适用于中高轨道的小卫星结构的制作方法

[0001]本实用新型涉及卫星设计技术领域，具体地，涉及一种适用于中高轨道的小卫星结构。背景技术：[0002]目前小卫星的结构设计多采用铝蒙皮蜂窝夹层板设计，应用在低轨道中，蜂窝板作为各单机的安装面板，内部设有隔板以增加结构承力强度。为此，现有技术中存在的小卫星结构板，蜂窝板内设计了较多内埋梁，形成连续的承力支撑路径，或者星体采用框架构成卫星承力框，框架外侧再安装蜂窝板的结构设计作为单机的安装面板，大部分单机及载荷安装在星体内部。并且，卫星的分离解锁接口设计在结构蜂窝板的中间，蜂窝板夹层中预埋分离装置对接埋件，以增加分离解锁机构接口的力学强度。所述单机是安装在卫星上能够实现不同功能的产品的统称，例如综合电子计算机、星敏感器、飞轮等；实现特定功能的单个载荷也称为单机，例如激光通信载荷、相机载荷等。[0003]现有技术的不足之处是：蜂窝面板的框架设计或蜂窝板内埋梁太多，框架式结构设计增加了框架结构，不便于安装，安装工艺复杂。内埋梁的结构采用了连续的内埋梁设计，为确保结构强度，整星采用过多的内埋梁，结构强度过设计，未充分发挥蜂窝板的作用，造成卫星结构质量增加。高功耗载荷安装在星体内部，影响高功耗单机的散热效果，星体内部温度较高，被动散热效果慢；载荷置于星体内，整星包络尺寸增加，结构质量也相应增加，同时不便于载荷的拆装及工艺实施。卫星的分离解锁机构接口设计在结构蜂窝板中间，而在该蜂窝板连接接口的另一面直接安装了单机，当卫星解锁分离时，安装接口另一侧的单机受到冲击的影响较大，不利于冲击的衰减。[0004]公开号为cn110562499a的专利文献公开了一种壁挂式主频可调变截面一箭多星发射小卫星结构，包括卫星，所述卫星通过壁挂式连接到运载火箭上，所述卫星沿所述运载火箭的发射方向为变截面结构。该专利文献提高了对不同运载火箭的刚度适应性，降低了星箭连接界面结构受力，提高了星内设备安装空间利用率；但是，为了不影响星体内部载荷的散热效果，设置了很多热控板，使得卫星结构复杂且质量增加。技术实现要素：[0005]针对现有技术中的缺陷，本实用新型的目的是提供一种适用于中高轨道的小卫星结构。[0006]根据本实用新型提供的一种适用于中高轨道的小卫星结构，包括顶面板、前面板、右面板、左面板、后面板、底面板、激光通信载荷、太阳翼驱动机构、太阳翼驱动安装支架、纳型星敏感器及gnss天线安装支架；[0007]所述顶面板、前面板、右面板、左面板、后面板以及底面板围成一个平行六面体，其中，顶面板与底面板相对设置，前面板与后面板相对设置，右面板与左面板相对设置；[0008]所述前面板的外侧连接激光通信载荷，前面板的内侧安装太阳翼驱动安装支架，太阳翼驱动机构安装在太阳翼驱动安装支架上并贯穿右面板和左面板；[0009]所述顶面板的外侧安装纳型星敏感器及gnss天线安装支架；所述后面板上设置有推进系统安装接口。[0010]优选地，还包括太阳翼压紧座，右面板和左面板的外侧分别安装有太阳翼压紧座。[0011]优选地，所述激光通信载荷的左右两侧分别安装有太阳翼压紧座。[0012]优选地，所述纳型星敏感器及gnss天线安装支架包括两个安装面，一个安装面安装纳型星敏感器，一个安装面安装gnss天线，两个安装面之间具有夹角，所述夹角大于等于90度。[0013]优选地，所述顶面板上设置有吊装孔，吊装孔内设置吊装孔埋件。[0014]优选地，所述右面板和左面板靠近前面板的一端均设置有穿出孔，太阳翼驱动机构安装在太阳翼驱动安装支架上并通过穿出孔延伸到右面板和左面板外侧。[0015]优选地，所述底面板上设置有一组或多组分离解锁接口埋件，分离解锁接口埋件连接分离解锁机构，一组分离解锁接口埋件包括两个分离解锁接口埋件，两个分离解锁接口埋件分别设置在底面板左右两侧，一组分离解锁接口埋件之间通过埋杆连接为一体，所述埋杆预埋在底面板中。[0016]优选地，所述底面板与右面板、左面板的连接处分别设置有加强筋；[0017]所述分离解锁接口埋件、埋杆采用铝合金材料。[0018]优选地，所述前面板与底面板的安装接触面上设置有隔冲组件，所述隔冲组件包括两层铝合金隔冲垫和一层玻璃钢隔冲垫，玻璃钢隔冲垫设置在两层铝合金隔冲垫之间。[0019]优选地，所述顶面板、前面板、右面板、左面板、后面板以及底面板均采用铝蒙皮蜂窝夹层板。[0020]与现有技术相比，本实用新型具有如下的有益效果：[0021]1、本实用新型在六块面板围成的平行六面体(卫星本体)外侧安装激光通信载荷，能够有效地提高高功耗载荷的散热，解决高功耗载荷放在卫星内部会使得内部温度较高、不利于星体内散热的问题。[0022]2、本实用新型通过将激光通信载荷安装在卫星本体外侧，能够缩小卫星本体的包络尺寸，也便于载荷安装，还减轻了卫星结构本体重量，提高星体内的空间利用率。[0023]3、本实用新型通过采用前面板内侧固定太阳翼驱动安装支架，太阳翼驱动机构安装在太阳翼驱动安装支架上并贯穿星体本体，太阳翼驱动机构具有两个方向的自由度，能够驱动太阳翼的两轴转动。[0024]4、本实用新型通过采用隔冲组件增加冲击响应的传递路径，降低底面板对前面板的冲击响应的影响，防止卫星解锁分离受到的冲击响应超过激光通信载荷(安装在前面板外侧)的承受能力。[0025]5、本实用新型通过采用分离解锁埋件与埋杆的一体化预埋结构，增大卫星本体外侧分离解锁接口埋件的结构强度和抗冲击能力，实现有效的力学支撑和力学传递。附图说明[0026]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本实用新型的其它特征、目的和优点将会变得更明显：[0027]图1为本实用新型的立体结构示意图。[0028]图2为本实用新型的俯视结构示意图。[0029]图3为本实用新型激光通信载荷、前面板、太阳翼驱动机构以及太阳翼驱动安装支架的连接结构示意图。[0030]图4为本实用新型六块面板围成的平行六面体一个角度的结构示意图。[0031]图5为本实用新型六块面板围成的平行六面体另一个角度的结构示意图。[0032]图6为本实用新型分离解锁接口埋件、埋杆的连接结构示意图。[0033]图7为本实用新型底面板与前面板的连接结构示意图。[0034]图8为本实用新型隔冲组件的结构示意图。[0035]图9为本实用新型吊装孔埋件的结构示意图。[0036]图中示出：[0037]1-顶面板ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ10-太阳翼驱动安装支架[0038]2-前面板ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ11-纳型星敏感器及gnss天线安装支架[0039]3-右面板ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ12-分离解锁接口埋件[0040]4-左面板ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ13-埋杆[0041]5-后面板ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ14-隔冲组件[0042]6-底面板ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ15-铝合金隔冲垫[0043]7-激光通信载荷ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ16-玻璃钢隔冲垫[0044]8-太阳翼压紧座ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ17-吊装孔埋件[0045]9-太阳翼驱动机构ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ18-加强筋具体实施方式[0046]下面结合具体实施例对本实用新型进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本实用新型，但不以任何形式限制本实用新型。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本实用新型的保护范围。[0047]在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。[0048]根据本实用新型提供的一种适用于中高轨道的小卫星结构，如图1-9所示，包括顶面板1、前面板2、右面板3、左面板4、后面板5、底面板6、激光通信载荷7、太阳翼驱动机构9、太阳翼驱动安装支架10、纳型星敏感器及gnss天线安装支架11；所述顶面板1、前面板2、右面板3、左面板4、后面板5以及底面板6围成一个平行六面体形成卫星本体，其中，顶面板1与底面板6相对设置，前面板2与后面板5相对设置，右面板3与左面板4相对设置；所述前面板2的外侧连接激光通信载荷7，前面板2的内侧安装太阳翼驱动安装支架10，太阳翼驱动机构9安装在太阳翼驱动安装支架10上并贯穿右面板3和左面板4；所述顶面板1的外侧安装纳型星敏感器及gnss天线安装支架11；所述后面板5上设置有推进系统安装接口。还包括太阳翼压紧座8，右面板3和左面板4的外侧分别安装有太阳翼压紧座8。所述激光通信载荷7的左右两侧分别安装有太阳翼压紧座8。激光通信载荷7为高功耗载荷安装在卫星本体外侧有助于散热，卫星本体内部安装一些其他低功耗的载荷。[0049]如图1-2所示，所述纳型星敏感器及gnss天线安装支架11包括两个安装面，一个安装面安装纳型星敏感器，一个安装面安装gnss天线，两个安装面之间具有夹角，所述夹角大于等于90度。所述顶面板1上设置有吊装孔，吊装孔内设置吊装孔埋件17，吊装孔埋件17如图9所示，图中上方为侧视图，下方为俯视图。[0050]如图1-4所示，所述右面板3和左面板4靠近前面板2的一端均设置有穿出孔，太阳翼驱动机构9安装在太阳翼驱动安装支架10上并通过穿出孔延伸到右面板3和左面板4外侧，太阳翼驱动机构9延伸到卫星本体外侧，不受星体内部空间的限制，太阳翼驱动机构9具有两个方向的自由度，能够驱动太阳翼的两轴运动。[0051]如图1、2以及4-7所示，所述底面板6上设置有一组或多组分离解锁接口埋件12，分离解锁接口埋件12连接分离解锁机构，一组分离解锁接口埋件12包括两个分离解锁接口埋件12，两个分离解锁接口埋件12分别设置在底面板6左右两侧，一组分离解锁接口埋件12之间通过埋杆13连接为一体，所述埋杆13预埋在底面板6中。所述底面板6与右面板3、左面板4的连接处分别设置有加强筋18；所述分离解锁接口埋件12、埋杆13采用铝合金材料。[0052]如图7-8所示，所述前面板2与底面板6的安装接触面上设置有隔冲组件14，所述隔冲组件14包括两层铝合金隔冲垫15和一层玻璃钢隔冲垫16，玻璃钢隔冲垫16设置在两层铝合金隔冲垫15之间。[0053]卫星通过分离解锁机构与主星连接或分离解锁装置连接，当运动到设定的轨道高度后，通过分离解锁机构与主星分离。在分离时，分离解锁机构通过内部爆炸螺栓爆炸实现分离，爆炸螺栓爆炸会产生很大的冲击力，为了避免载荷受到分离冲击力的影响，尤其是避免冲击力对激光通信载荷7的影响，在底面板6和前面板2之间设置隔冲组件14，增加传递路径，以降低卫星分离解锁过程中对激光通信载荷7的冲击响应。[0054]所述顶面板1、前面板2、右面板3、左面板4、后面板5以及底面板6均采用铝蒙皮蜂窝夹层板。所述底面板6的厚度最大，其次是前面板2和顶面板1，最后是右面板3、左面板4、后面板5。[0055]上面对本申请的基本实施例进行了说明，下面结合基本实施例的优选例和/或变化例对本申请进行更为具体的说明。[0056]实施例：[0057]本实施例提供一种适用于中高轨道的小卫星结构，由六块铝蒙皮蜂窝夹层结构面板构成了卫星本体结构，该卫星运行在中高轨道20000km轨道上，卫星结构已通过地面力学试验的考核。该卫星结构面板为卫星单机提供安装面，包含顶面板1、前面板2、右面板3、左面板4、后面板5、底面板6，六块蜂窝夹层结构面板通过螺丝相互连接构成长方体卫星本体构型结构。其中，顶面板1外侧预埋安装孔，安装有纳型星敏感器及gnss天线安装支架11，四角位置预埋吊装孔埋件17；前面板2外侧安装激光通信载荷7，内侧安装太阳翼驱动安装支架10；右面板3、左面板4为太阳翼两侧安装面板，安装有太阳翼压紧座8，留有太阳翼驱动机构9的穿出孔；后面板5为推进系统的安装板；底面板6为单机安装板及分离解锁机构安装面板，在四个角位置预埋有分离解锁机构接口埋件12。[0058]顶面板1采用20mm厚的铝蒙皮蜂窝夹层板，夹层板中预埋螺钉埋件，纳型星敏感器及gnss天线安装支架11固定安装在外侧，纳型星敏感器和gnss天线安装在同一支架上并有一定的夹角，避免两者视角的干涉同时提高了顶面板1外侧的空间利用。同时为方便卫星移动和搬运在顶面板1的铝蒙皮蜂窝夹层中预埋四个m8的吊装孔埋件17，吊装孔埋件17与侧边通过m5螺钉连接，增强吊装埋件的承受力，防止起吊后由于卫星自身重量导致铝蒙皮蜂窝夹层中的吊装孔埋件17受损。[0059]前面板2亦采用了20mm厚的铝蒙皮蜂窝夹层板，其中外侧面通过两侧十四个m4的安装孔(m4螺纹孔)固定激光通信载荷7。由于激光通信载荷7功耗较高，散热大，重量重，将激光通信载荷7设计在前面板2外侧更加有利于载荷散热，可通过其他五个非接触面板对外散热，同时外侧更方便安装。前面板2的内侧面固定太阳翼驱动安装支架10，将太阳翼驱动机构9安装在太阳翼驱动安装支架10上，太阳翼驱动机构9贯穿整星星体，穿过右面板3、左面板4，太阳翼驱动机构9具有两个方向的自由度，可采用两轴驱动机构，从而实现太阳翼的两轴转动。[0060]将激光通信载荷7设计在外侧面，太阳翼驱动安装支架10设计在内侧面，充分利用了卫星本体空间，卫星星体内部空间更加紧凑，卫星结构设计实现了更小的包络尺寸，整星结构重量降低；前面板2为了防止卫星分离解锁时，底面板6带来的较大的冲击响应，在前面板2与底面板6安装接触面之间设计了隔冲组件14，隔冲组件14由3mm厚的三层隔冲垫组成，分别为内外层1mm厚的铝合金隔冲垫15和中间层0.5mm厚的玻璃钢隔冲垫16组成；卫星受冲击解锁分离过程中，其传递通过底面板6-外层铝合金隔冲垫15-中层玻璃钢隔冲垫16-内层铝合金隔冲垫15-前面板2-激光通信载荷7，隔冲垫增加了传递路径，以降低卫星分离解锁过程中对激光通信载荷7的冲击响应。激光通信载荷7为敏感元件，内部有精密的光学器件，卫星受冲击时响应较大，对载荷影响较大，该设计可有效减缓冲击响应。激光通信载荷7两侧还安装有太阳翼压紧座8，与右面板3、左面板4上的太阳翼压紧座8组成单侧两个压紧座，起到支撑压紧太阳翼的目的。[0061]底面板6为分离解锁机构安装面板，四个分离解锁机构通过四个分离解锁接口埋件12将整星(卫星本体)连接起来。卫星分离时，受到分离解锁机构较大冲击，因此底面板6采用了25mm厚的铝蒙皮蜂窝夹层板，分离解锁机构与分离解锁接口埋件12连接处的厚度为10mm，分离解锁接口埋件12采用铝合金材料厚24.1mm，上下面与蜂窝芯一同粘接了0.3mm厚铝蒙皮。同时，考虑卫星本体与分离解锁机构属于星体外侧连接，分离解锁接口埋件12与底面板6粘接不牢固，受冲击时导致脱胶影响，将卫星本体两侧的分离解锁接口埋件12通过铝合金埋杆13连接为一体，再将组合后的埋件预埋进底面板6中，上下面粘接铝蒙皮，再通过加强筋18将底面板6和右面板3、左面板4连接一起，提供卫星的承受能力，该设计大大提高了卫星受振动及冲击时对卫星结构的破坏。分离解锁接口埋件12设置在卫星本体外侧，不但具有抗冲击的能力，还能够减小卫星本体尺寸，减轻了卫星结构重量。[0062]右面板3、左面板4作为太阳翼的支撑侧板，采用15mm厚的铝蒙皮蜂窝夹层板，为太阳翼收拢时提供压紧支撑面。侧面板的挖孔设计，为太阳翼驱动机构9的贯穿提供的安装空间；后面板6作为推进系统的安装面板，亦采用15mm厚的铝蒙皮蜂窝夹层板，其上留有推进系统各零件的安装接口。[0063]以上对本实用新型的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本实用新型并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本实用新型的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。