一种柔性化卫星平台结构的制作方法

本发明涉及航空航天领域，特别涉及一种柔性化卫星平台结构。

背景技术：

随着航天事业的蓬勃发展，世界各国都在积极发展自己的卫星，我国是除美国之外的第二大航天国，目前我国已经成功发射了三百多颗人造卫星。从近年航天的发展状况来看，卫星的商业化正在逐步形成，由几百颗上千颗小卫星组成的卫星座越来越受到人们的追求。

面向商业化，单一卫星构型的研制与生产已无法适应商业化卫星的发展现状，卫星定型批量生产无疑是缩短周期，降低成本的最优途径，但是，应用卫星的特点是种类多而数量少，特别是有效载荷种类繁多，要求各异，难以实现批量生产。

针对这一问题，在卫星研制中，可以将平台和有效载荷区别对待，平台尽可能实现标准化，使其对一定范围内的有效载荷具有通用性。目前，已有一些著名的空间制造商为不同用途的卫星推出不同系列的卫星公用平台，形成了真正意义上的通用化、系列化和模块化卫星平台产品。其以卫星公用平台和现货产品为基础，基本实现了卫星型号研制生产的准流水线作业，型号研制过程是以采购货架产品为主进行系统快速集成创新的过程。在控制和缩短研制周期的同时，保证了产品质量与可靠性，降低了项目的风险，产生了极大的经济、军事和社会效益。比如在波音的bss-301～393系列近20种卫星平台中，最为成功的是bss-376卫星平台，该卫星平台从1980年首次发射一直使用到2003年，共发射卫星60颗，目前又推出了bss-702系列卫星平台，该系列星平台发展了高功率型bss-702hp、中功率型bss-702mp和全电推进型bss-702sp，可提供的功率范围为3～18kw，卫星最大发射质量达到6116kg。美国休斯公司的hs376、hs601、hs60lhp和大型平台hs702，这些平台是地球静止轨道自旋稳定卫星公用平台；洛克希德·马丁公司的a2100大型平台，该平台为新一代高功率、大容量地球静止轨道通信卫星而推出的主流卫星平台，设计寿命为15年，功率可扩展至15kw。其主体为箱板式结构，采用模块化设计，支持移动、固定和广播等多种通信有效载荷；法国aerospatiale公司的spacebus系列：sb-100、sb-100b、sb-2000、sb-3000分别可携带150-650kg有效载荷，提供1500-3500w功率，工作寿命7-15年，已分别用于dfs、arabsat、eutelsat、turksat、tv-sat(tdf)以及tele-x30等多颗卫星；法国matar公司研制了mk公用平台系列，mk-1公用平台可携带800-1100kg有效载荷，提供130-220w功率，携带推进剂100-30kg，工作寿命2-3年，已用于spot-1、spot-2、spot-3、ers-1和ers-2等卫星；mk-2公用平台可携带有效载荷1700kg，提供5200w功率，工作寿命5年，已经用于spot-4，spot-5和helios等卫星的研制；法国泰雷兹-阿莱尼亚公司开发了两种先进的多用途小卫星平台“海神”和“意大利多应用可重构平台”(prima)。其中，“海神”卫星平台在经过修改后，凭借出色的性能，已被“全球星”(globalstar)星座、o3b星座和“铱”(iridium)星星座等广泛采用，等等。

国内目前也已经开始对公用平台的研究，中国空间技术研究院现已拥有4种经过空间飞行考验或基本上得到空间飞行考验的公用平台：djs-1、tts-1、fws-2和cast968，适用于中、小型卫星的研制，并正在开发2种新的大、中型卫星公用平台djs-2和tts-2。我国虽已初步形成了卫星公用平台系列型谱，但型谱的覆盖性不够完整，综合技术能力存在一定差距，产品化、通用化程度较低，技术升级缓慢，影响型号研制成本、周期和市场竞争力。

技术实现要素：

针对现有技术中的部分或全部问题，本发明提供一种柔性化卫星平台结构，其基本构型为多棱柱体，所述基本构型由接头及杆件组成，其中：

所述接头为多面体，且每一面上均布置有凹槽，其中，

所述接头的顶面及底面为形状相同的多边形，且所述顶面平行

于所述底面；以及

各个侧面垂直于顶面及底面；

横向杆件，所述横向杆件的端部形状适配于所述侧面的凹槽，所述横向杆件用于连接接头，以形成多边形，且所述横向杆件上布置有凸台，所述凸台用于连接蜂窝板，以安装单机设备；以及

纵向杆件，所述纵向杆件的端部形状适配于所述接头顶面和/或底面的凹槽，所述纵向杆件用于垂直连接所述多边形，以形成多棱柱体，且所述纵向杆件上布置有凸台，所述凸台用于连接蜂窝板，以安装单机设备。

在本发明中，术语“基本构型”是指卫星的主体框架或主体结构。措辞“基本构型为多棱柱形”是指，卫星的主体框架或主体结构为棱柱形、即上下底面平行且全等，侧棱平行且相等的几何体。

进一步地，所述基本构型为六棱柱体，其包括12个接头，12根横向杆件以及6根纵向杆件，其中，所述接头为八面体。

进一步地，所述横向杆件及纵向杆件为空心结构。

进一步地，所述横向杆件及纵向杆件的材料为铝合金和/或镁合金和/或碳化硅和/或碳纤维。

进一步地，所述横向杆件和/或纵向杆件的两端设置有第一凸台，所述第一凸台与所述横向杆件和/或纵向杆件端部的距离小于或等于所述凹槽的深度，使得所述第一凸台能够与所述接头的表面接触。

进一步地，所述第一凸台设置有第一通孔，且所述第一凸台通过螺钉与所述接头固定连接。

进一步地，所述柔性化卫星平台结构为单层结构，所述单层结构以基本构型为中心，进行横向扩展得到。

进一步地，所述柔性化卫星平台结构为两层结构，其中，上层为载荷舱，以及下层为平台舱，且所述载荷舱的底面与所述平台舱的顶面共用一个平面。

进一步地，所述载荷舱和/或所述平台舱以基本构型为中心，进行横向扩展得到。

本发明提供的一种柔性化卫星平台结构，其基本构型优选六棱柱结构，能更有效地利用整流罩空间，且组成所述基本构型的杆件及接头均采用标准化设计，利用同样的工艺流程或生产工具进行同一种结构件的加工，实现了量产化，其大大简化了卫星设计复杂度，有效缩短了卫星的研制周期，可同时进行多颗卫星结构的生产加工，实现卫星的快速生产和装配，提高生产率，节省时间成本。所述平台结构在基本构型基础上可进行层层扩展，实现从几百公斤到几吨的适应能力。

附图说明

为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出本发明一个实施例的一种柔性化卫星平台结构的结构示意图；

图2示出本发明又一个实施例的一种柔性化卫星平台结构的结构示意图；

图3示出本发明再一个实施例的一种柔性化卫星平台结构的结构示意图；

图4示出本发明另一个实施例的一种柔性化卫星平台结构的结构示意图；

图5示出本发明一个实施例的一种柔性化卫星平台结构的接头结构示意图；

图6示出本发明一个实施例的一种柔性化卫星平台结构的横向杆件结构示意图；

图7示出本发明一个实施例的一种柔性化卫星平台结构的纵向杆件结构示意图；

图8示出本发明一个实施例的一种柔性化卫星平台结构的接头与横向杆件连接示意图；

图9示出本发明一个实施例的一种柔性化卫星平台结构的接头与横向杆件扩展连接示意图；以及

图10示出本发明一个实施例的一种柔性化卫星平台结构的接头与横向杆件及纵向杆件的连接示意图。

具体实施方式

以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免模糊本发明的发明点。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明并不限于这些特定细节。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按正确比例绘制。

在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。

需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了阐述该具体实施例，而不是限定各步骤的先后顺序。相反，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。

为了加快构建我国航天科技工业新体系，实现卫星研制能力从大国向强国转型的更高需求，有必要规划和完善卫星公用平台型谱，有组织、有目的地加强卫星公用平台技术升级，建立健全卫星公用平台配套产品型谱体系，促进卫星公用平台更快、更好地发展。为了较快、较好、较省地完成这些任务，就必须摒弃研制一颗卫星一种平台的粗放式生产方式，而应建立有限的几种标准化的公用平台，根据卫星的用途，从中选择合适的平台，配备不同的有效载荷，完成研制任务，满足用户要求。使用模块化、标准化的思想，卫星平台可以大大降低零部件的复杂程度，简化建造过程，提升在轨可靠性，并降低了卫星的质量和成本。

为了实现上述目标，本发明公开了一种柔性化的可扩展卫星平台结构，相较于传统卫星研制时采取的一颗卫星一种平台的粗放式生产方式，所述结构为一种标准化、模块化的公用卫星平台，能够全面满足各系列、多型号卫星的需求。

所述平台结构的基本构型为多棱柱体，并可纵向扩展为多层结构或进行横向扩展。所述多棱柱体采用杆件和接头连接而成，所述杆件及接头均采用标准化设计,其中：

所述接头为多面体，且每一面的正中均布置有凹槽，其中:

所述接头的顶面及底面为形状相同的多边形，且所述顶面平行于所述底面；以及

所述接头的各个侧面垂直于顶面及底面；以及

所述杆件包括：

横向杆件，所述横向杆件的端部形状适配于所述接头侧面的凹槽，所述横向杆件用于连接接头，以形成多边形，且所述横向杆件上布置有凸台，所述凸台用于连接蜂窝板，以安装单机设备；以及

纵向杆件，所述纵向杆件的端部形状适配于所述接头顶面和/或底面的凹槽，所述纵向杆件用于垂直连接所述多边形，以形成多棱柱体，且所述纵向杆件上布置有凸台，所述凸台用于连接蜂窝板，以安装单机设备。

在本发明的一个实施例中，所述基本构型优选为六棱柱体，如图1所示，所述六棱柱体包括12个接头1，12根横向杆件2以及6根纵向杆件3，其中：

所述接头1为八面体，其结构如图5所示，其顶面14及底面为六边形，且顶面与底面相互平行，以及其侧面11为正方形，且垂直于顶面14。所述接头1的各侧面的正中间均布置有凹槽12，在本发明的一个实施例中，所述凹槽12的周边还布置有螺纹孔13，在本发明的又一个实施例中，每一个侧面上布置有4个所述螺纹孔13；所述接头的顶面及底面的正中间布置有凹槽15，在本发明的一个实施例中，所述凹槽15的周边还布置有螺纹孔16，在本发明的又一个实施例中，顶面和/或底面上布置有6个所述螺纹孔16；

所述横向杆件2的结构如图6所示，其可承受轴向载荷。所述横向杆件2的端部24及25的形状适配于所述接头1侧面的凹槽12，可以承受所述横向杆件2的弯矩。在本发明一个实施例中，所述凹槽12为圆形。此外，所述横向杆件2上设置有一个或多个第二凸台26，在本发明的一个实施例中，所述第二凸台26为带圆弧的四边形，且所述第二凸台的四边局设有螺纹孔23，所述螺纹孔23用于连接蜂窝板，所述蜂窝板一方面可为单机设备提供安装面，另一方面还可为卫星提供面内剪切刚度。所述在本发明的又一个实施例中，所述横向杆件2的两端设置还有第一凸台27，所述第一凸台27与所述横向杆件2的端部的距离小于或等于所述凹槽12的深度，使得所述横向杆件2连接至所述接头1时，所述第一凸台27的端面21能够与所述接头1的侧面11接触，在本发明的一个实施例中，所述第一凸台27为正方形，且其四角分别设置有一个通孔22，所述通孔22的位置与所述接头1侧面的螺纹孔13相对应，使用螺钉穿过所述通孔22，可将所述横向杆件2进一步固定于所述接头1的侧面11上。1个所述接头1最多可与六根所述横向杆件2连接，在同一个平面内形成“星型”结构，两两相邻杆件之间的夹角均为60°；图8提供了一种所述接头1与所述横向杆件2的连接方式，但本发明不仅限于这种连接方式，接头1与横向杆件2可根据结构的需要扩展连接成不同形状的结构，如图9所示；以及

所述纵向杆件3的结构如图7所示，其可承受纵向载荷。所述纵向杆件3的端部35及36的形状适配于所述接头1顶面及底面的凹槽15。在本发明一个实施例中，所述凹槽15为圆形。此外，所述纵向杆件3上设置有一个或多个第四凸台34，在本发明的一个实施例中，所述第四凸台34为六边形，且所述第四凸台的六边局设有螺纹孔33，所述螺纹孔33用于连接蜂窝板，所述蜂窝板一方面可为单机设备提供安装面，另一方面还可为卫星提供面内剪切刚度。所述在本发明的又一个实施例中，所述纵向杆件3的两端设置还有第三凸台37，所述第三凸台37与所述纵向杆件3的端部的距离小于或等于所述凹槽15的深度，使得所述纵向杆件3连接至所述接头1时，所述第三凸台37的端面31能够与所述接头1的顶面和底面接触，在本发明的一个实施例中，所述第三凸台37为圆形，且围绕所述纵向杆件3的中心设有六个通孔32，所述通孔32的位置与所述接头1顶面及底面的螺纹孔16相对应，使用螺钉穿过所述通孔32，可将所述纵向杆件3进一步固定于所述接头1的顶面或底面上。1个所述接头1最多可与两根所述纵向杆件3连接，如图10所示，一个接头1在空间范围内可与六根横向杆件2和两根纵向杆件3连接，其中横向杆件2可承受横向的载荷，纵向杆件3可承受纵向的载荷，纵向杆件3与横向杆件2所在面的载荷可通过增加蜂窝板承受面内的剪切载荷和弯曲载荷，但本发明不仅限于这种连接方式，接头1与横向杆件2及纵向杆件3可根据结构的需要，扩展连接成不同形状的结构。

在本发明的一个实施例中，所述横向杆件2和/或所述纵向杆件3位空心结构，在本发明的又一个实施例中，所述横向杆件2和/或所述纵向杆件3由铝合金和/或镁合金和/或碳化硅和/或碳纤维复合材料制作，这些材料具有较高的刚度和强度，较低的密度，使得所有燃料箱和绝大部分推进设备都可直接连接在主框架上。

基于所述六棱柱体的基本构型，按照如前所述的连接方式，可实现横向和/或纵向的扩展，进而形成如图2、图3及图4所示的卫星平台结构：

如图2所示，所述卫星平台结构可以为单层结构，所述单层结构示意所述基本构型为中心，通过横向扩展得到，具体来说，其增加了二十四个接头1、六十根横向杆件2以及十二根纵向杆件3，横向扩展了一层六棱柱，使得整体六棱柱体的六边形横截面积增加了三倍，侧边四边形面积增加了两倍，进而使得卫星体积增加了三倍。所述六棱柱体的八个面可分别安装八块蜂窝板，蜂窝板可为单机设备提供安装面，也可以与主结构组合承力。所述六棱柱体的六边形面可作为卫星的对地面和背地面，四边形面可作为单机设备的安装面，同时也是整星的散热面和太阳帆板的安装面，所述构型的卫星可实现串联叠放于整流罩内，高效利用整流罩的空间，实现一箭多星发射；以及

如图3及图4所示，所述卫星平台可以为两层结构，所述两层结构是在单层结构的基础上进行纵向扩展得到，具体来说：

如图3所示的卫星平台是在基本构型的基础上，增加六个接头1、六根横向杆件2和六根纵向杆件3，即纵向扩展一层六棱柱得到。所述六棱柱体的六边形横截面积不变，但侧边四边形面积增加了两倍，所述六棱柱体的高度增加了一倍，进而使得卫星体积增加了一倍。所述六棱柱体可分为上下两部分，这两部分可分别作为卫星的载荷舱和平台舱，载荷舱和平台舱之间可以设置中间层板，使平台和载荷分属不同的舱段，同时，电池以模块形式单独安装在卫星平台基座上，方便了安装和热隔离。有效载荷的安装面积和散热能力仅通过加长或缩短杆件结构和散热器板就可以得到改进；以及

如图4所示的卫星平台是在基本构型的基础上，增加了四十二个接头1、九十六根横向杆件2和三十根纵向杆件3，即横向扩展了一层六棱柱，同时纵向扩展了一层六棱柱，使得所述六棱柱体的六边形横截面积增加了三倍，侧边四边形面积增加了四倍，所述六棱柱体的高度增加了一倍，进而使得卫星体积增加了七倍，所述卫星平台整体为八面体结构，可分为上舱和下舱，上舱为载荷舱，可放置各种载荷的设备，下舱为平台舱，可用于安装各种平台所需要的单机；六边形底板可用于推进管路和贮箱结构的布置，底板外侧可用于布置背地星外载荷，如测控天线、太敏、星敏等设备，同时底板连接六棱柱整体框架，六棱柱整体框架连接卫星与火箭的对接环；六边形顶面可作为卫星的对地面，安装各种对地天线载荷和馈源；六个四边形侧面可作为单机的安装面，星体外侧可悬挂和放置各种展开机构和反射面天线等，此外，电池以模块形式单独安装在卫星平台基座上，方便了安装和热隔离。有效载荷的安装面积和散热能力仅通过加长或缩短杆件结构和散热器板就可以得到改进。

本发明实施例中的柔性化卫星平台结构可实现从几百公斤到几吨的适应能力：单层六棱柱体构型卫星的承载能力可实现100～500kg的重量，两层六棱柱体构型卫星可实现1吨重量的承载，单层六棱柱体扩展结构可实现1～1.5吨的承载能力，两层六棱柱体扩展结构可实现3吨的承载能力。六棱柱框架通过增加杆件和接头的数量实现卫星平台的柔性化承载，最大可提供3000kg的卫星发射质量。

此外，本发明实施例中的柔性化卫星平台结构由于采用杆件和接头连接而成的框架结构，可以根据载荷的情况对卫星平台的配置进行剪裁，以配合载荷的不同需求，未来可根据载荷配置情况，选用单层、单层可扩展、双层或双层可扩展框架结构，从而形成卫星平台系列，其对于各种载荷的适应能力大大加强，它不仅可以用于导航卫星载荷，还可用于通信卫星、科学试验卫星、地球静止轨道导弹预警卫星等。所述卫星平台推进可使用化学推进系统、电推进系统或化电混合推进系统，以满足各种各样任务要求，对不同推进剂的加载量的要求只需加长或缩短贮箱的圆柱段就可满足。

本发明实施例中的柔性化卫星平台结构中的杆件和接头均采用标准化设计，可以大大简化卫星设计复杂度，缩短卫星的研制周期，实现卫星的快速生产和装配；同时，由于主框架的组成部分只有杆件和接头，使得卫星平台的零部件的通用率和可靠性提高，针对目前商业化卫星的发展，所述卫星平台设计简单，结构部件标准化程度较高，具有可替换性，满足批量化生产的要求。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。