一种设置有动量球装置的卫星结构

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1.本发明涉及卫星姿态控制技术领域，尤其涉及一种设置有动量球装置的卫星结构。

背景技术：

2.对于卫星的姿态控制而言，可以使用动量交换式执行机构来实现，对此需要安装4至6个执行部件以达到冗余控制的目的。但随着对姿态控制精度的要求日益提高，特别是对于执行快速应急任务的微纳卫星，上述的动量交换式执行机构引起的卫星结构机构振动已无法满足卫星姿态控制精度要求。目前还存在一种基于感应式动量球装置作为执行机构来改变卫星的姿态的控制方式，该方式通过对动量球球形转子三轴任意方向的旋转，可以快速实现卫星任意方向上的姿态机动控制。基于感应式动量球作为执行机构的卫星结构及卫星具有结构机构简单，重量小，姿态快速机动能力强等优点。
3.具体地，感应式动量球装置包括球体转子以及设置在球体转子外围的六个球碗状定子，定子中设置有盘型绕组，通过在绕组中流通三相交流电，可在定子附近空间产生随时间变化的旋转磁场，该磁场可以在铁磁导体的球体转子中产生感应电流，感应电流受磁场力的作用产生悬浮力及转矩，从而驱动球体转子旋转和悬浮。当动量球六个定子同时通电时，可以实现中央球体转子的三轴任意方向的旋转，从而实现卫星的任意角度姿态控制和姿态干扰力矩抵消。
4.另一方面，卫星通常包括限定出容纳空间的壳体以及容纳在容纳空间中的各种卫星单机。在这种情况下，如何以简单易行并且成本低廉的方式将上述的感应试动量球装置结合或装配至卫星中，使得动量球装置不干涉各种卫星单机的容纳空间，并且能以有利的方式实现姿态控制，成为目前亟需解决的问题。

技术实现要素：

5.为解决上述技术问题，本发明实施例期望提供一种设置有动量球装置的卫星结构，在使卫星能够通过动量球的旋转实现任意方向上的姿态控制的同时，能够以最简洁的方式将动量球装置结合在卫星中。
6.本发明的技术方案是这样实现的：
7.本发明实施例提供了一种设置有动量球装置的卫星结构，所述动量球装置包括球体和在所述球体的横向、纵向和竖向上设置在所述球体两侧的六个定子，所述卫星结构包括：
8.用于相应地固定所述六个定子并且共同构成闭合的第一正方体的六块中心板；
9.垂直固定在所述第一正方体的每个面的每个拐角处的第一类型杆；
10.相应地与所述第一正方体的六个面对应的六个第二类型杆组，每个第二类型杆组包括彼此平行的两根第二类型杆，每根第二类型杆固定至相邻的两根所述第一类型杆的末端处，并且分别与所述第一正方体的相邻的两个面对应的两根第二类型杆彼此垂直；
11.六块外围板，每块外围板固定至单个第二类型杆组中的每根第二类型杆，所述六块外围板共同构成闭合的第二正方体。
12.本发明实施例提供了一种设置有动量球装置的卫星结构，在能够设置动量球装置的同时，仅通过四种类型的构件，即中心板、第一类型杆、第二类型杆以及外围板便获得了具备完善功能的卫星架构，比如卫星单机可以安装在第一立方体与第二立方体的壳体之间的空间中，由此在生产这样的卫星结构时，仅需要制造四种类型的构件即可，极大地简化了卫星结构的生产过程并降低了生产成本，而且动量球装置安装于卫星结构的几何中心处，因此能够以有利的方式实现姿态控制。
附图说明
13.图1为根据本发明的实施例的卫星结构的立体示意图；
14.图2为应用于本发明的实施例的动量球装置的立体示意图；
15.图3为动量球装置的定子固定至根据本发明的实施例的卫星结构的中心板的立体示意图；
16.图4为示出了根据本发明的实施例的卫星结构的中心板、第一类型杆和第二类型杆的立体示意图；
17.图5为根据本发明的实施例的卫星结构的第一类型杆的立体示意图；
18.图6为根据本发明的实施例的卫星结构的第二类型杆的立体示意图；
19.图7为根据本发明的实施例的卫星结构的安装板的立体示意图；
20.图8为示出了根据本发明的实施例的卫星结构中的适于对安装板进行安装的两根第一类型杆的两块侧板的位置关系的立体示意图；
21.图9为示出了根据本发明的实施例的卫星结构中安装板被安装至图8中的两块侧板的立体示意图；
22.图10为示出了安装至根据本发明的实施例的卫星结构的各卫星单机与中心板之间的相互位置关系的立体示意图；
23.图11为根据本发明的实施例的卫星结构的外围板的立体示意图；
24.图12为根据本发明的另一实施例的卫星结构的立体示意图，其中示出了太阳能帆板处于展开状态；
25.图13为图12中示出的卫星结构的立体示意图，其中示出了太阳能帆板处于折叠状态。
具体实施方式
26.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
27.参见图1并结合图2至图4，本发明实施例提供了一种设置有如在图2中示出的动量球装置10的卫星结构1，具体地参见图2，所述动量球装置10包括球体11和在所述球体11的横向x、纵向y和竖向z上设置在所述球体11两侧的六个定子12，所述卫星结构1可以包括：
28.如在图1中示出并且在图3中更具体地示出的用于相应地固定所述六个定子12并且共同构成闭合的第一正方体c1的六块中心板20，由此所有的中心板20是完全相同的或者
说是可以通过“复制”获得的，其中在图3中出于清楚的目的仅示出了三块中心板20，示例性地，定子12可以通过高强度粘钢胶粘接至中心板20，另外如在图3中示出的，用于驱动动量球装置10工作或者说用于通过定子12使球体11转动的驱动器30可以设置在构成第一正方体c1的一块中心板20上；
29.如在图1中示出并且在图4中更具体地示出的垂直固定在所述第一正方体c1的每个面的每个拐角处的第一类型杆40，也就是说，卫星结构1总共包括有24根第一类型杆40，这里的“第一类型”指的是，所有的第一类型杆40也是完全相同的或者说也是可以通过“复制”获得的；
30.如在图1中示出并且在图4中更具体地示出的相应地与所述第一正方体c1的六个面对应的六个第二类型杆组g，每个第二类型杆组g包括彼此平行的两根第二类型杆50，也就是说，卫星结构1总共包括有12根第二类型杆50，这里的“第二类型”指的是，所有的第二类型杆50也是完全相同的或者说也是可以通过“复制”获得的，每根第二类型杆50固定至相邻的两根所述第一类型杆40的末端处，如在图4中，第二类型杆50-1固定至第一类型杆40-1和40-2的末端处，其他的第二类型杆50与此是类似的因此不再赘述，并且分别与所述第一正方体c1的相邻的两个面对应的两根第二类型杆50彼此垂直，如在图4中，第二类型杆50-1对应的第一正方体c1的面与第二类型杆50-2对应的第一正方体c1的面是相邻的或者说不是相对的，则第二类型杆50-1垂直于第二类型杆50-2，其他的第二类型杆50与此是类似的因此不再赘述；
31.如在图1中示出的六块外围板60，其中在图1中出于清楚的目的仅示出了三块外围板60，每块外围板60固定至单个第二类型杆组g中的每根第二类型杆50，所述六块外围板60共同构成闭合的第二正方体c2，由此所有的外围板60也是完全相同的或者说也是可以通过“复制”获得的。
32.在根据本发明的实施例的卫星结构1中，在能够设置动量球装置10的同时，仅通过四种类型的构件，即中心板20、第一类型杆40、第二类型杆50以及外围板60便获得了具备完善功能的卫星架构，比如卫星单机可以安装在第一立方体c1与第二立方体c2的壳体之间的空间中，由此在生产这样的卫星结构1时，仅需要制造四种类型的构件即可，极大地简化了卫星结构1的生产过程并降低了生产成本，而且动量球装置10安装于卫星结构1的几何中心处，因此能够以有利的方式实现姿态控制。
33.示例性地，第一正方体c1的边长可以为10cm，第二正方体c2的边长相应地可以为30cm，彼此相对的中心板20和外围板60之间的间距为10cm。
34.优选地，第一类型杆40和第二类型杆可以由铝合金制成。
35.优选地，安装板中心板20和外围板60可以为铝蜂窝夹层结构板，优点在于蜂窝夹层结构具有极大的弯曲刚性以及优异的气密性和隔热性，另外结构衰减大，可以使由冲击而引起的破坏停留在局部，因而龟裂难以扩展。
36.参见图5并结合图1或图4，所述第一类型杆40可以包括与所述末端相反的端部处的与所述第一类型杆40的纵向40l垂直的第一端板41，所述第一类型杆40以所述第一端板41与所述中心板20贴合的方式被固定。这样，实现了以“面与面贴合”的方式进行固定，由此能够使得第一类型杆40与中心板2之间的固定更为牢固或稳固，对于具体的固定方式而言，比如可以将第一端板41胶粘至中心板20，也可以在第一端板41中形成螺纹孔41h并且在中
心板20中形成附图中未示出的螺纹孔，以通过附图中未示出的螺钉实现固定。
37.继续参见图5并结合图1或图4，所述第一类型杆40还可以包括所述末端处的与所述第一类型杆40的纵向垂直的第二端板42，然后参见图6并结合图1或图4，所述第二类型杆50具有第一固定平面51并且以所述第一固定平面51与所述第二端板42贴合的方式被固定。这样，同样实现了以“面与面贴合”的方式进行固定，由此能够使得第二类型杆50与第一类型杆40之间的固定更为牢固或稳固，对于具体的固定方式而言，比如可以将第一固定平面51胶粘至第二端板42，也可以在第二端板42中形成螺纹孔42h并且在第二类型杆50中形成螺纹孔50h，以通过附图中未示出的螺钉实现固定。
38.仍然参见图5并结合图1或图4，所述第一类型杆40可以整体呈长方体状并且还包括彼此相邻的两块侧板43，所述第一类型杆40以所述两块侧板43分别与所述第一正方体c1的对应面共面的方式固定，并且参见图7并结合图8、图9和图10，所述卫星结构1还包括用于安装卫星分系统单机80的安装板70，所述安装板70固定至两根所述第一类型杆40的处于同一平面中的两个所述侧板43，如在图8中示例性地示出的，侧板43-1和43-2处于同一平面中，侧板43-2和43-3处于同一平面中，并且侧板43-3和43-4处于同一平面中，这样，参见图9，三块安装板70可以分别固定至侧板43-1和43-2之间、侧板43-2和43-3之间以及侧板43-3和43-4之间。这样，同样实现了以“面与面贴合”的方式进行固定，由此能够使得安装板70与第一类型杆40之间的固定更为牢固或稳固，对于具体的固定方式而言，比如可以将安装板70胶粘至侧板43，也可以在安装板70中形成螺纹孔70h并且在侧板43中形成螺纹孔43h，以通过附图中未示出的螺钉实现固定。具体地参见图10，卫星分系统单机80可以包括测控数传一体机80-1、综合电子模块80-2、锂离子电池80-3和载荷模块80-4等，其中图10中出于清楚的目的仅示出了各种卫星分系统单机80相对于第一正方体c1的位置关系，而省略了比如第一类型杆40和第二类型杆50。
39.在上述情况下，示例性地，第一类型杆50的长度可以为95mm，宽度和高度可以相等为10mm，也就是说，第一端板41和第二端板42可以整体上呈正方形，这两块板的厚度可以为2mm，而侧板43的厚度可以为1mm。
40.优选地，安装板70也可以为铝蜂窝夹层结构板。优选地，卫星分系统单机80可以通过螺钉固定至安装板70的内埋件，并且安装板70的表面的适当位置处可以敷设用于热控的热管。
41.返回参见图7，所述安装板70可以包括板体71和设置在所述板体71上的用于对所述卫星分系统单机80的附图中未示出的线缆进行限位的限位件72，其中，所述限位件72与所述板体71一起限定出通道70t，所述线缆通过穿过所述通道70t被限位。
42.返回参见图7并结合图1，所述第二类型杆50还可以具有与所述第一固定平面51平行的第二固定平面52，所述外围板60以与所述第二固定平面52贴合的方式被固定。类似地，由于同样实现了以“面与面贴合”的方式进行固定，外围板60与第二类型杆50之间的固定更为牢固或稳固，不再赘述。
43.优选地，第二类型杆50可以总体上呈长方体状，示例性地，第二类型杆50的长度可以为300mm，宽度可以为10mm，高度可以为5mm。
44.参见图11并结合图1，所述外围板60可以包括板体61和设置在所述板体61的两个边缘处的加强肋62，所述两个边缘与所述外围板60所固定于的第二类型杆50平行，并且所
述卫星结构1中相邻的两条加强肋62彼此固定，如在图1中示出的加强肋62-1和62-2彼此固定。这样，卫星结构1总共包括12条加强肋62，并且分别对应于第二立方体c2的12条棱，由此不仅能够使每块外围板60的强度增强，并且能够使六块外围板60构成的第二立方体c2的稳定性增强。
45.优选地，加强肋62的长度可以为290mm，宽度和高度可以均为5mm。
46.参见图11和图6并结合图1，所述加强肋62可以形成有凹形接合部62e，并且所述第二类型杆50的端部处形成有用于与所述凹形接合部62e配合的凸形接合部50e。这样，通过加强肋62与第二类型杆50之间的配合，进一步增强了六块外围板60构成的第二立方体c2的稳定性。
47.优选地，凹形接合部62e凹入加强肋62的深度可以为2mm。
48.参见图12和图13，所述卫星结构1还可以包括太阳能帆板90，所述太阳能帆板铰接在所述外围板60上以能够在如在图13中示出的与所述外围板60贴合的折叠状态以及如在图12中示出的不与所述外围板60贴合的展开状态之间切换。这样，在发射阶段，可以使太阳能帆板90处于折叠状态，以减小容纳空间便于发射，而在运行阶段，可以使太阳能帆板90处于展开状态，以接受太阳光的照射从而获得电能。
49.继续参见图12和图13，所述太阳能帆板90可以包括至少两个帆板单元91，其中图12和图13中示例性地示出了两个帆板单元91，所述至少两个帆板单元91相互铰接以使所述太阳能帆板90能够在如在图13中示出的所述至少两个帆板单元91相互贴合的折叠状态和如在图12中示出的所述至少两个帆板单元91不相互贴合的展开状态之间切换。这样，类似地，在发射阶段，可以使所述至少两个帆板单元91处于折叠状态，以减小容纳空间便于发射，而在运行阶段，可以使所述至少两个帆板单元91处于展开状态，以接受太阳光的照射从而获得电能。
50.需要说明的是：本发明实施例所记载的技术方案之间，在不冲突的情况下，可以任意组合。
51.以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：

1.一种设置有动量球装置的卫星结构，所述动量球装置包括球体和在所述球体的横向、纵向和竖向上设置在所述球体两侧的六个定子，其特征在于，所述卫星结构包括：用于相应地固定所述六个定子并且共同构成闭合的第一正方体的六块中心板；垂直固定在所述第一正方体的每个面的每个拐角处的第一类型杆；相应地与所述第一正方体的六个面对应的六个第二类型杆组，每个第二类型杆组包括彼此平行的两根第二类型杆，每根第二类型杆固定至相邻的两根所述第一类型杆的末端处，并且分别与所述第一正方体的相邻的两个面对应的两根第二类型杆彼此垂直；六块外围板，每块外围板固定至单个第二类型杆组中的每根第二类型杆，所述六块外围板共同构成闭合的第二正方体。2.根据权利要求1所述的卫星结构，其特征在于，所述第一类型杆包括与所述末端相反的端部处的与所述第一类型杆的纵向垂直的第一端板，所述第一类型杆以所述第一端板与所述中心板贴合的方式被固定。3.根据权利要求2所述的卫星结构，其特征在于，所述第一类型杆还包括所述末端处的与所述第一类型杆的纵向垂直的第二端板，所述第二类型杆具有第一固定平面并且以所述第一固定平面与所述第二端板贴合的方式被固定。4.根据权利要求3所述的卫星结构，其特征在于，所述第一类型杆整体呈长方体状并且还包括彼此相邻的两块侧板，所述第一类型杆以所述两块侧板分别与所述第一正方体的对应面共面的方式固定，并且所述卫星结构还包括用于安装卫星分系统单机的安装板，所述安装板固定至两根所述第一类型杆的处于同一平面中的两个所述侧板。5.根据权利要求4所述的卫星结构，其特征在于，所述安装板包括板体和设置在所述板体上的用于对所述卫星分系统单机的线缆进行限位的限位件，其中，所述限位件与所述板体一起限定出通道，所述线缆通过穿过所述通道被限位。6.根据权利要求3所述的卫星结构，其特征在于，所述第二类型杆还具有与所述第一固定平面平行的第二固定平面，所述外围板以与所述第二固定平面贴合的方式被固定。7.根据权利要求1所述的卫星结构，其特征在于，所述外围板包括板体和设置在所述板体的两个边缘处的加强肋，所述两个边缘与所述外围板所固定于的第二类型杆平行，并且所述卫星结构中相邻的两条加强肋彼此固定。8.根据权利要求7所述的卫星结构，其特征在于，所述加强肋形成有凹形接合部，并且所述第二类型杆的端部处形成有用于与所述凹形接合部配合的凸形接合部。9.根据权利要求1所述的卫星结构，其特征在于，所述卫星结构还包括太阳能帆板，所述太阳能帆板铰接在所述外围板上以能够在与所述外围板贴合的折叠状态以及不与所述外围板贴合的展开状态之间切换。10.根据权利要求9所述的卫星结构，其特征在于，所述太阳能帆板包括至少两个帆板单元，所述至少两个帆板单元相互铰接以使所述太阳能帆板能够在所述至少两个帆板单元相互贴合的折叠状态和所述至少两个帆板单元不相互贴合的展开状态之间切换。

技术总结

本发明实施例公开了一种设置有动量球装置的卫星结构，该动量球装置包括球体和在球体的横向、纵向和竖向上设置在球体两侧的六个定子，该卫星结构包括：用于相应地固定六个定子并且共同构成闭合的第一正方体的六块中心板；垂直固定在第一正方体的每个面的每个拐角处的第一类型杆；相应地与第一正方体的六个面对应的六个第二类型杆组，每个第二类型杆组包括彼此平行的两根第二类型杆，每根第二类型杆固定至相邻的两根第一类型杆的末端处，并且分别与第一正方体的相邻的两个面对应的两根第二类型杆彼此垂直；六块外围板，每块外围板固定至单个第二类型杆组中的每根第二类型杆，六块外围板共同构成闭合的第二正方体。外围板共同构成闭合的第二正方体。外围板共同构成闭合的第二正方体。