平台上支撑框架，所述电子舱北上层板平行安装在电子舱北下层板和平台顶板之间且两侧分别连接所述平台上支撑框架。

优选地，所述太阳电池阵采用单翼构型或双翼构型，其中，每翼太阳电池阵上折叠板数量大于或等于2。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明平台结构内部将电子舱与推进舱进行功能区域划分，推进舱具有完整独立物理实体，能够实现电子舱与推进舱并行集成，一方面便于利用推进舱对推进系统进行焊装集成、推进阀门部组件的测试与维护，另一方面电子舱侧的支撑结构开畅性好，舱容大，为电子舱灵活适应星上仪器设备的装拆、测试和检查等创造便捷条件，可满足高轨遥感卫星的应用需求。

2、本发明采用横截面为六边形的棱柱体平台外形，4只贮箱并联平铺，顶板面积大，形成“矮胖”构型，可充分利用运载火箭整流罩外形，实用性强。

3、本发明中的平台具有固定对地面面积大，且平台质心低、转动惯量大，能够为装载多台大型遥感仪器设备、低力学环境条件和高稳定姿态控制提供有利条件。

4、本发明中推进舱中的推进系统经过管路焊接固定，采用不可拆卸的结构布置，电子舱为平台承载卫星电子仪器设备的主要舱段，采用可拆卸、内部结构可更改的布置方式，能够根据卫星任务需要对结构件进行拆装及更换，实现灵活配置，通用性强。

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为本发明实施例所提供的太阳电池阵收拢状态下的平台构型外形示意图；

图2为本发明实施例所提供的太阳电池阵展开状态下的平台构型外形示意图；

图3为本发明实施例所提供的太阳电池阵收拢状态下的平台构型内部组成分解示意图；

图4为本发明实施例所提供的平台结构组成分解示意图；

图5为本发明实施例所提供的一种下支撑框架的结构外形示意图；

图6为本发明实施例所提供的另一种下支撑框架结构外形示意图；

图7为本发明实施例所提供的平台推进舱外形示意图；

图8为本发明实施例所提供的贮箱平铺构型及连接示意图；

图9为本发明实施例所提供的气瓶及远地点发动机连接示意图；

图10为本发明实施例所提供的一种上支撑框架的结构外形示意图；

图11为本发明实施例所提供的另一种上支撑框架结构外形示意图。

图中示出：

平台结构1 电子舱南侧板112

推进系统2 第二推进舱东层板113

太阳电池阵3 电子舱北侧板114

中心承力筒101 第二推进舱西层板115

平台底板102 推进舱第一东侧板116

平台下支撑框架103 推进舱第二东侧板117

第一推进舱东层板104 推进舱第一西侧板118

电子舱南下层板105 推进舱第二西侧板119

第一推进舱西层板106 贮箱201

电子舱北下层板107 气瓶202

平台上支撑框架108 姿控推力器203

电子舱南上层板109 远地点发动机204

电子舱北上层板110 阀门部组件205

平台顶板111 圆锥形支架206

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。

实施例1：

本发明提供了一种中心承力筒式贮箱并联平铺的高轨卫星平台构型，如图1～图4所示，包括中心承力筒式正六边形立柱式的平台结构1、贮箱并联平铺的双组元化学统一推进系统2以及太阳电池阵3，所述推进系统2安装在所述平台结构1上，所述太阳电池阵3安装在所述平台结构1的外部并能够在折叠状态和伸展状态之间切换，其中，所述太阳电池阵3能够根据实际应用场景的需求采用单翼构型或双翼构型，可根据平台输出功率需求对太阳电池阵3上的折叠板数量、面积大小进行调整，其中，每翼太阳电池阵3上折叠板数量大于或等于2。

具体地，所述平台结构1的内部设置有中心承力筒101，中心承力筒101作为平台主承力结构，其底端部作为卫星的机械基准及星箭对接界面，符合标准1666星箭包带分离式机械接口，所述推进系统2包括多个贮箱201、多个气瓶202、姿控推力器203以及远地点发动机204，多个所述气瓶202平铺布置在所述中心承力筒101内部并呈中心对称布置，多个所述贮箱201、姿控推力器203均沿所述中心承力筒101的周向布置且多个所述气瓶202相对于中心承力筒101呈中心对称布置，多个贮箱201用于装填氧化剂和燃料两种不同密度工质的推进剂。所述远地点发动机204安装在所述中心承力筒101的端部并延伸到所述中心承力筒101的外部，所述中心承力筒101优选通过圆锥形支架206与中心承力筒101的端部连接，远地点发动机204布置在中心承力筒101端部中心位置，远地点发动机204本体超出中心承力筒101的底端，远地点发动机204的安装面与中心承力筒101的星箭对接面齐平。

进一步地，所述贮箱201的底部通过安装法兰安装在平台结构1上，所述贮箱201的顶部通过铰接的方式与所述中心承力筒101连接。

具体地，所述平台结构1包括平台底板102、平台顶板111、侧板组件、层板组件、平台下支撑框架103以及平台上支撑框架108，所述平台顶板111安装在所述平台结构1中所具有的中心承力筒101的顶端，所述平台底板102安装在所述中心承力筒101的底端，所述平台顶板111和平台底板102之间依次安装平台上支撑框架108、层板组件、平台下支撑框架103且所述平台上支撑框架108、层板组件、平台下支撑框架103均沿所述中心承力筒101的周向布置；所述侧板组件沿所述侧板组件的周向布置并与平台底板102、平台顶板111共同围成正六面体结构，其中，所述平台下支撑框架103、平台上支撑框架108均优选采用杆式框架。

进一步地，所述侧板组件包括电子舱南侧板112、电子舱北侧板114、推进舱第一东侧板116、推进舱第二东侧板117、推进舱第一西侧板118以及推进舱第二西侧板119，所述电子舱南侧板112、推进舱第一东侧板116、推进舱第二东侧板117、电子舱北侧板114、推进舱第二西侧板119、推进舱第一西侧板118依次连接形成正六面体结构并分别与所述平台上支撑框架108、平台下支撑框架103连接形成沿所述中心承力筒101的周向布置的6个容纳空间。所述电子舱南侧板112、电子舱北侧板114分别对应的2个容纳空间为电子舱，所述平台舱用于承载卫星电子仪器设备，所述平台舱中用于承载的结构件为可拆卸连接，其余4个容纳空间为推进舱，用于承载所述贮箱201，所述推进舱中用于承载的结构件采用焊接，为不可拆卸。

本发明中的平台构型通过层板组件、平台上下支撑框架、中心承力筒101分割为15个内部舱段空间，中心承力筒101至侧板之间的空间为“电子舱”和“推进舱”，“推进舱”用于装载推进贮箱201、气瓶202、姿控推力器203、远地点发动机204及阀门部组件205，“电子舱”用于装载平台及有效载荷相关的仪器设备。

所述的“推进舱”为推进系统总装集成所需的最小完整实体结构组成的舱段，推进系统经过管路焊接后，所有结构件优选采用不可拆装，保证了推进系统2工作的稳定性。所述的“电子舱”为平台承载卫星电子仪器设备的主要舱段，可根据卫星任务需要对内部结构件进行拆装及更换，实现灵活配置，所述结构件包括如层板以及其他辅助固定的零部件。

进一步地，在空间上将“电子舱”与“推进舱”进行独立功能区域划分，而在物理上又形成有机统一，为遥感有效载荷“量身定制”的高轨卫星公用平台构型，具有有效载荷可装载横截面面积大、有效载荷承载容积大、南北方向尺寸跨度大、平台内部舱体容积大、平台转动惯量大、本体尺寸呈“矮胖”外形、卫星总装及测试便捷等鲜明特征。

具体地，所述层板组件包括第一推进舱东层板104、第二推进舱东层板113、第一推进舱西层板106、第二推进舱西层板115、电子舱南下层板105、电子舱北下层板107、电子舱南上层板109以及电子舱北上层板110，所述第一推进舱东层板104、第二推进舱东层板113、电子舱北下层板107、第一推进舱西层板106、第二推进舱西层板115、电子舱南下层板105依次绕所述中心承力筒101的周向共面布置并均与所述中心承力筒101的轴心垂直，所述电子舱南上层板109平行安装在电子舱南下层板105和平台顶板111之间且两侧分别连接所述平台上支撑框架108，所述电子舱北上层板110平行安装在电子舱北下层板107和平台顶板111之间且两侧分别连接所述平台上支撑框架108。

实施例2：

本实施例为实施例1的一个优选例。

本实施例中，中心承力筒式贮箱并联平铺的高轨卫星平台构型采用横截面为六边形的棱柱体平台外形，平台结构1的包络尺寸为φ3650mm×2205mm，其中柱段高度尺寸为2095mm，形成“矮胖”构型特征，可匹配中国CZ-3B系列运载火箭的4000F整流罩，推进剂最大装填量为3100kg，选用中心承力筒主结构形式及4只贮箱201并联平铺构型。图4为本实施例的平台结构组成示意图，为六边形立柱式结构，六边形边长为1680mm，中心承力筒101作为平台主承力结构，柱段外径为1020mm。

遥感有效载荷安装在平台顶板111上，推进系统2包括4只推进剂贮箱201、3只气瓶202、1套姿控推力器203、1台远地点发动机204、1套管路及阀门部组件，4只推进剂贮箱并联对称分布于第一推进舱东层板104、第二推进舱东层板113、第一推进舱西层板106、第二推进舱西层板115上，3只气瓶并联对称分布于中心承力筒101的内部，远地点发动机204安装在中心承力筒101上并靠近平台底部；可折叠展开太阳电池阵3为两个且分别收拢压紧于电子舱南侧板112、电子舱北侧板114上。

所述的平台顶板111可根据有效载荷装载需求以及火箭整流罩包络限制在东西方向进行扩展，最小尺寸外形为正六边形，正六边形的边长与平台底板102相同。

所述电子舱南下层板105、电子舱北下层板107共面布置，电子舱南上层板109、电子舱北上层板110共面布置。

所述的中心承力筒101包含圆锥段和圆柱段两部分，远离圆柱段的圆锥段的端部为标准1666星箭包带分离式机械接口。

所述平台下支撑框架103、平台上支撑框架108共计12个框架，围绕中心承力筒101对空间进行6等分。支撑框架均为杆式框架，其中平台下支撑框架103分8根杆件、9根杆件的两种规格，如图5、图6、图10、图11所示，平台上支撑框架108分为12根杆件、14根杆件两种规格；9根杆件和14根杆件位于推进舱东/西层板上下。

所述的推进剂贮箱201为球柱体结构，如图7、图8所示，在下半球与柱段交界附近设置有安装法兰，上半球顶部设置有圆柱段，贮箱安装法兰与侧板组件连接，贮箱上半球圆柱段通过2根杆件组成的支架通过铰接的方式连接于中心承力筒101柱段，具有一定的活动间隙用于响应贮箱体积的变化。4只所述推进剂贮箱201外形尺寸相同，平铺安装于层板组件上，具有对称性。

3只所述气瓶202外形尺寸相同，如图9所示，平铺对称安装于中心承力筒101柱段内部。

所述平台下支撑框架103以及平台上支撑框架108组成隔框组件，采用支撑桁架结构，所述姿控推力器203布置于平台底板102和隔框组件上，其中平台底板102上分4个区域布置，隔框组件上分2个区域布置。

所述远地点发动机204布置在中心承力筒101端部中心位置，发动机本体超出中心承力筒101的底端，通过圆锥形支架206与中心承力筒101连接。

阀门部组件205均布置在层板组件上，通过管路将贮箱201、气瓶202、阀门部组件205、姿控推力器203、远地点发动机204连接为推进系统整体；管路穿过隔框组件、中心承力筒101等结构件。

所述的可折叠展开太阳电池阵3为一种通用型可折叠展开式太阳电池阵，可折叠展开太阳电池阵3为双翼构型，可根据需要变为单翼构型，单个太阳电池阵3折叠板数量为2，根据需要其数量可以调整。

实施例3：

本实施例为实施例1的另一个优选例。

图5、图6为本实施例中平台下支撑框架103的两种具体构型，图10、图11为平台上支撑框架108的两种具体构型，其中杆数较少的支撑框架共计4件，即两件图6中的结构，两件图11中的结构，与电子舱所对应的侧板组件相连接，为电子舱上装载的仪器设备的拆装与检查提供较大的操作空间。

图7为本实施例的平台推进舱外形图，推进舱东/西层板下表面与平台底板102上表面之间的距离为645mm，推进舱东/西层板上表面与平台顶板111下表面之间的距离为1340mm。通过将中心承力筒101、平台底板102、平台支撑桁架、推进舱东/西层板、电子舱南/北下层板组成推进舱结构实体，组装贮箱201、气瓶202、姿控推力器203、远地点发动机204、阀门部组件205后，经推进管路焊接后形成平台推进舱的完整独立实体，可以独立实现推进系统焊装、测试和阀门部组件维护工作。4只推进剂贮箱分布装填氧化剂和燃料两种不同密度的工质，其中推进舱东层板和推进舱东层板上各布置的1只装填氧化剂或燃料的贮箱201，装填氧化剂或燃料的贮箱201相对平台纵轴中心对称布置。阀门部组件布置于推进舱东/西层板。

图8为本实施例的贮箱平铺构型及连接示意图，4只贮箱201呈中心对称分布在φ1920mm的节圆上，贮箱201底部通过贮箱法兰与推进舱东/西层板连接，贮箱顶部通过2根杆件组成的支架与中心承力筒101连接。贮箱201为球柱形结构，在下半球与柱段交界附近设置有安装法兰，上半球顶部设置有圆柱段，半球的球径为402mm，柱段高度870mm，有效容积为704L。2根杆件两端为铰链结构，可适应贮箱201充压膨胀引起的变形。

图9为本实施例的气瓶和远地点发动机连接示意图。气瓶平铺对称安装于承力筒柱段内部。远地点发动机204布置在中心承力筒101端部中心位置，发动机本体超出中心承力筒底端，通过圆锥形支架206与承力筒连接，发动机安装面与中心承力筒的星箭对接面齐平。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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申请和简化描述，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申请的限制。

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。