一种三棱柱式模块化微小卫星构型

技术领域

本发明属于微型卫星技术领域，特别涉及一种三棱柱式模块化微小卫星构型。

背景技术

随着商业航天技术的发展，国内商业航天公司如雨后春笋般快速成长，商业航天器以微小卫星为主，其特点是重量轻、体积小、成本低、功能密度大等。随着工业技术的发展及一些新器件、新材料和新工艺的应用，卫星仪器设备有着小 型化、集成化和轻量化的的发展趋势。微小卫星的应用越来越广泛，每年的发射量快速增长。商业卫星的研制以市场为主导，追求利益最大化，因此卫星的研制成本是制约微小卫星商业化的一个关键因素，那么如何显著降低小卫星的发射成本则成为研究趋势。

一般卫星构型结构相对复杂、成本较为昂贵，并且研制周期比较长，不能满足日益增长的用户的低成本、快速响应等需求。随着以SpaceX和OneWeb为代表的商业航天企业开始大规模部署卫星星座，我国商业航天公司也紧跟步伐，开展低成本、快速部署的微小卫星的研发。由于低轨频率资源和轨位资源有限，按照“先到先得”原则，需要尽快发射大量卫星达到抢占低轨资源的目的。这就对卫星设计、生产、制造等方面都提出了新的要求，如低成本、快速装配、可模块化量产等。为有效应对快速量产卫星所带来的挑战，需要对卫星的构型设计进行第一性原理优化，打破传统卫星设计思路，重点 考虑低成本、快速装配和模块化设计等方面。

目前中大型卫星普遍采用承力筒为主结构的构型，微小卫星一般采用桁架箱板式构型，均存在着生产成本高、装配时间长、难以建立量产线等问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种三棱柱式模块化微小卫星构型，以解决上述背景技术中提出的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种三棱柱式模块化微小卫星构型，包括能源模块、子平台模块与载荷模块，所述能源模块的两端均固定安装有子平台模块，所述子平台模块的外端固定安装有载荷模块，所述能源模块的上端通过铰链铰接有太阳电池帆板模块，所述能源模块、子平台模块与载荷模块的截面均为三角形，且形状相同。

优选的，所述能源模块包括第一框架，所述第一框架的前斜面嵌装有MPPT功能结构板与电池管理功能结构板，所述第一框架的后斜面嵌装有配电器功能结构板与供电计算机功能结构板，所述第一框架内径向插装有锂离子电池模组，所述锂离子电池模组通过锂离子电池芯组装构成，所述锂离子电池模组与第一框架的间隙内填充有PMI泡沫。

优选的，所述子平台模块包括第二框架，所述第二框架的前斜面与后斜面均嵌装有数据采集功能结构板，所述第二框架的内壁固定安装有姿态控制功能结构板，所述第二框架的三个顶角部开设有定位销槽，所述定位销槽内嵌装有连接销板，所述连接销板开设有三组螺孔，中部螺孔通过螺栓安装定位销槽内。

优选的，所述载荷模块包括第三框架，所述第三框架内固定安装有高性能计算单元，所述第三框架的前斜面与后斜面均嵌装有屏蔽结构板，所述第三框架的两侧底缘均通过活动铰链铰接活动相控阵天线，所述活动相控阵天线收纳于第三框架的前斜面与后斜面内，所述第三框架底面嵌装有固定相控阵天线。

优选的，所述第一框架的三个顶角均开设有第一滑槽，第一滑槽的截面结构与定位销槽的截面结构相同，所述第一框架的第一滑槽内开设有定装螺孔。

优选的，所述第三框架的三个顶角均开设有第二滑槽，第二滑槽的截面结构与定位销槽的截面结构相同，所述第三框架的第二滑槽内开设有定装螺孔。

优选的，所述第一框架、第二框架与第三框架均采用铝合金材质制作或金属泡沫打印制作。

优选的，所述太阳电池帆板模块为南翼与北翼两片，每片翼板的横向宽度为两载荷模块外端面的距离，所述太阳电池帆板模块的单侧翼板通过若干子单元模块铰接而成，所述太阳电池帆板模块的单侧翼板延展长度大于能源模块的周长。

优选的，所述固定相控阵天线通过星体进行朝向的变换进行覆盖方向变化，所述活动相控阵天线通过铰链的连接对朝向进行调整。

优选的，所述载荷模块可通过连接销板及第二滑槽相互连接。

优选的，所述第一框架、第二框架与第三框架均为类正三角截面结构。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1、采用对称设计，能够平衡卫星的重心，使卫星的质量分布更加均匀，利于卫星的姿态控制；

2、基于第一框架、第二框架与第三框架的三角形截面结构，提供良好的稳固性，而采用铝合金加工或金属泡沫打印而成，减轻重量，降低加工成本，并配合内部的结构对整体结构起到加强的作用；

3、采用锂离子电池增加储电密度，PMI泡沫具有质量轻、宜加工与成本低的优点；

4、基于第一框架、第二框架与第三框架的材质配合各功能结构板，能够保证装置的散热效果，以满足大功率电路散热的需求；

5、通过连接销板配合定位销槽、第一滑槽与第二滑槽，构成整体的连接结构，方便进行组合；

6、采用活动相控阵天线与固定相控阵天线的分布模式，可根据指令的进行在轨展开及可通过活动铰链改变天线方向，从而实现在不进行整星机动时，达到对特定区域的波束覆盖；

7、通过太阳电池帆板展开覆盖，能够对卫星本体及展开式天线形成有效遮挡，有利于卫星热控系统的散热；

8、方便两个或多个进行组合形成卫星阵列，满足更大区域的覆盖；

9、方便通过一箭多星的发射，可以大大降低单星的发射成本和发射周期。

附图说明

图1为本发明的立体结构示意图；

图2为本发明的能源模块立体结构示意图；

图3为本发明的子平台模块立体结构示意图；

图4为本发明的载荷模块的立体结构示意图；

图5为本发明的多星互联在轨俯视状态示意图；

图6为本发明的多星互联在轨仰视状态示意图；

图7为本发明的一箭多星发射布局示意图。

图中：1、能源模块，1-1、第一框架，1-2、MPPT功能结构板，1-3、电池管理功能结构板，1-4、锂离子电池模组，1-5、锂离子电池芯，1-6、PMI泡沫；1-7、配电器功能结构板；18、供电计算机功能结构板，2、子平台模块，2-1、连接销板，2-2、第二框架，2-3、姿态控制功能结构板，2-4、定位销槽，2-5、数据采集功能结构板，2-6、螺栓，3、载荷模块，3-1、第三框架；3-2、屏蔽结构板，3-3、高性能计算单元，3-4、固定相控阵天线，3-5、活动铰链，3-6、活动相控阵天线，4、太阳电池帆板模块。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例

请参阅图1-7，本发明提供一种技术方案：一种三棱柱式模块化微小卫星构型，包括能源模块1、子平台模块2与载荷模块3，所述能源模块1的两端均固定安装有子平台模块2，所述子平台模块2的外端固定安装有载荷模块3，所述能源模块1的上端通过铰链铰接有太阳电池帆板模块4，所述能源模块1、子平台模块2与载荷模块3的截面均为三角形，且形状相同。

能源模块1对太阳电池帆板模块4在光照下获取的余量电能进行存储，子平台模块2通过自身将能源模块1与载荷模块3进行连接组合，同时通过内置的功能件对卫星的轨道与姿态进行控制，载荷模块3为主要的卫星功能辅助结构。

具体而言，所述能源模块1包括第一框架1-1，所述第一框架1-1的前斜面嵌装有MPPT功能结构板1-2与电池管理功能结构板1-3，所述第一框架1-1的后斜面嵌装有配电器功能结构板1-7与供电计算机功能结构板1-8，所述第一框架1-1内径向插装有锂离子电池模组1-4，所述锂离子电池模组1-4通过锂离子电池芯1-5组装构成，所述锂离子电池模组1-4与第一框架1-1的间隙内填充有PMI泡沫1-6。

第一框架1-1为能源模块1的基础框架安装结构，MPPT功能结构板1-2、电池管理功能结构板1-3、配电器功能结构板1-7与供电计算机功能结构板1-8均为多功能结构板分别安装MPPT模块、电池管理、配电器与供电计算机构成的复合结构，基于MPPT模块、电池管理、配电器与供电计算机实现所需的功能，锂离子电池模组1-4进行余量电能的存储，而PMI泡沫1-6的填充，能够对内部间隙进行有效的饱和填充，避免间隙影响。

具体而言，所述子平台模块2包括第二框架2-2，所述第二框架2-2的前斜面与后斜面均嵌装有数据采集功能结构板2-5，所述第二框架2-2的内壁固定安装有姿态控制功能结构板2-3，所述第二框架2-2的三个顶角部开设有定位销槽2-4，所述定位销槽2-4内嵌装有连接销板2-1，所述连接销板2-1开设有三组螺孔，中部螺孔通过螺栓2-6安装定位销槽2-4内。

第二框架2-2为子平台模块2的安装基础，数据采集功能结构板2-5与姿态控制功能结构板2-3均为数据采集模块与姿态控制模块各自安装在多功能结构板上构成的，而数据采集模块对卫星当前的轨道与姿态数据进行采集，姿态控制模块对数据采集模块采集到的数据与设定参数对比，从而对卫星的轨道与姿态间调整。

具体而言，所述载荷模块3包括第三框架3-1，所述第三框架3-1内固定安装有高性能计算单元3-3，所述第三框架3-1的前斜面与后斜面均嵌装有屏蔽结构板3-2，所述第三框架3-1的两侧底缘均通过活动铰链3-5铰接活动相控阵天线3-6，所述活动相控阵天线3-6收纳于第三框架3-1的前斜面与后斜面内，所述第三框架3-1底面嵌装有固定相控阵天线3-4。

第三框架3-1为载荷模块3的安装基础结构，高性能计算单元3-3为卫星实现主要功能的核心部件，根据设计需求进行制作，屏蔽结构板3-2对第三框架3-1内部空间进行屏蔽保护，而通过活动铰链3-5铰接的活动相控阵天线3-6，基于本身的结构设计，能够进行一定的角度调整，而固定相控阵天线3-4随整体姿态进行调整，两者相互配合，对不同频段信号间接收。

具体而言，所述第一框架1-1的三个顶角均开设有第一滑槽，第一滑槽的截面结构与定位销槽2-4的截面结构相同，所述第一框架1-1的第一滑槽内开设有定装螺孔。

通过第一滑槽与定位销槽2-4的截面设计，能够保证整体连接的顺滑性与边界性。

具体而言，所述第三框架3-1的三个顶角均开设有第二滑槽，第二滑槽的截面结构与定位销槽2-4的截面结构相同，所述第三框架3-1的第二滑槽内开设有定装螺孔。

通过第二滑槽与定位销槽2-4的截面设计，能够保证整体连接的顺滑性与边界性。

具体而言，所述第一框架1-1、第二框架2-2与第三框架3-1均采用铝合金材质制作或金属泡沫打印制作。

通过材质的设定，保证整体的质量轻盈且强度符合需求，同时保证热传导的效果。

具体而言，所述太阳电池帆板模块4为南翼与北翼两片，每片翼板的横向宽度为两载荷模块3外端面的距离，所述太阳电池帆板模块4的单侧翼板通过若干子单元模块铰接而成，所述太阳电池帆板模块4的单侧翼板延展长度大于能源模块1的周长。

通过若干子模块的铰接方式，使得整个太阳电池帆板模块4进行自由的延展，而太阳电池帆板模块4长度设置能够有效的对卫星的整体进行覆盖，并对固定相控阵天线3-4与活动相控阵天线3-6间遮阳保护。

具体而言，所述固定相控阵天线3-4通过星体进行朝向的变换进行覆盖方向变化，所述活动相控阵天线3-6通过铰链的连接对朝向进行调整。

通过固定相控阵天线3-4与活动相控阵天线3-6设置，能够对整体天线信号进行有效的覆盖，保证接收效果。

具体而言，所述载荷模块3可通过连接销板2-1及第二滑槽相互连接。

载荷模块3通过连接销板2-1与第二滑槽的组合连接，使得其单一的星体能够若干数量的组联，继而进行更大面积的覆盖。

具体而言，所述第一框架1-1、第二框架2-2与第三框架3-1均为类正三角截面结构。

通过类正三角形截面设计，使得单一星体间能够进行圆周组合分布，同时基于载荷模块3能够进行串联，使得从而保证一箭多星的便利性。

工作原理：进入预定轨道后，太阳电池帆板模块4展开后，为装置进行电能供应，并基于能源模块1间剩余电能存储进行备用，地面遥控信号通过载荷模块3的固定相控阵天线3-4与活动相控阵天线3-6进行接收，子平台模块2基于数据采集功能结构板2-5与姿态控制功能结构板2-3对卫星的规定与姿态间调整。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。