一种适应批产的通用卫星平台的制作方法

1.本发明属于卫星总体技术领域，涉及一种适应批产的通用卫星平台。


背景技术：

2.近年来，大规模低轨互联网星座发展如火如荼。在需求和市场牵引下，国外知名企业如oneweb、spacex和telseat公司，相继推出了oneweb、starlink和lightspeed等新一代低轨星座项目。由于低轨星座投资巨大、技术复杂、迭代更新快，对系统的批产设计及验证提出了更高要求。从国外建成、在建及规划的中低轨星座系统来看，卫星均采用成熟高可靠的通用平台研制，其中泰雷兹
·
阿莱尼亚公司基于其成熟的elitebus-1000平台，承担iridium-next、globalstar-2、o3b、lightspeed四大系统建设任务。此外，除传统的通信和互联网业务外，低轨星座还朝着多用途方向的发展，iridium-next卫星上预留了专门的区域搭载航空监视载荷，spacex公司最新推出的“星盾”(starshield)项目，除包含传统的通信载荷外，还具备搭载对地观测和托管载荷的能力。以上需求对低轨卫星设计、生产、制造、发射等各方面都提出了很高要求，要求卫星平台具备低成本、通用化、多适应、可扩展及可批产等特点。
3.传统的卫星平台一般主要面向特定的载荷应用开发(如通信、遥感及科学试验用途等)，卫星发射重量适应范围较小，为适应不同类型载荷及发射重量差别较大的卫星，往往需要卫星平台进行较大的更改，甚至卫星平台设计推倒重来，通用化、扩展性及多适应能力有待加强，卫星研制时间和经费成本开销较大；此外，传统卫星平台虽然采用了部分模块化解耦设计理念，但距离真正实现完全批量化生产需求的取消结构部装、单板总装、模块集成尚存在一定差距，从设计源头上难以实现年产上百颗星的大规模批产需求。


技术实现要素：

4.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种适应批产的通用卫星平台，采用框架式通用结构和模块化总装设计，星体长度可根据需要灵活扩展，预留搭载区域以适应不同类型有效载荷，满足大规模低轨星座对卫星平台低成本、通用化、多适应、可扩展及可批产的要求。
5.本发明解决技术的方案是：
6.一种适应批产的通用卫星平台，包括载荷模块、服务模块、推进模块、蓄电池模块、2个太阳翼模块和底板；其中，载荷模块水平放置；服务模块固定安装在载荷模块的底部；底板水平安装在服务模块的底部；蓄电池模块安装在底板的上表面；2个太阳翼模块对称安装在服务模块的两侧壁处；推进模块安装在服务模块的轴端侧壁处。
7.在上述的一种适应批产的通用卫星平台，所述载荷模块包括载荷模块+z板和载荷模块+x板；载荷模块+z板为水平放置的板状结构；载荷模块+x板竖直安装在载荷模块+z板的底部；载荷模块+z板上表面中间区域安装有搭载载荷；搭载载荷两侧分别安装用户a天线和用户b天线；载荷模块+z板上表面的4个角点处分别安装1个用户c天线；载荷模块+x板的
外表面安装馈电天线；载荷模块+z板和载荷模块+x板的内表面安装舱内载荷设备。
8.在上述的一种适应批产的通用卫星平台，所述推进模块包括推进模块-x板、电推力器、氙气瓶和电推控制单元；其中，推进模块-x板为竖直放置的倒置梯形板状结构；电推力器安装在推进模块-x板的外侧壁；氙气瓶安装在推进模块-x板的内侧壁；电推控制单元安装在推进模块-x板的内侧壁。
9.在上述的一种适应批产的通用卫星平台，所述蓄电池模块包括电池板和蓄电池组；其中，电池板为水平安装在底板上表面的板状结构；蓄电池组安装在电池板的上表面。
10.在上述的一种适应批产的通用卫星平台，所述服务模块包括服务模块+y板、服务模块-y板和框架模块；其中，框架模块安装在载荷模块的底部；服务模块+y板、服务模块-y板对称安装在框架模块的两侧壁处。
11.在上述的一种适应批产的通用卫星平台，所述服务模块+y板的内表面安装有综合电子单元、+y太阳帆板驱动机构、测控组件；服务模块-y板的内表面安装有电源控制单元、-y太阳帆板驱动机构、星载计算机。
12.在上述的一种适应批产的通用卫星平台，所述框架模块包括结构框架、框架模块+x隔板和框架模块-x隔板；
13.其中，结构框架为倒置梯形截面的框架结构；框架模块+x隔板和框架模块-x隔板对称设置在结构框架内；结构框架的底部两端分别安装有太阳敏感器组件；框架模块+x隔板上安装有星敏感器组件；框架模块-x隔板上安装有动量轮组件。
14.在上述的一种适应批产的通用卫星平台，所述框架模块+x隔板和框架模块-x隔板将结构框架内腔分为+x舱段、-x舱段和中间舱段；+x舱段和-x舱段长度保持不变，中间舱段长度根据需求实现调整。
15.在上述的一种适应批产的通用卫星平台，所述结构框架包括框架角条、星箭接头、框架接头和隔板接头；其中，框架角条截面为l形，与星箭接头、框架接头、隔板接头采用胶螺方式连接；框架角条、星箭接头、框架接头及隔板接头上提供螺纹孔，用于+x板、-x板、+y板、-y板、+z板、电池板、底板、+x隔板和-x隔板与结构框架连接；4个星箭接头作为卫星平台的接口与运载分配器连接。
16.在上述的一种适应批产的通用卫星平台，所述2个太阳翼模块分别安装在服务模块+y板和服务模块-y板外表面；载荷模块+x板、推进模块-x板、服务模块+y板、服务模块-y板、载荷模块+z板、电池板和底板围绕框架模块组成横截面为梯形的直角六面体。
17.本发明与现有技术相比的有益效果是：
18.(1)本发明的通用卫星平台采用彻底的模块化设计，
±
x板、
±
y板、+z板、电池板等舱板支持单板，载荷模块、服务模块、推进模块、蓄电池模块和太阳翼模块支持并行总装测试，大幅缩短了卫星的研制周期，适应卫星批量化生产的需求；
19.(2)本发明的通用卫星平台在+z板中间位置设置搭载载荷安装区域，有利于减小了整星的转动惯量及x、y向质心偏移，显著改善了主动段载荷的力学环境；此外，提供一定范围内的重量、尺寸及散热能力包络，适应通信、导航、遥感等多种类型有效载荷搭载应用需求，满足卫星平台多适应的要求；
20.(3)本发明的通用卫星平台采用三舱段通用化设计，星体梯形截面尺寸综合考虑兼容多型运载火箭优化设计后保持不变，卫星平台分系统设备配套和布局位置保持相对固
化，中间舱段根据卫星规模不同可灵活进行裁剪或扩展，平台通用性、扩展性好；
21.(4)本发明的通用卫星平台采用框架式承力结构，提供稳定可靠的装配基准，借助地面工装，可适应结构分解、模块总装、对接集成等多种工况下，卫星总装所需的结构变形和形位精度要求，有利于提升卫星总装集成效率；
22.(5)本发明的通用卫星平台通过高精度模板和定位销，保证卫星舱板和结构框架的孔位连接精度，太阳翼和天线的安装精度通过单板机械加工保证，取消了传统的卫星结构部装环节，大幅提升了卫星结构生产效率；
23.(6)本发明的通用卫星平台采用各舱板独立散热的方案，各舱板之间无耦合。与各舱板耦合散热(采用单相流体回路或者外贴热管)方案相比，单板独立散热方案虽然散热能力相对较弱，但减少了总装阶段实施工序，便于卫星批量化生产，同时具有可靠性高的优点；
24.(7)本发明的通用卫星平台采用截面为梯形的直角六面体结构，构型最大程度的适应壁挂式一箭多星发射，适应多型运载火箭组批发射需求，有利于提升星座部署效率。
附图说明
25.图1为卫星平台模块分解示意图；
26.图2为卫星平台组合示意图；
27.图3为卫星平台详细分解示意图；
28.图4为框架模块示意图；
29.图5为卫星平台舱段划分示意图；
30.图6为结构框架示意图；
31.图7卫星平台单板及模块化总装示意图。
具体实施方式
32.下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
33.本发明提供了一种适应批产的通用卫星平台，本发明的平台采用框架式通用结构和模块化总装设计，星体长度可根据需要灵活扩展，预留搭载区域以适应不同类型有效载荷，满足大规模低轨星座对卫星平台低成本、通用化、多适应、可扩展及可批产的要求。
34.为便于描述，给出卫星的本体坐标系(o-xyz)坐标系定义如下：
35.坐标原点o：4个星箭接头组成星箭分离面的理论矩形中心；
36.z轴：沿坐标原点指向靠近星体方向；
37.x轴：垂直于x板方向，以指向+x板为正；
38.y轴：与x、z轴成右手系。
39.通用卫星平台，如图1、图2所示，具体包括载荷模块1、服务模块2、推进模块3、蓄电池模块4、2个太阳翼模块5和底板61；其中，载荷模块1水平放置；服务模块2固定安装在载荷模块1的底部；底板61水平安装在服务模块2的底部；蓄电池模块4安装在底板61的上表面；2个太阳翼模块5对称安装在服务模块2的两侧壁处；推进模块3安装在服务模块2的轴端侧壁处。5个模块在功能、结构上相对独立，使得上述模块能够快速、并行开展总装测试工作。
40.如图3所示，载荷模块1包括载荷模块+z板11和载荷模块+x板12；载荷模块+z板11
为水平放置的板状结构；载荷模块+x板12竖直安装在载荷模块+z板11的底部；载荷模块+z板11上表面中间区域安装有搭载载荷111；搭载载荷111两侧分别安装用户a天线112和用户b天线113；载荷模块+z板11上表面的4个角点处分别安装1个用户c天线114；载荷模块+x板12的外表面安装馈电天线121；载荷模块+z板11和载荷模块+x板12的内表面安装舱内载荷设备。
41.其中，载荷设备安装在+z板11和+x板12内外侧，高热耗星外载荷利用整星散热面资源进行热控设计，以降低载荷热控设计难度；搭载载荷111安装在+z板11外表面中间区域，有利于减小了整星的转动惯量及x、y向质心偏移，显著改善了主动段载荷的力学环境。此外，该区域提供一定范围内的重量、尺寸及散热能力包络，适应通信、导航、遥感等多种类型有效载荷应用需求，满足卫星平台多适应的要求；用户a天线112、用户b天线113分别安装在搭载载荷111的
±
x侧，4副用户c天线114安装在+z板11的4个角点；馈电天线121安装在+x板12外表面；舱内载荷设备安装在+z板11和+x板12内表面。
42.载荷设备集中安装在+z板11和+x板12上，借助地面工装可在载荷模块1状态下完成载荷设备的总装和测试工作，与卫星平台总装解耦，有利于提升卫星总装测试效率。
43.推进模块3包括推进模块-x板31、电推力器311、氙气瓶312和电推控制单元313；其中，推进模块-x板31为竖直放置的倒置梯形板状结构；电推力器311安装在推进模块-x板31的外侧壁；氙气瓶312安装在推进模块-x板31的内侧壁；电推控制单元313安装在推进模块-x板31的内侧壁。
44.蓄电池模块4包括电池板41和蓄电池组411；其中，电池板41为水平安装在底板61上表面的板状结构；蓄电池组411安装在电池板41的上表面。
45.服务模块2包括服务模块+y板21、服务模块-y板22和框架模块7；其中，框架模块7安装在载荷模块1的底部；服务模块+y板21、服务模块-y板22对称安装在框架模块7的两侧壁处。
46.服务模块+y板21的内表面安装有综合电子单元211、+y太阳帆板驱动机构212、测控组件213；服务模块-y板22的内表面安装有电源控制单元221、-y太阳帆板驱动机构222、星载计算机223。
47.如图4所示，框架模块7包括结构框架71、框架模块+x隔板72和框架模块-x隔板73；其中，结构框架71为倒置梯形截面的框架结构；框架模块+x隔板72和框架模块-x隔板73对称设置在结构框架71内；结构框架71的底部两端分别安装有太阳敏感器组件711；框架模块+x隔板72上安装有星敏感器组件721；框架模块-x隔板73上安装有动量轮组件731。
48.如图5所示，框架模块+x隔板72和框架模块-x隔板73将结构框架71内腔分为+x舱段701、-x舱段702和中间舱段703；+x舱段701和-x舱段702长度保持不变，中间舱段703长度根据需求实现调整。
49.如图6所示，结构框架71包括框架角条713、星箭接头714、框架接头715和隔板接头716；其中，框架角条713截面为l形，与星箭接头714、框架接头715、隔板接头716采用胶螺方式连接；框架角条713、星箭接头714、框架接头715及隔板接头716上提供螺纹孔，用于+x板12、-x板31、+y板21、-y板22、+z板11、电池板41、底板61、+x隔板72和-x隔板73与结构框架71连接；4个星箭接头714作为卫星平台的接口与运载分配器连接。
50.2个太阳翼模块5分别安装在服务模块+y板21和服务模块-y板22外表面；载荷模块
+x板12、推进模块-x板31、服务模块+y板21、服务模块-y板22、载荷模块+z板11、电池板41和底板61围绕框架模块7组成横截面为梯形的直角六面体。梯形角度和截面尺寸统筹考虑一箭多星发射、卫星散热、星外大部件设备布局需求优化确定，梯形截面尺寸(不含扩展)约为530mm
×
1550mm
×
700mm(梯形下底边
×
梯形上底边
×
梯形高度)，梯形底角为54
°
。此外，由于卫星截面呈梯形，+z板11可提供更大布局和散热面积，可满足大型天线或其它大型载荷设备的安装和散热要求，同时能充分利用了整流罩空间，提高了运载整流罩空间利用率。卫星采用壁挂式布局适应运载火箭一层五星的布局需求，采用两层布局最大可支持一箭十星发射需求，大幅了提升了星座发射部署效率。
51.平台设备主要安装在+y板21、-y板22、框架模块7(包含结构框架71、+x隔板72、-x隔板73)、-x板31及电池板41上；综合电子单元211、+y太阳帆板驱动机构212、测控组件213等设备安装在+y板21内表面；电源控制单元221、-y太阳帆板驱动机构222、星载计算机223等设备安装在-y板22内表面；太阳敏感器组件711等设备安装在结构框架71上-x侧，敏感器周围视场无遮挡；星敏感器组件721等设备安装在+x隔板72的-x侧，敏感器周围视场无遮挡；动量轮组件731等设备安装在-x隔板73的+x侧和-x侧；电推进设备集中安装在-x板31，电推力器311安装在-x板31外侧，氙气瓶312和电推控制单元313安装在-x板31内侧；蓄电池组411采取独立的热控设计，安装在电池板41内表面。
52.平台设备集中安装在+y板21、-y板22、框架模块7(包含结构框架71、+x隔板72、-x隔板73)、-x板31及电池板41上，借助地面工装可实现+y板21、-y板22、-x板31及电池板41的单板总装及框架模块7的模块总装，相互之间完全解耦，可大幅提升总装测试效率。
53.电池板41、-z板61上安装设备较少或不安装设备，在电池板41、-z板61拆除或未安装的情况下，使用结构框架71上对应电池板41、-z板61的安装位置作为整星操作口，便于星体内的操作实施。
54.如图3、4、5所示，卫星平台截面尺寸保持不变，+x隔板72和-x隔板73将卫星平台分为+x舱段701、-x舱段702和中间舱段703共3个舱段，+x舱段701和-x舱段702长度保持不变，中间舱段703长度可根据卫星的配置规模不同灵活调整；此外，卫星平台各分系统设备配套和在舱段内的布局位置保持相对不变。上述设计兼顾了卫星平台通用化及可扩展的要求，平台可根据不同的卫星规模需要裁减或扩展为若干个子型；此外，该设计便于卫星平台的标准化和产品化管理，大部分卫星结构和星上电子产品可实现共用互换，地面支持设备可共用，有效降低了卫星的研制成本，便于实现卫星的规模化生产。
55.卫星采用无部装设计，卫星平台通过标准模板和定位销保证卫星舱板和结构框架71的连接精度，太阳翼和天线的安装精度通过单板机加保证，结构生产完成后直接交付总装，提升了卫星结构生产效率，有效缩短了卫星研制周期。
56.卫星采用热控解耦设计，舱板间无耦合热管，通过选用新型热控涂层(osr、白漆)等手段增强单板散热能力，满足整星散热需求，减少了总装阶段实施工序，便于卫星批量化生产，同时具有可靠性高的优点。
57.如图6所示，结构框架71由12根框架角条713、4个星箭接头714、4个框架接头715、8个隔板接头716组成；其中，框架角条713截面为l形，框架角条713与星箭接头714、框架接头715、隔板接头716采用胶螺方式连接，组成横截面为梯形的框架结构；框架角条713、星箭接头714、框架接头715及隔板接头716上提供螺纹孔，用于+x板12、-x板31、+y板21、-y板22、+z
板11、电池板41、-z板61、+x隔板72、-x隔板73与结构框架71连接；4个星箭接头714作为卫星平台的接口与运载分配器连接。采用框架式结构具备如下优势：首先，框架式结构使得结构存在稳定的装配基准，便于各结构板独立拆装和模块化；其次，框架式结构中框架的刚度和接口精度好，可以为模块的快速装配提供基础。
58.如图2、图3、图7所示，卫星平台5个模块围绕结构框架71提供的可靠装配基准进行总装，借助地面工装满足卫星总装所需的结构变形和形位精度要求，其中+z板11、+x板12、+y板21、-y板22、-x板31、电池板41适应单板总装需求，操作空间开敞，便于自动化装配设备(如机械臂、自动化测试设备等)的大规模应用，适应卫星批量化生产的需求，整星组装方法如下：
59.(1)载荷模块1的+z板11和+x板12通过地面工装进行结构保持，形成”l”形结构，开展地面总装、集成及测试；
60.(2)服务模块2的+y板21、-y板22、框架模块7分别通过地面工装进行结构保持，并行开展地面总装、集成及测试；
61.(3)推进模块3的-x板31、蓄电池模块4的电池板41、太阳翼模块5分别通过地面工装进行结构保持，并行开展地面总装、集成及测试；
62.(4)+y板21、-y板22与框架模块7对接，形成服务模块2；
63.(5)推进模块3与服务模块2对接；
64.(6)载荷模块1的+x板12、+z板11分别与服务模块2对接；
65.(7)蓄电池模块4、-z板61分别与服务模块2对接，形成星本体；
66.(8)安装太阳模块5，含+y太阳翼51和-y太阳翼52，完成整星总装。
67.本发明的通用卫星平台采用彻底的模块化设计，
±
x板、
±
y板、+z板、电池板等舱板支持单板，载荷模块、服务模块、推进模块、蓄电池模块和太阳翼模块支持并行总装测试，大幅缩短了卫星的研制周期，适应卫星批量化生产的需求；在+z板中间位置设置搭载载荷安装区域，有利于减小了整星的转动惯量及x、y向质心偏移，显著改善了主动段载荷的力学环境；此外，提供一定范围内的重量、尺寸及散热能力包络，适应通信、导航、遥感等多种类型有效载荷搭载应用需求，满足卫星平台多适应的要求。
68.本发明的通用卫星平台采用三舱段通用化设计，星体梯形截面尺寸综合考虑兼容多型运载火箭优化设计后保持不变，卫星平台分系统设备配套和布局位置保持相对固化，中间舱段根据卫星规模不同可灵活进行裁剪或扩展，平台通用性、扩展性好；提供稳定可靠的装配基准，借助地面工装，可适应结构分解、模块总装、对接集成等多种工况下，卫星总装所需的结构变形和形位精度要求，有利于提升卫星总装集成效率。
69.本发明的通用卫星平台通过高精度模板和定位销，保证卫星舱板和结构框架的孔位连接精度，太阳翼和天线的安装精度通过单板机械加工保证，取消了传统的卫星结构部装环节，大幅提升了卫星结构生产效率；采用各舱板独立散热的方案，各舱板之间无耦合。与各舱板耦合散热(采用单相流体回路或者外贴热管)方案相比，单板独立散热方案虽然散热能力相对较弱，但减少了总装阶段实施工序，便于卫星批量化生产，同时具有可靠性高的优点。
70.本发明的通用卫星平台采用截面为梯形的直角六面体结构，构型最大程度的适应壁挂式一箭多星发射，适应多型运载火箭组批发射需求，有利于提升星座部署效率。
71.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

技术特征：
1.一种适应批产的通用卫星平台，其特征在于：包括载荷模块(1)、服务模块(2)、推进模块(3)、蓄电池模块(4)、2个太阳翼模块(5)和底板(61)；其中，载荷模块(1)水平放置；服务模块(2)固定安装在载荷模块(1)的底部；底板(61)水平安装在服务模块(2)的底部；蓄电池模块(4)安装在底板(61)的上表面；2个太阳翼模块(5)对称安装在服务模块(2)的两侧壁处；推进模块(3)安装在服务模块(2)的轴端侧壁处。2.根据权利要求1所述的一种适应批产的通用卫星平台，其特征在于：所述载荷模块(1)包括载荷模块+z板(11)和载荷模块+x板(12)；载荷模块+z板(11)为水平放置的板状结构；载荷模块+x板(12)竖直安装在载荷模块+z板(11)的底部；载荷模块+z板(11)上表面中间区域安装有搭载载荷(111)；搭载载荷(111)两侧分别安装用户a天线(112)和用户b天线(113)；载荷模块+z板(11)上表面的4个角点处分别安装1个用户c天线(114)；载荷模块+x板(12)的外表面安装馈电天线(121)；载荷模块+z板(11)和载荷模块+x板(12)的内表面安装舱内载荷设备。3.根据权利要求2所述的一种适应批产的通用卫星平台，其特征在于：所述推进模块(3)包括推进模块-x板(31)、电推力器(311)、氙气瓶(312)和电推控制单元(313)；其中，推进模块-x板(31)为竖直放置的倒置梯形板状结构；电推力器(311)安装在推进模块-x板(31)的外侧壁；氙气瓶(312)安装在推进模块-x板(31)的内侧壁；电推控制单元(313)安装在推进模块-x板(31)的内侧壁。4.根据权利要求3所述的一种适应批产的通用卫星平台，其特征在于：所述蓄电池模块(4)包括电池板(41)和蓄电池组(411)；其中，电池板(41)为水平安装在底板(61)上表面的板状结构；蓄电池组(411)安装在电池板(41)的上表面。5.根据权利要求4所述的一种适应批产的通用卫星平台，其特征在于：所述服务模块(2)包括服务模块+y板(21)、服务模块-y板(22)和框架模块(7)；其中，框架模块(7)安装在载荷模块(1)的底部；服务模块+y板(21)、服务模块-y板(22)对称安装在框架模块(7)的两侧壁处。6.根据权利要求5所述的一种适应批产的通用卫星平台，其特征在于：所述服务模块+y板(21)的内表面安装有综合电子单元(211)、+y太阳帆板驱动机构(212)、测控组件(213)；服务模块-y板(22)的内表面安装有电源控制单元(221)、-y太阳帆板驱动机构(222)、星载计算机(223)。7.根据权利要求6所述的一种适应批产的通用卫星平台，其特征在于：所述框架模块(7)包括结构框架(71)、框架模块+x隔板(72)和框架模块-x隔板(73)；其中，结构框架(71)为倒置梯形截面的框架结构；框架模块+x隔板(72)和框架模块-x隔板(73)对称设置在结构框架(71)内；结构框架(71)的底部两端分别安装有太阳敏感器组件(711)；框架模块+x隔板(72)上安装有星敏感器组件(721)；框架模块-x隔板(73)上安装有动量轮组件(731)。8.根据权利要求7所述的一种适应批产的通用卫星平台，其特征在于：所述框架模块+x隔板(72)和框架模块-x隔板(73)将结构框架(71)内腔分为+x舱段(701)、-x舱段(702)和中间舱段(703)；+x舱段(701)和-x舱段(702)长度保持不变，中间舱段(703)长度根据需求实现调整。9.根据权利要求8所述的一种适应批产的通用卫星平台，其特征在于：所述结构框架
(71)包括框架角条(713)、星箭接头(714)、框架接头(715)和隔板接头(716)；其中，框架角条(713)截面为l形，与星箭接头(714)、框架接头(715)、隔板接头(716)采用胶螺方式连接；框架角条(713)、星箭接头(714)、框架接头(715)及隔板接头(716)上提供螺纹孔，用于+x板(12)、-x板(31)、+y板(21)、-y板(22)、+z板(11)、电池板(41)、底板(61)、+x隔板(72)和-x隔板(73)与结构框架(71)连接；4个星箭接头(714)作为卫星平台的接口与运载分配器连接。10.根据权利要求9所述的一种适应批产的通用卫星平台，其特征在于：所述2个太阳翼模块(5)分别安装在服务模块+y板(21)和服务模块-y板(22)外表面；载荷模块+x板(12)、推进模块-x板(31)、服务模块+y板(21)、服务模块-y板(22)、载荷模块+z板(11)、电池板(41)和底板(61)围绕框架模块(7)组成横截面为梯形的直角六面体。

技术总结
本发明涉及一种适应批产的通用卫星平台，属于卫星总体技术领域；包括载荷模块、服务模块、推进模块、蓄电池模块、2个太阳翼模块和底板；其中，载荷模块水平放置；服务模块固定安装在载荷模块的底部；底板水平安装在服务模块的底部；蓄电池模块安装在底板的上表面；2个太阳翼模块对称安装在服务模块的两侧壁处；推进模块安装在服务模块的轴端侧壁处；本发明的平台采用框架式通用结构和模块化总装设计，星体长度可根据需要灵活扩展，预留搭载区域以适应不同类型有效载荷，满足大规模低轨星座对卫星平台低成本、通用化、多适应、可扩展及可批产的要求。求。求。


技术研发人员：姚延风 李峰 裴胜伟 黄华 范为 李修峰 王益红 王伟 肖伟 韩崇巍
受保护的技术使用者：中国空间技术研究院
技术研发日：2023.03.08
技术公布日：2023/6/27