CN109878761A - 楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种测量卫星技术领域的楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法。卫星构型包括平台服务舱、楔形扩展舱、伸展杆组件、矢量磁力仪、标量磁力仪、朗缪尔探针和热离子成像仪，平台服务舱内嵌于楔形扩展舱，伸展杆组件与平台服务舱顶板及楔形扩展舱相连接，矢量磁力仪与标量磁力仪安装于伸展杆组件，朗缪尔探针和热离子成像仪安装于平台服务舱，卫星为内桁架主承力结构与箱板式舱体结合，形成桁架支撑的双固定翼太阳电池阵构型，星箭对接环与平台服务舱底板相连，楔形扩展舱斜面安装低冲击锁紧解锁机构。本发明具有能源供应足、气动阻力小、整星磁洁净和电洁净、展开冲击小和结构空间利用率高的优点。

Description

楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法

技术领域

本发明涉及测量卫星技术领域，具体地，涉及一种楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法。

背景技术

应用于测量地球磁场的空间物理场测量卫星，整星要求磁洁净即剩磁矩极低、电洁净即悬浮电势比同类卫星低1个数量级，重量约200kg，其有效载荷远离星体4m以上，且指向精度满足载荷指向的极高要求，载荷状态确定精度要求很高。

目前，已有的卫星构型因设计时对磁洁净和电洁净及有效载荷展开到星体外较远距离的设计考虑不充分，没有达到如此高的磁洁净和电洁净要求；同时，受限于刚度和轻量化相互矛盾的限制，长距离展开后不能保证如此高的有效载荷指向精度和状态确定精度；且由于气动阻力的存在，卫星寿命较短。

因此，急需设计一种磁洁净、电洁净、长寿命和轻量化的空间物理场测量卫星以满足地球磁场测量及其他空间科学探测的应用需求。

经对现有技术的检索，申请号为CN200610055908.8的中国发明专利公开了一种被动测轨系统，其包括3-10个被动地面测量站、1个中心处理站和10-100个卫星导航精度监测参考站，其特征在于：被动地面测量站是由二面天线组成的干涉测量天线对或由3-4面天线组成的短基线干涉小阵，该被动地面测量站设置在导航覆盖区域边缘，是不发射无线电信号，仅接收卫星信号的测量站；该被动地面测量站利用各面天线接收到卫星信号，采用信号波形相关，测得卫星至天线的时差，从而求得程差D；所述中心处理站设置由二面天线组成的天线对或四面天线组成的短基线测量干涉小阵，其通过通信链路接收所述被动地面测量站的测量数据程差D，通过多站交会计算，冗余求得卫星的空间位置；所述卫星导航精度监测参考站设置在卫星导航覆盖地域内，且在所述卫星导航精度监测参考站内基点位置已精确测定，并在所述基点上安装高精度导航监测接收机；利用所述监测参考站得到双频接收机测量值，这些测量值包括：从系统中心处理站经卫星转发后到监测参考站接收机之间的双频的伪距和载波相位测量值或监测参考站对流层时延；这些测量值在监测参考站经过双频载波平滑处理，处理后的伪距扣除卫星经电离层时的时延估计值、卫星到监测参考站的电离层时延估计值、卫星到监测参考站的对流层时延估计值、监测参考站到卫星的几何距离，得到卫星到监测参考站的伪距残差；其中，卫星经电离层时的时延是用双频接收机的码、载波测量值计算得到；所有监测参考站的伪距残差送到中心处理站的数据处理中心进行处理；通过卫星导航精度监测参考站将得到的卫星到导航精度监测参考站的伪距残差送到中心处理站的数据处理中心进行处理，经过数据处理中心统一处理与解算便可得到卫星位置的矢量改正值，从而实现导航卫星定轨的二次高精度修正。此发明在能源供应、气动阻力、整星磁洁净和电洁净等方面效果不好。

发明内容

针对现有技术的缺陷，本发明的目的是提供一种楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法，本发明研制的楔形空间物理场测量卫星构型适用于长期在轨运行，降低了卫星飞行的大气阻力，延长了卫星在轨服役时间。

本发明涉及一种楔形空间物理场测量卫星构型，包括：平台服务舱、楔形扩展舱、伸展杆组件、无冲击铰链、双固定翼太阳电池阵、矢量磁力仪、标量磁力仪、热离子成像仪、朗缪尔探针；所述平台服务舱内埋于楔形扩展舱，形成箱框式轻量化主承力结构；所述楔形扩展舱为内桁架与箱板结合，形成桁架支撑的双翼固定太阳阵构型；所述伸展杆组件与无冲击铰链组合，形成大角度展开承载结构；所述矢量磁力仪与标量磁力仪安装于伸展杆组件之上，形成指向精度和状态保持精度较高的构型；所述热离子成像仪与朗缪尔探针为辅助测量装置，安装于平台服务舱外。

优选地，还包括三头星敏感器，伸展杆组件上有相应安装部位，三头星敏感器分别设置在三个安装面，且三头星敏感器光轴在空间中两两成60°角。

优选地，平台服务舱采用箱板隔框式承力筒结构，包括中心圆柱框架式承力筒、服务舱底板、服务舱中板、服务舱顶板、服务舱上舱隔板、服务舱下舱隔板和服务舱各侧板，各相邻的侧板之间及侧板与上下隔板之间通过钛合金螺钉连接。

优选地，楔形扩展舱采用内桁架箱板式结构，包括楔形扩展舱多框梁式桁架、扩展舱顶板、扩展舱中层板、扩展舱隔板、扩展舱上侧板、扩展舱斜侧板、扩展舱左侧板、扩展舱右侧板、扩展舱左翼基板、扩展舱右翼基板，各框架通过碳-碳复合材料接头连接，顶板、侧板、隔板之间通过螺钉与多框梁式桁架相连接，扩展舱左翼基板和扩展舱右翼基板均与扩展舱上侧板成45°角。

优选地，伸展杆组件采用T800型碳纤维绕制而成，包括内杆组件、外杆组件、无冲击铰链，其中内杆组件长2.7米，外杆组件长2.3米，伸展杆组件的内杆组件与外杆组件通过无冲击铰链连接，铰链展开极限角度为180°。

优选地，所述楔形卫星构型外观尺寸为5560mm×1930mm×1020mm，星体主结构尺寸即不含伸展杆组件和突出物的尺寸为3175mm×1930mm×800mm。

优选地，所述平台服务舱框架式承力筒为轻质镁铝合金材料，平台服务舱各箱板为轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板，平台服务舱外形尺寸为800mm×800mm×600mm。

优选地，所述楔形扩展舱多框梁式桁架为碳-碳复合材料接头与T700型碳纤维复合材料绕制而成的方杆型材对接而成，扩展舱中层板、隔板和各侧板为轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板，扩展舱顶板和斜板为硅基防热陶瓷层涂覆的铝蜂窝层合板，扩展舱外整体形尺寸为3175mm×1930mm×800mm。

优选地，所述伸展杆组件为矩形截面空心筒，采用T800型高强度碳纤维树脂基复合材料，内杆组件长度2700mm，外杆组件长度2300mm，内杆组件与外杆组件截面尺寸相同，内杆组件与外杆组件的空心筒内两端及中部分别布置有轻质铝合金加强埋件。

优选地，所述扩展舱左翼基板和右翼基板上用于铺设空间太阳能电池阵及其电路。

作为本发明的另一方面，楔形空间物理场测量卫星的具体装配方法如下：

第一步，将星箭连接环安装至平台服务舱底板，将框架式承力筒安装至平台服务舱底板，下隔板安装至平台服务舱底板并与框架式承力筒连接，平台服务舱中板与框架式承力筒和下隔板连接，上隔板与框架式承力筒和中板连接，平台服务舱顶板与上隔板和框架式承力筒顶部相连，各侧板依次与上隔板、下隔板、中板相连，形成平台服务舱；

第二步，将扩展舱1#框-6#框依次与1#竖梁-12#竖梁、1#边梁-10#边梁、1#斜梁-8#斜梁通过复合材料接头拼接，形成扩展舱多框梁式桁架，在此基础上安装扩展舱顶板、隔板、中层板，形成楔形扩展舱；

第三步，在步骤一和步骤二的基础上，将平台服务舱内嵌于楔形扩展舱的1#框和2#框之间，并与1#框、2#框以及1#竖梁～4#竖梁通过钛合金螺钉进行多点连接，形成的组合体为竖直姿态，并以星箭连接环固定在地面工装上；

第四步，在步骤三的基础上，内杆组件通过底部法兰装配于平台服务舱顶板，同时3#框、5#框上的固定座与内杆组件通过对敲螺钉连接，扩展舱顶板上安装的对接耳片将内杆组件头部的连接座固定，无冲击铰链带压缩弹簧一端与内杆组件头部连接座固定，铰链另一端与外杆组件连接；

第五步，在步骤四的基础上，将扩展舱上侧板、扩展舱斜侧板、扩展舱左侧板、扩展舱右侧板、扩展舱左翼基板、扩展舱右翼基板依次安装到扩展舱多框梁式桁架上，扩展舱斜侧板上安装3个锁紧解锁机构，再将外杆组件通过锁紧解锁机构的锁紧绳套连接到扩展舱斜侧板上；

第六步，在步骤五的基础上，装配矢量磁力仪、标量磁力仪、星敏感器头部到伸展杆组件上，装配朗缪尔探针、热离子成像仪到平台服务舱上；

第七步，在步骤六的基础上，在右翼基板、左翼基板、扩展舱上侧板安装太阳电池阵。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明的楔形空间物理场测量卫星构型适用于长期在轨运行,降低了卫星飞行的大气阻力，延长了卫星在轨服役时间；

2、本发明的楔形空间物理场测量卫星构型可以应用于低地球轨道空间物理场测量卫星、微重力试验卫星、对地遥感卫星等，卫星具有磁洁净、电洁净、长寿命和高精度的特点；

3、本发明的楔形空间物理场测量卫星构型所采用的箱框式主承力结构和内桁架多框梁式构型，结构空间利用率高，有效减轻了结构重量，提升了卫星承载能力，与同等箱板式构型相比减重约20％；

4、本发明的楔形空间物理场测量卫星构型所采用的楔形气动外形，降低了卫星飞行时的气动阻力，其升力体构型极大地增加了卫星寿命；

5、本发明的楔形空间物理场测量卫星构型所采用的楔形扩展舱结构，其两侧固定翼太阳电池阵安装基板，增加了太阳电池片布片面积，提高了体装太阳电池阵可靠性；

6、本发明的楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法，由于采用了新型的碳-碳复合材料、碳纤维复合材料、陶瓷基复合材料、钛合金材料和轻质铝合金材料，提高了卫星磁洁净水平，降低了卫星剩磁矩；

7、本发明的楔形空间物理场测量卫星装配方法所采用的碳-碳接头和桁架结构，表面导电性能极好，结合装配时的多种接地方法，卫星电洁净水平得到了明显提高；

8、本发明的楔形空间物理场测量卫星构型及装配方法所采用的无冲击铰链，增加了展开锁定阻尼，降低了外杆组件在展开时的冲击力。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显。

图1为本发明楔形空间物理场测量卫星构型的爆炸图；

图2为本发明楔形空间物理场测量卫星平台服务舱的爆炸图；

图3为本发明楔形空间物理场测量卫星扩展舱的爆炸图；

图4为本发明楔形空间物理场测量卫星构型的伸展杆组件爆炸图；

图5为本发明楔形空间物理场测量卫星构型的发射状态图；

图6为本发明楔形空间物理场测量卫星构型的飞行状态图；

图7为本发明楔形空间物理场测量卫星构型的装配流程图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

实施例

本实施例中，本发明的一种楔形空间物理场测量卫星构型，介绍如下：包括平台服务舱、楔形扩展舱、伸展杆组件、无冲击铰链、双固定翼太阳电池阵、矢量磁力仪、标量磁力仪、热离子成像仪、朗缪尔探针；所述平台服务舱内埋于楔形扩展舱，形成箱框式轻量化主承力结构；所述楔形扩展舱为内桁架与箱板结合，形成桁架支撑的双翼固定太阳阵构型；所述伸展杆组件与无冲击铰链组合，形成大角度展开承载结构；所述矢量磁力仪与标量磁力仪安装于伸展杆组件上；所述热离子成像仪与朗缪尔探针为辅助测量装置，安装于平台服务舱外。

接下来对本发明进行详细的描述。

本发明的目的是提供一种楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法，本发明研制的楔形空间物理场测量卫星构型适用于长期在轨运行，降低了卫星飞行的大气阻力，延长了卫星在轨服役时间。

本发明涉及的一种200kg级楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法，卫星包括平台服务舱、楔形扩展舱、伸展杆组件、矢量磁力仪、标量磁力仪、朗缪尔探针和热离子成像仪，平台服务舱内嵌于楔形扩展舱，伸展杆组件与平台服务舱顶板及楔形扩展舱相连接，矢量磁力仪与标量磁力仪安装于伸展杆组件，朗缪尔探针和热离子成像仪安装于平台服务舱，卫星为内桁架主承力结构与箱板式舱体结合，形成桁架支撑的双固定翼太阳电池阵构型，星箭对接环与平台服务舱底板相连，楔形扩展舱斜面安装低冲击锁紧解锁机构。

平台服务舱采用箱板隔框式承力筒结构，包括中心圆柱框架式承力筒、服务舱底板、服务舱中板、服务舱顶板、服务舱上舱隔板、服务舱下舱隔板和服务舱各侧板，各相邻的侧板之间及侧板与上下隔板之间通过钛合金螺钉连接；楔形扩展舱采用内桁架箱板式结构，包括楔形扩展舱多框梁式桁架、扩展舱顶板、扩展舱中层板、扩展舱隔板、扩展舱上侧板、扩展舱斜侧板、扩展舱左侧板、扩展舱右侧板、扩展舱左翼基板、扩展舱右翼基板，各框架通过碳-碳复合材料接头连接，顶板、侧板、隔板之间通过螺钉与多框梁式桁架相连接，扩展舱左翼基板和扩展舱右翼基板均与扩展舱上侧板成45°角。

本发明采用基于气动减阻技术和电洁净与磁洁净技术的构型布局设计方法，研制了一种楔形空间物理场测量卫星构型，经展开试验及力学试验验证满足运载火箭发射要求，能够适应地球磁场测量的需要。

请同时参阅图1至图6，一种楔形空间物理场测量卫星构型，包括平台服务舱1、楔形扩展舱2、伸展杆组件3、无冲击铰链302、双固定翼太阳电池阵217、218，体装太阳电池阵219、矢量磁力仪306、标量磁力仪307、朗缪尔探针112、热离子成像仪113；所述平台服务舱1内嵌于楔形扩展舱2，形成箱框式轻量化主承力结构；所述楔形扩展舱2为内桁架与箱板结合，形成桁架支撑的双翼固定太阳阵构型；所述内杆组件301、外杆组件303与无冲击铰链302组合，形成大角度展开伸展杆组件3；星敏感器305、矢量磁力仪306、标量磁力仪307安装于伸展杆组件3之上，形成指向精度和状态保持精度较高的构型；所述朗缪尔探针112与热离子成像仪113安装于平台服务舱1外。

进一步地，本发明平台服务舱采用箱板隔框式承力筒结构，所述平台服务舱1还包括中心圆柱框架式承力筒111、服务舱底板108、服务舱中板103、服务舱顶板101、服务舱上隔板102、服务舱下隔板106和服务舱各侧板104、105、109、110，各相邻的侧板之间及侧板与上下隔板之间通过钛合金螺钉连接。

进一步地，本发明楔形扩展舱采用内桁架箱板式结构，所述楔形扩展舱2还包括楔形扩展舱多框梁式桁架200、扩展舱顶板201、扩展舱中层板208、扩展舱隔板206、扩展舱上侧板204、扩展舱斜侧板209、扩展舱左侧板207、扩展舱右侧板205、扩展舱左翼基板203、扩展舱右翼基板202，各框架通过碳-碳复合材料接头连接，顶板、侧板、隔板、左翼基板和右翼基板之间通过螺钉与多框梁式桁架相连接，扩展舱左翼基板和扩展舱右翼基板均与扩展舱上侧板成45°角。

进一步地，本发明伸展杆组件采用T800型碳纤维绕制而成，所述伸展杆组件包括内杆组件301、外杆组件303、无冲击铰链302，其中内杆组件301长2700mm，外杆组件303长2300mm，伸展杆组件的内杆组件301与外杆组件303通过无冲击铰链302连接，铰链展开极限角度为180°。

根据本发明较佳实施例所述的卫星构型，本发明所述楔形卫星构型外观尺寸为5560mm×1930mm×1020mm，星体主结构尺寸即不含伸展杆组件和突出物的尺寸为3175mm×1930mm×800mm。

根据本发明较佳实施例所述的卫星构型，本发明所述平台服务舱框架式承力筒111采用轻质镁铝合金材料，平台服务舱1的各板为轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板，平台服务舱1外形尺寸为800mm×800mm×600mm。

根据本发明较佳实施例所述的卫星构型，本发明所述楔形扩展舱多框梁式桁架200为碳-碳复合材料接头与T700型碳纤维复合材料绕制而成的方杆型材对接而成，扩展舱中层板208、隔板206和各侧板204、205、207为轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板，扩展舱顶板201和斜侧板209为硅基防热陶瓷层涂覆的铝蜂窝层合板，扩展舱2外整体形尺寸为3175mm×1930mm×800mm。

根据本发明较佳实施例所述的卫星构型，本发明所述伸展杆组件3为矩形截面空心筒，采用T800型高强度碳纤维树脂基复合材料，内杆组件301与外杆组件303截面尺寸相同，内杆组件301与外杆组件303的空心筒内两端及中部分别布置有轻质铝合金加强埋件。

根据本发明较佳实施例所述的卫星构型，本发明所述扩展舱左翼基板203和右翼基板202上用于铺设空间太阳能电池阵及其电路。

参考图7所示流程图，本发明另提供一种楔形空间物理场测量卫星的总装方法，包括：

步骤1，平台服务舱的装配，包括：

A1：星箭连接环107安装到平台服务舱底板；

A2：框架承力筒安装到平台服务舱底板；

A3：下隔板安装到服务舱底板并与框架承力筒相连；

A4：服务舱中板与框架承力筒和下隔板连接；

A5：上隔板安装到服务舱中板并与框架承力筒相连；

A6：服务舱顶板与上隔板和框架承力筒顶部连接；

A7：装配平台服务舱各侧板形成平台服务舱。

步骤2，在装配平台服务舱的同时可进行扩展舱的装配，包括：

B1：将1#～6#框通过接头装配；

B2：1#～4#竖梁、1#～2#边梁装配到1#框，且2#框装配到1#～4#竖梁、1#～2#边梁；

B3：5#～6#竖梁、3#～4#边梁、1#～2#斜梁通过接头装配到2#框，且3#框装配到1#～6#竖梁、1#～4#边梁、1#～2#斜梁与1#～2#框的组合体；

B4：7#～8#竖梁、5#～6#边梁、3#～4#斜梁通过接头装配到3#框，且4#框214装配到1#～8#竖梁、1#～6#边梁、1#～4#斜梁与1#～3#框的组合体；

B5：9#～10#竖梁、7#～8#边梁、5#～6#斜梁通过接头装配到4#框，且5#框装配到1#～10#竖梁、1#～8#边梁、1#～6#斜梁与1#～4#框的组合体；

B6：11#～12#竖梁、9#～10#边梁、7#～8#斜梁通过接头装配到5#框，且6#框216装配到1#～12#竖梁、1#～10#边梁、1#～8#斜梁与1#～5#框的组合体；

B7：将扩展舱顶板安装到6#框；

B8：将扩展舱中层板安装到4#框；

B9：将扩展舱隔板安装到2#框与3#框之间形成扩展舱。

进一步地，平台服务舱和扩展舱均装配完成后，进行后续装配，包括：

步骤3，C1：平台服务舱装配到扩展舱；具体操作如下：在步骤1和步骤2的基础上，将平台服务舱1内嵌于楔形扩展舱2的1#框211和2#框212之间，并与1#框211、2#框212以及1#竖梁～4#竖梁通过钛合金螺钉进行多点连接，形成的组合体为竖直姿态，并以星箭连接环107固定在地面工装上；

步骤4，C2：伸展杆组件安装到平台服务舱和扩展舱组合体；具体操作如下，在步骤三的基础上，内杆组件301通过底部法兰装配于平台服务舱顶板101，同时3#框213、5#框215上的固定座221与内杆组件301通过对敲螺钉连接，扩展舱顶板201上安装的对接耳片222将内杆组件头部的连接座304固定，无冲击铰链302带压缩弹簧一端与内杆组件头部连接座304固定，铰链另一端与外杆组件303连接；

步骤5，将扩展舱各板安装到位，包括：

C3：依次将扩展舱上侧板、斜侧板安装到扩展舱；

C4：依次将扩展舱左、右侧板安装到扩展舱；

C5：依次将扩展舱左、右翼基板安装到扩展舱；

C6：安装锁紧解锁组件到扩展舱斜板将外杆组件锁紧；即，扩展舱斜侧板209上安装3个锁紧解锁机构4、5、6，再将外杆组件303通过锁紧解锁机构4、5、6的锁紧绳套连接到扩展舱斜侧板209上；

步骤6，有效载荷的装配，包括：

C7：安装矢量磁力仪、标量磁力仪、星敏感器到外杆组件；

C8，安装朗缪尔探针、热离子成像仪到平台服务舱；

步骤7，C9：装配太阳电池阵到扩展舱上侧板、左翼基板、右翼基板，完成卫星构型。

综上所述，本发明的楔形空间物理场测量卫星构型所采用的箱框式主承力结构和内桁架多框梁式构型，结构空间利用率高，有效减轻了结构重量，提升了卫星承载能力，与同等箱板式构型相比减重约20％；本发明的楔形空间物理场测量卫星构型所采用的楔形气动外形，降低了卫星飞行时的气动阻力，其升力体构型极大地增加了卫星寿命；本发明的楔形空间物理场测量卫星构型所采用的楔形扩展舱结构，其两侧固定翼太阳电池阵安装基板，增加了太阳电池片布片面积，提高了体装太阳电池阵可靠性；本发明的楔形空间物理场测量卫星构型及其装配方法，由于采用了新型的碳-碳复合材料、碳纤维复合材料、陶瓷基复合材料、钛合金材料和轻质铝合金材料，提高了卫星磁洁净水平，降低了卫星剩磁矩；本发明的楔形空间物理场测量卫星装配方法所采用的碳-碳接头和桁架结构，表面导电性能极好，结合装配时的多种接地方法，卫星电洁净水平得到了明显提高；本发明的楔形空间物理场测量卫星构型及装配方法所采用的无冲击铰链，增加了展开锁定阻尼，降低了外杆组件在展开时的冲击力；本发明的楔形空间物理场测量卫星构型适用于长期在轨运行,降低了卫星飞行的大气阻力，延长了卫星在轨服役时间；本发明的楔形空间物理场测量卫星构型可以应用于低地球轨道空间物理场测量卫星、微重力试验卫星、对地遥感卫星等，卫星具有磁洁净、电洁净、长寿命和高精度的特点。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种楔形空间物理场测量卫星构型，其特征在于，包括：平台服务舱、楔形扩展舱、伸展杆组件、无冲击铰链、双固定翼太阳电池阵、矢量磁力仪、标量磁力仪、热离子成像仪、朗缪尔探针；所述平台服务舱内埋于楔形扩展舱，形成箱框式轻量化主承力结构；所述楔形扩展舱为内桁架与箱板结合，形成桁架支撑的双翼固定太阳阵构型；所述伸展杆组件与无冲击铰链组合，形成大角度展开承载结构；所述矢量磁力仪与标量磁力仪安装于伸展杆组件上；所述热离子成像仪与朗缪尔探针为辅助测量装置，安装于平台服务舱外。

2.如权利要求1所述的楔形空间物理场测量卫星构型，其特征是，还包括安装在伸展杆组件上的三头星敏感器，所述三头星敏感器分别设置在三个安装面，且三头星敏感器光轴在空间中两两成60°角。

3.如权利要求1所述的楔形空间物理场测量卫星构型，其特征是，所述平台服务舱采用箱板隔框式承力筒结构，包括中心圆柱框架式承力筒、服务舱底板、服务舱中板、服务舱顶板、服务舱上舱隔板、服务舱下舱隔板和服务舱各侧板，各相邻的侧板之间及侧板与上下隔板之间通过钛合金螺钉连接。

4.如权利要求1所述的楔形空间物理场测量卫星构型，其特征是，所述楔形扩展舱采用内桁架箱板式结构，包括楔形扩展舱多框梁式桁架、扩展舱顶板、扩展舱中层板、扩展舱隔板、扩展舱上侧板、扩展舱斜侧板、扩展舱左侧板、扩展舱右侧板、扩展舱左翼基板、扩展舱右翼基板，各框架通过碳-碳复合材料接头连接，顶板、侧板、隔板之间通过螺钉与所述楔形扩展舱多框梁式桁架相连接，扩展舱左翼基板和扩展舱右翼基板均与扩展舱上侧板成45°角。

5.如权利要求1所述的楔形空间物理场测量卫星构型，其特征是，所述伸展杆组件采用T800型碳纤维绕制而成，包括内杆组件、外杆组件、无冲击铰链，伸展杆组件的内杆组件与外杆组件通过无冲击铰链连接，铰链展开极限角度为180°。

6.如权利要求1所述的楔形空间物理场测量卫星构型，其特征是，所述楔形卫星构型外观尺寸为5560mm×1930mm×1020mm，星体主结构尺寸即不含伸展杆组件和突出物的尺寸为3175mm×1930mm×800mm。

7.如权利要求1所述的楔形空间物理场测量卫星构型，其特征是，所述平台服务舱框架式承力筒为轻质镁铝合金材料，所述平台服务舱的各箱板为轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板，平台服务舱整体外形尺寸为800mm×800mm×600mm。

8.如权利要求1所述的楔形空间物理场测量卫星构型，其特征是，所述楔形扩展舱的多框梁式桁架为碳-碳复合材料接头与T700型碳纤维复合材料绕制而成的方杆型材对接而成，扩展舱中层板、隔板和各侧板为轻质耐用铝蜂窝复合材料夹层板，扩展舱顶板和斜板为硅基防热陶瓷层涂覆的铝合金蒙皮铝蜂窝层合板，扩展舱外整体形尺寸为3175mm×1930mm×800mm。

9.如权利要求1所述的楔形空间物理场测量卫星构型，其特征是，所述伸展杆组件为矩形截面空心筒，采用T800型高强度碳纤维树脂基复合材料，内杆组件与外杆组件截面尺寸相同，内杆组件与外杆组件的空心筒内两端及中部分别布置有轻质铝合金加强埋件。

10.一种楔形空间物理场测量卫星构型的装配方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1，将星箭连接环、平台服务舱底板、框架式承力筒、下隔板、中板、上隔板、平台服务舱顶板、平台服务舱各侧板依次装配形成平台服务舱；

步骤2，将扩展舱1#框-6#框依次与1#竖梁-12#竖梁、1#边梁-10#边梁、1#斜梁-8#斜梁通过复合材料接头拼接，形成扩展舱多框梁式桁架，在此基础上安装扩展舱中层板、隔板、顶板，形成开放式扩展舱；

步骤3，在步骤1和步骤2的基础上，将平台服务舱内嵌于扩展舱；

步骤4，将由内杆组件、无冲击铰链和外杆组件组成的伸展杆组件装配到平台舱和扩展舱组合体上；

步骤5，将扩展舱上侧板、左侧板、有侧板、左翼基板、右翼基板、斜板安装到扩展舱多框梁式桁架上，并在侧板上安装锁紧解锁机构使外杆组件压紧；

步骤6，装配矢量磁力仪、标量磁力仪、星敏感器到外杆组件，装配朗缪尔探针、热离子成像仪到平台服务舱；

步骤7，在扩展舱上侧板、左翼基板、右翼基板上装配太阳电池阵。