CN114408215B - 一种适用于快速机动超稳成像的卫星构型 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种适用于快速机动超稳成像的卫星构型，该卫星构型包括：构型本体、太阳翼、相机、星上设备、贮箱、控制力矩陀螺组和发动机组。所述构型本体为不等边六棱柱八面体；所述构型本体包括平台舱和载荷舱。本申请提供的卫星构型结构稳固、布局紧凑、转动惯量小、总装操作便捷，可以解决现有技术中无法满足卫星快速机动稳定成像需求的技术问题。

Description

一种适用于快速机动超稳成像的卫星构型

技术领域

本申请涉及航天器技术领域，尤其涉及一种适用于快速机动超稳成像的卫星构型。

背景技术

快速机动超稳成像卫星配备的高分辨率相机、大扭矩的控制力矩陀螺和大容量的贮箱，体积和重量较大。采用典型的箱板式卫星平台，会占用星内很大的空间。为了安装这些设备以及其他星上设备，一般需要将卫星设计成平台舱(服务舱)、载荷舱和推进舱三个舱段进行布置，结果导致卫星结构的体积和重量都较大，占用了较多的整流罩空间和运载能力。另外，在卫星设计过程中，控制力矩陀螺组需要满足一定的构型，如五棱锥构型，一般安装在卫星底板上，要有一个很大的安装半径，这样做的结果导致卫星要么外形尺寸变得很大，要么需要单独增加一个舱段来布置。而无论是增加卫星外形尺寸，还是增加一个舱段，都会导致结构和整星转动惯量变大，不利于卫星的快速机动能力；另外，在卫星总装和测试过程中，对于尺寸较大的结构板上的设备，从结构板一侧进行设备装拆、电缆插接、热控实施等操作时，会因操作对象距离太远而很难操作。同时，在整个研制过程，设备需要多次换装，相邻结构板如果都有设备，处于交界处的设备可能因为够不到，不得不将整板拆卸下来再安装，这样就会导致多次开合板，增加了操作难度和工作量，进而严重影响工期。

目前，在中国发明专利号为CN201910750005.9，发明名称为敏捷卫星构型的专利中提出一种新的卫星构型，该构型包括推进舱、服务舱、载荷舱。推进舱用于放置贮箱，服务舱放置星上设备，载荷舱通过一个支架来安装相机、激光终端、天线等载荷。但是该构型与相机、激光终端、天线、贮箱等载荷的结构形式和数量相关性较强，对于其它结构形式或数量的相机、贮箱等载荷不完全适用，而且载荷舱的支架部分占用了较多星上空间却没有布置设备，该舱段空间利用率不高，无法满足卫星快速机动稳定成像的需求。因此，亟需要开发一种结构稳固、布局紧凑、转动惯量小、总装操作便捷的构型，满足卫星快速机动稳定成像的需求。

发明内容

本申请解决的技术问题是：针对现有技术中无法满足卫星快速机动稳定成像的需求。本申请提供了一种适用于快速机动超稳成像的卫星构型，本申请实施例所提供的方案中，以中心承力筒与周围的侧板组合作为主承力结构，用于承载相机、控制力矩陀螺组、贮箱等大型载荷，使得在相同体积的情况下，承载性能优于箱板式构型，结构更稳固。

第一方面，本申请实施例提供一种适用于快速机动超稳成像的卫星构型，该卫星构型包括：构型本体、太阳翼、相机、星上设备、贮箱、控制力矩陀螺组和发动机组；其中，所述构型本体包括平台舱和载荷舱；所述平台舱包括贮箱支架、中心承力筒、平台底板和多块平台隔板；所述载荷舱包括载荷舱底板和载荷舱顶板；平台舱和载荷舱共用所述载荷舱底板以及多块侧板；所述平台底板与中心承力筒下端框外边框相连，贮箱支架与中心承力筒下端框内边框相连，载荷舱底板下平面与中心承力筒上端框相连，多块平台隔板处于载荷舱底板与平台底板之间，顶面分别与载荷舱底板相连，底面分别与平台底板相连，内侧面与中心承力筒相连，外侧面与侧板相连；多块侧板设置于载荷舱顶板与平台底板之间；所述太阳翼与所述侧板连接；所述相机穿过所述载荷舱底板上的通孔，并通过安装螺母与所述中心承力筒上端框上的托板螺母连接；所述星上设备设置于平台底板、多块平台隔板、载荷舱底板、载荷舱顶板、部分侧板上；所述贮箱安装在贮箱支架上，所述贮箱一部分处于所述中心承力筒的内部，一部分处于所述中心承力筒的外部；所述控制力矩陀螺组通过支架安装在中心承力筒侧壁上；所述发动机组安装在平台底板上。

可选地，所述多块侧板包括：三块宽侧板和三块窄侧板，其中，所述宽侧板和所述窄侧板均为长方体，所述宽侧板高度小于所述窄侧板，且所述宽侧板宽度大于所述窄侧板。

可选地，所述三块宽侧板和三块窄侧板以间隔方式设置于载荷舱顶板与平台底板之间，且相邻两块侧板以侧面相连的方式围绕所述中心承力筒一圈。

可选地，每块宽侧板上端与载荷舱顶板底面相连，中间与载荷舱底板侧面相连，下端与平台底板侧面相连；每块窄侧板上端与载荷舱顶板侧面相连，中间与载荷舱底板侧面相连，下端与平台底板侧面相连。

可选地，所述载荷舱底板安装于所述相机的中间位置，以所述载荷舱底板安装位置为基准，所述相机中所述载荷舱底板与下端面之间的部分伸入到所述中心承力筒内部。

可选地，所述平台底板、所述载荷舱底板、所述载荷舱顶板均为不等边六棱柱八面体，其中，所述不等边六棱柱八面体的顶面和底面均包括三条长边和三条短边，其中，所述长边的长度大于所述短边，且所述长边和所述短边间隔排布。

可选地，所述多块平台隔板包括三块平台隔板；其中，所述三块平台隔板与所述三块宽侧板相对设置，且围绕中心承力筒呈“品”字形布局。

可选地，包括三组所述太阳翼，每一组太阳翼与一块所述宽侧板连接，且所述三组太阳翼相对于中心承力筒呈“品”字形布局。

可选地，还包括：三个星敏感器，所述三个星敏感器设置于所述相机上，且所述三个星敏感器相对于所述相机呈“品”字形布局。

可选地，所述三块窄侧板分别与三个星敏感器的位置相对应，且开设有穿舱口，以供星敏感器伸出星体。

可选地，所述三组太阳翼与所述三个星敏感器相对于所述中心承力筒的中心轴间隔布局。

可选地，所述中心承力筒侧壁为碳纤维蒙皮，上端框和下端框为铝合金材料。

可选地，所述平台底板和所述载荷舱顶板为碳纤维蒙皮-铝蜂窝夹层面板。

可选地，所述平台隔板、所述载荷舱底板、所述多个侧板均为铝蒙皮-铝蜂窝夹层面板。

可选地，贮箱支架为镁合金材料。

与现有技术相比，本申请实施例至少具有如下有益效果：

1、本申请实施例所提供的方案中，以中心承力筒与周围的侧板组合作为主承力结构，用于承载相机、控制力矩陀螺组、贮箱等大型载荷，使得在相同体积的情况下，承载性能优于箱板式构型，结构更稳固。

2、在本申请实施例所提供的方案中，相机与贮箱共用中心承力筒内部空间，同时将控制力矩陀螺组布置在中心承力筒四周，使得布局紧凑，空间利用率高。

3、本申请实施例所提供的方案中，以相机、贮箱、控制力矩陀螺组和中心承力筒组成的组合体为中心，围绕组合体在窄侧板以外的结构板上安装星上设备，与现有三个舱段的构型相比，减少了一个舱段，大大减小了结构和整星的重量和转动惯量；另外，没有在窄侧板上安装星上设备，在整星总装过程中，对于与窄侧板相邻的宽侧板上的星上设备，可以从宽侧板的两侧进行安装，而对于面积较大的平台底板、载荷舱底板和载荷舱顶板，可以从三个方向操作，有效降低了整星总装操作难度，减少了研制过程中开合板次数，节省了大量人力、物力和时间。

附图说明

图1为本申请实施例所提供的一种适用于快速机动超稳成像的卫星构型的示意图；

图2为本申请实施例所提供的一种适用于快速机动超稳成像的卫星构型的示意图；

图3为本申请实施例所提供的一种相机与载荷舱顶板之间的位置关系图。

附图中：1-构型本体；2-太阳翼；3-相机；4-星上设备；5-贮箱；6-控制力矩陀螺组；7-发动机组；8-平台舱；9-载荷舱；10-贮箱支架；11-中心承力筒；12-平台底板；13-多块平台隔板；14-载荷舱底板；15-载荷舱顶板；16-侧板；161-宽侧板；162-窄侧板；17-支架。

具体实施方式

本申请实施例提供的方案中，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本申请保护的范围。

为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本申请技术方案做详细的说明，应当理解本申请实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。

参见图1和图2。在图1和图2中，该卫星构型包括：构型本体1、太阳翼2、相机3、星上设备4、贮箱5、控制力矩陀螺组6和发动机组7；其中，所述构型本体1包括平台舱8和载荷舱9；所述平台舱8包括贮箱支架10、中心承力筒11、平台底板12和多块平台隔板13；所述载荷舱9包括载荷舱底板14和载荷舱顶板15；平台舱8和载荷舱9共用所述载荷舱底板14以及多块侧板16；所述平台底板12与中心承力筒11下端框外边框相连，贮箱支架10与中心承力筒11下端框法兰相连，载荷舱底板14下平面与中心承力筒11上端框相连，多块平台隔板13处于载荷舱底板14与平台底板12之间，顶面分别与载荷舱底板14相连，底面分别与平台底板12相连，内侧面与中心承力筒11相连，外侧面与侧板16相连；多块侧板16设置于载荷舱顶板15与平台底板12之间；所述太阳翼2与所述侧板16连接；所述相机3穿过所述载荷舱底板14上的通孔，并通过安装螺母与所述中心承力筒11上端框上的托板螺母连接；所述星上设备4设置于平台底板12、多块平台隔板13、载荷舱底板14、载荷舱顶板15、侧板16上；所述贮箱5安装在贮箱支架10上，所述贮箱5一部分处于所述中心承力筒11的内部，一部分处于所述中心承力筒11的外部；所述控制力矩陀螺组6通过支架17安装在中心承力筒11侧壁上；所述发动机组7安装在平台底板12上。

具体的，参见图1和图2构型本体1包括两个舱，分别为平台舱8和载荷舱9。在平台舱8中布置内部中空的中心承力筒11，将相机3布置在中心承力筒11上方，贮箱5布置在中心承力筒11下方。平台舱8和载荷舱9共用所述载荷舱底板14以及多块侧板16。另外，在平台舱8设置贮箱支架10、中心承力筒11、平台底板12和多块平台隔板13；在载荷舱9设置载荷舱底板14和载荷舱顶板15。作为举例，平台底板12与中心承力筒11下端框外法兰相连，贮箱支架10与中心承力筒11下端框内法兰相连，载荷舱底板14下平面与中心承力筒11上端框相连。

另外，在一种可能实现的方式中，所述多块侧板16包括：三块宽侧板161和三块窄侧板162，其中，所述宽侧板161和所述窄侧板162均为长方体，所述宽侧板161高度小于所述窄侧板162，且所述宽侧板161宽度大于所述窄侧板162。

在一种可能实现的方式中，所述三块宽侧板161和三块窄侧板162以间隔方式设置于载荷舱顶板15与平台底板12之间，且相邻两块侧板16以侧面相连的方式围绕所述中心承力筒11一圈。

在一种可能实现的方式中，每块宽侧板161上端与载荷舱顶板15底面相连，中间与载荷舱底板14侧面相连，下端与平台底板12侧面相连；每块窄侧板162上端与载荷舱顶板15侧面相连，中间与载荷舱底板14侧面相连，下端与平台底板12侧面相连。

在一种可能实现的方式中，所述平台底板12、所述载荷舱底板14、所述载荷舱顶板15均为不等边六棱柱八面体，其中，所述不等边六棱柱八面体的顶面和底面均包括三条长边和三条短边，其中，所述长边的长度大于所述短边，且所述长边和所述短边间隔排布。

作为举例，构型本体1为不等边六棱柱八面体，构型本体1的每边对应一个侧板16，且相邻两边所对应的侧板不同，即三块宽侧板161和三块窄侧板162以间隔方式设置，且相邻两块侧板16以侧面相连的方式围绕所述中心承力筒11一圈。另外，宽侧板161与窄侧板162均设置于载荷舱顶板15与平台底板12之间；具体的，多块平台隔板13处于载荷舱底板14与平台底板12之间，顶面分别与载荷舱底板14相连，底面分别与平台底板12相连，内侧面与中心承力筒11相连，外侧面分别与三块宽侧板161相连；所述宽侧板161除与平台隔板相连外，上部与载荷舱顶板15相连，中间与载荷舱底板14相连，下部与平台底板12相连，侧边通过角条与相邻侧板相连；载荷舱顶板15底面放置在三块宽侧板161之上，上下连接；三块窄侧板162上部与载荷舱顶板15侧面连接，中间与载荷舱底板14相连，下部与平台底板12相连。

为了便于理解上述宽侧板161与窄侧板162与构型本体1的边之间的关系，下面以距离的形式对其进行简要说明。

例如，按照顺时针顺序，构型本体1包括的六条边分别为边1、边2、边3、边4、边5以及边6，其中，边1、边2、边3、边4、边5以及边6的侧边依次连接围绕中心承力筒11一圈。这六条边对对应的六块侧板16分别为：边1对应宽侧板161、边2对应窄侧板162、边3对应宽侧板161、边4对应窄侧板162、边5对应宽侧板161、边6对应窄侧板162。

进一步，由于载荷舱顶板15与平台底板12之间不同位置的间距相同，宽侧板161承载载荷舱顶板15，而窄侧板162与载荷舱顶板15侧面贴合，故宽侧板161高度小于窄侧板162，窄侧板162与宽侧板161的高度之差等于载荷舱顶板15厚度。另外，所述宽侧板161宽度大于所述窄侧板162，所述宽侧板161厚度大于或等于所述窄侧板162，以减轻卫星构型的重量。

进一步，在本申请实施例所提供的方案中，太阳翼2通过铰链用螺钉安装在宽侧板161上，太阳翼2可以绕铰链转动，相对宽侧板161展开或者收拢，相机3采用螺钉安装在载荷舱底板上，星上设备采用螺钉安装在除窄侧板162以外的结构板上，贮箱5采用螺钉安装在贮箱支架10上，控制力矩陀螺组6通过支架18采用螺钉安装在中心承力筒11侧壁上，发动机组7采用螺钉安装在平台底板12上。另外，贮箱支架10采用螺钉连接在中心承力筒11内法兰上，平台底板12采用螺钉安装在中心承力筒11外法兰上，平台隔板13通过L形角条(图中未标注)采用螺钉与中心承力筒11侧壁相连，同时，平台隔板13上侧面、下侧面、外侧面内部嵌有带螺纹的埋块(图中未标注)，分别采用螺钉与载荷舱底板14、平台底板12、宽侧板161连接，载荷舱顶板15、平台底板12和载荷舱底板14六个侧面内部均嵌有带螺纹的埋块，分别采用螺钉与宽侧板161和窄侧板162上部、中部、下部的三排安装孔相连，宽侧板161与相邻的窄侧板162通过V形角条(图中未标注)采用螺钉连接。另外，为增加载荷舱顶板15连接强度和刚度，在载荷舱顶板15和宽侧板161、窄侧板162之间设计有撑杆(图中未标注)；以及为增加贮箱支架10连接强度和刚度，在贮箱支架10与中心承力筒11内侧桁条之间设计有拉杆(图中未标注)。

进一步，在本申请实施例所提供的方案中，星上设备4设置于平台底板12、多块平台隔板13、载荷舱底板14、载荷舱顶板15、侧板16上。作为举例，星上设备4中的全部或绝大部分设置于平台底板12、多块平台隔板13、载荷舱底板14、载荷舱顶板15和三块宽侧板161上，没有或极少设置于三块窄侧板162上。

本申请实施例所提供的方案中，以相机3、贮箱5、控制力矩陀螺组6和中心承力筒组成11的组合体为中心，围绕组合体在窄侧板162以外的结构板上安装星上设备4，与现有三个舱段的构型相比，减少了一个舱段，大大减小了结构和整星的重量和转动惯量；另外，没有在窄侧板162上安装星上设备4，在整星总装过程中，对于与窄侧板162相邻的宽侧板161上的星上设备4，可以从宽侧板161的两侧进行安装，而对于面积较大的平台底板12、载荷舱底板14和载荷舱顶板15，可以从三个方向操作，有效降低了整星总装操作难度，减少了研制过程中开合板次数，节省了大量人力、物力和时间。

进一步，在本申请实施例所提供的方案中，为了使得卫星构型布局紧凑、空间利用率高，在一种可能实现的方式中，所述载荷舱底板14安装于所述相机3的中间位置，以所述载荷舱底板14安装位置为基准，所述相机3中所述载荷舱底板14与下端面之间的部分伸入到所述中心承力筒11内部。

作为举例，将相机3的一部分通过载荷舱底板14以及载荷舱顶板15设置于载荷舱9中，另一部分设置于中心承力筒11内部。将贮箱5一部分布置在中心承力筒11内部，一部分布设在中心承力筒11外部。即相机3可与贮箱5共用中心承力筒11内部空间，同时将控制力矩陀螺组6布置在中心承力筒11四周。具体的，参见图3，为本申请实施例提供的一种相机与载荷舱顶板之间的位置关系图。

在本申请实施例所提供的方案中，相机3与贮箱5共用中心承力筒内部空间，同时将控制力矩陀螺组6布置在中心承力筒11四周，使得布局紧凑，空间利用率高。

进一步，在本申请实施例所提供的方案中，为了使得卫星构型布局紧凑、空间利用率高，在一种可能实现的方式中，所述多块平台隔板13包括三块平台隔板13；其中，所述三块平台隔板13与所述三块宽侧板161相对设置，且围绕中心承力筒11呈“品”字形布局。

进一步，在本申请实施例所提供的方案中，在一种可能实现的方式中，该卫星构型包括三组所述太阳翼2，每一组太阳翼2与一块所述宽侧板161连接，且所述三组太阳翼2相对于中心承力筒11呈“品”字形布局。

进一步，在本申请实施例所提供的方案中，为了使得覆盖全范围，在一种可能实现的方式中，该卫星构型还包括：三个星敏感器18，所述三个星敏感器18设置于所述相机3上，且所述三个星敏感器18相对于所述相机3呈“品”字形布局。

进一步，在本申请实施例所提供的方案中，在一种可能实现的方式中，所述三块窄侧板162分别与三个星敏感器18的位置相对应，且开设有穿舱口，以供星敏感器18伸出星体。

进一步，在本申请实施例所提供的方案中，在一种可能实现的方式中，所述三组太阳翼2与所述三个星敏感器18相对于所述中心承力筒11的中心轴间隔布局。

进一步，在本申请实施例所提供的方案中，在一种可能实现的方式中，所述中心承力筒11侧壁为碳纤维蒙皮，上端框和下端框为铝合金材料。

进一步，在本申请实施例所提供的方案中，在一种可能实现的方式中，所述平台底板12和所述载荷舱顶板15为碳纤维蒙皮-铝蜂窝夹层面板。

进一步，在本申请实施例所提供的方案中，在一种可能实现的方式中，所述平台隔板13、所述载荷舱底板14、所述多个侧板16均为铝蒙皮-铝蜂窝夹层面板。

进一步，在本申请实施例所提供的方案中，在一种可能实现的方式中，贮箱支架10为镁合金材料。

具体的，在本申请实施例所提供的方案中，中心承力筒11采用围成一周的碳纤维桁条组成，通过螺钉与上端框、下端框相连，形成一个框架结构，碳纤维蒙皮通过铆钉与框架连接作为侧壁。贮箱支架10采用整块镁合金板材机加成型，在保证强度和刚度的同时，具有比铝合金、钛合金等材料较轻的质量。

在本申请实施例所提供的方案中，以中心承力筒11与周围的侧板16组合作为主承力结构，用于承载相机3、控制力矩陀螺组6、贮箱5等大型载荷，使得在相同体积的情况下，承载性能优于箱板式构型，结构更稳固。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (12)

1.一种适用于快速机动超稳成像的卫星构型，其特征在于，包括：构型本体(1)、太阳翼(2)、相机(3)、星上设备(4)、贮箱(5)、控制力矩陀螺组(6)和发动机组(7)；其中，

所述构型本体(1)包括平台舱(8)和载荷舱(9)；所述平台舱(8)包括贮箱支架(10)、中心承力筒(11)、平台底板(12)和多块平台隔板(13)；所述载荷舱(9)包括载荷舱底板(14)和载荷舱顶板(15)；平台舱(8)和载荷舱(9)共用所述载荷舱底板(14)以及多块侧板(16)；所述平台底板(12)与中心承力筒(11)下端框外边框相连，贮箱支架(10)与中心承力筒(11)下端框内边框相连，载荷舱底板(14)下平面与中心承力筒(11)上端框相连，多块平台隔板(13)处于载荷舱底板(14)与平台底板(12)之间，顶面分别与载荷舱底板(14)相连，底面分别与平台底板(12)相连，内侧面与中心承力筒(11)相连，外侧面与侧板(16)相连；多块侧板(16)设置于载荷舱顶板(15)与平台底板(12)之间；

所述太阳翼(2)与所述侧板(16)连接；所述相机(3)穿过所述载荷舱底板(14)上的通孔，并通过安装螺母与所述中心承力筒(11)上端框上的托板螺母连接；

所述星上设备(4)设置于平台底板(12)、多块平台隔板(13)、载荷舱底板(14)、载荷舱顶板(15)、部分侧板(16)上；

所述贮箱(5)安装在贮箱支架(10)上，所述贮箱(5)一部分处于所述中心承力筒(11)的内部，一部分处于所述中心承力筒(11)的外部；所述控制力矩陀螺组(6)通过支架(17)安装在中心承力筒(11)侧壁上；所述发动机组(7)安装在平台底板(12)上；

具体地，所述多块侧板(16)包括：三块宽侧板(161)和三块窄侧板(162)，其中，所述宽侧板(161)和所述窄侧板(162)均为长方体，所述宽侧板(161)高度小于所述窄侧板(162)，且所述宽侧板(161)宽度大于所述窄侧板(162)；所述三块宽侧板(161)和三块窄侧板(162)以间隔方式设置于载荷舱顶板(15)与平台底板(12)之间，且相邻两块侧板(16)以侧面相连的方式围绕所述中心承力筒(11)一圈；每块宽侧板(161)上端与载荷舱顶板(15)底面相连，中间与载荷舱底板(14)侧面相连，下端与平台底板(12)相侧面连；每块窄侧板(162)上端与载荷舱顶板(15)侧面相连，中间与载荷舱底板(14)侧面相连，下端与平台底板(12)侧面相连。

2.如权利要求1所述的卫星构型，其特征在于，所述载荷舱底板(14)安装于所述相机(3)的中间位置，以所述载荷舱底板(14)安装位置为基准，所述相机(3)中所述载荷舱底板(14)与下端面之间的部分伸入到所述中心承力筒(11)内部。

3.如权利要求2所述的卫星构型，其特征在于，所述平台底板(12)、所述载荷舱底板(14)、所述载荷舱顶板(15)均为不等边六棱柱八面体，其中，所述不等边六棱柱八面体的顶面和底面均包括三条长边和三条短边，其中，所述长边的长度大于所述短边，且所述长边和所述短边间隔排布。

4.如权利要求3所述的卫星构型，其特征在于，所述多块平台隔板(13)包括三块平台隔板(13)；其中，所述三块平台隔板(13)与所述三块宽侧板(161)相对设置，且围绕中心承力筒(11)呈“品”字形布局。

5.如权利要求4所述的卫星构型，其特征在于，包括三组所述太阳翼(2)，每一组太阳翼(2)与一块所述宽侧板(161)连接，且所述三组太阳翼(2)相对于中心承力筒(11)呈“品”字形布局。

6.如权利要求5所述的卫星构型，其特征在于，还包括：三个星敏感器(18)，所述三个星敏感器(18)设置于所述相机(3)上，且所述三个星敏感器(18)相对于所述相机(3)呈“品”字形布局。

7.如权利要求6所述的卫星构型，其特征在于，所述三块窄侧板(162)分别与三个星敏感器(18)的位置相对应，且开设有穿舱口，以供星敏感器(18)伸出星体。

8.如权利要求7所述的卫星构型，其特征在于，所述三组太阳翼(2)与所述三个星敏感器(18)相对于所述中心承力筒(11)的中心轴间隔布局。

9.如权利要求1～8任一项所述的卫星构型，其特征在于，所述中心承力筒(11)侧壁为碳纤维蒙皮，上端框和下端框为铝合金材料。

10.如权利要求1～8任一项所述的卫星构型，其特征在于，所述平台底板(12)和所述载荷舱顶板(15)为碳纤维蒙皮-铝蜂窝夹层面板。

11.如权利要求1～8任一项所述的卫星构型，其特征在于，所述平台隔板(13)、所述载荷舱底板(14)、所述多个侧板(16)均为铝蒙皮-铝蜂窝夹层面板。

12.如权利要求1～8任一项所述的卫星构型，其特征在于，贮箱支架(10)为镁合金材料。