卫星模块以及模块化卫星

摘要

本发明涉及一种具有标准化接口，能实现多方向扩展的卫星模块以及采用该卫星模块组装成的模块化卫星。本发明所述卫星模块包括结构板、连接装置以及球节接口；连接装置包括连接杆，连接杆两端分别延伸有一连接柱，连接杆的表面沿轴向排列设置有多个凸台，连接杆以及每一凸台上均设有用于将单机以及结构板安装在连接杆上的第一安装孔；每一球节接口上设有多个连接孔；相邻两连接杆之间相互垂直并通过所述连接柱与连接孔相连接，并通过固定螺母固定；相邻两结构板之间相互垂直并与所述连接杆相连接。本发明采用有球节接口的桁架结构作为卫星主结构，连接杆上设有连接柱以及安装孔，通过球节接头与连接杆的连接，实现卫星模块多方向扩展，且易拆装。

说明书

技术领域

本发明涉及航天技术中卫星技术领域，尤其涉及一种具有标准化接口，能实现卫星模块在多方向扩展的卫星模块以及采用该卫星模块组装成的模块化卫星。

背景技术

为了降低成本，实现按需发射和快速响应的目标，卫星实现模块化至关重要。卫星的模块化设计即将具有相同需求性能的单机整合在一个模块内，并使得每个模块的结构围绕标准化的接口建立，以保证任何模块相互之间在机械以及电气方面匹配，最后将每个模块堆叠形成一个完整的卫星。近年来，国内外在模块化卫星的性能定义和设计复杂性方面进行了积极研究。研究结果表明，模块化设计的复杂性主要体现在接口设计上，接口必须能够提供模块间进行数据通信以及机械和电能的传递交换，因此模块接口的标准化设计成了研究的重点。卫星模块机械接口的标准化设计以及模块化结构设计又是研究的关键技术之一，近年来国内外对于这方面的研究取得了很多重大进步。由美国国防部资助的SCOUT（the Small, Smart Spacecraft for Observation and Utility Tasks）计划和空军研究实验室资助的FEBSS（the Flexible and Extensible Bus for Small Satellites）计划中都采用的SMART（Space Maintenance and Repair Technique）平台， 将卫星本体外形设计为截面为六边形的八面体，各个模块之间通过角柱和板上的标准化接口进行连接，是卫星平台模块化结构设计研究取得的典范成果。但是，上述标准化接口的设计只能实现卫星模块在单一方向扩展，因此为了增大卫星模块扩展的灵活性以及卫星模块多功能性，对卫星模块以及组装连接方式进行了多功能化、便易性的设计和改进。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是，提供一种卫星模块以及采用该卫星模块组装成的模块化卫星，解决现有技术中卫星模块只能在单一方向扩展，扩展的灵活性不高，且卫星模块之间组装不便的技术问题。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种连接装置，包括一连接杆，所述连接杆两端分别延伸有一连接柱，所述连接杆的表面沿轴向排列设置有多个凸台，所述连接杆以及每一所述凸台上均设有用于将单机以及结构板安装在所述连接杆上的第一安装孔。

进一步，所有凸台沿连接杆轴向等间距排列在所述连接杆的表面。

进一步，所述连接杆表面沿轴向设有一用于放置单机之间电缆的凹槽。

为了解决上述技术问题，本发明还提供了一种卫星模块，包括多个用于封装所述卫星模块的结构板，所述卫星模块还包括多个本发明所述的连接装置以及多个球节接口，每一所述球节接口上设有多个连接孔；相邻两所述连接装置的连接杆之间相互垂直并通过连接杆两端的所述连接柱与所述连接孔相连接，并通过固定螺母固定；相邻两所述结构板之间相互垂直并与所述连接杆相连接。

进一步，所述结构板上设有第二安装孔，所述第二安装孔的位置与所述连接杆上的所述第一安装孔的位置相配合，并通过螺钉固定安装。

进一步，所述卫星模块为立方体结构，每一所述结构板的四角均设有一所述球节接口。

进一步，与同一所述结构板相连的两平行的所述连接杆之间设有转接板，所述转接板通过所述凸台上的第一安装孔与所述连接杆相连，所述转接板用于安放卫星单机。

进一步，所述结构板的对角线上的两所述球节接口之间设有一辅助杆，所述辅助杆用于保持卫星模块接口结构的稳定和/或用于放置单机之间的电缆。

为了解决上述技术问题，本发明还提供了一种模块化卫星，包括多个本发明所述的卫星模块，两卫星模块之间共用相接一面的连接杆，两卫星模块之间相邻的连接杆通过共用的球节接口相连接，所述结构板封装在所述模块化卫星的最外层。

进一步，所述模块化卫星最底层星箭相接的一所述卫星模块的底板中预设有一米字型中间有一圆环的承力框。

本发明的优点在于：采用有球节接口的桁架结构作为卫星主结构，连接杆上设有连接柱以及安装孔，卫星模块具有标准化的接口，通过球节接头与连接杆的连接，实现卫星模块多方向扩展，扩展灵活且易拆装。

附图说明

图1，本发明所述卫星模块的连接装置的结构示意图； 

图2，本发明卫星模块的第一具体实施方式所述卫星模块的各部件相对位置连接关系示意图；

图3，本发明卫星模块的第一具体实施方式所述卫星模块的部分拆解后示意图；

图4，本发明卫星模块的第一具体实施方式所述卫星模块的装配示意图；

图5，本发明卫星模块的第二具体实施方式所述卫星模块的装配示意图；

图6，本发明所述模块化卫星的部分拆解后示意图；

图7，本发明所述模块化卫星的装配示意图；

图8，本发明所述模块化卫星的承力框的结构示意图。

【主要组件符号说明】

10、连接装置；           101、连接杆；         102、连接柱；

103、凸台；                104、第一安装孔；       105、凹槽；

20、球节接口；          201、连接孔；              30、结构板；

301、第二安装孔；     40、辅助杆；                50、单机；

501、电缆；                80、承力框。

具体实施方式

下面结合附图对本发明提供的卫星模块以及采用该卫星模块组装成的模块化卫星的具体实施方式做详细说明。为了增大卫星模块扩展灵活性，本发明采用有球节接口的桁架结构作为卫星主结构，通过球节接口上的连接孔与连接杆连接实现卫星模块多方向扩展。而且桁架结构具有质量轻，工艺性好，灵活以及易拆装等优点。

首先结合附图给出本发明所述卫星模块的连接装置的具体实施方式。

附图1所示是本具体实施方式所述连接装置的结构示意图，图1仅示意性的标示出各部件的相对位置关系，并不代表实际结构，本实施方式中连接装置采用长方体形结构，在其他实施方式中本发明所述连接装置也可以采用圆柱体形以及其它便于连接的形式结构。所述连接装置10包括连接杆101，所述连接杆101两端分别延伸有一连接柱102，所述连接杆101的表面沿轴向排列设置有多个凸台103，所述连接杆101以及每一所述凸台103上均设有用于将单机（图未示）以及结构板（图未示）安装在所述连接杆101上的第一安装孔104。所述连接装置10可以采用铝材或者铝镁合金等轻质材料。

所有凸台103沿连接杆101轴向等间距排列在所述连接杆101的表面，凸台103之间的距离可以根据模块化单机的标准化接口的安装需求设置；也可以在相邻或多个凸台103之间安装标准化的转接板（图未示），模块化单机安放在转接板上，这样，无需再次在卫星结构板上设计用于安装模块化单机的安装孔，而且等间距排列的凸台以及转接板的设置，便于扩展标准化的模块接口，方便单机的安装。

在其他实施方式中，连接杆101表面沿轴向设有一用于放置单机之间电缆的凹槽105。单机之间的电缆可从凹槽105中穿过并放置在凹槽105内，使得电缆的布置更加整齐，并且无需再在结构板上设计固定电缆的卡箍位置。

接下来结合附图给出本发明所述卫星模块的第一具体实施方式。

附图2-4所示是本具体实施方式所述卫星模块的结构示意图，其中图2所示为所述卫星模块的各部件相对位置连接关系示意图，图3所示为所述卫星模块的部分拆解后示意图，图4所示为所述卫星模块的装配示意图。

参考附图2，本发明所述卫星模块包括多个连接装置10、球节接口20以及结构板30。

所述多个连接装置10的结构原理参见附图1对应描述，相邻两连接装置10的连接杆101之间相互垂直并通过连接杆101两端的所述连接柱102与所述球节接口20相连接。

所述球节接口20上设有多个连接孔201，各连接装置10的连接杆101之间通过球节接口20上的连接孔201相互连接，并通过固定螺母固定，例如通过在连接柱上安装固定螺母固定各连接杆的位置以保证结构板与连接杆的连接，实现卫星模块多方向扩展。所述连接孔201可以为螺孔，相应的所述连接柱102为与球节接口20上螺孔相配合的螺柱。球节接口20和连接装置10的连接杆101为模块化卫星的组装提供了主要承力路径。球节接口20可以选用18孔球节接口。

所述多个结构板30，用于封装本发明所述卫星模块。每一所述结构板30的四角均设置有一所述球节接口20。所述结构板30上设有多个第二安装孔301，所述第一安装孔104的位置设置与所述第二安装孔301的位置设置相匹配。通过所述第二安装孔301可以将结构板30安装在所述连接装置10上。所述第一安装孔104与第二安装孔301均可以为螺孔，两螺孔之间通过螺钉固定连接。安装时，将所述结构板30上的第二安装孔301与所述连接杆101上的第一安装孔104的位置匹配好，通过螺钉将所述结构板30安装在所述连接装置10上，例如安装在所述连接装置10上与所述凸台103所在端面相邻或相对的一端面上。结构板30的设计用以在结构上支持卫星模块的内部组件（例如各单机），并提供支持所包含的组件全部重量所需的刚度和强度以及保持频率要求。

优选的，所述卫星模块由8个球节接口20将12根连接杆101连接起来组成一个立方体结构，立方体结构外部用结构板30封装，如图3和图4所示。

继续参考附图3和图4所示，所述结构板30的对角线上的两所述球节接口20之间设有一辅助杆40，所述辅助杆40可以为两端分别延伸有一螺柱的光杆，用于起到辅助支撑作用，辅助杆40强度可以根据实际承力需要设定。所述辅助杆40也可以为一端面上设有一用于放置单机之间电缆的凹槽（图未示）的形式，单机之间的电缆可从所述辅助杆40的凹槽中穿过并放置在其中，使得所述辅助杆40起到类似集线器的作用，在辅助杆40强度满足要求时，辅助杆40可以同时用于保持卫星模块接口结构的稳定以及放置单机之间的电缆。

与同一所述结构板20相连的两平行的所述连接装置10的连接杆101之间设有转接板（图未示），所述转接板通过所述凸台103上的第一安装孔104与所述连接杆101相连，所述转接板用于安放卫星单机。转接板上可以设置阵列化的安装孔，以匹配非标准接口单机接口设置，实现非标准接口单机的顺利安装。由此，标准接口模块化单机非标准接口单机均可以安装在连接杆101或者转接板上，结构板30的设计就无需在结构上支持卫星模块的内部组件（例如各单机），以及提供支持所包含的组件全部重量所需的刚度和强度，仅需要用于封装本发明所述卫星模块，满足热控以及阻挡辐射等需求。

接下来结合附图给出本发明所述卫星模块的第二具体实施方式。

附图5所示是本具体实施方式所述卫星模块的装配示意图，与本发明所述卫星模块的第一具体实施方式不同的是，在本实施方式中，连接装置10的连接杆101表面沿轴向设有一用于放置单机之间电缆的凹槽105。单机50可以直接安装在连接杆101上，在其他实施方式中，单机50也可以安装在有阵列化安装孔的转接板上。单机之间的电缆501可从凹槽105中穿过并放置在凹槽105内，使得电缆501的布置更加整齐，并且无需再在结构板30上设计固定电缆的卡箍位置。

接下来结合附图给出本发明所述模块化卫星的具体实施方式。

附图6和图7所示是本具体实施方式所述模块化卫星的结构示意图，其中图6所示为所述模块化卫星的部分拆解后示意图，图7所示为所述模块化卫星的装配示意图。

参考附图6，本具体实施方式所述模块化卫星包括多个卫星模块，各卫星模块具有标准接口，可以根据需求继续增加卫星模块以进行卫星功能的扩展，两卫星模块之间共用相接一面连接装置10的连接杆101，两卫星模块之间相邻的连接杆101通过共用的球节接口20相连接。

例如可以选用18孔球节接头，各个卫星模块之间主要通过各个角的球节接口20上的连接孔201（例如螺孔）与相应的连接杆101两端的连接柱102（例如螺柱）连接起来。结构板30与连接杆101的连接（例如采用螺钉连接）是辅助承力路径，它使得模块之间锁紧，提高连接处的剪切强度并加强外壳的EMI完整性；在其他实施方式中，也可以采用辅助杆（本图未示）作为辅助承力路径。

卫星模块可以为具有标准接口立方体结构，可以根据需求通过各个角的球节接口20与相应的连接杆相连，继续增加模块以进行卫星功能的扩展，由于各个卫星模块的结构围绕标准化的接口建立，可以保证任何卫星模块相互之间在机械以及电气方面匹配，多个卫星模块可以堆叠扩展成一个长方体或一个大的立方体结构的完整的模块化卫星，卫星结构中姿态控制、热控、通信与数据处理、电源以及推进等单机可以安装在各卫星模块中的连接杆上，或者通过设置转接板，将各种性能的单机安装在连接杆之间设置的转接板上，处于模块化卫星内部的卫星模块采用连接杆作为承力路径，还可以采用辅助杆作为辅助承力路径，模块化卫星外部最外层采用结构板30封装，起到热控以及阻挡辐射的作用，如图7所示。

可以设计微小卫星本体外形为长方体，由多个具有标准接口的立方体卫星模块堆叠而成。由于18孔球节接头的使用，卫星模块可进行多个方向的扩展，故也可用于将多个卫星模块堆叠成微小卫星。

优选地，考虑到卫星与火箭适配器的连接，模块化卫星最底层的一个卫星模块的底板与其它卫星模块的标准结构板略有区别。为了使整个卫星的力有效地传到适配器上，星箭相接的底板（即最底层的一个卫星模块的底板）中预埋了一个米字型中间有一圆环的承力框80，如图8所示。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。