一种高稳定大型遥感卫星平台的制作方法

1.本发明涉及一种高稳定大型遥感卫星平台，属于航天器总体设计技术领域。


背景技术：

2.随着遥感卫星的精度越来越高，有效载荷的重量也越来越重，对适应搭载重量1500kg～2500kg大型遥感载荷、整星重量4000kg～8000kg的大型遥感卫星平台的需求越来越迫切。
3.现有大型遥感卫星平台常用主承力结构主要有承力筒壳、箱式蜂窝板和桁架，其中箱板式结构承载能力较低，桁架式结构接头处承受较大载荷，设计时容易成为风险点，而承力筒壳结构无论在抗扭转、抗弯和抗剪切的强度和刚度较好，载荷传递均匀，非常适合平台大承载需求，且筒内便于安装质量较大的推进剂贮箱，因此现有的大型遥感卫星平台一般采用承力筒作为平台的主承力结构。现有基于承力筒作为主承力结构的大型遥感卫星平台存在如下几个方面的不足：
4.传统基于承力筒作为主承力结构的大型遥感卫星平台难以实现高热变形区对载荷的隔离。基于承力筒作为主承力结构的大型遥感卫星平台传统技术方案如附图1所示，由承力筒101、平台舱102、设备舱103组成。平台上方布局有效载荷111。平台舱外板104与设备舱外板105固连，设备舱外板105与有效载荷111固连，这么构形的好处是，有效载荷104产生的载荷传递到承力筒101不会有大的悬臂，在整星质心较高的情况下能够承载较大的载荷。但是，平台舱102、设备舱103内的设备一般都有散热需求，因此需要在平台舱外板104与设备舱外板105上开散热面，在轨时候温度变化较大(温度变化范围-100℃～+70℃)。可见平台舱外板104与设备舱外板105在轨将产生很大的热致变形，由于平台舱外板104与设备舱外板105、设备舱外板105与有效载荷111固连，因此平台舱外板104与设备舱外板105很大的热致变形会直接传递到有效载荷111。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明提供一种高稳定大型遥感卫星平台，该平台设计时载荷适配结构与承力筒直接固连，载荷适配结构与卫星平台的其他结构不连接，整个航天器的传力以所述承力筒为核心，有效载荷产生的载荷经过所述载荷适配结构到所述承力筒再传到运载。
6.本发明的技术解决方案：
7.一种高稳定大型遥感卫星平台，包括三部分：承力筒、平台舱及载荷适配结构；其中所述平台舱非封闭的包裹于承力筒的外侧，所述载荷适配结构固定于承力筒的上方；所述平台舱为板式结构，其与所述载荷适配结构之间不固连，承力筒的底部用于连接运载火箭；
8.所述载荷适配结构主要由筒壳、主梁、次梁、变截面端框、桁架辅梁和连接角片组成；其中，筒壳固定于所述变截面端框上，所述承力框架穿过所述筒壳固定于所述变截面端
框上；所述筒壳与所述承力框架之间通过所述连接角片连接；所述筒壳与所述变截面端框之间通过连接角片连接，且所述筒壳根部设有筒壳根部隔热垫；所述筒壳上设有与推进服务舱的连接接口，所述承力框架提供大型载荷设备的安装接口和载荷舱段的接口，所述变截面端框提供小型设备、支架的安装接口。
9.进一步地，本发明所述平台舱的横截面外围形状为八边形；所述平台舱内用于设置卫星平台的电子设备；所述平台舱的两侧布局太阳翼；所述平台舱前或者后方可开缺口布局中继数传天线。
10.进一步地，本发明所述平台舱的外包络尺寸不超过直径为3800mm的圆。
11.进一步地，本发明所述载荷适配结构主要由筒壳、主梁、次梁、变截面端框、桁架辅梁和连接角片组成；其中，筒壳固定于所述变截面端框上，所述承力框架穿过所述筒壳固定于所述变截面端框上；所述筒壳与所述承力框架之间通过所述连接角片连接；所述筒壳与所述变截面端框之间通过连接角片连接，且所述筒壳根部设有筒壳根部隔热垫；所述筒壳上设有与推进服务舱的连接接口，所述承力框架提供大型载荷设备的安装接口和载荷舱段的接口，所述变截面端框提供小型设备、支架的安装接口。
12.进一步地，本发明所述载荷适配结构纵横至少各2根工字梁交错布局，交叉点在承力筒内部，工字梁高度不小于250mm；载荷适配结构的筒壳高度不小于400mm，直径不小于2300mm，载荷适配结构的外包络尺寸不超过直径为3800mm的圆。
13.进一步地，本发明所述载荷适配结构为碳纤维复合材料。
14.进一步地，本发明所述承力筒的下端与运载火箭连接，承力筒的上端与载荷适配结构连接，采用碳纤维复合材料，直径不小于2300mm。
15.进一步地，本发明所述承力筒采用蒙皮桁条结构或网格结构。
16.有益效果：
17.第一，本发明载荷适配结构与承力筒直接固连，载荷适配结构与卫星平台的其他结构不连接，整个航天器的传力以所述承力筒为核心，有效载荷产生的载荷经过所述载荷适配结构到所述承力筒再传到运载。
18.第二，平台舱为八边形结构，能够实现舱内更大布局空间，平台舱上设置缺口，可用于实现中继数传天线的安装，通过合理的结构布局，可以满足卫星平台上电子设备的安装。
19.第三，载荷适配结构采用主梁、次梁和变截面端框提供与有效载荷的接口。主梁为相机提供支撑，次梁和桁架辅梁为大型支架提供支撑，各梁支架相互交叉加强。
20.第四，载荷适配结构整体刚度高，承载能力强，载荷安装面易于扩展。采用板壳梁组件结合的形式，发挥各结构构件的受载优势，结构具有较高的三向刚度和强度，结构的法向刚度取决于承力框架、筒壳结构设计参数，横向刚度取决于变截面端框、承力框架、筒壳结构设计参数。可通过提高承力框架和筒壳结构的高度，大幅提高结构法向刚度。高效实现一种方圆过渡结构形式。
21.第五，载荷适配结构与卫星平台的其他结构不连接，载荷适配结构采用热膨胀系数低的碳纤维材料，并进行精密控温，减少平台热变形对载荷测量精度的影响。
22.第六，本发明承力筒的下端与运载火箭连接，承力筒的上端与载荷适配结构连接，采用碳纤维复合材料，可以减少承力筒的结构形变。
附图说明
23.图1传统基于承力筒作为主承力结构的大型遥感卫星平台的空间布局；
24.图2本发明的技术解决方案示意图；
25.图3本发明的具体实施方式；
26.图4承力筒具体实施方式；
27.图5承力筒具体实施方式内部布局；
28.图6平台舱具体实施方式；
29.图7载荷适配结构具体实施方式；
具体实施方式
30.下面结合具体附图和实例对本发明进行详细说明。
31.如图2-3所示，一种高稳定大型遥感卫星平台，包括：承力筒20、平台舱202及载荷适配结构303；其中，承力筒201、平台舱202及载荷适配结构203；其中所述平台舱202非封闭的包裹于承力筒201的外侧，所述载荷适配结构203固定于承力筒201的上方；所述平台舱202为板式结构，其与所述载荷适配结构203之间不固连。
32.本实施例中卫星平台y向尺寸为3330mm，x向尺寸为3360mm，横向尺寸在直径为3800mm的包络圆内部，星平台高度为1856mm。载荷适配结构与承力筒直接固连，载荷适配结构与卫星平台的其他结构不连接，整个航天器的传力以所述承力筒为核心，有效载荷产生的载荷经过所述载荷适配结构到所述承力筒再传到运载。
33.平台舱为平台电子设备和太阳翼3025提供安装位置和空间。为在整流罩有限的空间内有更大的舱内布局空间，平台舱为八边形结构，尺寸如图6所示。卫星平台的绝大部分电子设备，如控制分系统设备、测控分系统设备、综合电子分系统设备、电源分系统设备、总体电路分系统设备、推进分系统设备、热控分系统设备、数传分系统设备、捕跟分系统设备等，均布局在平台舱202。平台舱的两侧布局太阳翼。平台舱202前或者后方可开缺口2021布局中继数传天线等。平台舱的外包络尺寸不超过直径为3800mm的圆。
34.设备布局遵循分系统设备模块化集中布置的原则。根据设备和系统间的信息流向要求，各分系统设备不可能完全布置在相应的功能舱段内(如控制分系统的帆板驱动机构及其线路盒需根据帆板位置布局)，但布局原则仍尽可能遵循模块化舱段布置的原则。优先考虑星体表面有指向要求，视场要求的设备布局，并就近布置其线路盒、功率放大器等设备。在完成星表设备布局的基础上，进行舱内设备的布置。首先需为有安装配准精度的设备选定相对牢固的安装面，并保证其精度检测通道；高频设备的布局需优先考虑电缆连接的合理性，并保证其电磁兼容性要求。对于新研制的设备和有较大改动的设备，布局时留出足够的可扩展空间，以利于调整。大发热量设备靠近散热面，并尽可能保证较大的辐射角系数；高发热量、低发热量设备间隔布置；长期热耗、短期功耗设备便于用热管相互补偿。同时兼顾整星质心配平并考虑总装实施的开敞性，以便于电测、总装过程中的仪器拆装、电缆插拔。
35.载荷适配结构选用筒壳701与工字梁的结构形式，如图7所示，基本形式主要由筒壳701、主梁702、次梁703、变截面端框705、桁架辅梁704和连接角片组成。筒壳下端提供与承力筒的接口；主梁、次梁和变截面端框提供与有效载荷的接口。主梁为相机提供支撑，次
梁和桁架辅梁为大型支架提供支撑，各梁支架相互交叉加强。整星纵向载荷通过主梁、次梁和变截面端框向下传递至载荷适配结构筒壳；再通过载荷适配结构筒壳向下传递至承力筒，最终通过星箭对接法兰传递到运载。为提高卫星稳定性，载荷适配结构与承力筒直接固连，载荷适配结构与卫星平台的其他结构不连接，载荷适配结构采用热膨胀系数低的碳纤维材料，并进行精密控温，减少平台热变形对载荷测量精度的影响。综合考虑载荷承载性能、大型支架尺寸等因素，载荷适配结构大小为3280mm(x向)
×
2800mm(y向)
×
450mm(z向)。
36.承力筒是卫星承力的核心部件，姿控执行部件模块3023布局在承力筒内部；承力筒外壁布置中空的八边形平台舱，承力筒下部与运载相连，承力筒上部与载荷模块相连。承力筒的构形尺寸如图4所示。
37.姿控执行部件集中布局在承力筒的上方，其内部安装有动量轮或cmg，卫星平台各设备安装在筒壳外平台舱的结构板上。为最大限度减小cmg等姿控执行部件对有效载荷的影响，姿控执行部件和承力筒之间进行减隔振设计。承力筒内布局如图5所示。本发明所述承力筒的下端与运载火箭连接，承力筒的上端与载荷适配结构连接，采用碳纤维复合材料，直径不小于2300mm。
38.本发明以承力筒为中心，围绕承力筒为平台舱，大型遥感载荷安装在载荷适配结构上。平台舱采用舱板式结构，载荷适配结构根据特大型遥感载荷构形特点设计成多根纵横相错的工字梁嵌入筒壳的结构形式。载荷适配结构的筒壳和承力筒的结构直径相同，载荷适配结构的筒壳的下法兰和承力筒的上法兰通过螺钉固定。载荷适配模块上方空间几乎全为载荷的安装空间，从而提高了卫星平台对载荷的适应性；卫星传力路径为：大型遥感载荷重力通过载荷适配结构的梁结构传递至过载荷适配结构的筒壳结构，继续传递至承力筒，最后传递至运载火箭。满足大型遥感卫星设备的承载要求。
39.本发明卫星平台经过静力学试验验证，平台在整星总质量9000，质心高度2434mm(相对于承力筒下端面)状态下，平台结构承受了各种静力试验工况的考核，均没有屈服，也没有发生失稳，试验后结构性能没有发生变化，承载能力可以满足强度、刚度要求；因此平台结构能承受的整星最大质量不低于9000kg。
40.基于承力筒作为主承力结构的大型遥感卫星平台，承力筒周围搭建平台舱，提高平台舱的容积，便于布局平台电子设备，降低平台高度，增大平台承载能力，适应搭载重量1500kg～2500kg大型遥感载荷、整星重量4000kg～8000kg的大型遥感卫星发射需求；平台舱结构板与载荷适配结构不连接，减少平台舱结构板的大热变形对有效载荷的影响，把有效载荷安装面处的热变形降低到原来的1/6，减少，显著提高平台的热稳定性。
41.(1)有效消除平台外板的大热变形对有效载荷的影响，提高平台的热稳定性
42.1)与有效载荷直接固连的是承力筒和变截面载荷适配结构，承力筒位于航天器内部，航天器在轨时热环境很好，温度变化范围小，因此热致变形小；由于变截面载荷适配结构不布局大热耗热备，所以不需要在变截面载荷适配结构开散热面，便于对变截面载荷适配结构进行精密温度控制，因此变截面载荷适配结构的热致变形也较小。
43.2)由于平台舱不再与有效载荷直接相连，平台舱外部的热致变形需要先经过平台舱外部传到承力筒，再经承力筒传到有效载荷，传递路径很长，使得真正传递到有效载荷的热致变形较小；具体比较分析如下：
44.对具体实施方式的卫星平台，平台舱与变截面载荷适配结构连接具有两种状态：
平台舱与变截面载荷适配结构固连，平台舱与变截面载荷适配结构不连。建立有限元模型进行了对比分析，分析工况和分析结果分别见表1和表2
45.表1分析温度工况
[0046][0047][0048]
表2分析结果
[0049][0050]
2分析结果表明：平台舱与变截面载荷适配结构不连接时有效载荷安装面的变形远小于两者固连时的变形，因此本发明能够有效降低平台外板的大热变形对有效载荷的影响，把有效载荷安装面处的热变形降低到原来的1/6，显著提高平台的热稳定性。
[0051]
(2)降低平台质心高度，提高对不同大型遥感载荷的适应性
[0052]
传统基于承力筒的大型遥感平台，平台舱和设备舱的高度约为1：1，考虑到设备舱下方装填推进剂，本发明的卫星平台质心高度至少降低1/3.
[0053]
以上对本发明的具体实施例进行了描述。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形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

技术特征：
1.一种高稳定大型遥感卫星平台，包括三部分：承力筒、平台舱及载荷适配结构；其特征在于，所述平台舱非封闭的包裹于承力筒的外侧，所述载荷适配结构固定于承力筒的上方；所述平台舱为板式结构，其与所述载荷适配结构之间不固连，承力筒的底部用于连接运载火箭；所述载荷适配结构主要由筒壳、主梁、次梁、变截面端框、桁架辅梁和连接角片组成；其中，筒壳固定于所述变截面端框上，所述承力框架穿过所述筒壳固定于所述变截面端框上；所述筒壳与所述承力框架之间通过所述连接角片连接；所述筒壳与所述变截面端框之间通过连接角片连接，且所述筒壳根部设有筒壳根部隔热垫；所述筒壳上设有与推进服务舱的连接接口，所述承力框架提供大型载荷设备的安装接口和载荷舱段的接口，所述变截面端框提供小型设备、支架的安装接口。2.根据权利要求1所述高稳定大型遥感卫星平台，其特征在于，所述平台舱的横截面外围形状为八边形；所述平台舱内用于设置卫星平台的电子设备；所述平台舱的两侧布局太阳翼；所述平台舱前或者后方可开缺口布局中继数传天线。3.根据权利要求1所述高稳定大型遥感卫星平台，其特征在于，所述平台舱的外包络尺寸不超过直径为3800mm的圆。4.根据权利要求1所述高稳定大型遥感卫星平台，其特征在于，所述载荷适配结构主要由筒壳、主梁、次梁、变截面端框、桁架辅梁和连接角片组成；其中，筒壳固定于所述变截面端框上，所述承力框架穿过所述筒壳固定于所述变截面端框上；所述筒壳与所述承力框架之间通过所述连接角片连接；所述筒壳与所述变截面端框之间通过连接角片连接，且所述筒壳根部设有筒壳根部隔热垫；所述筒壳上设有与推进服务舱的连接接口，所述承力框架提供大型载荷设备的安装接口和载荷舱段的接口，所述变截面端框提供小型设备、支架的安装接口。5.根据权利要求4所述高稳定大型遥感卫星平台，其特征在于，所述载荷适配结构纵横至少各2根工字梁交错布局，交叉点在承力筒内部，工字梁高度不小于250mm；载荷适配结构的筒壳高度不小于400mm，直径不小于2300mm，载荷适配结构的外包络尺寸不超过直径为3800mm的圆。6.根据权利要求1或5所述高稳定大型遥感卫星平台，其特征在于，所述载荷适配结构为碳纤维复合材料。7.根据权利要求1所述高稳定大型遥感卫星平台，其特征在于，所述承力筒的下端与运载火箭连接，承力筒的上端与载荷适配结构连接，采用碳纤维复合材料，直径不小于2300mm。8.根据权利要求1所述高稳定大型遥感卫星平台，其特征在于，所述承力筒采用蒙皮桁条结构或网格结构。

技术总结
本发明提供一种高稳定大型遥感卫星平台，包括三部分：承力筒、平台舱及载荷适配结构；其中所述平台舱非封闭的包裹于承力筒的外侧，所述载荷适配结构固定于承力筒的上方；所述平台舱为板式结构，其与所述载荷适配结构之间不固连，承力筒的底部用于连接运载火箭。该平台设计时载荷适配结构与承力筒直接固连，载荷适配结构与卫星平台的其他结构不连接，整个航天器的传力以所述承力筒为核心，有效载荷产生的载荷经过所述载荷适配结构到所述承力筒再传到运载。运载。运载。


技术研发人员：史海涛 高洪涛 张晓峰 刘希刚 李少辉 景泉 张立新
受保护的技术使用者：中国空间技术研究院
技术研发日：2022.11.29
技术公布日：2023/5/4