一种遥感载荷与卫星的一体化构型的制作方法

1.本发明涉及对地观测光学载荷相关技术领域，具体涉及一种遥感载荷与卫星的一体化构型。


背景技术：

2.对地观测光学载荷需要安装在卫星的对地面，而且随着观测精度越来越高，载荷的规模也越来越大，重量越来越重，对现有小卫星构型提出了更高的适应性需求。光学遥感小卫星一般需要配备高分辨率相机，卫星整体的体积重量都比较大。目前，常用的小卫星平台，遥感相机和卫星平台一般都是独立设计，从机械安装和热控方面都进行解耦设计，优点是相互独立互不干扰，缺点是在结构上有冗余设计，卫星平台整体的重量和包络尺寸都比较大。另一种思路是卫星平台和遥感相机完全一体化设计，这种方式的优点是能够最大限度的发挥空间的利用率并减轻发射重量，其缺点是对设计要求太高，设计难度大，周期长，而且风险比较高。


技术实现要素：

3.本发明为了解决上述技术问题的一种或几种，提供了一种遥感载荷与卫星的一体化构型。
4.本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种遥感载荷与卫星的一体化构型，包括卫星本体和相机载荷，所述卫星本体包括顶板、中板和底板，所述顶板、中板和底板依次平行间隔布置，所述顶板和中板之间通过上框架固定连接，所述中板与底板之间通过下框架固定连接；所述顶板的中心位置开设有第一通孔，所述中板的中心位置开设有第二通孔，所述底板的中心位置开设有第三通孔；
5.所述卫星本体轴向的中心位置设有内筒，所述内筒为两端敞口的中空结构，所述内筒的上端固定在所述卫星本体的顶板上且与第一通孔连通，所述内筒的下端固定在所述卫星本体的中板上且与第二通孔连通；所述相机载荷的下端固定支撑在所述底板上，所述相机载荷位于第一通孔、第二通孔、第三通孔以及内筒的内侧。
6.本发明的有益效果是：本发明的适用于遥感小卫星的一体化构型，该构型一方面能避免完全解耦设计缺点，提高空间利用率和减轻重量，另外也能避免完全一体化设计难度太高的风险，是一种比较折中的构型方案。本发明还通过将相机载荷的次镜筒与卫星平台的承力筒(也就是内筒)共用，相机载荷不再设置单独的次镜筒，卫星平台上的承力筒承担了次镜筒的功能，结构紧凑可靠，实现了卫星平台与相机载荷的变形解耦和一体化构型。
7.在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。
8.进一步，所述卫星本体轴向的中心位置上方还设有外筒，所述外筒为两端敞口的中空结构，所述外筒的下端固定在所述卫星本体的顶板上且与所述第一通孔连通。
9.采用上述进一步方案的有益效果是：外筒可以起到对内筒内相机载荷的遮光作用。
10.进一步，所述外筒螺纹连接在所述第一通孔内。
11.采用上述进一步方案的有益效果是：方便外筒的安装固定。
12.进一步，所述底板的中心位置下方还固定有卫星对接环。
13.采用上述进一步方案的有益效果是：将卫星本体的底板与卫星对接环直接连接，底板上还与相机载荷直接连接，这样卫星本体通过卫星对接环直接与火箭进行对接，火箭对卫星本体的振动环境即为相机载荷的振动环境，卫星本体基本没有放大振动，这种相机载荷的嵌入式安装方式，有效降低了相机载荷的振动输入量级。
14.进一步，所述相机载荷包括主承力背板，所述主承力背板周侧的下方设有多个支撑杆，所述支撑杆固定支撑在所述底板上，所述主承力背板周侧的上方设有安装次镜的次镜支架，所述次镜支架位于所述内筒内。
15.进一步，所述支撑杆包括三组bipod支撑杆。
16.采用上述进一步方案的有益效果是：通过bipod支撑杆可以实现相机载荷与卫星平台之间的变形解耦。
17.进一步，所述顶板、中板和底板均采用正六边形结构，所述顶板、中板和底板的外周侧分别设有六块箱板，每块箱板均将顶板、中板和底板对应布置的三条边连接起来；所述箱板采用铝蜂窝板。
18.采用上述进一步方案的有益效果是：使整个卫星本体构型为正六边形构型，该构型具有较高的结构稳定性，体积利用率高、整体转动惯量小。
19.进一步，所述上框架为六个，所述顶板和中板对应布置的每个角处均固定有一个竖直布置的上框架，六个所述上框架均沿所述顶板和中板的径向延伸布置。
20.采用上述进一步方案的有益效果是：在顶板和中板的每个角处设置上框架，可以对顶板和中板进行有效稳定的结构支撑。
21.进一步，所述下框架为六个，所述中板和底板对应布置的每个角处均固定有一个竖直布置的下框架，六个所述下框架均沿所述底板和中板的径向延伸布置。
22.采用上述进一步方案的有益效果是：在底板和中板的每个角处设置下框架，可以对底板和中板进行有效稳定的结构支撑。
23.进一步，所述上框架和下框架均采用方形框架，所述方形框架的中部对角线处设有支撑梁；所述上框架和下框架均采用碳纤维材质。
24.采用上述进一步方案的有益效果是：采用碳纤维材质的上框架和下框架，并在方形框架的中部对角线处设置支撑梁，有利于上下框架支撑结构的稳定可靠。
附图说明
25.图1为本发明卫星本体的内部结构示意图；
26.图2为本发明相机载荷的立体结构示意图；
27.图3为本发明卫星本体与相机载荷组装的内部立体结构示意图；
28.图4为本发明卫星本体与相机载荷组装的内部主视结构示意图；
29.图5为本发明卫星本体与相机载荷组装的外部立体结构示意图。
30.附图中，各标号所代表的部件列表如下：
31.1、卫星本体；11、顶板；12、中板；13、底板；14、上框架；15、下框架；16、第一通孔；
17、第三通孔；18、内筒；19、外筒；190、支撑梁；
32.2、相机载荷；21、主承力背板；22、支撑杆；23、次镜支架；24、光学载荷；3、太阳翼帆板；4、箱板；5、卫星对接环。
具体实施方式
33.以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。
34.如图1～图5所示，本实施例的一种遥感载荷与卫星的一体化构型，包括卫星本体1和相机载荷2，所述卫星本体1包括顶板11、中板12和底板13，所述顶板11、中板12和底板13依次平行间隔布置，所述顶板11和中板12之间通过上框架14固定连接，所述中板12与底板13之间通过下框架15固定连接；所述顶板11的中心位置开设有第一通孔16，所述中板12的中心位置开设有第二通孔，所述底板13的中心位置开设有第三通孔17；
35.所述卫星本体1轴向的中心位置设有内筒18，所述内筒18为两端敞口的中空结构，所述内筒18的上端固定在所述卫星本体1的顶板11上且与第一通孔16连通，所述内筒18的下端固定在所述卫星本体1的中板12上且与第二通孔连通；所述相机载荷2的下端固定支撑在所述底板13上，所述相机载荷2位于第一通孔16、第二通孔、第三通孔17以及内筒18的内侧。
36.具体的，所述内筒18的上端和下端可分别与顶板11的下侧面以及中板12的上侧面固定连接，也可以将内筒18直径固定在所述第一通孔16和第二通孔的孔壁上。
37.如图1、图3～图5所示，本实施例的所述卫星本体1轴向的中心位置上方还设有外筒19，所述外筒19为两端敞口的中空结构，所述外筒19的下端固定在所述卫星本体1的顶板11上且与所述第一通孔16连通。外筒可以起到对内筒内相机载荷的遮光作用。
38.其中，本实施例的第一通孔16的内径可以与外筒以及内筒的内径相同。所述第二通孔的内径也可以与内筒的内径相同，只要能够将相机载荷从第二通孔穿过即可。所述第三通孔的内径可以小于第二通孔的内径，比便于预留一定的空间，用于安装相机载荷的底部。
39.本实施例的一个优选方案为，所述外筒19螺纹连接在所述第一通孔16内，方便外筒的安装固定。
40.如图4所示，本实施例的所述底板13的中心位置下方还固定有卫星对接环5。将卫星本体的底板与卫星对接环直接连接，底板上还与相机载荷直接连接，这样卫星本体通过卫星对接环直接与火箭进行对接，火箭对卫星本体的振动环境即为相机载荷的振动环境，卫星本体基本没有放大振动，这种相机载荷的嵌入式安装方式，有效降低了相机载荷的振动输入量级。
41.如图2和图4所示，本实施例的所述相机载荷2包括主承力背板21，所述主承力背板21周侧的下方设有多个支撑杆22，所述支撑杆22固定支撑在所述底板13上，所述主承力背板21周侧的上方设有安装次镜的次镜支架23，所述次镜支架23位于所述内筒18内。
42.如图2～图4所示，本实施例的所述支撑杆22包括三组bipod支撑杆。通过bipod支撑杆可以实现相机载荷与卫星平台之间的变形解耦。
43.如图3和图4所示，所述主承力背板21的底部还固定有光学载荷24，所述光学载荷
24位于所述中板12和底板13之间。所述底板13上第三通孔17的大小以不干涉光学载荷24为宜。所述主承力背板21位于所述中板12的下方，主承力背板21可与中板12之间预留一定的间隔，避免发生干涉。
44.如图1、图3和图5所示，本实施例的所述顶板11、中板12和底板13均采用正六边形结构，所述顶板11、中板12和底板13的外周侧分别设有六块箱板4，每块箱板4均将顶板11、中板12和底板13对应布置的三条边连接起来；所述箱板4采用铝蜂窝板。使整个卫星本体构型为正六边形构型，该构型具有较高的结构稳定性，体积利用率高、整体转动惯量小。
45.本实施例通过设置箱板，箱板采用层板状结构，卫星平台的各个分系统设备基本都安装在箱体内部，兼顾热控、力学、辐照、电磁环境等因素的考虑优化布局。箱板的蒙皮可采用0.3mm厚的铝合金薄板，蜂窝芯为铝芯，底板和顶板的厚度为30mm，中板的厚度为20mm，箱板的厚度为20mm。所有的安装孔预埋件均选用航天标准预埋件，减轻结构重量并且降低设计加工成本。底板和中板分别与内筒连接，是传递力载荷的关键部位，为了保证连接可靠性，均设计了非标的整体预埋件。
46.如图1、图3和图4所示，本实施例的所述上框架14为六个，所述顶板11和中板12对应布置的每个角处均固定有一个竖直布置的上框架14，六个所述上框架14均沿所述顶板11和中板12的径向延伸布置。在顶板和中板的每个角处设置上框架，可以对顶板和中板进行有效稳定的结构支撑。其中，为了对内筒18的连接更加稳定可靠，可将上框架14抵接在内筒18的外侧壁上，并通过连接件与内筒连接固定。
47.如图1、图3和图4所示，本实施例的所述下框架15为六个，所述中板12和底板13对应布置的每个角处均固定有一个竖直布置的下框架15，六个所述下框架15均沿所述底板13和中板12的径向延伸布置。在底板和中板的每个角处设置下框架，可以对底板和中板进行有效稳定的结构支撑。
48.进一步优选的，如图1、图3和图4所示，本实施例的所述上框架14和下框架15均采用方形框架，所述方形框架的中部对角线处设有支撑梁190；所述上框架14和下框架15均采用碳纤维材质，优选综合性能优异的m55j，在保证良好的结构刚度强度前提下，能够做到重量最轻，为了保证连接强度，可在上框架和下框架的所有连接孔处都预埋了钛合金标准埋件。采用碳纤维材质的上框架和下框架，并在方形框架的中部对角线处设置支撑梁，有利于上下框架支撑结构的稳定可靠。
49.如图3～图5所示，本实施例的卫星本体1靠近卫星对接环5的一端还铰接有多个太阳翼帆板3，本实施例的太阳翼帆板3采用现有常用连接方式与卫星本体1铰接即可，图中未显示出太阳翼帆板3与卫星本体1之间的连接关系。
50.本实施例的适用于遥感小卫星的一体化构型，该构型一方面能避免完全解耦设计缺点，提高空间利用率和减轻重量，另外也能避免完全一体化设计难度太高的风险，是一种比较折中的构型方案。本发明还通过将相机载荷的次镜筒与卫星平台的承力筒(也就是内筒)共用，相机载荷不再设置单独的次镜筒，卫星平台上的承力筒承担了次镜筒的功能，结构紧凑可靠，实现了卫星平台与相机载荷的变形解耦和一体化构型。本实施例的适用于遥感小卫星的一体化构型，卫星构型紧凑、重量轻、空间利用率高、转动惯量小，经济性和功能性俱佳。
51.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
52.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
53.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
54.在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
55.在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
56.尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

技术特征：
1.一种遥感载荷与卫星的一体化构型，其特征在于，包括卫星本体和相机载荷，所述卫星本体包括顶板、中板和底板，所述顶板、中板和底板依次平行间隔布置，所述顶板和中板之间通过上框架固定连接，所述中板与底板之间通过下框架固定连接；所述顶板的中心位置开设有第一通孔，所述中板的中心位置开设有第二通孔，所述底板的中心位置开设有第三通孔；所述卫星本体轴向的中心位置设有内筒，所述内筒为两端敞口的中空结构，所述内筒的上端固定在所述卫星本体的顶板上且与第一通孔连通，所述内筒的下端固定在所述卫星本体的中板上且与第二通孔连通；所述相机载荷的下端固定支撑在所述底板上，所述相机载荷位于第一通孔、第二通孔、第三通孔以及内筒的内侧。2.根据权利要求1所述一种遥感载荷与卫星的一体化构型，其特征在于，所述卫星本体轴向的中心位置上方还设有外筒，所述外筒为两端敞口的中空结构，所述外筒的下端固定在所述卫星本体的顶板上且与所述第一通孔连通。3.根据权利要求2所述一种遥感载荷与卫星的一体化构型，其特征在于，所述外筒螺纹连接在所述第一通孔内。4.根据权利要求1所述一种遥感载荷与卫星的一体化构型，其特征在于，所述底板的中心位置下方还固定有卫星对接环。5.根据权利要求1所述一种遥感载荷与卫星的一体化构型，其特征在于，所述相机载荷包括主承力背板，所述主承力背板周侧的下方设有多个支撑杆，所述支撑杆固定支撑在所述底板上，所述主承力背板周侧的上方设有安装次镜的次镜支架，所述次镜支架位于所述内筒内。6.根据权利要求5所述一种遥感载荷与卫星的一体化构型，其特征在于，所述支撑杆包括三组bipod支撑杆。7.根据权利要求1所述一种遥感载荷与卫星的一体化构型，其特征在于，所述顶板、中板和底板均采用正六边形结构，所述顶板、中板和底板的外周侧分别设有六块箱板，每块箱板均将顶板、中板和底板对应布置的三条边连接起来；所述箱板采用铝蜂窝板。8.根据权利要求7所述一种遥感载荷与卫星的一体化构型，其特征在于，所述上框架为六个，所述顶板和中板对应布置的每个角处均固定有一个竖直布置的上框架，六个所述上框架均沿所述顶板和中板的径向延伸布置。9.根据权利要求7所述一种遥感载荷与卫星的一体化构型，其特征在于，所述下框架为六个，所述中板和底板对应布置的每个角处均固定有一个竖直布置的下框架，六个所述下框架均沿所述底板和中板的径向延伸布置。10.根据权利要求1所述一种遥感载荷与卫星的一体化构型，其特征在于，所述上框架和下框架均采用方形框架，所述方形框架的中部对角线处设有支撑梁；所述上框架和下框架均采用碳纤维材质。

技术总结
本发明涉及一种遥感载荷与卫星的一体化构型，包括卫星本体和相机载荷，所述卫星本体包括顶板、中板和底板，所述顶板、中板和底板依次平行间隔布置，所述顶板和中板之间通过上框架固定连接，所述中板与底板之间通过下框架固定连接；所述顶板的中心位置开设有第一通孔，所述中板的中心位置开设有第二通孔，所述底板的中心位置开设有第三通孔；所述卫星本体轴向的中心位置设有内筒，所述内筒为两端敞口的中空结构，所述内筒的上端固定在所述卫星本体的顶板上且与第一通孔连通，所述内筒的下端固定在所述卫星本体的中板上且与第二通孔连通；所述相机载荷的下端固定支撑在所述底板上，所述相机载荷位于第一通孔、第二通孔、第三通孔以及内筒的内侧。及内筒的内侧。及内筒的内侧。


技术研发人员：孔令波 高恩宇 胡宝义 严洲
受保护的技术使用者：北京国宇星空科技有限公司 安徽微纳星空科技有限公司 海南微纳星空科技有限公司 陕西国宇星空科技有限公司
技术研发日：2022.12.19
技术公布日：2023/5/9