[发明专利]一种卫星结构及其部装方法

说明书

本发明涉及航天器技术领域，特别是一种卫星结构及其部装方法；卫星结构包括舱板组件、定位机构和紧固机构；定位机构用于对舱板组件部装定位、复位，包括精确定位结构和可调定位结构，精确定位结构包括过盈固定销孔、间隙固定销孔和圆柱销，圆柱销的一端与过盈固定销孔过盈配合，另一端与间隙固定销孔间隙配合；可调定位结构包括间隙活动销孔、活动销沉头孔和活动销，活动销一端与间隙活动销孔间隙配合，另一端与活动销沉头孔粘结为一体；左舱板、右舱板、上舱板、下舱板与后舱板通过圆柱销实现部装定位；前舱板与下舱板通过圆柱销实现部装定位；前舱板与上舱板、左舱板、右舱板通过活动销实现部装定位；装配精度高，可以精确地拆装定位。

技术领域

本发明涉及属于航天器技术领域，特别是一种卫星结构及其部装方法。

背景技术

卫星结构是卫星平台的主体，一个好的卫星结构应满足卫星在运载器上抗力学振动性能，保证设备在卫星上的安装与散热要求。目前小型及以上卫星主要用铝蜂窝板结构。铝蜂窝板中心为铝质六边形蜂窝结构，外表面敷有蒙皮，是一种复合型板材，相比于相同厚度全铝板材质量轻。但是，铝蜂窝板沿蜂窝排列方向的强度较差，力学连续性劣于全铝板材；卫星结构可能发生变形，发生变形就会导致与设计、部装时的状态不一致，导致星上坐标系的失效；如何保证星上坐标系在建系时与建系后，尤其是飞行时状态一致，是卫星结构设计的难点。铝蜂窝板导热性较差，为保证卫星内部设备热控散热要求，通常在铝蜂窝板中预埋热管进行增强散热，虽然铝蜂窝板质量轻，可以在一定程度节约运载发射成本，但预埋热管成本较高，其整体成本亦较高。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的上述不足，提供一种卫星结构及其部装方法，整体提高卫星结构的力学性能，同时可以保证连续高强度散热，无需采用其他手段增强对卫星内部设备热控散热，整体成本低；同时，精确的部装方式简化装配流程且装配误差可调可控，确保星上坐标系准确，可以为卫星姿轨控提供可靠输入。

为解决上述技术问题，本发明的技术方案是：一种卫星结构，包括舱板组件、定位机构和紧固机构；

所述舱板组件共同组成卫星的舱体；舱板组件至少包括前舱板、后舱板、左舱板、右舱板、上舱板和下舱板；

所述定位机构用于对舱板组件部装定位、开合舱板复位；所述定位机构包括精确定位结构和可调定位结构，所述精确定位结构包括过盈固定销孔、间隙固定销孔和圆柱销，所述圆柱销的一端与过盈固定销孔过盈配合，另一端与间隙固定销孔间隙配合；所述可调定位结构包括间隙活动销孔、活动销沉头孔和活动销，所述活动销一端与间隙活动销孔间隙配合，另一端与活动销沉头孔粘结为一体；

所述后舱板的后左连接面、后右连接面、后上连接面和后下连接面上均设置过盈固定销孔；

所述前舱板的前下连接面设有过盈固定销孔，前左连接面、前右连接面和前上连接面上均设置有间隙活动销孔；

所述下舱板的下前连接面和下后连接面上均设置有间隙固定销孔；

所述上舱板的上后连接面设有间隙固定销孔，上前连接面设置有活动销沉头孔；

所述左舱板的左前连接面设有活动销沉头孔，左后连接面设有间隙固定销孔；

所述右舱板的右前连接面设有活动销沉头孔，右后连接面设有间隙固定销孔；

左舱板、右舱板、上舱板、下舱板与后舱板通过圆柱销实现部装定位；前舱板与下舱板通过圆柱销实现部装定位；前舱板与上舱板、左舱板、右舱板通过活动销实现部装定位。

在上述的一种卫星结构，所述紧固机构包括固定连接件和角盒，所述舱板组件部装时通过固定连接件紧固；所述角盒具有两个相互垂直的连接面，分别用于连接两个相互垂直的舱板。

在上述的一种卫星结构，所述舱板组件还包括若干个隔板，位于将舱体内。