CN114476125B - 一种卫星平台结构 - Google Patents

Abstract

本发明涉及卫星技术领域，具体是一种卫星平台结构，包括能够封闭的梯形箱体和至少四个连接组件；梯形箱体包括第一侧舱板、第二侧舱板、第三侧舱板、第四侧舱板、第一底舱板和第二底舱板；第一侧舱板、第二侧舱板、第三侧舱板、第四侧舱板、第一底舱板和第二底舱板中的部分或全部预埋有连接组件，第一侧舱板、第二侧舱板、第三侧舱板、第四侧舱板、第一底舱板和第二底舱板中相邻的舱板可拆卸连接；本发明卫星平台结构的结构简单，进而大幅度缩短制造和装配的时间；且充分利用运载整流罩内的空间，节约发射空间；同时在第三侧舱板和第四侧舱板上均只设置有太阳帆板组件，这极大简化卫星平台结构开舱或封舱操作，进一步缩短测试时间，提高生产效率。

Description

一种卫星平台结构

技术领域

本发明涉及卫星技术领域，特别涉及一种卫星平台结构。

背景技术

近年来，我国遥感卫星技术取得长足进步，在国土资源、测绘、海洋观测、环境减灾等领域均取得成功应用，资源、天绘、高分、海洋等系列大中型遥感卫星的不断发射应用，标志着遥感卫星技术进入到工程应用阶段，为降低成本，提高研制效率，通用化、货架化的卫星平台技术成为研究热点。

并且在通信技术与中央处理器高速发展的趋势下，卫星产品也由原来的高轨、大卫星主导开始向小卫星星座变革，著名的由铱星星座、OneWeb星座和Starlink星座等，卫星由传统的数颗向数百、数千乃至数万颗方向发展，如Space-X的星链计划共4万多颗卫星，目前每月生产120颗卫星，这对传统的低轨星座的组建将会带来两方面的挑战：一是如何在短时间内制造大量卫星并保证其状态的一致性，二是如何充分利用运载条件，以最低成本最高效率完成数量级上增长的卫星的发射。

现有一吨量级及以上卫星多为一箭一星发射，少数一箭双星发射卫星需要运载制作专用的整流罩，或在两颗卫星之间制作专门的转接机构使卫星在发射过程中上下串联为一体。以百颗星的量级计算，就至少需要50次成功发射才能送星入轨。因此，以传统方式发射卫星是不可行的。

另一方面，现有通信卫星研制通常根据用户的不同需求进行设计、制造、装配与测试，其中制造、装配与测试周期长达十几至几十个月。这是由卫星的总体研制方案和卫星平台的构型设计共同决定的，因为中大型卫星载荷通常需要一个稳定的、高精度的构架作为支撑。这种构架通常是卫星完整的主承力结构，而非部分或单一的卫星平台结构板。在此基础上，卫星仪器设备的总装与各级测试才能按从内到外、从模块到整星的顺序依次穿插进行，历时较长。

基于现有技术存在的缺点，急需研究一种卫星平台结构，来解决上述问题。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明的提供了一种卫星平台结构，本发明通过将所述第一侧舱板、所述第二侧舱板、所述第三侧舱板、所述第四侧舱板、所述第一底舱板和所述第二底舱板通过所述连接组件可拆卸连接，形成密闭的梯形箱体，这使得卫星平台结构的结构简单，进而大幅度缩短制造和装配的时间；且朝向地面的尺寸较大，可为其上的载荷提供足够的安装空间，并有足够大的散热空间；朝向天面较小，这可减小卫星单机的包络尺寸，并且降低整体重量；同时梯形箱体能够最大程度的利用运载整流罩内的空间，便于采用运载火箭一箭多星并行发射，节约发射空间；同时在所述第三侧舱板和所述第四侧舱板上均只设置有用于提供电能的太阳帆板组件，这可极大简化卫星平台结构开舱或封舱操作，也有利于卫星平台结构后续的开舱电性能测试和常压试验，进一步缩短测试时间，提高生产效率。

本发明公开了一种卫星平台结构，包括能够封闭的梯形箱体和至少四个连接组件；

所述梯形箱体包括第一侧舱板、第二侧舱板、第三侧舱板、第四侧舱板、第一底舱板和第二底舱板；所述第一侧舱板和所述第二侧舱板相对设置，所述第三侧舱板和所述第四侧舱板相对设置；且所述第三侧舱板和所述第四侧舱板上均只设置有用于提供电能的太阳帆板组件；

所述第一侧舱板、所述第二侧舱板、所述第三侧舱板、所述第四侧舱板、所述第一底舱板和所述第二底舱板中的部分或全部预埋有所述连接组件，所述第一侧舱板、所述第二侧舱板、所述第三侧舱板、所述第四侧舱板、所述第一底舱板和所述第二底舱板中相邻的舱板可拆卸连接。

进一步地，所述第一侧舱板、所述第二侧舱板、所述第三侧舱板和所述第四侧舱板上均设置有所述连接组件；

所述第一侧舱板通过所述连接组件分别与所述第一底舱板和所述第二底舱板可拆卸连接；

所述第二侧舱板通过所述连接组件分别与所述第一底舱板和所述第二底舱板可拆卸连接；

所述第三侧舱板通过所述连接组件分别与所述第一底舱板和所述第二底舱板可拆卸连接；

所述第四侧舱板通过所述连接组件分别与所述第一底舱板和所述第二底舱板可拆卸连接。

进一步地，所述连接组件包括至少两个固定件；

设置有所述连接组件的舱板上开设有预埋孔，所述固定件固定设置在所述预埋孔内；

同一舱板上的至少两个固定件间隔设置，所述舱板通过设置在其上的至少两个固定件与相邻的两个舱板固定连接。

进一步地，所述固定件上设置有第一定位孔，所述第一定位孔内设置有定位件；

每个舱板上均设置有至少两个第二定位孔，所述定位件依次穿过所述第一定位孔和所述第二定位孔，以使相邻的两个舱板可拆卸连接。

进一步地，所述连接组件还包括密封件，所述密封件与所述固定件固定连接，所述密封件与所述固定件一一对应设置。

进一步地，所述固定件上还设置有至少一个第一安装孔；

所述密封件上设置有至少一个第二安装孔，所述第二安装孔内设置有连接件；

所述连接件依次穿过所述第一安装孔和所述第二安装孔，以使所述密封件与所述固定件固定连接，且所述密封件与所述固定件连接后，所述密封件覆盖在所述第一安装孔上。

进一步地，所述梯形箱体还包括至少一个加强舱板，所述第一侧舱板、至少一个加强舱板和所述第二侧舱板沿着所述第一底舱板的长度方向依次设置。

进一步地，所述第一侧舱板、所述第二侧舱板、所述第三侧舱板、所述第四侧舱板、所述第一底舱板和所述第二底舱板上均设置有所述连接组件；

所述第一侧舱板通过所述连接组件分别与所述第一底舱板和所述第二底舱板可拆卸连接；

所述第二侧舱板通过所述连接组件分别与所述第一底舱板和所述第二底舱板可拆卸连接；

所述加强舱板的四个侧面通过至少四个所述连接组件分别与所述第一底舱板、所述第四侧舱板、所述第二底舱板和所述第三侧舱板可拆卸连接。

进一步地，所述第一侧舱板、所述第二侧舱板、所述第三侧舱板、所述第四侧舱板、所述第一底舱板和所述第二底舱板的每个侧面均设置有至少两个连接孔。

进一步地，所述第一侧舱板上设置有测传模块和综电模块，所述第二侧舱板上设置有能源模块；所述第一底舱板上设置有推进模块和姿控模块，所述第二底舱板上设置有载荷模块。

实施本发明实施例，具有如下有益效果：

本发明通过将所述第一侧舱板、所述第二侧舱板、所述第三侧舱板、所述第四侧舱板、所述第一底舱板和所述第二底舱板通过所述连接组件可拆卸连接，形成密闭的梯形箱体，这使得卫星平台结构的结构简单，进而大幅度缩短制造和装配的时间；且朝向地面的尺寸较大，可为其上的载荷提供足够的安装空间，并有足够大的散热空间；朝向天面较小，这可减小卫星单机的包络尺寸，并且降低整体重量；同时梯形箱体能够最大程度的利用运载整流罩内的空间，便于采用运载火箭一箭多星并行发射，节约发射空间；同时在所述第三侧舱板和所述第四侧舱板上均只设置有用于提供电能的太阳帆板组件，这可极大简化卫星平台结构开舱或封舱操作，也有利于卫星平台结构后续的开舱电性能测试和常压试验，进一步缩短测试时间，提高生产效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单的介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还能够根据这些附图获得其它附图。

图1为本实施例所述卫星平台结构的结构图；

图2为本实施例具有加强舱板的卫星平台结构的结构图；

图3为本实施例所述梯形箱体的结构图；

图4为本实施例具有加强舱板的所述梯形箱体的结构图；

图5为本实施例所述梯形箱体的***图；

图6为本实施例所述固定件的轴测图；

图7为本实施例所述固定件的主视图；

图8为本实施例第一角度下所述固定件的截面图；

图9为本实施例第二角度下所述固定件的截面图；

图10为本实施例所述固定件和所述密封件连接后的结构图。

其中，图中附图标记对应为：

1-梯形箱体；2-连接组件；11-第一侧舱板；12-第二侧舱板；13-第三侧舱板；14-第四侧舱板；15-第一底舱板；16-第二底舱板；17-加强舱板；18-连接孔；21-固定件；22-密封件；211-第一定位孔；212-第一安装孔；221-第二安装孔。

具体实施方式

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，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、***、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

现有技术存在以下缺点：现有通信卫星研制通常根据用户的不同需求进行设计、制造、装配与测试，其中制造、装配与测试周期长达十几至几十个月。这是由卫星的总体研制方案和卫星平台的构型设计共同决定的，因为中大型卫星载荷通常需要一个稳定的、高精度的构架作为支撑。这种构架通常是卫星完整的主承力结构，而非部分或单一的卫星平台结构板。在此基础上，卫星仪器设备的总装与各级测试才能按从内到外、从模块到整星的顺序依次穿插进行，历时较长。

针对现有技术的缺陷，本发明通过将所述第一侧舱板、所述第二侧舱板、所述第三侧舱板、所述第四侧舱板、所述第一底舱板和所述第二底舱板通过所述连接组件可拆卸连接，形成密闭的梯形箱体，这使得卫星平台结构的结构简单，进而大幅度缩短制造和装配的时间；且朝向地面的尺寸较大，可为其上的载荷提供足够的安装空间，并有足够大的散热空间；朝向天面较小，这可减小卫星单机的包络尺寸，并且降低整体重量；同时梯形箱体能够最大程度的利用运载整流罩内的空间，便于采用运载火箭一箭多星并行发射，节约发射空间；同时在所述第三侧舱板和所述第四侧舱板上均只设置有用于提供电能的太阳帆板组件，这可极大简化卫星平台结构开舱或封舱操作，也有利于卫星平台结构后续的开舱电性能测试和常压试验，进一步缩短测试时间，提高生产效率。

实施例1

参见附图1～图10，本实施例提供了一种卫星平台结构，包括能够封闭的梯形箱体1和至少四个连接组件2；

梯形箱体1包括第一侧舱板11、第二侧舱板12、第三侧舱板13、第四侧舱板14、第一底舱板15和第二底舱板16；第一侧舱板11和第二侧舱板12相对设置，第三侧舱板13和第四侧舱板14相对设置；且第三侧舱板13和第四侧舱板14上均只设置有用于提供电能的太阳帆板组件；

第一侧舱板11、第二侧舱板12、第三侧舱板13、第四侧舱板14、第一底舱板15和第二底舱板16中的部分或全部预埋有连接组件2，第一侧舱板11、第二侧舱板12、第三侧舱板13、第四侧舱板14、第一底舱板15和第二底舱板16中相邻的舱板可拆卸连接。

需要说明的是：本实施例中，通过将第一侧舱板11、第二侧舱板12、第三侧舱板13、第四侧舱板14、第一底舱板15和第二底舱板16通过连接组件2可拆卸连接，形成密闭的梯形箱体，这使得卫星平台结构的结构简单，进而大幅度缩短制造和装配的时间；且朝向地面的尺寸较大，可为其上的载荷提供足够的安装空间，并有足够大的散热空间；朝向天面较小，这可减小卫星单机的包络尺寸，并且降低整体重量；同时梯形箱体能够最大程度的利用运载整流罩内的空间，便于采用运载火箭一箭多星并行发射，节约发射空间；同时在第三侧舱板13和第四侧舱板14上均只设置有用于提供电能的太阳帆板组件，这可极大简化卫星平台结构开舱或封舱操作，也有利于卫星平台结构后续的开舱电性能测试和常压试验，进一步缩短测试时间，提高生产效率。

还需要说明的是：设置梯形箱体可最大程度的利用运载整流罩内的空间，便于采用运载火箭一箭多星并行发射，节约发射空间，且本实施例中的卫星平台结构适用1000kg以下卫星；并且第一角度为沿固定件21D-D方向，第二角度为沿固定件21F-F方向。

具体地，发射装星时第二侧舱板12朝下，第二底舱板16朝运载火箭中心的外圈，这样可以最大程度的利用运载火箭整流罩内的空间。同时，这样设计保证了第二底舱板16的尺寸面积，可为载荷天线提供足够的安装空间，对地面也有足够大的整星散热面。

在一些可能的实施例中，第一侧舱板11、第二侧舱板12、第三侧舱板13、第四侧舱板14、第一底舱板15和第二底舱板16均为铝蜂窝板；在本实施例中仅基于铝蜂窝板来满足卫星平台结构的强度，不用碳纤维框架、承力筒等结构附件，结构形式简单，制造成本低。

在一些可能的实施例中，第一侧舱板11、第二侧舱板12、第三侧舱板13和第四侧舱板14上均设置有连接组件2；

第一侧舱板11通过连接组件2分别与第一底舱板15和第二底舱板16可拆卸连接；

第二侧舱板12通过连接组件2分别与第一底舱板15和第二底舱板16可拆卸连接；

第三侧舱板13通过连接组件2分别与第一底舱板15和第二底舱板16可拆卸连接；

第四侧舱板14通过连接组件2分别与第一底舱板15和第二底舱板16可拆卸连接。

具体地，第一侧舱板11、第二侧舱板12、第三侧舱板13、第四侧舱板14、第一底舱板15和第二底舱板16上设置的连接组件2的数量和连接组件2的位置均不进行限定，只要保证各个舱板之间连接稳定，且能够各个舱板连接后能够保证卫星平台结构的安装精度即可，在此不进行限定。

在一些可能的实施例中，第三侧舱板13和第四侧舱板14上均不设置连接组件，第一底舱板15和第二底舱板16上设置有连接组件2，第一底舱板15通过连接组件2分别与第三侧舱板13和第四侧舱板14可拆卸连接；第二底舱板16通过连接组件2分别与第三侧舱板13和第四侧舱板14可拆卸连接，以保证各个舱板之间的连接稳定性。

在其他可能的实施例中，第一底舱板15和第二底舱板16上不设置连接组件2，第三侧舱板13和第四侧舱板14上设置有连接组件2，第三侧舱板13通过连接组件2分别与第一侧舱板11和第二侧舱板12可拆卸连接；第四侧舱板14通过连接组件2分别与第一侧舱板11和第二侧舱板12可拆卸连接，以保证各个舱板之间的连接稳定性。

在另一些可能的实施例中，第一底舱板15和第二底舱板16上设置连接组件2，第一底舱板15通过连接组件2分别与第一侧舱板11、第二侧舱板12、第三侧舱板13和第四侧舱板14中的任意一个或多个连接；第二底舱板16通过连接组件2分别与第一侧舱板11、第二侧舱板12、第三侧舱板13和第四侧舱板14中的任意一个或多个连接；以使整个卫星平台结构连接稳固，避免出现舱板脱落的情况，进而保证整个卫星平台结构的运行稳定性。

在一些可能的实施例中，连接组件2包括至少两个固定件21；

设置有连接组件2的舱板上开设有预埋孔，固定件21固定设置在预埋孔内；

同一舱板上的至少两个固定件21间隔设置，舱板通过设置在其上的至少两个固定件21与相邻的两个舱板固定连接。

具体地，舱板上预埋孔的数量与舱板上的固定件21的数量相一致，且两者的位置相对应。

具体地，每个连接组件2中固定件21的数量和设置的位置均根据实际情况进行设定，在此不进行设定。

在一些可能的实施例中，当设置在第一侧舱板11上的连接组件2包括两个固定件21，第一侧舱板11通过一个固定件21与第二底舱板16连接，第一侧舱板11通过另一个固定件21与第一底舱板15连接，以保证相邻的舱板相对固定，提高舱板之间的连接稳定性。

在一些可能的实施例中，固定件21上设置有第一定位孔211，第一定位孔211内设置有定位件；

每个舱板上均设置有至少两个第二定位孔，定位件依次穿过第一定位孔211和第二定位孔，以使相邻的两个舱板可拆卸连接，通过设置定位件和固定件21相配合，能够使两个舱板快速安装或组装，并能够通过机器人进行舱板之间的装配，机器人只要将定位件设置在固定件21内后，即完成舱板之间的精准定位，而无需人工再次进行舱板之间安装精度的调整，这极大缩短了组装的时间。

具体地，第一定位孔211为定位销孔或螺纹孔；当第一定位孔211为定位销孔时，与其对应的第二定位孔也为定位销孔，设置在第一定位孔211内的定位件为定位销，定位销依次穿过两个定位销孔，以使相邻的两个舱板可拆卸连接，同时通过定位销可以快速保证舱板机械化组合时的装配精度，设计简单、操作方便，这提高了生产效率。

当第一定位孔211为螺纹孔时，与其对应的第二定位孔也为螺纹孔，设置在第一定位孔211内的定位件为螺钉，螺钉依次经过两个螺纹孔，以使相邻的两个舱板可拆卸连接，同时也提高了相邻的两个舱板之间的组装或拆卸速度，提高生产效率。

具体地，各舱板两两连接处预先设置连接组件2。在后续需要拆解卫星时，可在拆卸完成后，依靠定位件进行定位迅速完成卫星平台结构的复位，并能保证卫星平台结构的装配精度，而不需要花费时间再进行精调，进一步提高生产效率。

在一些可能的实施例中，连接组件2还包括密封件22，密封件22与固定件21固定连接，密封件22与固定件21一一对应设置。

在一些可能的实施例中，固定件21上还设置有至少一个第一安装孔212；

密封件22上设置有至少一个第二安装孔221，第二安装孔221内设置有连接件；

连接件依次穿过第一安装孔212和第二安装孔221，以使密封件22与固定件21固定连接，且密封件22与固定件21连接后，密封件22覆盖在第一安装孔212上；通过将密封件22覆盖在固定件21上，避免定位件在卫星平台结构运行时发生脱落，而影响整个卫星平台结构的连接稳定性，进而影响卫星平台结构运行的安全性。

在一些可能的实施例中，梯形箱体1还包括至少一个加强舱板17，第一侧舱板11、至少一个加强舱板17和第二侧舱板12沿着第一底舱板15的长度方向依次设置。

具体地，当第一侧舱板11和第二侧舱板12之间的垂直距离大于800mm时，需增加加强舱板17来保持卫星平台结构的刚度，设置加强舱板17的卫星平台结构可适应1000kg重量以内的卫星。

在一些可能的实施例中，当加强舱板17为两个时，第一侧舱板11、第二侧舱板12、第三侧舱板13、第四侧舱板14、第一底舱板15和第二底舱板16上均设置有一个连接组件2；

第一侧舱板11通过一个连接组件2分别与第一底舱板15和第二底舱板16可拆卸连接；

第二侧舱板12通过一个连接组件2分别与第一底舱板15和第二底舱板16可拆卸连接；

第三侧舱板13通过一个连接组件2分别与两个加强舱板17的第一侧面可拆卸连接；

第四侧舱板14通过一个连接组件2分别与两个加强舱板17的第二侧面可拆卸连接；

第一底舱板15通过一个连接组件2分别与两个加强舱板17的的第三侧面可拆卸连接；

第二底舱板16通过一个连接组件2分别与两个加强舱板17的的第四侧面可拆卸连接；此时，连接组件2均包括两个固定件21。

在一些可能的实施例中，当加强舱板17的数量为两个时，两个加强舱板17上均不设置连接组件2，第一侧舱板11、第二侧舱板12、第三侧舱板13、第四侧舱板14和第二底舱板16上均设置有一个连接组件2，第一底舱板15设置两个连接组件2时，第一底舱板15通过一个连接组件2与一个加强舱板17的的一个侧面可拆卸连接。

在一些可能的实施例中，第一侧舱板11、第二侧舱板12、第三侧舱板13、第四侧舱板14、第一底舱板15和第二底舱板16上均设置有连接组件2；

第一侧舱板11通过连接组件2分别与第一底舱板15和第二底舱板16可拆卸连接；

第二侧舱板12通过连接组件2分别与第一底舱板15和第二底舱板16可拆卸连接；

加强舱板17的四个侧面通过至少四个连接组件2分别与第一底舱板15、第四侧舱板14、第二底舱板16和第三侧舱板13可拆卸连接。

在一些可能的实施例中，第一侧舱板11、第二侧舱板12、第三侧舱板13、第四侧舱板14、第一底舱板15和第二底舱板16的每个侧面均设置有至少两个连接孔18，这提供了舱板快速夹持的设计形式，使机器人在组装卫星平台结构时，能够对每个舱板进行抓取，实现快速的自动化装配，同时提高卫星平台拆卸和装配的便捷性。

具体地，连接孔18的轴线方向与对应的舱板的厚度方向相一致。

在一些可能的实施例中，第一侧舱板11上设置有测传模块和综电模块，第二侧舱板12上设置有能源模块；第一底舱板15上设置有推进模块和姿控模块，第二底舱板16上设置有载荷模块。

在一些可能的实施例中，沿着梯形箱体1的高度方向，梯形箱体1的截面为等腰梯形；第一侧舱板11和第二侧舱板12相互平行，且两者尺寸相同；第一底舱板15和第二底舱板16相互平行，且第一底舱板15的尺寸小于第二底舱板16的尺寸。

在一些可能的实施例中，卫星单机根据***功能进行模块化布局，分别就近安装，每个舱板具有进行独立的功能，方便每个舱板分别进行电性能测试，也能够缩短线缆长度；具体在第一底舱板15的一侧设置有第一测控天线，第一底舱板15的另一侧设置有推进模块和姿控模块；

第二底舱板16的一侧设置有第二测控天线、载荷天线和数传天线，第二底舱板16的另一侧设置有载荷模块；

第一侧舱板11的一侧设置有测传模块和综电模块，第一侧舱板11的另一侧设置有第一星敏感器；

第二侧舱板12的一侧设置有能源模块，第二侧舱板12的另一侧设置有第二星敏感器。

卫星平台结构的组装过程：按照第一底舱板15、第一侧舱板11、第二侧舱板12和第二底舱板16的顺序进行组装；对梯形箱体内的组件进行检测；同时在保证第三侧舱板13和第四侧舱板14待安装平面的精度后，再将第三侧舱板13和第四侧舱板14进行安装。

虽然本发明已经通过优选实施例进行了描述，然而本发明并非局限于这里所描述的实施例，在不脱离本发明范围的情况下还包括所作出的各种改变以及变化。

在本文中，所涉及的前、后、上、下等方位词是以附图中零部件位于图中以及零部件相互之间的位置来定义的，只是为了表达技术方案的清楚及方便。应当理解，方位词的使用不应限制本申请请求保护的范围。

在不冲突的情况下，本文中上述实施例及实施例中的特征能够相互结合。

以上所揭露的仅为本发明一种较佳实施例而已，当然不能以此来限定本发明之权利范围，因此依本发明权利要求所作的等同变化，仍属本发明所涵盖的范围。

Claims (9)

1.一种卫星平台结构，其特征在于，包括能够封闭的梯形箱体(1)和至少四个连接组件(2)；

所述梯形箱体(1)包括第一侧舱板(11)、第二侧舱板(12)、第三侧舱板(13)、第四侧舱板(14)、第一底舱板(15)和第二底舱板(16)；所述第一侧舱板(11)和所述第二侧舱板(12)相对设置，所述第三侧舱板(13)和所述第四侧舱板(14)相对设置；且所述第三侧舱板(13)和所述第四侧舱板(14)上均只设置有用于提供电能的太阳帆板组件；第一侧舱板(11)的一侧设置有测传模块和综电模块，第一侧舱板(11)的另一侧设置有第一星敏感器；第二侧舱板(12)的一侧设置有能源模块，第二侧舱板(12)的另一侧设置有第二星敏感器；第一底舱板(15)的一侧设置有第一测控天线，第一底舱板(15)的另一侧设置有推进模块和姿控模块；第二底舱板(16)的一侧设置有第二测控天线、载荷天线和数传天线，第二底舱板(16)的另一侧设置有载荷模块；

所述第一侧舱板(11)、所述第二侧舱板(12)、所述第三侧舱板(13)、所述第四侧舱板(14)、所述第一底舱板(15)和所述第二底舱板(16)中的部分或全部预埋有所述连接组件(2)，所述第一侧舱板(11)、所述第二侧舱板(12)、所述第三侧舱板(13)、所述第四侧舱板(14)、所述第一底舱板(15)和所述第二底舱板(16)中相邻的舱板可拆卸连接。

2.根据权利要求1所述的一种卫星平台结构，其特征在于，所述第一侧舱板(11)、所述第二侧舱板(12)、所述第三侧舱板(13)和所述第四侧舱板(14)上均设置有所述连接组件(2)；

所述第一侧舱板(11)通过所述连接组件(2)分别与所述第一底舱板(15)和所述第二底舱板(16)可拆卸连接；

所述第二侧舱板(12)通过所述连接组件(2)分别与所述第一底舱板(15)和所述第二底舱板(16)可拆卸连接；

所述第三侧舱板(13)通过所述连接组件(2)分别与所述第一底舱板(15)和所述第二底舱板(16)可拆卸连接；

所述第四侧舱板(14)通过所述连接组件(2)分别与所述第一底舱板(15)和所述第二底舱板(16)可拆卸连接。

3.根据权利要求1所述的一种卫星平台结构，其特征在于，所述连接组件(2)包括至少两个固定件(21)；

设置有所述连接组件(2)的舱板上开设有预埋孔，所述固定件(21)固定设置在所述预埋孔内；

同一舱板上的至少两个固定件(21)间隔设置，所述舱板通过设置在其上的至少两个固定件(21)与相邻的两个舱板固定连接。

4.根据权利要求3所述的一种卫星平台结构，其特征在于，所述固定件(21)上设置有第一定位孔(211)，所述第一定位孔(211)内设置有定位件；

每个舱板上均设置有至少两个第二定位孔，所述定位件依次穿过所述第一定位孔(211)和所述第二定位孔，以使相邻的两个舱板可拆卸连接。

5.根据权利要求4所述的一种卫星平台结构，其特征在于，所述连接组件(2)还包括密封件(22)，所述密封件(22)与所述固定件(21)固定连接，所述密封件(22)与所述固定件(21)一一对应设置。

6.根据权利要求5所述的一种卫星平台结构，其特征在于，所述固定件(21)上还设置有至少一个第一安装孔(212)；

所述密封件(22)上设置有至少一个第二安装孔(221)，所述第二安装孔(221)内设置有连接件；

所述连接件依次穿过所述第一安装孔(212)和所述第二安装孔(221)，以使所述密封件(22)与所述固定件(21)固定连接，且所述密封件(22)与所述固定件(21)连接后，所述密封件(22)覆盖在所述第一安装孔(212)上。

7.根据权利要求1所述的一种卫星平台结构，其特征在于，所述梯形箱体(1)还包括至少一个加强舱板(17)，所述第一侧舱板(11)、至少一个加强舱板(17)和所述第二侧舱板(12)沿着所述第一底舱板(15)的长度方向依次设置。

8.根据权利要求7所述的一种卫星平台结构，其特征在于，所述第一侧舱板(11)、所述第二侧舱板(12)、所述第三侧舱板(13)、所述第四侧舱板(14)、所述第一底舱板(15)和所述第二底舱板(16)上均设置有所述连接组件(2)；

所述第一侧舱板(11)通过所述连接组件(2)分别与所述第一底舱板(15)和所述第二底舱板(16)可拆卸连接；

所述第二侧舱板(12)通过所述连接组件(2)分别与所述第一底舱板(15)和所述第二底舱板(16)可拆卸连接；

所述加强舱板(17)的四个侧面通过至少四个所述连接组件(2)分别与所述第一底舱板(15)、所述第四侧舱板(14)、所述第二底舱板(16)和所述第三侧舱板(13)可拆卸连接。

9.根据权利要求1所述的一种卫星平台结构，其特征在于，所述第一侧舱板(11)、所述第二侧舱板(12)、所述第三侧舱板(13)、所述第四侧舱板(14)、所述第一底舱板(15)和所述第二底舱板(16)的每个侧面均设置有至少两个连接孔(18)。