小尺寸人造卫星-“CARD-SAT”

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小尺寸人造卫星-“CARD-SAT”
申请号	CN201980020960.5	申请日	2019-02-13	公开(公告)号	CN111936389B	公开(公告)日	2024-02-20
申请人	马扎罗姆进出口有限公司;			发明人	A·托图;
摘要	人造卫星“Card‑Sat”包括框架(1)、上盖(2)和下盖(3)，所述盖(2，3)都被固定至框架(1)，框架(1)、上盖(2)和下盖(3)限定大致上平行六面体形的腔室(5)，卫星进一步包括固定至上盖(2)和下盖(3)的相对于腔室(5)的外表面上的太阳能电池(6)，以及集成于上盖(2)或下盖(3)中的至少一个的相对于腔室(5)的内表面上的航空电子系统(7)。
权利要求	1.一种人造卫星“Card‑Sat”，包括： ‑框架(1)，其由四个壁(1a、1b、1c、1d)组成，每个壁 ·具有平面形状， ·垂直于相邻的壁， ·分别与相邻的壁中的每一个具有共同的侧， ·平行于相对的壁，其中，彼此平行且相对的第一壁(1a)和第二壁(1b)·各自分别设置有布置于第三壁(1c)和第四壁(1d)的延伸部中的两个突起(Pa；Pb)，‑上盖(2)和下盖(3)，上盖(2)和下盖(3)都具有平面形状，彼此平行并且通过紧固器件(4)固定至框架(1)，其中，框架(1)、上盖(2)和下盖(3)限定大致平行六面体形的腔室(5)，‑航空电子系统(7)， ‑第一通孔(G1)和第二通孔(G2)，其设置于第四壁(1d)中，·第一通孔(G1)适合于能够将航空电子系统(7)连接至计算机的通信端口的通过，·第二通孔(G2)适合于销的通过‑开关(C)，其固定于第三壁(1c)和第四壁(1d)中每一个的相对于腔室(5)的内表面上，每个开关(C)能够由相关联的推动器(I)致动，每个推动器(I)由穿过第二壁(1b)的相关联突起(Pb)的杆组成，·推动器(I)的第一端以可拆卸的方式与开关(C)接触，·推动器(I)的第二端在腔室(5)外部是自由的，·其中两对开关(C)‑推动器(I)形成能够检测卫星与卫星发射器的分离的组件，‑太阳能电池(6)，其分别固定至上盖(2)和下盖(3)的相对于腔室(5)的外表面上，其特征在于：“Card‑Sat”卫星为薄面板型，具有扁平形状，它的厚度等于框架(1)、上盖(2)和下盖(3)的厚度的总和，并且航空电子系统(7)集成于上盖(2)或下盖(3)中的至少一个的相对于腔室(5)的内表面上。 2.根据权利要求1所述的卫星，其特征在于，航空电子系统包括机载计算机、无线电收发遥测模块，制导系统、用于由卫星的传感器所提供的数据的数据采集和处理模块、以及由太阳能电池(6)供电的电源。 3.根据权利要求1所述的卫星，其特征在于，框架(1)由以下材料中的一种制成：金属，复合材料，陶瓷材料，碳纤维，PEEK、即聚醚醚酮。 4.根据权利要求1‑3中任一项所述的卫星，其特征在于，紧固器件(4)是螺钉，所述螺钉能够被拧入设置于所述壁(1a、1b、1c、1d)的相对于腔室(5)的内表面上的突起中。 5.根据权利要求1‑3中任一项所述的卫星，其特征在于，太阳能电池(6)覆盖上盖(2)和下盖(3)的相对于腔室(5)的外表面的70‑90％的区域。 6.根据权利要求1‑3中任一项所述的卫星，其特征在于，航空电子系统(7)进一步集成于至少一个板(8)上，所述至少一个板在上盖(2)和下盖(3)之间布置于腔室(5)内部并且平行于上盖(2)和下盖(3)。 7.根据权利要求6所述的卫星，其特征在于，所述至少一个板(8)通过额外的螺钉(9)固定，所述额外的螺钉能够被拧入设置于第三壁(1c)和第四壁(1d)的相对于腔室(5)的内表面上的额外突起中。 8.根据权利要求1‑3中任一项所述的卫星，其特征在于，卫星的尺寸介于113.5mm长× 100mm宽×9mm厚与340.5mm长×100mm宽×9mm厚之间。 9.根据权利要求6所述的卫星，其特征在于，卫星的尺寸介于113.5mm长×100mm宽× 9mm厚与340.5mm长×100mm宽×22mm厚之间。 10.根据权利要求1‑3中任一项所述的卫星，其特征在于，第一壁(1a)上的突起(Pa)的长度为6.5mm，第二壁(1b)上的突起(Pb)的长度为7mm。 11.根据权利要求1‑3中任一项所述的卫星，其特征在于，所述卫星分别在第三壁(1c)和/或第四壁(1d)的相对于腔室(5)的外表面上设置有接合件(10)。 12.一种卫星组件，其特征在于，所述卫星组件包括多个相同的根据权利要求11所述的卫星，所述卫星中的每一个通过接合件(10)连接至相邻的一个或多个卫星。 13.根据权利要求12所述的卫星组件，其特征在于，所述卫星组件能够通过接合件(10)而采用以下构造：‑第一极端构造，也被命名为缩回构造，其中卫星组件的所有卫星的盖的表面彼此平行； ‑第二极端构造，也被命名为扩展构造，其中卫星组件的所有卫星的上盖(2)的表面大致是共面的并且卫星组件的所有卫星的下盖(3)的表面也大致是共面的； ‑这两个极端构造之间的任何中间构造。
说明书全文	小尺寸人造卫星‑“CARD‑SAT” 技术领域 [0001] 本发明涉及一种小尺寸卫星，并且涉及一种由多个这样的小尺寸卫星组成的组件。背景技术 [0002] 微型卫星是一种重量小于500kg的卫星。一个类别的微型卫星是重量在1至10kg之间的纳米(nano)卫星。根据本发明的卫星属于纳米卫星类别。 [0003] 当前已知的最成功的纳米卫星之一是CubeSat，其是自1999年以来由Jordi Puig‑Suari教授(加州州立理工大学)和Bob Twiggs教授(斯坦福大学)开发的，目的是为大学和制造商提供用于实施简单太空任务的负担得起的解决方案(在成本和可行性方面)。 [0004] 例如，从其设计标准(CubeSat Design Specification Rev13‑http://www.cubesat.org)或从专利申请US2014/0039729A1可获知CubeSat的实施例。 [0005] CubeSat卫星(简言之‑CubeSat)包括底座以及布置于底座内的航空电子系统。 [0006] 航空电子系统(或简言之‑航空电子设备)是指人造卫星所设置有的所有电气和电子系统，比如电源、机载计算机、无线电收发遥测模块、制导系统、用于由传感器提供的数据的数据采集和处理模块等。 [0007] CubeSat卫星航空电子设备包含一组经由连接器互连的电子板。该组电子板可以包括例如有效载荷接口板、至少一个辅助板和电池板。所有这些板布置在平行的平面中。 [0008] 最小的CubeSat(被视为一个CubeSat单元)是具有10cm的边长以及1.33kg的最大重量的立方体。这样的CubeSat也被称为1U CubeSat(1U＝1个单元)。 [0009] CubeSat具有标准化尺寸，标准规定的CubeSat卫星尺寸大于1U，即为2U(10cm×10cm×20cm)、3U(10cm×10cm×30cm)或6U(10cm×20cm×30cm)，后者也被称为6U Cubesat(因为它具有6个组合的单元的体积)。 [0010] 尽管CubeSat取得了真正的成功，但是它也具有一些缺点，比如： [0011] ‑尽管尺寸相对较小，但是规格仍然很重要(在卫星领域中，需要被放置于轨道中的额外的每一立方厘米或每一克都对成本产生负面影响)； [0012] ‑尽管已经开发了带有可扩展的太阳能电池板的卫星，但是太阳能收集系统(通过设置于底座外部的太阳能电池板)不是最佳的。发明内容 [0013] 本发明解决的技术问题是提供一种具有小的体积和重量的卫星，所述卫星能够使通过太阳能电池板收集的太阳能最大化，从而使太阳暴晒面积与质量之间的比最大化。 [0014] 根据本发明的卫星为薄面板型，其最小尺寸优选为113.5mm长×100mm宽×9mm厚。由于减小的尺寸和扁平的形状暗示卡片，因此在本说明书中我们将把根据本发明的卫星命名为“Card‑Sat”。 [0015] 根据本发明的“Card‑Sat”人造卫星包括： [0016] ‑由四个壁组成的框架，其中每个壁具有平面形状，垂直于相邻的壁，分别与相邻壁中的每一个具有共同的侧，并且平行于相对的壁，其中彼此平行且相对的第一壁和第二壁各自分别设置有布置于第三壁和第四壁的延伸部中的两个突起， [0017] ‑上盖和下盖，这两个盖都具有平面形状，彼此平行并且通过紧固器件固定至框架，其中框架、上盖和下盖限定大致平行六面体形的腔室， [0018] ‑固定至第三壁和第四壁中每一个的相对于腔室的内表面的开关，其中每个开关能够由相关联的推动器致动，每个推动器由穿过第二壁的相关联突起的杆组成，其中推动器的第一端以可拆卸的方式与开关接触，并且推动器的第二端在腔室外部是自由的，[0019] 其中两对开关‑推动器形成能够检测卫星与卫星发射器的分离的组件，[0020] ‑分别固定至上盖和下盖的相对于腔室的外表面的太阳能电池， [0021] ‑集成于上盖或下盖中的至少一个的相对于腔室的内表面上的航空电子系统，[0022] ‑第一通孔和第二通孔，其优选设置于第四壁中，第一通孔适合于能够将航空电子系统连接至计算机的通信端口的通过，第二通孔适合于销的通过。 [0023] 除了包括电气和电子构件的这些多个板之外，现有技术的CubeSat卫星还包括盖(即六个)，所述盖被专用于保护卫星的内部以及支撑位于盖的外侧的太阳能电池。 [0024] 与CubeSat不同，当所有电气和电子构件(比如航空电子系统)被集成于卫星的上盖或下盖中的仅仅一个上时，根据本发明的“Card‑Sat”卫星可以为“单板卫星‑OBS”类型。该实施例节省大量的空间并且简化卫星的结构。 [0025] 根据本发明的卫星具有以下优点： [0026] ‑它被设计成执行与CubeSat相同的功能，但是具有小得多的体积(小多达11倍)[0027] ‑进一步优化太阳能收集系统； [0028] ‑根据本发明的多个卫星可以以简单的方式连接至彼此，以形成维持其使所收集的太阳能最大化的能力的卫星组件。附图说明 [0029] 根据本发明的卫星的以下非限制性实施例涉及图1‑8，其示出： [0030] 图1：根据本发明‑第一实施例的卫星的分解图， [0031] 图2、图3、图4：分别以三个尺寸替代方案示出了根据本发明的卫星的视图，[0032] 图5：根据本发明‑第二实施例的卫星的分解图，以及 [0033] 图6、图7、图8：根据本发明的分别处于缩回、中间以及扩展构造的卫星组件的视图。具体实施方式 [0034] 图1示出了根据本发明的“Card‑Sat”人造卫星，包括： [0035] ‑由四个壁1a、1b、1c、1d组成的框架1，其中每个壁具有平面形状，垂直于相邻的壁，分别与相邻壁中的每一个具有共同的侧，平行于相对的壁，其中彼此平行且相对的第一壁1a和第二壁1b各自分别设置有布置于第三壁和第四壁的延伸部中的两个突起Pa、Pb，[0036] ‑上盖2和下盖3，两个盖2、3都具有平面形状，彼此平行并且通过紧固器件4固定至框架1，其中框架1、上盖2和下盖3限定大致平行六面体形的腔室5， [0037] ‑固定至第三壁1c和第四壁1d中每一个的相对于腔室5的内表面的开关C，每个开关C能够由相关联的推动器I致动，每个推动器I由穿过第二壁1b的相关联突起Pb的杆组成，其中推动器I的第一端以可拆卸的方式与开关C接触，并且推动器I的第二端在腔室5外部是自由的，其中两对开关C‑推动器I形成能够检测卫星与卫星发射器的分离的组件，[0038] ‑分别固定至上盖2和下盖3的相对于腔室5的外表面的太阳能电池6，[0039] ‑集成于上盖2或下盖3中的至少一个的相对于腔室5的内表面上的航空电子系统7， [0040] ‑第一通孔G1和第二通孔G2，其优选设置于第四壁1d中，第一通孔G1适合于能够将航空电子系统7连接至计算机的通信端口的通过，第二通孔G2适合于销的通过。 [0041] 出于对卫星进行编程的目的而将航空电子系统7经由通信端口连接至计算机。 [0042] 所述销不是卫星的一部分，但是最初它被通过以下方式连接至卫星：被引导通过通孔G2以使得其一端接触航空电子系统7的接收元件，而其另一端在卫星外部保持自由。只要卫星处于针对太空任务的准备阶段中(例如处于卫星的编程阶段中)，销就保持连接于接收元件内。 [0043] 在完成针对任务的卫星准备之后，在即将把卫星放置于卫星发射器中之前，使销与卫星分离(通过抓住销的自由端，使销与接收元件分离，然后通过通孔G2将销完全抽出于卫星外面)。 [0044] 销的抽出(使其与卫星分离)向卫星发送太空任务已经开始的信号，并且由此确定航空电子系统的起动。 [0045] 根据本发明的卫星的航空电子系统包括例如由太阳能电池供电的电源、机载计算机、无线电收发遥测模块、制导系统以及用于由卫星的传感器所提供的数据的数据采集和处理模块。根据任务的目的，航空电子系统还可以包括其它构件。 [0046] 框架1优选由以下材料中的一种制成：金属(优选铝)、复合材料、陶瓷材料、碳纤维、PEEK(聚醚醚酮)。 [0047] 紧固器件4优选为螺钉，所述螺钉可以被拧入设置于框架1的壁1a、1b、1c、1d的相对于腔室5的内表面上的突起4a中。 [0048] 太阳能电池6优选覆盖上盖2和下盖3的相对于腔室5的外表面的70‑90％的表面。 [0049] 在根据本发明的“Card‑Sat”人造卫星的第二实施例中，航空电子系统7进一步集成于至少一个板8上，所述至少一个板8在上盖2与下盖3之间布置于腔室5内部并且平行于盖2和3。 [0050] 图5示出了根据本发明的第二实施例的卫星的分解图，其中航空电子系统进一步集成于两个板8上。实际上，可以存在两个以上的板8。 [0051] 除了两个板8之外，图5的第二实施例相对于图1的第一实施例进一步包括用于紧固板8的另外的螺钉9，并且螺钉9可以被拧入设置于第三壁1c和第四壁1d的相对于腔室5的内表面上的额外突起9a中。 [0052] 板8在其外廓上设置有切口，切口对应于第三壁1c和第四壁1d上的突起4a的位置，所述切口容许将板8插入于腔室5中。 [0053] 盖2、3和板8通过数据连接器(未示出，以简化附图)彼此连接。 [0054] 根据本发明的卫星的最小尺寸由航空电子系统的复杂性以及要收集的太阳能的量决定。 [0055] 优选的是，尺寸范围相对较小，使得如果将来出现对标准化的需求，则所述标准化将不会非常复杂。 [0056] 因此，无论哪个实施例，我们建议(在尺寸方面不限制本发明)根据本发明的“Card‑Sat”卫星的最小尺寸为大约113.5mm长×100mm宽×9mm厚。 [0057] 如果我们将这些最小尺寸命名为“1U Card‑Sat”，则根据第一实施例的卫星可以具有例如尺寸227mm长×100mm宽×9mm厚(被命名为“2U Card‑Sat”)或340.5mm长×100mm宽×9mm厚(被命名为“3U Card‑Sat”)。 [0058] 实际上，根据需要，在第一实施例中，卫星的长度可以变化，其中保持宽度和厚度恒定。 [0059] 图2、3和4分别针对1U Card‑Sat、2U Card‑Sat和3U Card‑Sat示出了根据第一实施例的卫星视图。 [0060] 根据第二实施例的卫星可以具有例如介于约113.5mm长×100mm宽×9mm厚与约340.5mm长×100mm宽×22mm厚之间的尺寸。 [0061] 同样，在这种情况下，我们也将长度为227mm的卫星命名为“2U Card‑Sat”并且将长度为340.5mm的卫星命名为“3U Card‑Sat”。 [0062] 实际上，根据需要，在第二实施例中，卫星的长度和厚度都可以变化，其中仅仅宽度保持恒定。 [0063] 卫星的厚度取决于板8的数量。 [0064] 在根据本发明的第一和第二实施例中，第一壁1a上的突起Pa的长度为大约6.5mm，第二壁1b上的突起Pb的长度为大约7mm。 [0065] 当卫星处于卫星发射器内部时，突起Pa充当卫星的支撑元件，并且由于突起的形状和大小，它们保护卫星的内含物免受可能的冲击。 [0066] 当卫星处于卫星发射器内部时，突起Pb充当卫星的支撑元件(并且由于突起的形状和大小，它们保护卫星的内含物免受可能的冲击)，并且突起还用来引导用于在发射期间使卫星与卫星发射器分离的推动系统。 [0067] 无论哪个实施例，根据本发明的卫星既可以被单独地使用也可以被作为由相同卫星形成的组件的一部分使用。 [0068] 当旨在成为由相同卫星形成的组件的一部分时，根据本发明的卫星进一步在第三壁1c和/或第四壁1d的相对于腔室5的外表面上设置有接合件10(图6、7、8)。 [0069] 卫星组件由多个单独的卫星组成，卫星中的每一个通过接合件10连接至相邻的一个或多个卫星。 [0070] 卫星组件能够通过接合件10而采用： [0071] ‑第一极端构造，也被命名为缩回构造，其中组件的所有卫星的盖2、3的表面彼此平行； [0072] ‑第二极端构造，也被命名为扩展构造，其中组件的所有卫星的上盖2的表面大致是共面的并且组件的所有卫星的下盖3的表面也大致是共面的； [0073] ‑这两个极端构造之间的任何中间构造。 [0074] 实际上，卫星组件最初被以缩回构造引入卫星发射器内部。一旦在太空中被释放(在离开卫星发射器之后)，就对卫星组件进行编程或者控制以逐步地改变卫星的构造，采用连续的中间构造直至卫星达到扩展构造。在太空任务的整个时间期间，卫星组件保持处于扩展构造。 [0075] 无论哪种情况(单个卫星或卫星组件)，太阳能的收集都被最大程度地优化，因为极其容易地执行卫星/组件的定位，所以太阳的光线始终垂直于属于面对太阳的盖的太阳能电池的表面。 [0076] 在CubeSat情况下，(如果不是不可能的话)，很难优化太阳能收集，因为在卫星运行期间，卫星被定向成使得其三个面朝向太阳，从而使太阳光线的入射角对于每个面是不同的。