[发明专利]一种微型卫星用多功能承力结构

说明书

技术领域

本发明属于航天器结构设计领域，具体地说，涉及一种微型卫星用多功能承力结构。

背景技术

在航天技术发展的过程中,航天器携带大量单机设备、拥有承载单机设备的高性能结构；目前大部分单机设备仍然采用安装于航天器主结构的方式，结构仅有承载和传递载荷的功能。多功能结构是指利用同一结构实现不同的功能，如将控制电路、热管理装置、主承载结构和单机接口集成为一个结构产品，使其同时具备电路、结构和单机设备的功能，是航天器实现性能提升和功能集成的重要途径。为了满足微型卫星高功能密度和集成度的要求，提出一种将单机和单机设备集成为一体结构，该结构能够作为一台单机进行安装调试，也可以作为卫星承力主结构传递外部载荷，同时单机设备与结构均可进行扩展；结构与功能单机一体设计，结构的多种功能之间互不影响，界限分明。克服其现有技术中结构功能单一的问题。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种微型卫星用多功能承力结构，用于集成度要求高的微小卫星结构；结构与功能单机一体设计，将单机结构与星体结构融合，一体装配；单机设备与结构均可进行扩展,实现了结构的多用途功能；结构的多种功能之间互不影响，功能密度高，重量轻、体积小，承载能力大。多功能承力结构可用于微型卫星的主承力结构，也可用于大卫星中主承力结构的附属承力结构。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括综合电子模块、GNC模块、支撑框架，其特点是，支撑框架固定在综合电子模块上部，GNC模块位于支撑框架内；本体结构的外部为长方体，采用底座和顶面作为安装接口；

所述综合电子模块从下向上依次由第五电子模块单板、第四电子模块单板、第三电子模块单板、第二电子模块单板、第一电子模块单板逐层堆叠而成，GNC控制计算机单板位于综合电子模块上部,各电子模块单板和GNC控制计算机单板四角有安装孔通过螺栓固连；第五电子模块单板两侧端各有一对连接凸耳，连接凸耳中心有通孔,连接凸耳底面与第五电子模块单板外底面在同一平面；

所述GNC模块包括三轴集成微飞轮、三台单轴微飞轮、微机械陀螺、GNC控制计算机单板,GNC控制计算机单板和综合电子模块位于支撑框架底板下部；三轴集成微飞轮和三台单轴微飞轮分别固定在支撑框架底板上不同方向；微机械陀螺固定在支撑框架底板中间部位；

所述支撑框架包括第一支撑框侧板、第二支撑框侧板、第三支撑框侧板、第四支撑框侧板和支撑框架底板，四块支撑框侧板外侧面上部各有两个对称的连接凸耳，连接凸耳中心有通孔，四块支撑框侧板下部各有螺孔分别与支撑框架底板上部四边的长方体凸块上的螺孔配合,第一支撑框侧板与第三支撑框侧板的内侧面两端各有长方体凸块，凸块侧面均布有螺孔，第二支撑框侧板与第四支撑框侧板两端均布有螺孔，且与第一支撑框侧板和第三支撑框侧板两端的长方体凸块上的螺孔配合，四块支撑框侧板与支撑框架底板通过螺钉固定连接。

所述支撑框框架采用轻质高强度镁锂合金材料。

所述综合电子模块为轻质高强度镁锂合金材料。

有益效果

本发明提出的一种微型卫星多功能承力结构，将单机屏蔽壳体、卫星承力板和GNC单机设备集成为一个方盒结构，作为一台单机进行安装调试，也可作为卫星承力主结构传递外部载荷，同时具有一定的扩展性，可在其上安装其它单机设备。与国内外其它多功能结构相比，本发明多功能承力结构具有以下特点:结构与功能单机一体设计，将单机结构与星体结构融合，一体装配；实现了结构的多用途，单机设备与结构均可以进行扩展；结构的多种功能之间互不影响，功能密度高，重量轻、体积小，承载能力大。多功能承力结构可以用于微型卫星的主承力结构，也可以用于大卫星中主承力结构的附属承力结构。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种微型卫星多功能承力结构作进一步详细说明。

图1为本发明微型卫星多功能承力结构组成示意图。

图2为本发明微型卫星多功能承力结构外形示意图。

图3为本发明应用实施例示意图。

图中:

1.综合电子模块 2.支撑框架 3.支撑框架底板 4.第一支撑框侧板 5.单轴微飞轮

6.第二支撑框侧板   7.三轴集成微飞轮    8.微机械陀螺   9.第三支撑框侧板

10.第四支撑框侧板       11.GNC控制计算机单板      12.第一电子模块单板

13.第二电子模块单板      14.第三电子模块单板      15.第四电子模块单板