一种可分离式微纳卫星构型[发明专利]

(12)发明专利申请

(10)申请公布号(10)申请公布号 CN 103612774 A(43)申请公布日 2014.03.05

(21)申请号 201310591599.6(22)申请日 2013.11.20

(71)申请人西北工业大学

地址710072 陕西省西安市友谊西路127号(72)发明人袁建平 岳晓奎 李署光 张守华(74)专利代理机构西北工业大学专利中心

61204

代理人陈星(51)Int.Cl.

B64G 1/10(2006.01)B64G 1/40(2006.01)B64G 1/64(2006.01)B64G 1/66(2006.01)

权利要求书1页 说明书3页 附图2页权利要求书1页 说明书3页 附图2页

(54)发明名称

一种可分离式微纳卫星构型(57)摘要

本发明公开了一种可分离式微纳卫星构型，由卫星本体、分离释放子卫星、机械网爪、柔性太阳电池阵、变结构机械臂组成；整体卫星构型采用由母卫星携带多颗子卫星的构型形式，实现微纳卫星的分离释放、悬停功能；通过柔性太阳翼和变结构机械臂组合构型，提高太阳电池阵效率；在微纳卫星上搭载机械网爪机构，实现空间目标的抓捕功能；设置多台相机立体视觉成像，实现了立体监测功能；采用固体微型推进技术，实现微纳卫星的姿态机动和姿态稳定，提高分离释放子卫星的控制能力。可分离式微纳卫星构型适用于近地轨道的五十公斤级微小型人造地球卫星中应用，也可用于微小卫星组网和科学探测飞行器，以及相关的微纳卫星空间演示试验。CN 103612774 ACN 103612774 A

权 利 要 求 书

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1.一种可分离式微纳卫星构型，包括卫星本体、柔性太阳电池阵、变结构机械臂、分离释放子卫星、机械网爪，其特征在于:卫星本体包括平台舱和推进舱两部分，平台舱位于推进舱的上部，分离释放子卫星安装在平台舱顶板上部的四角，通过定位块和锁紧螺栓固连，在分离装置作用下实现锁紧、解锁分离释放，机械网爪安装在平台舱顶板上部中间部位；柔性太阳电池阵固定在卫星本体的侧面，变结构机械臂固定在卫星本体的另一侧面,且变结构机械臂与柔性太阳电池阵对称安装；

所述推进剂贮箱采用十字构型法兰，分别与第一推进舱隔板、第二推进舱隔板、第三推进舱隔板、第四推进舱隔板的一端固连，第一推进舱隔板的另一端和第二推进舱隔板的另一端分别与推进舱正Y侧板两端固连，第三推进舱隔板的另一端和第四推进舱隔板的另一端分别与推进舱负Y侧板两端固连，各板之间通过螺栓连接构成推进舱；推力器机组位于推进舱内；推进舱正Y侧板上开有方形接口，柔性太阳电池阵与推进舱正Y侧板固连，采用收纳盒内埋星体结构；推进舱负Y侧板上开有两个方形接口和一个圆形通孔，变结构机械臂安装在推进舱负Y侧板上，压紧装置内嵌在推进舱侧板的盒中，驱动机构安装在推进舱侧板下部；

所述支撑框固定安装在平台舱底板上，平台舱底板和平台舱顶板分别与平台舱正Y侧板、平台舱负Y侧板、平台舱正Z侧板、平台舱负Z侧板之间通过螺栓连接构成平台舱。

2.根据权利要求1所述的可分离式微纳卫星构型，其特征在于:所述推进舱正Y侧板与所述推进舱负Y侧板为轻质铝蜂窝复合材料夹层板。

3.根据权利要求1所述的可分离式微纳卫星构型，其特征在于:所述推进舱隔板采用高强度铝合金板。

4.根据权利要求1所述的可分离式微纳卫星构型，其特征在于:所述平台舱各安装板为轻质铝蜂窝复合材料夹层板。

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说 明 书

一种可分离式微纳卫星构型

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技术领域

[0001]

本发明属于航天飞行器结构设计领域，具体地说，涉及一种可分离式微纳卫星构

型。背景技术

空间演示试验是指通过卫星平台集成先进的新技术试验载荷、新研制的单机产

品,使其在太空环境下进行验证有效载荷和单机产品的功能和性能的技术试验。随着我国微纳卫星的产品化、系列化、小型化发展，越来越多的新型有效载荷、单机产品需要通过空间演示试验的方式获得技术突破，要求卫星构型适应模块化、可分离释放、研制周期短和低成本的要求。传统卫星构型的有效载荷和单机设备都是永久固定在卫星上的，不具有分离释放功能，已经不能满足空间演示试验的要求。与国内外传统卫星相比，可分离式卫星构型采用由母卫星携带多颗子卫星的构型形式，实现微纳卫星的分离释放、悬停功能；通过柔性太阳翼和变结构机械臂组合构型，提高太阳电池阵效率；在微纳卫星上搭载机械网爪机构，实现空间目标的抓捕功能；设置多台相机立体视觉成像，实现了立体监测功能；采用固体微型推进技术，实现微纳卫星的姿态机动和姿态稳定，提高分离释放子卫星的控制能力。

[0002]

发明内容

本发明提出一种可分离式微纳卫星构型，适用于近地轨道的五十公斤级可分离式微纳卫星构型；卫星整星为六面体构型，采用由母卫星携带多颗子卫星的构型形式，实现纳卫星的分离释放、悬停功能；采用柔性太阳翼和变结构机械臂组合构型，提高太阳电池阵效率；在微纳卫星上搭载机械网爪机构，实现空间目标的抓捕功能；设置多台相机立体视觉成像，实现了立体监测功能；采用固体微型推进技术，实现微纳卫星的姿态机动和姿态稳定，提高分离释放子卫星的控制能力。

[0004] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括卫星本体、柔性太阳电池阵、变结构机械臂、分离释放子卫星、机械网爪，其特点是，卫星本体包括平台舱和推进舱两部分，平台舱位于推进舱的上部，分离释放子卫星安装在平台舱顶板上部的四角，通过定位块和锁紧螺栓固连，在分离装置作用下实现锁紧、解锁分离释放，机械网爪安装在平台舱顶板上部中间部位；柔性太阳电池阵固定在卫星本体的侧面，变结构机械臂固定在卫星本体的另一侧面,且变结构机械臂与柔性太阳电池阵对称安装；[0005] 所述推进剂贮箱采用十字构型法兰，分别与第一推进舱隔板、第二推进舱隔板、第三推进舱隔板、第四推进舱隔板的一端固连，第一推进舱隔板的另一端和第二推进舱隔板的另一端分别与推进舱正Y侧板两端固连，第三推进舱隔板的另一端和第四推进舱隔板的另一端分别与推进舱负Y侧板两端固连，各板之间通过螺栓连接构成推进舱；推力器机组位于推进舱内；推进舱正Y侧板上开有方形接口，柔性太阳电池阵与推进舱正Y侧板固连，采用收纳盒内埋星体结构；推进舱负Y侧板上开有两个方形接口和一个圆形通孔，变结构机械臂安装在推进舱负Y侧板上，压紧装置内嵌在推进舱侧板的盒中，驱动机构安装在推

[0003]

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说 明 书

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进舱侧板下部；

[0006] 所述支撑框固定安装在平台舱底板上，平台舱底板和平台舱顶板分别与平台舱正Y侧板、平台舱负Y侧板、平台舱正Z侧板、平台舱负Z侧板之间通过螺栓连接构成平台舱。[0007] 所述推进舱正Y侧板与所述推进舱负Y侧板为轻质铝蜂窝复合材料夹层板。[0008] 所述推进舱隔板采用高强度铝合金板。

[0009] 所述平台舱各安装板为轻质铝蜂窝复合材料夹层板。[0010] 有益效果

[0011] 本发明提出的一种可分离式微纳卫星构型，由卫星本体、分离释放子卫星、机械网爪、柔性太阳电池阵、变结构机械臂组成；整体卫星构型采用由母卫星携带多颗子卫星的构型形式，分离释放子卫星通过定位块和锁紧螺栓固连，在分离装置作用下实现锁紧、解锁分离释放、悬停功能；采用柔性太阳翼和变结构机械臂组合构型，提高太阳电池阵效率；在微纳卫星上搭载机械网爪机构，实现空间目标的抓捕功能；设置多台相机立体视觉成像，实现了立体监测功能；采用固体微型推进技术，实现微纳卫星的姿态机动和姿态稳定，提高分离释放子卫星的控制能力。可分离式微纳卫星构型适用于近地轨道的五十公斤级微小型人造地球卫星中应用，也可应用于微小卫星组网和科学探测飞行器，在未来我国空间站监视卫星上也有潜在应用价值。

附图说明

[0012] 下面结合附图和实施方式对本发明一种可分离式微纳卫星构型作进一步详细说明。

[0013] 图1为本发明可分离式微纳卫星构型的组成示意图。[0014] 图2为本发明可分离式微纳卫星发射状态的构型。[0015] 图3为本发明可分离式微纳卫星在轨飞行状态的构型。[0016] 图中:

[0017] 1.推进剂贮箱 2.第一推进舱隔板 3.推力器机组 4.柔性太阳电池阵5.推进舱正Y侧板 6.第二推进舱隔板 7.平台舱底板 8.支撑框 9.平台舱负Z侧板10.平台舱正Y侧板 11.平台舱顶板 12.分离释放子卫星 13.机械网爪14.平台舱正Z侧板 15.平台舱负Y侧板 16.第三推进舱隔板 17.变结构机械臂18.推进舱负Y侧板 19.第四推进舱隔板

具体实施方式

[0018] 本实施例是一种可分离式微纳卫星构型。[0019] 参阅图1、图2、图3，本发明可分离式微纳卫星构型，由卫星本体、柔性太阳电池阵4、变结构机械臂17、分离释放子卫星12和机械网爪13组成，卫星本体包括平台舱和推进舱两部分，平台舱固定在推进舱的上部，分离释放子卫星12安装在平台舱顶板11上部的四角，通过定位块和锁紧螺栓固定连接，在分离装置作用下实现锁紧、解锁分离释放；机械网爪13固定安装在平台舱顶板11上部中间部位；柔性太阳电池阵4固定在卫星本体的侧面，变结构机械臂17固定在卫星本体的另一侧面,而且变结构机械臂17与柔性太阳电池阵4在同轴线上对称安装。

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说 明 书

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卫星本体的推进舱由第一推进舱隔板2、第二推进舱隔板6、第三推进舱隔板16、

第四推进舱隔板19、推进舱正Y侧板5、推进舱负Y侧板18和推进剂贮箱1、推力器机组3及其管路组成；平台舱由平台舱底板7、平台舱顶板11、平台舱正Y侧板10、平台舱负Y侧板15、平台舱正Z侧板14、平台舱负Z侧板9和支撑框8组成。推进舱外包络尺寸为500mm×500mm×400mm，采用螺栓和螺钉连接各安装板，保证推进舱的刚度。推进舱正Y侧板5采用外形尺寸为500mm×407mm×10mm的轻质耐用的铝蜂窝复合材料夹层板，为柔性太阳电池阵4提供安装机械接口。柔性太阳电池阵安装在推进舱正Y侧板上，采用收纳盒内埋星体结构。推进舱负Y侧板18采用外形尺寸为500mm×407mm×10mm的轻质铝蜂窝复合材料夹层板，变结构机械臂17安装在推进舱负Y侧板上，压紧装置内嵌在推进舱侧板的盒中、驱动机构安装在推进舱侧板下部。变结构机械臂收紧状态下的外包络为:552mm×400mm×80mm，完全展开状态下的外包络为:1382mm×400mm×10mm。[0021] 第一推进舱隔板2、第二推进舱隔板6、第三推进舱隔板16、第四推进舱隔板19尺寸为400mm×306mm×3mm，采用3mm厚高强度铝合金板材料，与推进剂贮箱1法兰通过螺栓连接，采用螺钉连接确保隔板的刚度。平台舱外包络尺寸为500mm×500mm×300mm，采用螺钉紧固保证平台舱的刚度。平台舱底板7尺寸为480mm×480mm×15mm，采用轻质耐用的铝蜂窝复合材料夹层板，为支撑框8提供安装接口。平台舱顶板11尺寸为590mm×480mm×10mm，采用轻质耐用的铝蜂窝复合材料夹层板，为机械网爪13、分离释放子卫星12单机提供安装接口。平台舱正Y侧板10与平台舱负Y侧板15尺寸同为480mm×282mm×10mm，采用轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板，提供监视相机单机的安装接口。平台舱正Z侧板14与平台舱负Z侧板9尺寸同为500mm×300mm×10mm，采用轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板。

[0022] 本发明可分离式微纳卫星构型装配过程:[0023] 推进剂贮箱1采用十字构型法兰，依次与第一推进舱隔板2、第二推进舱隔板6、第三推进舱隔板16、第四推进舱隔板19进行组合装配，第一推进舱隔板2的一端和第二推进舱隔板6的一端分别与推进舱正Y侧板5两端固定连接，第三推进舱隔板16的一端和第四推进舱隔板19的一端分别与推进舱负Y侧板18两端固定连接，各安装板之间通过螺栓和螺钉连接构成推进舱；推力器机组3固定安装在推进舱内；推进舱正Y侧板5上开有方形接口，安装柔性太阳电池阵4，推进舱负Y侧板18上开两个方形接口和一个圆形通孔安装变结构机械臂17。

[0024] 平台舱固定在推进舱的上部，在平台舱底板7上安装支撑框8；支撑框8与平台舱顶板11固连；在平台舱底板7与平台舱顶板11之间分别安装有平台舱正Y侧板10、平台舱负Y侧板15、平台舱负Z侧板9、平台舱正Z侧板14，各安装侧板之间通过螺栓和螺钉连接。

[0025] 最后装配柔性太阳电池阵4；变结构机械臂17安装在柔性太阳电池阵4相对的卫星本体的另一侧面,而且变结构机械臂17与柔性太阳电池阵4同轴线对称安装,机械网爪13安装在平台舱顶板11中间部位；四颗分离释放子卫星12分别安装在平台舱顶板11上四端角部位，形成分离式微纳卫星构型。

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说 明 书 附 图

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图1

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说 明 书 附 图

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图2

图3

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