稀薄大气飞行皮纳卫星

技术领域

本发明涉及微小卫星技术领域，特别涉及一种稀薄大气飞行皮纳卫星。

背景技术

由于技术和认识上的原因，临近空间的战略价值直到最近几年才引起世界各国的重视也因其显著特点和潜在的军民两用价值而成为各国研究的热点。很多国家目前正纷纷投入大量的经费，积极开展临近空间飞行器的技术与应用研究。另外越来越多的飞行器系统在临近空间(20km～100km)环境中运用，这对临近空间大气探测提出了更高的要求。目前，60km～100km高度范围内的临近空间大气探测资料匮乏，缺少有效探测手段。

就目前世界各国开展的相关研究工作来看，太阳能无人机和高空飞艇是未来低动态(飞行马赫数小于1)临近空间(20-100km)飞行器的主要研究方向。它们具有滞空时间长、载荷能力大、飞行高度高、生存能力强等特点，能够携带可见光、红外、多光谱和超光谱、雷达等信息获取载荷，各种电子对抗设备以及通信和其它能源中继设备，可作为区域信息获取手段，用于提升战场感知能力，也可以进行电磁压制、电磁打击、野战应急通信中继及能源中继服务。

然而，现有的飞行器也存在诸多问题，例如：

第一，临近空间飞艇的囊体结构复杂，导致其设计及制作成本较高；

第二，飞行器在临近空间中飞行，但热控效果差，空气摩擦产生大量热量容易损耗飞行器；

第三飞行需借助大气，不能主动飞行，而空间高度上升到一定程度后，大气密度急剧下降，影响了飞行器的动力，由此造成飞行器达不到某些实验所需的空间高度，因此无法开展如探测大气密度等科学实验。

发明内容

本发明的目的在于提供一种稀薄大气飞行皮纳卫星，以解决现有的临近空间飞行器成本高的问题。

本发明的目的还在于提供一种稀薄大气飞行皮纳卫星，以解决现有的临近空间飞行器易被烧毁的问题。

本发明的目的还在于提供一种稀薄大气飞行皮纳卫星，以解决现有的临近空间飞行器无法达到实验高度的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种稀薄大气飞行皮纳卫星，包括：

舱体，被配置为容置卫星平台和动力系统；

埋铜丝混编导热碳纤维外壳，被配置为包裹所述舱体，以将所述舱体内的温度维持在阈值温度以下；

头部隔热层，被配置为覆盖所述舱体的头部，其包括玻璃钢隔热体及钛合金外包层，所述玻璃钢隔热体为厚度方向带有弧度的薄片紧贴于所述舱体的头部，所述钛合金外包层为多层耐高温材料薄层紧贴于所述玻璃钢隔热体上，其中舱体的头部朝向稀薄大气飞行皮纳卫星飞行方向的前方。

可选的，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，还包括：

天线，被布置在所述埋铜丝混编导热碳纤维外壳上；

太阳翼，被布置在所述舱体的外侧，以带动所述舱体在稀薄大气环境下维持上升力。

可选的，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，稀薄大气飞行皮纳卫星在轨道高度80千米～200千米的临近空间持续飞行，所述临近空间的大气环境为稀薄大气。

可选的，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述舱体为正方体或长方体，并被隔板分为第一舱室和第二舱室，所述稀薄大气飞行皮纳卫星的飞行方向为第二舱室的尾部至第一舱室的头部；

所述第一舱室容置所述卫星平台；

所述第二舱室容置所述动力系统。

可选的，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述动力系统包括推进器储箱和姿轨控解耦推力器；

所述推进器储箱位于所述第二舱室内；

所述姿轨控解耦推力器连接所述推进器储箱，并嵌于所述第二舱室尾部的埋铜丝混编导热碳纤维外壳上；

所述姿轨控解耦推力器的数量为8个以上，每个所述姿轨控解耦推力器的额定推力为2N。

可选的，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述推进器储箱的重量占所述稀薄大气飞行皮纳卫星的整星重量的60％以上，以使所述稀薄大气飞行皮纳卫星能够在80千米～200千米轨道高度自主飞行大于240小时。

可选的，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述天线包括安装于卫星对天面的GNSS天线和收发测控天线，以使所述稀薄大气飞行皮纳卫星能够利用天基互联网卫星系统或北斗短报文系统执行接力通信测控；

可选的，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述太阳翼为流体构型，所述太阳翼上布置于太阳能电池板，用于为所述卫星平台提供电力。

所述GNSS天线的数量为1个，安装于所述第一舱室的外侧；

所述收发测控天线的数量为2对，安装于所述第二舱室的外侧。

可选的，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述卫星平台采用MEMS高集成模式，具有星务系统、能源系统、通信系统、GPS系统、陀螺单机及磁组件单机。

可选的，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述稀薄大气飞行皮纳卫星的整星重量为5千克～7千克。

在本发明提供的稀薄大气飞行皮纳卫星中，通过埋铜丝混编导热碳纤维外壳包裹舱体以将所述舱体内的温度维持在阈值温度以下，头部隔热层覆盖舱体的头部，玻璃钢隔热体为厚度方向带有弧度的薄片紧贴于所述舱体的头部，所述钛合金外包层为多层耐高温材料薄层紧贴于所述玻璃钢隔热体上，热控效果好，避免飞行器在稀薄大气中飞行，空气摩擦产生大量热量，造成稀薄大气飞行皮纳卫星容易被烧毁的风险。

本发明实现了皮纳卫星替代太阳能无人机和高空飞艇等飞行器作为临近空间的探测主体，本发明的皮纳卫星具有重量轻、体积小、研制周期短、成本低、功能密度大、发射灵活等特点，在通信、遥感等领域具有广泛的应用前景。

附图说明

图1是本发明一实施例稀薄大气飞行皮纳卫星的侧视示意图；

图2是本发明一实施例稀薄大气飞行皮纳卫星的透视示意图；

图3是本发明一实施例稀薄大气飞行皮纳卫星的后视示意图；

图中所示：10-舱体；11-第一舱室；12-第二舱室；13-隔板；20-热控外壳；21-埋铜丝混编导热碳纤维外壳；22-玻璃钢隔热体；23-钛合金外包层；31-GNSS天线；32-收发测控天线；40-太阳翼；51-推进器储箱；52-姿轨控解耦推力器；53-卫星平台。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的稀薄大气飞行皮纳卫星作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。

本发明的核心思想在于提供一种稀薄大气飞行皮纳卫星，以解决现有的临近空间飞行器易被烧毁的问题。

为实现上述思想，本发明提供了一种稀薄大气飞行皮纳卫星，舱体，被配置为容置卫星平台和动力系统；埋铜丝混编导热碳纤维外壳，被配置为包裹所述舱体，以将所述舱体内的温度维持在阈值温度以下；头部隔热层，被配置为覆盖所述舱体的头部，其包括玻璃钢隔热体及钛合金外包层，所述玻璃钢隔热体为厚度方向带有弧度的薄片紧贴于所述舱体的头部，所述钛合金外包层为多层耐高温材料薄层紧贴于所述玻璃钢隔热体上，其中舱体的头部朝向稀薄大气飞行皮纳卫星飞行方向的前方。

本实施例提供一种稀薄大气飞行皮纳卫星，在轨道高度80千米～200千米的临近空间持续飞行，所述临近空间的大气环境为稀薄大气，如图1～3所示，包括：舱体10，被配置为容置卫星平台53和动力系统；热控外壳20，被配置为包裹所述舱体10，以将所述舱体10内的温度维持在阈值温度以下；天线，被布置在所述热控外壳20上；太阳翼40，被布置在所述舱体10的外侧，以带动所述舱体10在稀薄大气环境下维持上升力。

微小卫星的发展，可以说是国际航天技术和空间技术的一场划时代的革命，同时也使我国航天事业面临新的机遇和挑战。小卫星分类一般是依据重量来划分，国内外在此方面有着不同的标准。国内普遍的划分原则为：公斤量级的卫星称为皮卫星，10公斤量级的卫星称为纳卫星。

随着空间任务日益复杂化，快速研制以满足空间任务的快速响应成为了微小卫星领域的研究重点。国内现有微推进技术大多是针对微纳卫星而言，专门针对10公斤量级的皮纳卫星却很少提及；同时，国内现有微推进技术的相关发明主要是说明微推进装置的结构特点，没有从机电一体化的角度完整地公开轨控推进系统的特点与功能等。

在本发明的一个实施例中，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述舱体10为正方体或长方体，并被隔板13分为第一舱室11和第二舱室12，或第一舱室与第二舱室分别成型后固定；所述稀薄大气飞行皮纳卫星的飞行方向为第二舱室12的尾部至第一舱室11的头部；所述第一舱室11容置所述卫星平台53；所述第二舱室12容置所述动力系统。

在本发明的一个实施例中，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述动力系统包括推进器储箱51和姿轨控解耦推力器52；所述推进器储箱51位于所述第二舱室12内；所述姿轨控解耦推力器52连接所述推进器储箱51，并嵌于所述第二舱室12尾部的热控外壳20上；所述姿轨控解耦推力器52的数量为8个以上，每个所述姿轨控解耦推力器52的额定推力为2N。

在本发明的一个实施例中，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述推进器储箱51的重量占所述稀薄大气飞行皮纳卫星的整星重量的60％以上，以使所述稀薄大气飞行皮纳卫星能够在80千米～200千米轨道高度自主飞行大于240小时。

在本发明的一个实施例中，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述热控外壳20包括埋铜丝混编导热碳纤维外壳21及头部隔热层，其中：所述埋铜丝混编导热碳纤维外壳21包裹所述舱体10；所述头部隔热层覆盖所述第一舱室11的头部，其包括玻璃钢隔热体22及钛合金外包层23，所述玻璃钢隔热体22为厚度方向带有弧度的薄片紧贴于所述第一舱室11的头部，所述钛合金外包层23为多层耐高温材料薄层紧贴于所述玻璃钢隔热体22上。

在本发明的一个实施例中，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述太阳翼40为流体构型，所述太阳翼40上布置于太阳能电池板，用于为所述卫星平台53提供电力。

在本发明的一个实施例中，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述卫星平台53采用MEMS高集成模式，具有星务系统、能源系统、通信系统、GPS系统、陀螺单机及磁组件单机。

在本发明的一个实施例中，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述天线包括安装于卫星对天面的GNSS天线31和收发测控天线32，以使所述稀薄大气飞行皮纳卫星能够利用天基互联网卫星系统或北斗短报文系统执行接力通信测控；所述GNSS天线31的数量为1个，安装于所述第一舱室11的外侧；所述收发测控天线32的数量为2对，安装于所述第二舱室12的外侧。

在本发明的一个实施例中，在所述的稀薄大气飞行皮纳卫星中，所述稀薄大气飞行皮纳卫星的整星重量为5千克～7千克。

在本发明提供的稀薄大气飞行皮纳卫星中，通过皮纳卫星在轨道高度80千米～200千米的临近空间持续飞行，其舱体10容置卫星平台53和动力系统，热控外壳20包裹所述舱体10以将所述舱体10内的温度维持在阈值温度以下，天线布置在所述热控外壳20上，太阳翼40布置在所述舱体10的外侧以带动所述舱体10在稀薄大气环境下维持上升力，实现了皮纳卫星替代太阳能无人机和高空飞艇等飞行器作为临近空间的探测主体，皮纳卫星具有重量轻、体积小、研制周期短、成本低、功能密度大、发射灵活等特点，在通信、遥感等领域具有广泛的应用前景。

本发明采用如下一系列创新，以实现适合在轨道高度80-200km稀薄大气的的临近空间持续飞行，实现卫星头部采用多层的钛合金外包层作为防热措施，与卫星平台之间用玻璃钢隔热，热防护能力强，卫星的热控外壳采用埋铜丝混编导热碳纤维材料，能够实现较好的等温化设计；采用流体构型太阳翼，实现稀薄大气环境下的弱升力维持；姿轨推进器采用8个以上的2N推力器，实现姿轨解耦控制；根据不同配置，整星重量5～7kg，其中推进剂重量占比60％以上，维持长期亚轨道飞行，能够在80-200km轨道高度临近空间自主飞行，持续飞行寿命大于240小时；为避免测控角度变化快，地面测控跟踪响应不及时问题，卫星对天面安装1个GNSS天线和2对收发测控天线，能够利用天基互联网卫星系统(或北斗短报文系统)实现接力通信测控；卫星平台采用MEMS高集成模式，包括的星务、能源、通信、GPS、陀螺、磁组件等单机，采用常规设计，不详细描述。

在本发明提供的稀薄大气飞行皮纳卫星中，通过埋铜丝混编导热碳纤维外壳包裹舱体以将所述舱体内的温度维持在阈值温度以下，头部隔热层覆盖舱体的头部，玻璃钢隔热体为厚度方向带有弧度的薄片紧贴于所述舱体的头部，所述钛合金外包层为多层耐高温材料薄层紧贴于所述玻璃钢隔热体上，热控效果好，避免飞行器在稀薄大气中飞行，空气摩擦产生大量热量，造成稀薄大气飞行皮纳卫星容易被烧毁的风险。

本发明实现了皮纳卫星替代太阳能无人机和高空飞艇等飞行器作为临近空间的探测主体，本发明的皮纳卫星具有重量轻、体积小、研制周期短、成本低、功能密度大、发射灵活等特点，在通信、遥感等领域具有广泛的应用前景。

综上，上述实施例对稀薄大气飞行皮纳卫星的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。