[发明专利]卫星用多功能承力结构及其装配方法

说明书

技术领域

本发明涉及航天技术领域，更具体的说，涉及一种航天器用多功能承力结构及其装配方法。的研制，这种多功能承力结构能够用于集成度要求高的微小卫星结构中，也可以在大卫星中推广应用。该多功能结构将单机结构与星体结构融合，实现了结构的多用途，相比于其他卫星结构，既具有较轻的重量和较小的体积，又具有更高的承载能力和功能密度。

背景技术

航天器携带大量单机设备、拥有承载单机设备的高性能结构，目前大部分单机设备仍然采用安装于航天器主结构的方式，结构仅有承载和传递载荷的功能。多功能结构是指利用同一结构实现不同的功能，如将控制电路、热管理装置、主承载结构和单机接口集成为一个结构产品，使其同时具备电路、结构和单机设备的功能，是航天器实现性能提升和功能集成的重要技术。目前还没有发现类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

针对上述现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种卫星用多功能承力结构及其装配方法，将单机结构与星体结构融合，实现了结构的多用途，相比于其他卫星结构，既具有较轻的重量和较小的体积，又具有更高的承载能力和功能密度，既可以用于微型卫星的主承力结构，也可以用于大卫星中主承力结构的附属承力结构。

为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下：

一种卫星用多功能承力结构，主要由综合电子模块、GNC模块及其支撑框架组成，所述综合电子模块包括五块逐层堆叠起来的单板，所述支撑框架包括底板和侧板共五块单板，所述GNC模块包括一台三轴集成微飞轮、三台单轴微飞轮、一台微机械陀螺和一块GNC控制计算机单板，所述GNC控制计算机单板安装在所述综合电子模块最上层，所述三轴集成微飞轮、单轴微飞轮、微机械陀螺、GNC控制计算机单板)连接在所述支撑框架底板上。

所述综合电子模块的单板外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金。

所述支撑框架的底板和侧板外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金。

所述GNC控制计算机单板外壳材料选用轻质高强度的镁锂合金。

所述GNC模块的三轴集成微飞轮采用无外壳设计，由一个框架直接将三个微飞轮集成，并与支撑框架底板连接；单轴微飞轮采用框架式外壳设计，并与支撑框架底板连接；微机械陀螺固定在支撑框架底板上。

所述综合电子模块由4块外形尺寸均为220mm×200mm×25mm的单板和一块外形尺寸均220mm×200mm×22mm的单板逐层堆叠装配，所述支撑框架由两块外形尺寸为121mm×200mm×3mm的侧板和两块外形尺寸为121mm×214mm×3mm的侧板以及一块外形尺寸为220mm×200mm×11mm的底板装配而成，支撑框架底板与GNC控制计算机单板相连，GNC控制计算机单板的外形尺寸为220mm×200mm×34mm。

所述卫星用多功能承力结构的装配方法，装配过程如下：

步骤一，两块综合电子模块单板进行组装；

步骤二，在步骤一的基础上，再安装一块综合电子模块单板；

步骤三，在步骤二的基础上，再安装一块综合电子模块单板；

步骤四，在步骤三的基础上，再安装一块综合电子模块单板；

由此形成综合电子模块；

步骤五，在步骤四的基础上，安装GNC控制计算机单板；

步骤六，在步骤五的基础上，安装支撑框架底板；

步骤七，在步骤六的基础上，安装一台三轴微飞轮；

步骤八，在步骤七的基础上，安装三台单轴微飞轮；

步骤九，在步骤八的基础上，安装微机械陀螺；

步骤十，在步骤九的基础上，安装一块支撑框架侧板；

步骤十一，在步骤十的基础上，再安装一块支撑框架侧板；

步骤十二，在步骤十一的基础上，再安装一块支撑框架侧板；

步骤十三，在步骤十二的基础上，再安装一块支撑框架侧板；

由此形成GNC模块及其支撑框架；

步骤十四，拧紧所有的安装螺钉和螺栓，完成多功能承力结构的装配。

本发明技术方案，满足了微型卫星高功能密度和集成度的要求，将单机屏蔽壳体、卫星承力板和GNC单机设备集成为一个方盒结构，该结构能够作为一台单机进行安装调试，也可以作为卫星承力主结构传递外部载荷，同时具有一定的扩展性，可以在其上安装其他单机设备。

本发明所提供的多功能承力结构，具有以下特点：

(1)结构与功能单机一体设计，一体装配；

(2)单机设备与结构均可进行扩展；