[发明专利]三角形卫星构型

说明书

技术领域

本发明涉及航天器总体设计，具体地，涉及一种三角形卫星构型。

背景技术

目前一般卫星构型结构复杂、成本昂贵，并且研制周期较长，不能满足用户日益强劲的低成本、快速响应、敏捷机动等需求。

经过对现有技术的检索，发现申请号为201310591599.6，专利名称为一种可分离式微纳卫星构型的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。但是该发明成本较高，研制周期较长。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种三角形卫星构型。本发明具有质心低、惯量小，结构简单、力学稳定等特点，可应用于具有低成本、快速响应、敏捷机动等要求的航天器。

根据本发明的一个方面提供的三角形卫星构型包括构型本体和太阳电池阵；

所述太阳电池阵设置在所述构型本体的外侧；所述构型本体包括相连的推进舱和服务载荷舱。

优选地，所述构型本体包括锥形框筒、柱形框筒、星箭对接环和三角板；

所述锥形框筒连接所述柱形框筒；所述三角板设置在所述锥形框筒和所述柱形框筒之间且设置在所述锥形框筒和所述柱形框筒的外侧；所述星箭对接环设置在所述锥形框筒的下侧；

所述三角板的下侧面、所述锥形框筒和所述星箭对接环围成所述推进舱；所述三角板的上侧面和所述柱形框筒围成所述服务载荷舱。

优选地，还包括若干个侧板；所述若干个侧板顺次相连，用于封闭所述服务载荷舱。

优选地，还包括贮箱，所述贮箱的一端嵌入所述服务载荷舱，另一端嵌入所述推进舱。

优选地，还包括相机，所述相机以内嵌方式安装在所述柱形框筒中。

优选地，所述侧板的数量为3块，3块侧板分别连接三角板的三条变且3块侧板顺次相连围成三角形。

优选地，所述太阳电池阵包括奇数个太阳能帆板；

所述太阳能帆板的数量大于两个；其中一个太阳能电池设置在中间的侧板上，剩余的太阳能帆板对称压紧安装在两侧的侧板上。

根据本发明的另一个方面提供的三角形卫星系统，包括运载火箭，还包括多个三角形卫星构型，多个三角形卫星构型沿所述运载火箭的运载轴线的圆周分布。

根据本发明的另一个方面角形卫星构型装配方法，包括如下步骤：

步骤1：将三角板安装构型本体的外侧；

步骤2：将相机和贮箱嵌入所述构型本体；

步骤3：使用侧板封闭所述构型本体；

步骤4：在所述侧板装配太阳能帆板。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明采用一体化设计思想，将有效载荷和贮箱嵌入卫星一体化构型本体构型内部，结构紧凑，质心低，惯量小；

2、本发明外形采用三角棱柱形式，力学稳定，结构简单，具有更好的稳定性和抗振性；

3、本发明采用可压紧展开太阳电池阵单翼构型，在轨运行时，可遮挡卫星本体光照，有效地减小卫星本体散热面要求；

4本发明中太阳能帆板采用固定翼形式，卫星本体连接刚度高，转动惯量小，增强卫星机动性能；

5、本发明的三角构型空间包络利用更为充分，在同等条件下，更容易实现实现一箭多星发射，节约发射成本；

6、本发明可扩展能力强，贮箱柱段长度可在一定范围内增减，而不影响卫星的主体构型。

附图说明

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，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明的构型分解示意图；

图2为本发明发射状态示意图；

图3为本发明在轨状态示意图；

图4为本发明中构型本体结构示意图；

图5为本发明中三角形卫星一箭多星发射示意图。

图中：

1 为太阳能帆板；

2 为侧板；

3 为相机；

4 为贮箱；

5 为构型本体；