一种全电推进卫星平台构型的制作方法

本发明属于卫星平台设计领域，涉及一种全电推进卫星平台构型。

背景技术：

1、从2015年世界第一颗地球静止轨道(geo)全电推卫星成功发射起，全球已成功发射30多颗全电推卫星。在国际通信卫星市场上geo通信卫星订单分布中，全电推卫星占比已超过50％，已经成为国际通信卫星市场主力。

2、近年来，得益于电推进、供配电、热控等卫星平台技术的快速发展，国外高轨通信卫星主要制造商陆续完成新一代geo全电推卫星平台的研发定型工作，并快速占领了国际geo通信卫星市场的大部分份额，他们的共同特点有全电推进、集成化程度高、成本低和展开机构多。

3、一般来说，在保证同等有效载荷和平台重量的前提下，采用离子推力器的全电推卫星燃料质量从卫星总质量的60％左右减少到10％～15％，卫星总质量减少了50％～55％左右，可以大幅降低发射成本。

4、然而传统全电推卫星平台存在一些不足：(1)卫星截面较大，卫星本体内空间利用率低，不能充分利用运载火箭整流罩空间；(2)太阳翼通常为板式太阳翼，收拢空间较大，占用了大量的运载火箭整流罩空间，大大压缩了卫星星本体和星外大天线的布局空间；(3)全电推进卫星热耗功率较大，传统卫星的热控系统散热能力不能完全满足系统需求。

技术实现思路

1、本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种全电推进卫星平台构型，采用紧凑型扁平式星本体构型，并配置了高效离子电推进系统、高收纳比卷绕式太阳翼、高效热控系统，降低发射成本，并可大幅提升全电推卫星承载有效载荷的重量、功率、散热等总体性能。

2、本发明解决技术的方案是：

3、一种全电推进卫星平台构型，包括星本体模块、电推进模块、太阳翼模块、展开式热辐射器模块、天线模块和星箭对接模块；

4、所述星本体模块为长方体结构；电推进模块安装在星本体模块的侧壁上；太阳翼模块安装在星本体模块的侧壁上，且太阳翼模块与电推进模块位于星本体模块相同的侧壁；展开式热辐射器模块安装在星本体模块的侧壁上，且展开式热辐射器模块位于与电推进模块相邻的星本体模块的侧壁；天线模块安装在星本体模块的顶部及2个侧壁的上部；星箭对接模块安装在星本体模块的底部；星箭对接模块将卫星与运载火箭连接在一起，并在星箭分离阶段将两者可靠分离。

5、在上述的一种全电推进卫星平台构型，建立卫星本体坐标系o-xyz；基于卫星本体坐标系o-xyz定义星本体模块中的结构板体；星本体模块包括+z板、-z板、+y板、-y板、+x板、-x板、竖隔板和横隔板；+z板、-z板、+y板、-y板、+x板、-x板围成了闭合的中空长方体结构；竖隔板和横隔板位于长方体结构内，将长方体结构内腔分割成4个子空间。

6、在上述的一种全电推进卫星平台构型，所述卫星本体坐标系o-xyz为：

7、坐标原点o为星箭对接面中心；+z向为竖直向上；-z向为竖直向下；+y向为南向；-y向为北向；+x向为东向；-x向西向。

8、在上述的一种全电推进卫星平台构型，所述+z板、-z板、+y板、-y板、+x板、-x板、竖隔板和横隔板均为矩形板状结构；同方向的两个板尺寸相同；竖隔板平行于+z板和-z板，横隔板平行于+x板和-x板，竖隔板与横隔板相互垂直。

9、在上述的一种全电推进卫星平台构型，所述电推模块包括2台电推力器和2台推力矢量调节机构；发射收拢状态下，2台推力矢量调节机构分别安装在+x板和-x板的底部；且每台推力矢量调节机构的末端对应安装1台电推力器；2台电推力器分别安装在+x板和-x板上。

10、在上述的一种全电推进卫星平台构型，所述太阳翼模块包括2个高收纳比卷绕式柔性太阳翼；2个高收纳比卷绕式柔性太阳翼对称安装在+x板和-x板的中部。

11、在上述的一种全电推进卫星平台构型，所述高收纳比卷绕式柔性太阳翼收拢状态下的包络尺寸为0.3m×4m×2.5m；展开后高收纳比卷绕式柔性太阳翼的尺寸为2.5m×20m，高收纳比卷绕式柔性太阳翼的电池有效面积为40m2。

12、在上述的一种全电推进卫星平台构型，所述展开式热辐射器模块包括2块展开式热辐射器；发射收拢状态下，2块展开式热辐射器对称安装在-y板和+y板上；在轨展开状态下，2块展开式热辐射器通过安装在星本体上的铰链旋转90°，展开在卫星的-x和+x侧；单个展开式热辐射器的展开尺寸为1.5m×3.5m。

13、在上述的一种全电推进卫星平台构型，所述天线模块包括多个天线馈源；发射收拢状态下，多个天线馈源分别安装在+z板、+x板和-x板的顶部；天线馈源种类包括通信天线、馈电天线和遥测遥控天线；在轨展开状态下，天线馈源展开在卫星周围，最大天线馈源的口径为3m。

14、在上述的一种全电推进卫星平台构型，所述星箭对接模块安装在-z板上；星箭对接模块包括6个星箭对接点，6个星箭对接点将卫星与运载火箭连接在一起，并能在星箭分离阶段将两者可靠分离；6个星箭对接点呈2×3排列，行间距为1m，列间距为1m；6个星箭对接点分别位于-z板4个角点、-z板与+y板连线的中点、-z板与-y板连线的中点。

15、本发明与现有技术相比的有益效果是：

16、(1)本发明的一种全电推卫星平台构型采用紧凑型扁平式星本体构型，并采用高收纳比柔性卷绕式太阳翼、展开式热辐射器、高收纳比电推矢量调节机构和多铰链天线展开机构，能够显著增强卫星空间利用率，在同等设计条件下可大幅降低卫星横截面尺寸，满足一箭一星、一箭双星和一箭三星等多种方式发射，充分发挥运载能力，大幅节省发射成本；

17、(2)本发明的一种全电推卫星平台构型可放置在较小扁平式包装箱内，相比传统全电推卫星可以大幅节省运输成本；

18、(3)本发明采用高收纳比柔性卷绕式太阳翼，相比传统卫星的板式太阳翼，本发明可以灵活配置太阳翼面积，有效降低星上电力资源浪费，有效节省太阳翼重量和成本；

19、(4)本发明采用展开式热辐射器，且电推力器和天线均采用了多铰链空间展开机构，相比传统卫星来说可以大幅提升全电推卫星的散热能力，大幅提升电推力器推力效率，大幅提升天线性能；

20、(5)本发明的一种全电推卫星平台构型可根据任务需求对星本体、电推力器、太阳翼、天线等部分的尺寸进行适应性调整，具有很强的通用性。

技术特征：

1.一种全电推进卫星平台构型，其特征在于：包括星本体模块、电推进模块、太阳翼模块、展开式热辐射器模块、天线模块和星箭对接模块；

2.根据权利要求1所述的一种全电推进卫星平台构型，其特征在于：建立卫星本体坐标系o-xyz；基于卫星本体坐标系o-xyz定义星本体模块中的结构板体；星本体模块包括+z板、-z板、+y板、-y板、+x板、-x板、竖隔板和横隔板；+z板、-z板、+y板、-y板、+x板、-x板围成了闭合的中空长方体结构；竖隔板和横隔板位于长方体结构内，将长方体结构内腔分割成4个子空间。

3.根据权利要求2所述的一种全电推进卫星平台构型，其特征在于：所述卫星本体坐标系o-xyz为：

4.根据权利要求2所述的一种全电推进卫星平台构型，其特征在于：所述+z板、-z板、+y板、-y板、+x板、-x板、竖隔板和横隔板均为矩形板状结构；同方向的两个板尺寸相同；竖隔板平行于+z板和-z板，横隔板平行于+x板和-x板，竖隔板与横隔板相互垂直。

5.根据权利要求2所述的一种全电推进卫星平台构型，其特征在于：所述电推模块包括2台电推力器(1)和2台推力矢量调节机构(2)；发射收拢状态下，2台推力矢量调节机构(2)分别安装在+x板和-x板的底部；且每台推力矢量调节机构(2)的末端对应安装1台电推力器(1)；2台电推力器(1)分别安装在+x板和-x板上。

6.根据权利要求2所述的一种全电推进卫星平台构型，其特征在于：所述太阳翼模块包括2个高收纳比卷绕式柔性太阳翼(3)；2个高收纳比卷绕式柔性太阳翼(3)对称安装在+x板和-x板的中部。

7.根据权利要求6所述的一种全电推进卫星平台构型，其特征在于：所述高收纳比卷绕式柔性太阳翼(3)收拢状态下的包络尺寸为0.3m×4m×2.5m；展开后高收纳比卷绕式柔性太阳翼(3)的尺寸为2.5m×20m，高收纳比卷绕式柔性太阳翼(3)的电池有效面积为40m2。

8.根据权利要求6所述的一种全电推进卫星平台构型，其特征在于：所述展开式热辐射器模块包括2块展开式热辐射器(4)；发射收拢状态下，2块展开式热辐射器(4)对称安装在-y板和+y板上；在轨展开状态下，2块展开式热辐射器(4)通过安装在星本体上的铰链旋转90°，展开在卫星的-x和+x侧；单个展开式热辐射器(4)的展开尺寸为1.5m×3.5m。

9.根据权利要求2所述的一种全电推进卫星平台构型，其特征在于：所述天线模块包括多个天线馈源(5)；发射收拢状态下，多个天线馈源(5)分别安装在+y板和-y板的顶部；天线馈源(5)种类包括通信天线、馈电天线和遥测遥控天线；在轨展开状态下，天线馈源(5)展开在卫星周围，最大天线馈源(5)的口径为3m。

10.根据权利要求2所述的一种全电推进卫星平台构型，其特征在于：所述星箭对接模块安装在-z板上；星箭对接模块包括6个星箭对接点(6)，6个星箭对接点(6)将卫星与运载火箭连接在一起，并能在星箭分离阶段将两者可靠分离；6个星箭对接点(6)呈2×3排列，行间距为1m，列间距为1m；6个星箭对接点(6)分别位于-z板4个角点、-z板与+y板连线的中点、-z板与-y板连线的中点。

技术总结本发明涉及一种全电推进卫星平台构型，属于卫星平台设计领域；电推进模块安装在星本体模块的侧壁上；太阳翼模块安装在星本体模块的侧壁上，且太阳翼模块与电推进模块位于星本体模块相同的侧壁；展开式热辐射器模块安装在星本体模块的侧壁上；天线模块安装在星本体模块的顶部及2个侧壁的上部；星箭对接模块安装在星本体模块的底部；星箭对接模块将卫星与运载火箭连接在一起，并在星箭分离阶段将两者可靠分离；本发明采用紧凑型扁平式星本体构型，并配置了高效离子电推进系统、高收纳比卷绕式太阳翼、高效热控系统，降低发射成本，并可大幅提升全电推卫星承载有效载荷的重量、功率、散热等总体性能。技术研发人员：李正举,王兴龙,蔡亚星,吕红剑,王敏,姚远,许宏岩,张贺,陶成,邹爽受保护的技术使用者：中国空间技术研究院技术研发日：技术公布日：2024/6/23