[发明专利]一种紧凑布局的一体化卫星

说明书

技术领域

本发明涉及航天技术领域，尤其涉及一种紧凑布局的一体化卫星。

背景技术

目前国内外卫星构型主要采用以下五种结构形式：承力筒结构、桁架结构、框架面板结构、板架式结构、笼屉式结构。承力筒结构承载能力大，易于布置大贮箱，其典型应用型号有法国SPOT系列、东3平台、东4平台；桁架结构的扩展性和适应性很强，其典型应用型号有美国TIROS平台和MMS平台；框架面板结构拆装灵活，开敞性好，易于一体化、通用化设计，其典型应用型号有法国PROTEUS平台；板架式结构结构紧凑，开敞性好，空间利用率高，制造成本低，其典型应用型号有CAST平台；笼屉式结构高度模块化、集成化，其典型应用型号有QH-1。

以上五种结构形式都存在各自的缺点：承力筒结构空间利用率低，对中小卫星适应性差；桁架结构的结构复杂、资源利用率低、构型布局受限大；框架面板结构承载能力有限，卫星总质量多在1000kg以内；板架式结构承载能力弱,卫星总质量多在500kg以内；笼屉式结构对卫星综合设计水平要求高。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是，提供一种高结构承载比的卫星。

为了解决上述问题，本发明提供了一种紧凑布局的一体化卫星，包括底板，所述底板的表面设置安装法兰，所述安装法兰用于设置星内载荷设备，从而组成一条对星内载荷设备的第一传力路径；所述底板表面上进一步在四个对角上各自设置一个隔板，所述四个隔板支撑一顶板，所述顶板用于设置星外载荷设备，从而组成对星外载荷设备的第二传力路径。

可选的，所述底板内进一步设置底板预埋框。

可选的，所述卫星进一步包括连接底板和顶板并相互连接以形成星内空间的四块侧板，所述四块侧板与卫星的底板、顶板和隔板共同形成次承力结构，以提高卫星扭转刚度。

可选的，安装法兰采用整体机加工制造。

可选的，所述每一块隔板包括两块大隔板与一块小隔板，所述小隔板设置在两块大隔板之间，并彼此通过角片连接在一起。

本发明的优点在于，提出了一种以载荷为中心的一体化卫星构型，实现围绕载荷进行布局的方案，同时设计一种两条主传力路径与一条次传力路径共同作用的结构方案，实现载荷的力学环境的优化，降低卫星结构和载荷结构设计的复杂度和压力，提高卫星结构承载比。

附图说明

附图1所示是本发明的具体实施方式所述卫星的结构示意图。

附图2是附图1所示结构的爆炸图。

附图3所示是本发明的具体实施方式给出的第一传力路径的结构示意图。

附图4所示是本发明的具体实施方式中安装法兰的结构示意图。

附图5所示是本发明的具体实施方式中底板预埋框的结构示意图。

附图6和附图7所示分别是本发明的具体实施方式中底板的上表面和下表面加装铝蒙皮的示意图。

附图8所示是本发明的具体实施方式给出的的第二传力路径的结构示意图。

附图9所示是本发明的具体实施方式中的隔板结构示意图。

附图10所示是本发明的具体实施方式中的顶板加强框架结构示意图。

附图11所示是本发明的具体实施方式所述结构的完整安装示意图。

附图12所示是本发明的具体实施方式所述结构的星体内设置单机的示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明提供的一种紧凑布局的一体化卫星的具体实施方式做详细说明。

附图1所示是本具体实施方式所述卫星的结构示意图，附图2是附图1所示结构的爆炸图。参考附图1和附图2所示，所述卫星包括下裙10、底板11、安装法兰12、隔板13以及顶板14。所述卫星下裙10设置在底板11的下表面,所述安装法兰设置在与底板11的下表面相对的上表面。所述上表面的四个对角上分别设置了隔板13。所述四个隔板13在所述上表面围绕所述安装法兰12设置，并支撑顶板14。

本具体实施方式所述的卫星有两个传力路径，分别用于支撑星内载荷设备和星外载荷设备。

参考附图3所示是本具体实施方式给出的第一传力路径的结构示意图。所述底板11的表面设置安装法兰12，所述安装法兰12用于设置星内载荷设备21和22，从而组成一条对星内载荷设备的第一传力路径。本具体实施方式中，以中子探测器和BGO量能器为例来描述星内载荷设备，其中星内载荷设备21为中子探测器，星内载荷设备22为BGO量能器。其中，中子探测器主要传力部件为底板11，而BGO量能器的主要传力部件为安装法兰12和底板11。为了增加底板的强度，还可以进一步在底板中设置底板预埋框23。