[发明专利]卫星框架和制备卫星的方法

说明书

技术领域

本发明涉及卫星，并且具体地，涉及LEO和MEO卫星的结构设计。

背景技术

传统卫星结构设计通常由多个面板、甲板、纵梁、肋部和支架组成，它们彼此附接以形成限定一组平坦表面的闭合形状。典型形状将为矩形或六边形棱柱。

此类设计的显著问题在于，其使用多个零件和紧固件并且需要大量的固定装置、支撑工装和劳动量。每个接头增加额外紧固件并使质量加倍，并且产生潜在软节点，该潜在软节点降低了整体结构刚性。此外，一旦卫星已组装，则其通常需要组装后对准和复杂校准过程。

此类工艺中的每个步骤为昂贵的且耗时的。然而，甚至比时间和金钱更重要的是，当卫星在轨道中时，传统设计致使故障率和不对准问题增加。如可理解，当卫星已在轨道中时，修复卫星可为极其困难的。

因此，需要提供一种卫星结构设计，该卫星结构设计显著地减少对准问题、故障率和复杂性以及组装成本和时间。

发明内容

根据本发明的一个方面，卫星框架具有一体式本体，该一体式本体限定多个侧面以用于附接多个卫星部件。

根据本发明的另一方面，提供了一种制备卫星的方法。形成了限定多个侧面的一体式集成框架。一旦形成框架，则面板附接至框架的侧面，其中每个面板支撑至少一个卫星部件。

有利地，单个集成卫星本体框架的使用使固定装置、紧固件和对准设备以及工艺的量最小化，这得到较轻设计并且为较快速集成设计。单件框架的使用通过极大地减少连接和结构接口的数量还允许最大可能比刚度。

此外，一个特别重要的益处为当卫星在轨道上运行时的部件相对于彼此的改善对准，以及减小不对准的可能性，其中卫星在轨道上运行时修复可为极其困难的。因此，本发明显著地减少了运行卫星的成本。

附图说明

图1示出了根据本发明的一个方面的卫星的透视图；

图2示出了图1的卫星的一些部分的分解透视图；

图3示出了根据本发明的一个方面的单件集成卫星框架的透视图；

图4A和图4B示出了图3的卫星框架的两个横向侧面。

具体实施方式

图1示出了根据本教导的卫星100。图2示出了卫星100的一些突出特征的“分解”图。现在参考图1和图2两者，卫星100包括如所示布置的统一有效载荷模块102、推进模块114、有效载荷天线模块122、总线部件模块132和太阳能阵列系统140。应注意，图1和图2中卫星100的取向在意义上为“倒置的”，在使用中，图中面向“上”的天线124将“向下”面向地球。

统一有效载荷模块102包括面板104、106和108。在一些实施例中，面板利用各种连接器等以已知方式接合在一起。支架109向连接面板提供结构加强。

面板104、106和108用作用于从卫星102辐射热量的辐射器等任何其它功能。在一些实施例中，面板包括适配部分以有利于热移除。在一些实施例中，面板包括多种材料，诸如由面材夹持的芯部。适用于面板的材料包括通常用于航空工业的那些。例如，在一些实施例中，芯部包括轻质铝蜂窝结构并且面材包括6061-T6铝。

推进模块114设置于面板112上，面板112在一些实施例中以类似于面板104、106和108的方式来构造(例如，铝蜂窝芯部和铝面材等)。图1中遮蔽的面板112邻接统一有效载荷模块102的面板104和106。

推进模块114包括燃料箱116和推进控制系统118。推进控制系统利用一个或多个阀(未示出)控制推进气体通过推进喷嘴(未示出)的释放，该推进喷嘴设置于面板114的朝向外面的表面上。推进控制系统适当地仪表化(即，软件和硬件)成响应于地基命令或从控制处理器机载生成的命令。

有效载荷天线模块122包括多个天线124。在示例性实施例中，十六个天线124以4×4阵列布置。在一些其它实施例中，天线124可以不同布置来编排和/或可使用不同数量的天线。天线124由支撑幅材120支撑。在一些实施例中，支撑幅材为包括碳纤维的弯曲面板，该弯曲面板具有合适数量的开口(即，该示例性实施例中十六个)以用于接纳和支撑天线124。