[发明专利]一种面向星座部署的小卫星构型及模块化组装方法

权利要求书

1.一种面向星座部署的小卫星构型，其特征在于，包括载荷模块(1-0)、服务模块(2-0)、推进模块(3-0)、+Y板(41)、-Y板(42)、太阳翼(411)、蓄电池组(312)；

载荷模块(1-0)包括+Z板(11)、+X板(12)、隔板(13)，以及安装在+Z板(11)外侧和+X板(12)外侧的星外载荷设备；

服务模块2-0包括-Z板(21)、安装在-Z板(21)两端的太敏(211)和星敏(212)、安装在-Z板(21)内侧的综合电子单元(213)和太阳翼帆板驱动机构(214)；

推进模块(3-0)包括-X板(31)、安装在-X板(31)外侧的电推力器(311)、安装在-X板(31)内侧的氙气瓶(313)和电推控制单元(314)；

蓄电池组(312)根据整星质量安装在-X板(31)的外侧或+X板(12)的外侧；

太阳翼(411)安装在+Y板(41)和-Y板(42)上；

+X板(12)、-X板(31)、+Y板(41)、-Y板(42)、+Z板(11)、-Z板(21)组成横截面为梯形的直角六面体；隔板位于直角六面体内；

卫星-Z板(21)留有多处星箭连接口(215)，用于与运载器连接；

载荷模块(1-0)整体呈L型结构，在直角六面体中，+Z板(11)的面积最大；

+X板(12)、-X板(31)、+Y板(41)、-Y板(42)、+Z板(11)、-Z板(21)、隔板(13)均采用铝蒙皮蜂窝结构板制成；

小卫星模块化组装方法，包括如下步骤：

(1)载荷模块(1-0)、服务模块(2-0)、推进模块(3-0)并行开展总装测试，其中载荷模块(1-0)通过地面工装进行结构保持；

(2)推进模块(3-0)与服务模块(2-0)进行对接，形成L型结构，构成平台模块，该模块通过地面工装进行结构保持；

(3)起吊载荷模块(1-0)，与平台模块进行对接；

(4)安装+Y板(41)、-Y板(42)，构成星本体；

(5)安装太阳翼(411)，完成整星装配；

其中，太阳翼采用带簧铰链与星本体连接。

2.一种面向星座部署的小卫星构型，其特征在于，包括载荷模块(1-0)、服务模块(2-0)、推进模块(3-0)、+Y板(41)、-Y板(42)、太阳翼(411)、蓄电池组(312)；

载荷模块(1-0)包括+Z板(11)、+X板(12)、隔板(13)，以及安装在+Z板(11)、+X板(12)、隔板(13)上的载荷设备；

服务模块(2-0)包括-Z板(21)、安装在-Z板(21)上的平台设备；

推进模块(3-0)包括-X板(31)、安装在-X板(31)上的电推进设备；

蓄电池组(312)根据整星质量安装在-X板(31)的外侧或+X板(12)的外侧；

太阳翼(411)安装在+Y板(41)和-Y板(42)上；

+X板(12)、-X板(31)、+Y板(41)、-Y板(42)、+Z板(11)、-Z板(21)组成横截面为梯形的直角六面体；隔板位于直角六面体内；

卫星-Z板(21)留有多处星箭连接口(215)，用于与运载器连接；

载荷模块(1-0)整体呈L型结构，在直角六面体中，+Z板(11)的面积最大；

+X板(12)、-X板(31)、+Y板(41)、-Y板(42)、+Z板(11)、-Z板(21)、隔板(13)均采用铝蒙皮蜂窝结构板制成；

小卫星模块化组装方法，包括如下步骤：

(1)载荷模块(1-0)、服务模块(2-0)、推进模块(3-0)并行开展总装测试，其中载荷模块(1-0)通过地面工装进行结构保持；

(2)推进模块(3-0)与服务模块(2-0)进行对接，形成L型结构，构成平台模块，该模块通过地面工装进行结构保持；

(3)起吊载荷模块(1-0)，与平台模块进行对接；

(4)安装+Y板(41)、-Y板(42)，构成星本体；

(5)安装太阳翼(411)，完成整星装配；

其中，太阳翼采用带簧铰链与星本体连接。

3.根据权利要求1或2所述的小卫星构型，其特征在于，采用热控漆对卫星进行热控。