分离式太阳观测卫星构型

摘要

本发明提供了一种分离式太阳观测卫星构型，包括平台舱、载荷舱；所述平台舱和载荷舱之间通过磁浮作动器(1)相连接；所述分离式太阳观测卫星构型，还包括天线机构；所述天线机构包括天线支架(11)；所述平台舱，包括平台舱顶板(5)；所述天线支架(11)安装在平台舱顶板(5)上。本发明提供的分离式太阳观测卫星构型能够实现舱间全物理空间隔离，彻底消除卫星平台对载荷的微振动效应，使卫星的指向精度与稳定度提高两个数量级。本发明提供的分离式太阳观测卫星构型中的天线支架的设计布局，可以消除对天线视场的遮挡。本发明提供的分离式太阳观测卫星构型中的载荷舱体贴电池片，取代传统固连电缆，减轻了质量，也保证了舱段的分离。

权利要求

1.一种分离式太阳观测卫星构型，其特征在于，包括平台舱、载荷舱；

所述平台舱和载荷舱之间通过磁浮作动器(1)相连接；

所述分离式太阳观测卫星构型，还包括天线机构；

所述天线机构包括天线支架(11)；

所述平台舱，包括平台舱顶板(5)；

所述天线支架(11)安装在平台舱顶板(5)上；

所述天线机构，还包括对地数传天线(12)、测控天线(13)；

所述对地数传天线(12)设置在天线支架(11)的两侧；

所述测控天线(13)设置在天线支架(11)的中央；

所述载荷舱包括载荷舱底板(7)、载荷舱顶板(6)以及载荷舱侧板(8)；

所述载荷舱底板(7)、平台舱顶板(5)之间设置有多个所述磁浮作动器(1)；

载荷舱迎太阳面板(16)设置在载荷舱顶板(6)的侧部；

所述载荷舱迎太阳面板(16)、载荷舱顶板(6)以及载荷舱侧板(8)构成载荷舱容纳空间；

所述载荷舱底板(7)的一侧设置在载荷舱容纳空间下；

所述载荷舱底板(7)的另一侧通过磁浮作动器(1)与平台舱顶板(5)相连接；

还包括太阳翼机构；

所述太阳翼机构包括太阳翼(9)；

所述太阳翼(9)的数量为多个；

多个所述太阳翼(9)通过根部铰链(15)相互连接；

所述太阳翼(9)作为第一能源输入；

所述太阳翼(9)、载荷舱的载荷舱迎太阳面板(16)这两者的朝向面为向阳面；

所述载荷舱迎太阳面板(16)上设置有载荷舱太阳能电池片(10)；

所述载荷舱太阳能电池片(10)作为第二能源输入；

所述载荷舱迎太阳面板(16)作为磁浮作动器(1)的热控挡板；

所述载荷舱迎太阳面板(16)的高度大于载荷舱的高度。

2.根据权利要求1所述的分离式太阳观测卫星构型，其特征在于，所述平台舱，还包括平台舱底板(2)、平台舱隔板(3)以及平台舱侧板(4)；

所述平台舱隔板(3)、平台舱侧板(4)均设置在平台舱顶板(5)与平台舱底板(2)之间；

所述平台舱隔板(3)的数量、平台舱侧板(4)的数量均为多个；

多个所述平台舱隔板(3)设置在多个平台舱侧板(4)之间；

所述平台舱顶板(5)、平台舱底板(2)、平台舱隔板(3)以及平台舱侧板(4)构成平台舱容纳空间。

3.根据权利要求1所述的分离式太阳观测卫星构型，其特征在于，所述天线支架(11)的朝向面为背阳面。

4.根据权利要求2所述的分离式太阳观测卫星构型，其特征在于，还包括推力器(14)；

所述推力器(14)的数量为多个；

多个所述推力器(14)设置在平台舱侧板(4)的侧部以及平台舱底板(2)的底部。

说明书

分离式太阳观测卫星构型

技术领域

[0001] 本发明属于卫星领域，具体地，涉及一种分离式太阳观测卫星构型。

背景技术

[0002] 空间科学包括空间天文、太阳物理、空间物理、行星科学、空间地球科学、微重力科学、空间基础物理和空间生命科学。具有前沿性、创新性、引领性、挑战性，在国家创新驱动发展中发挥着重要作用。

[0003] 随着空间探测技术向更高(灵敏度)、更精(分辨率)、更强(多任务、多功能)、更准(标定能力)和更宽(观测范围和谱段)方向的发展，载荷对卫星平台的要求也越来越高，指向精度和稳定度是其中非常重要的指标之一。

[0004] 传统卫星载荷与平台固连，存在挠性附件影响，微振动难以测量与控制，严重限制了卫星的指向精度与稳定度。传统的卫星设计方式越来越无法满足未来空间科学任务需求，需要采用新型的超高指向精度、超高稳定度卫星平台。

[0005] 通过磁浮作动机构，可以实现舱间空间分离，消除平台舱的微振动效应，但是还不足以实现全物理隔离，仍然存在线缆影响。为此，需要实现两舱能源的输入相互独立。

[0006] 在上述背景下，本申请提出了一种分离式高性能太阳观测卫星构型，可应用于卫星对日定向的太阳观测任务，也可应用于所有需要太阳能作为部分或全部能源输入的卫星设计。

发明内容

[0007] 针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种分离式太阳观测卫星构型。

[0008] 根据本发明提供的一种分离式太阳观测卫星构型，包括平台舱、载荷舱；

[0009] 所述平台舱和载荷舱之间通过磁浮作动器相连接；

[0010] 所述分离式太阳观测卫星构型，还包括天线机构；

[0011] 所述天线机构包括天线支架；

[0012] 所述平台舱，包括平台舱顶板；

[0013] 所述天线支架安装在平台舱顶板上。

[0014] 优选地，所述天线机构，还包括对地数传天线、测控天线；

[0015] 所述对地数传天线设置在天线支架的两侧；

[0016] 所述测控天线设置在天线支架的中央。

[0017] 优选地，所述平台舱，还包括平台舱底板、平台舱隔板以及平台舱侧板；

[0018] 所述平台舱隔板、平台舱侧板均设置在平台舱顶板与平台舱底板之间；

[0019] 所述平台舱隔板的数量、平台舱侧板的数量均为多个；

[0020] 多个所述平台舱隔板设置在多个平台舱侧板之间；

[0021] 所述平台舱顶板、平台舱底板、平台舱隔板以及平台舱侧板构成平台舱容纳空间。

[0022] 优选地，所述载荷舱包括载荷舱底板、载荷舱顶板以及载荷舱侧板；

[0023] 所述载荷舱底板、平台舱顶板之间设置有多个所述磁浮作动器；

[0024] 载荷舱迎太阳面板设置在载荷舱顶板的侧部；

[0025] 所述载荷舱迎太阳面板、载荷舱顶板以及载荷舱侧板构成载荷舱容纳空间；

[0026] 所述载荷舱底板的一侧设置在载荷舱容纳空间下；

[0027] 所述载荷舱底板的另一侧通过磁浮作动器与载荷舱底板相连接。

[0028] 优选地，还包括太阳翼机构；

[0029] 所述太阳翼机构包括太阳翼；

[0030] 所述太阳翼的数量为多个；

[0031] 多个所述太阳翼通过根部铰链相互连接；

[0032] 所述太阳翼作为第一能源输入。

[0033] 优选地，所述太阳翼、载荷舱的载荷舱迎太阳面板这两者的朝向面为向阳面。

[0034] 优选地，所述天线支架的朝向面为背阳面。

[0035] 优选地，所述载荷舱迎太阳面板上设置有载荷舱太阳能电池片；

[0036] 所述载荷舱太阳能电池片作为第二能源输入；

[0037] 所述载荷舱迎太阳面板作为磁浮作动器的热控挡板。

[0038] 优选地，所述载荷舱迎太阳面板的高度大于载荷舱的高度。

[0039] 优选地，还包括推力器；

[0040] 所述推力器的数量为多个；

[0041] 多个所述推力器设置在平台舱侧的侧部以及平台舱底板的底部。

[0042] 与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

[0043] 1、本发明提供的分离式太阳观测卫星构型能够实现舱间全物理空间隔离，彻底消除卫星平台对载荷的微振动效应，使卫星的指向精度与稳定度提高两个数量级。

[0044] 2、本发明提供的分离式太阳观测卫星构型中的天线支架的设计布局，可以消除对天线视场的遮挡。

[0045] 3、本发明提供的分离式太阳观测卫星构型中的载荷舱体贴电池片，取代传统固连电缆，减轻了质量，也保证了舱段的分离。

[0046] 4、本发明提供的分离式太阳观测卫星构型中的磁浮作动器热控挡板的设计，充分利用了卫星的布局，避免引入额外的热控装置，减轻了卫星质量，降低了发射成本。

附图说明

[0047] 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：

[0048] 图1为本发明提供的分离式太阳观测卫星构型的正面图。

[0049] 图2为本发明提供的分离式太阳观测卫星构型的磁浮连接示意图。

[0050] 图3为本发明提供的分离式太阳观测卫星构型中的载荷舱迎太阳面板同时作为磁浮连接装置热控挡板示意图。

[0051] 下表为说明书附图中的各个附图标记的含义：

[0052]磁浮作动器1 太阳翼9
平台舱底板2 载荷舱太阳能电池片10
平台舱隔板3 天线支架11
平台舱侧板4 对地数传天线12
平台舱顶板5 测控天线13
载荷舱顶板6 推力器14
载荷舱底板7 根部铰链15
载荷舱侧板8 载荷舱迎太阳面板16

具体实施方式

[0053] 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

[0054] 本发明提供的一种分离式太阳观测卫星构型，包括平台舱、载荷舱；所述平台舱和载荷舱之间通过磁浮作动器1相连接；所述分离式太阳观测卫星构型，还包括天线机构；所述天线机构包括天线支架11；所述平台舱，包括平台舱顶板5；所述天线支架11安装在平台舱顶板5上。

[0055] 所述天线机构，还包括对地数传天线12、测控天线13；所述对地数传天线12设置在天线支架11的两侧；所述测控天线13设置在天线支架11的中央。

[0056] 所述平台舱，还包括平台舱底板2、平台舱隔板3以及平台舱侧板4；所述平台舱隔板3、平台舱侧板4均设置在平台舱顶板5与平台舱底板2之间；所述平台舱隔板3的数量、平台舱侧板4的数量均为多个；多个所述平台舱隔板3设置在多个平台舱侧板4之间；所述平台舱顶板5、平台舱底板2、平台舱隔板3以及平台舱侧板4构成平台舱容纳空间。

[0057] 所述载荷舱包括载荷舱底板5、载荷舱顶板6、载荷舱悬浮板7以及载荷舱侧板8；所述载荷舱底板5、平台舱顶板5之间设置有多个所述磁浮作动器1；载荷舱迎太阳面板16设置在载荷舱顶板6的侧部；所述载荷舱迎太阳面板16、载荷舱顶板6以及载荷舱侧板8构成载荷舱容纳空间；所述载荷舱底板7的一侧设置在载荷舱容纳空间下；所述载荷舱底板7的另一侧通过磁浮作动器1与平台舱顶板5相连接。

[0058] 本发明提供的分离式太阳观测卫星构型，还包括太阳翼机构；所述太阳翼机构包括太阳翼9；所述太阳翼9的数量为多个；多个所述太阳翼9通过根部铰链15相互连接；所述太阳翼9作为第一能源输入。

[0059] 所述太阳翼9、载荷舱的载荷舱迎太阳面板16这两者的朝向面为向阳面。

[0060] 所述天线支架11的朝向面为背阳面。

[0061] 所述载荷舱迎太阳面板16上设置有载荷舱太阳能电池片10；所述载荷舱太阳能电池片10作为第二能源输入；所述载荷舱迎太阳面板16作为磁浮作动器1的热控挡板。

[0062] 所述载荷舱迎太阳面板16的高度大于载荷舱的高度。

[0063] 本发明提供的分离式太阳观测卫星构型，还包括推力器14；所述推力器14的数量为多个；多个所述推力器14设置在平台舱侧4的侧部以及平台舱底板2的底部。

[0064] 下面对本发明提供的分离式太阳观测卫星构型进行进一步说明：

[0065] 优选地，本发明提供的分离式太阳观测卫星构型，以下简称卫星包括平台舱和载荷舱，两舱之间通过八套磁浮作动器1实现全物理空间隔离。卫星采用箱板式主承力结构。磁浮作动器1安装于载荷舱底板7与平台舱顶板5之间，有效载荷安装于载荷舱底板7上。

[0066] 平台舱两侧设计安装太阳翼9作为能源输入，载荷舱迎太阳面板16贴太阳能电池片10作为能源输入。卫星的太阳翼机构采用两翼无驱动的太阳翼构型，单翼，包括太阳翼9、两个根部铰链15。

[0067] 设计安装天线支架11用于固定天线，天线支架11固定安装于平台舱顶板5，位于载荷舱背阳面。天线支架上安装一个对地数传天线及一对测控天线。

[0068] 设计载荷舱迎太阳面板16同时作为磁浮作动器1的热控挡板，使其高度大于载荷舱高度。

[0069] 设计安装八个推力器14，其中，四个推力器14竖直安装于平台舱底板2，四个安装于平台舱侧板3。

[0070] 平台舱与载荷舱通过磁浮作动器1实现全物理空间隔离；天线通过设计天线支架11安装，以消除对天线视场的遮挡；载荷舱采取迎太阳面版贴太阳能电池片实现能源输入，为舱间全物理空间隔离提供必要条件；通过增加载荷舱迎太阳面板16高度，作为磁浮作动器1的热控挡板；采取三轴稳定控制方式，满足高精度要求。

[0071] 以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明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，这并不影响本发明的实质内容。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。