CN115837987A - 一种支持在轨组装的模块化可重构卫星平台 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，包括：推进舱、服务舱、载荷舱、柔性太阳翼、离子推力器、机械臂和可展开热辐射器；推进舱、服务舱和载荷舱依次串联，构成卫星平台的舱段部分；离子推力器安装在推进舱南北侧；柔性太阳翼安装在服务舱南北侧，四组机械臂安装在服务舱东西侧；可展开热辐射器安装在载荷舱侧面。本发明所述的支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，采用模块化设计、接口标准化设计，解决了一体化卫星各子系统间的物理嵌套问题，从而支持在轨组装、在轨维护，并可基于分批发射、在轨组装方式形成功能完整的卫星。

Description

一种支持在轨组装的模块化可重构卫星平台

技术领域

本发明属于航天技术领域，尤其涉及一种支持在轨组装的模块化可重构卫星平台。

背景技术

可在轨组装卫星由多个外形尺寸相同的同构模块(各模块功能均相同)或异构模块(各模块功能不同)组成，以模块化设计为基础，具有通用接口标准和标准模块库，能针对不同任务通过快速组合完成设计，使用公共平台标准，有即插即用功能，可独立进行升级、重构、增加、移除或交换，并能在多次任务中重复使用。模块化可重构卫星具有组织方式灵活、维修操作方便、适应性强等优点，可有效提高空间系统的可维修性，降低空间系统建设成本，满足空间应用的多任务需求。

国际上对模块化可重构卫星的研究由来已久。1980年美国研制了由多任务模块化卫星(MMS)组装的太阳峰年探测卫星。2002年，NASA的戈达德空间飞行中心(GSFC)提出了空间探索的“MARS”(Modular,Adaptive,Reconfigurable System)概念,并于2004年应用于月球轨道器的设计。2007年，美国国防部高级研究计划局(DARPA)推出了发展面向未来的快速、灵活、自由飞行、组合型航天器(Future、Fast、Flexible、Free-Flying、Fractionated)的F6项目，并将其作为“快速响应空间计划”的重点项目。同一时期，日本东京大学提出了可重构空间系统概念，该系统由细胞卫星和在轨服务机器人组成。细胞卫星实现遥感、通信等功能，由多个类似于积木的细胞单元组成，具有可重构的体系架构。德国柏林工业大学在德国航空航天研究院的支持下开展了iBOSS项目的研究。该项目的重点在于将传统卫星平台分解为多个相同的建造块，每个建造块包含特定功能，采取标准化设计，由空间机械臂完成在轨组装，集成为所需的空间系统。2013年诺斯罗普·格鲁曼公司完成了首个模块化航天器(MSV)总线的组装、集成和测试，标志着其功能测试工作已经完成，MSV是首个实现模块化、快速可重构的航天器。

综上所述，模块化可重构卫星平台应采用模块化设计，支持在轨组装、重构，可在轨维修和接受服务，这对卫星平台构型提出了全新的要求。传统的卫星平台构型设计，包括箱板式、承力筒式或桁架式等，都是封闭式一体化构型，不能适应模块化可重构要求。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，采用模块化设计、接口标准化设计，解决了一体化卫星各子系统间的物理嵌套问题，从而支持在轨组装、在轨维护，并可基于分批发射、在轨组装方式形成功能完整的卫星。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，包括：推进舱、服务舱、载荷舱、柔性太阳翼、离子推力器、机械臂和可展开热辐射器；

推进舱、服务舱和载荷舱依次串联，构成卫星平台的舱段部分；

离子推力器安装在推进舱南北侧；

柔性太阳翼安装在服务舱南北侧，四组机械臂安装在服务舱东西侧；

可展开热辐射器安装在载荷舱侧面。

在上述支持在轨组装的模块化可重构卫星平台中，推进舱为主承力结构，结构形式为桁架式结构；服务舱、载荷舱均为箱板式结构；推进舱与服务舱之间采用6个硬点连接，可满足单舱独立部装、独立吊装以及独立总装的需求；星箭对接面采用点分离解锁装置。

在上述支持在轨组装的模块化可重构卫星平台中，推进舱，包括：主承力构架、推进舱周边结构板、上框架、两个氧箱、两个燃箱、两个氙气瓶、两个氦气瓶和推进舱标准模块；

主承力构架，包括：对接环、主隔板、4块斜隔板和背地板；其中，主隔板和4块斜隔板交错排列，布置在背地板上，并通过对接环固定；

推进舱周边结构板，包括：推进舱南板、推进舱北板、推进舱东板和推进舱西板；其中，推进舱南板、推进舱北板、推进舱东板和推进舱西板分别设置在主承力构架的南侧、北侧、东侧和西侧；

上框架设置在主承力构架顶部，以保持推进舱周边结构板支撑；

两个氧箱、两个燃箱、两个氙气瓶布置于对接环上，并通过主隔板和4块斜隔板隔开；两个氧箱、两个燃箱、两个氙气瓶的顶部通过拉杆与两舱接头连接；两个氦气瓶安装在背地板上；推进舱标准模块和离子推力器安装在推进舱南北板外表面。

在上述支持在轨组装的模块化可重构卫星平台中，

主隔板采用梁板复合技术，杆与板共用空间；其中，杆采用高模量复合材料制备，以形成平面桁架体系，传递绝大部分载荷；板采用蜂窝板夹芯板便于安装设备及推进管路，以匹配刚度较高的桁架杆系及其与接头连接局部的高应力区域；

斜隔板采用梁板复合结构，整体形状为倒梯型，内含一个桁架单元；斜隔板在桁架杆系所组成的封闭区域内布置有减轻孔；斜隔板在内埋杆区域及接头区域采用外贴加强蒙皮手段进行加强设计，以合理分散应力避免局部应力集中；斜隔板杆件端部内衬垫块，以实现与斜隔板的一次固化成型及与其他部件的连接；

背地板，包括：外背地板(1031)和内背地板(1032)；其中，内背地板(1032)位于外背地板(1031)的中心，两个氦气瓶安装在外背地板(1031)上；

对接环为圆形，横截面形状为工字型。

在上述支持在轨组装的模块化可重构卫星平台中，服务舱采用箱板式结构，包括：服务舱周边结构板、服务舱上板、服务舱中板、服务舱下板、服务舱隔板和服务舱标准模块；

服务舱上板、服务舱中板、服务舱下板和服务舱隔板构成“艹”字形结构；其中，“艹”字形结构底部与推进舱连接；

服务舱周边结构板，包括：服务舱东板、服务舱西板、服务舱南板和服务舱北板；其中，服务舱东板、服务舱西板、服务舱南板和服务舱北板分别设置在“艹”字形结构的东侧、西侧、南侧和北侧；

服务舱东西板为开敞式结构，用于实现平台服务单元模块存储、抓取移动及更换；

服务舱南北板外表面、服务舱内部东西隔板上安装服务舱标准模块；其中，服务舱南板北板外表面布置60个服务舱标准模块，舱内布置64个服务舱标准模块；

服务舱南北板外表面通过标准接口安装柔性太阳翼；

服务舱东西板外表面配置两套机械臂匹配在轨组装操作作业需求。

在上述支持在轨组装的模块化可重构卫星平台中，载荷舱，包括：载荷舱分配器、载荷舱对接器和载荷舱标准模块；其中，载荷舱主结构为舱板嵌套桁架式的载荷舱分配器，载荷舱分配器下端南北两侧安装有载荷舱对接器；载荷舱对接器以箱板式为主，内部采用桁架杆件及接头胶接为整体。

在上述支持在轨组装的模块化可重构卫星平台中，

载荷舱分配器，用于在发射状态下提供载荷舱标准模块的安装接口；

载荷舱对接器，用于在卫星在轨展开后提供载荷舱标准模块的安装接口。

在上述支持在轨组装的模块化可重构卫星平台中，在发射状态下，载荷舱分配器上布置4个标准载荷单元、2组可展开热辐射器，一个地敏功能模块，一个测控天线功能模块；在轨后，载荷舱对接器支持在轨可组装扩展，形成“十字”型在轨构型。

在上述支持在轨组装的模块化可重构卫星平台中，柔性太阳翼、离子推力器、机械臂和可展开热辐射器采用模块化设计，并与平台采用标准化接口连接，支持可更换与维修。

在上述支持在轨组装的模块化可重构卫星平台中，

柔性太阳翼采用圆形柔性翼，展开状态直径15米，收拢状态高5109.2mm，宽1402.1mm；

服务舱东西侧上各安装一副10米、一副4米机械臂，两幅机械臂可串联，实现模块的在轨抓取、更换；

载荷舱东西侧各设置一组可展开热辐射器，一组可展开热辐射器包括4块热辐射板，采用类似太阳翼的折叠结构，压紧与载荷舱东西侧面上；

四组离子推力器通过标准模块安装于推进舱南北板外表面下边缘，离子推力器通过两轴机构与推进舱标准模块连接，发射状态下，压紧在推进舱南北板外表面。

本发明具有以下优点：

(1)本发明公开了一种支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，采用分舱化和模块化设计，卫星分为推进舱、服务舱、载荷舱等3个舱段，推进舱为标准化承力平台，服务舱和载荷舱采用模块化设计，实现卫星可重构并支持在轨组装。

(2)本发明公开了一种支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，以桁架式推进舱为主承力结构，并通过硬点与服务舱连接，连接界面标准化，同时适应服务舱模块化设计。

(3)本发明公开了一种支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，服务舱采用箱板式结构和标准模块配置，结构空间利用率高，同时部分开敞式结构便于模块的抓取和移动，从而实现服务舱可重构，支持在轨功能扩展和维修。

(4)本发明公开了一种支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，载荷舱采用舱板嵌套桁架式载荷分配器和载荷标准模块配置，一方面降低结构质量，提升结构强度并兼顾安装接口，另一方面提供充分的载荷标准模块配置空间；载荷分配器成对称结构，便于根据任务需求在轨组装载荷模块单元实现载荷规模的灵活扩展。

(5)本发明公开了一种支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，以标准模块作为卫星服务舱和载荷舱的基本组成单元，模块采用标准接口与平台或其他模块连接，具备灵活组装能力，实现了卫星平台和载荷的可重构。

附图说明

图1是本发明实施例中一种支持在轨组装的模块化可重构卫星平台的分解示意图；

图2是本发明实施例中一种推进舱的构型示意图；

图3是本发明实施例中一种对接环的结构示意图；

图4是本发明实施例中一种斜隔板的结构示意图；

图5是本发明实施例中一种背地板的结构示意图；

图6是本发明实施例中一种两舱接头位置的连接示意图；

图7是本发明实施例中一种服务舱的构型示意图；

图8是本发明实施例中一种服务舱的分解示意图；

图9是本发明实施例中一种载荷舱的构型示意图；

图10是本发明实施例中一种载荷分配器的桁架示意图；

图11是本发明实施例中一种太阳翼展开状态的示意图；

图12是本发明实施例中一种太阳翼收拢包络状态的示意图；

图13是本发明实施例中一种太阳翼及其展开机构的构型示意图；

图14是本发明实施例中一种机械臂的组成示意图；

图15是本发明实施例中一种可展开热辐射器收拢状态的示意图；

图16是本发明实施例中一种可展开热辐射器展开状态的示意图；

图17是本发明实施例中一种发射状态下离子推力器的示意图；

图18是本发明实施例中一种在轨状态下离子推力器的示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。

本发明的核心思想之一在于：突破传统卫星构型设计的局限，提供了一种支持在轨组装、在轨更换维护的模块化可重构卫星平台构型，通过采用模块化设计、接口标准化设计，解决一体化卫星各子系统间的物理嵌套，进而支持在轨组装、在轨维护，并可基于分批发射、在轨组装方式形成功能完整的GEO大型卫星。

如图1，在本实施例中，该支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，包括：推进舱1、服务舱2、载荷舱3、柔性太阳翼4、离子推力器5、机械臂6和可展开热辐射器7。其中，推进舱1、服务舱2和载荷舱3依次串联，构成卫星平台的舱段部分；离子推力器5安装在推进舱1南北侧；柔性太阳翼4安装在服务舱2南北侧，四组机械臂6安装在服务舱2东西侧；可展开热辐射器7安装在载荷舱3侧面。

在本实施例中，推进舱1为主承力结构，结构形式为桁架式结构；服务舱2、载荷舱3均为箱板式结构；推进舱1与服务舱2之间采用6个硬点连接，可满足单舱独立部装、独立吊装以及独立总装的需求；星箭对接面采用点分离解锁装置。

下面对推进舱1、服务舱2、载荷舱3、柔性太阳翼4、离子推力器5、机械臂6和可展开热辐射器7的结构分别进行详细说明。

推进舱

在本实施例中，如图2，推进舱1具体可以包括：主承力构架、推进舱周边结构板、上框架108、两个氧箱、两个燃箱、两个氙气瓶、两个氦气瓶和推进舱标准模块。进一步的，主承力构架具体可以包括：对接环、主隔板101、4块斜隔板102和背地板103；推进舱周边结构板具体可以包括：推进舱南板104、推进舱北板105、推进舱东板106和推进舱西板107。

主隔板101和4块斜隔板102交错排列，布置在背地板103上，并通过对接环固定。推进舱南板104、推进舱北板105、推进舱东板106和推进舱西板107分别设置在主承力构架的南侧、北侧、东侧和西侧。上框架108设置在主承力构架顶部，以保持推进舱周边结构板支撑。两个氧箱、两个燃箱、两个氙气瓶布置于对接环上，并通过主隔板101和4块斜隔板102隔开；两个氧箱、两个燃箱、两个氙气瓶的顶部通过拉杆与两舱接头连接；两个氦气瓶安装在背地板103上；推进舱标准模块和离子推力器5安装在推进舱南北板外表面。

主承力构架为推进舱中三组“W”型平面桁架组成的三维桁架承力体系，包括对接环、主隔板101、4块斜隔板102和背地板103。三组平面桁架可以满足运载对卫星的基频要求，且可以提供相对较多数量的两舱连接点，便于适应不同类型有效载荷。平面桁架的下端节点与对接环连接，上端节点分别形成中心接头及两舱接头。

如图3所示，对接环为圆形，横截面形状为工字型。在桁架节点与对接环连接局部共六处及贮箱与对接环连接局部共六处，为传递承受较大集中载荷，法兰厚度作加厚。在集中传力点局部，对接环上法兰需要适当加宽以适应桁架节点连接需要。

主隔板101采用梁板复合技术，杆与板共用空间，杆采用高模量复合材料制备，以形成平面桁架体系，传递绝大部分载荷；板采用蜂窝板夹芯板便于安装设备及推进管路，以匹配刚度较高的桁架杆系及其与接头连接局部的高应力区域。

斜隔板102采用梁板复合结构，整体形状为倒梯型，内含一个桁架单元；斜隔板在桁架杆系所组成的封闭区域内布置有减轻孔；斜隔板在内埋杆区域及接头区域采用外贴加强蒙皮手段进行加强设计，以合理分散应力避免局部应力集中。斜隔板杆件端部内衬垫块，以实现与斜隔板的一次固化成型及与其他部件中心接头、两舱接头、对接环接头的连接。

如图5所示，背地板103具体可以包括：外背地板1031和内背地板1032。其中，内背地板1032位于外背地板1031的中心，两个氦气瓶安装在外背地板1031上。

推进舱顶部的6个“硬点”为推进舱与任何类型载荷舱的机械接口位置。通过设计6个两舱接头实现两舱连接，将服务舱的力学载荷传递到推进舱。为改善结构板力学环境，两舱其余位置结构板可选择连接，如图6所示。

服务舱

如图7，服务舱2采用箱板式结构，具体可以包括：服务舱周边结构板、服务舱上板201、服务舱中板202、服务舱下板203、服务舱隔板204和服务舱标准模块。其中，服务舱上板201、服务舱中板202、服务舱下板203和服务舱隔板204构成“艹”字形结构，“艹”字形结构底部与与推进舱6个接头连接。服务舱周边结构板具体可以包括：服务舱东板205、服务舱西板206、服务舱南板207和服务舱北板208；服务舱东板205、服务舱西板206、服务舱南板207和服务舱北板208分别设置在“艹”字形结构的东侧、西侧、南侧和北侧。

优选的，服务舱东西板为开敞式结构，用于实现平台服务单元模块存储、抓取移动及更换。服务舱南北板外表面、服务舱内部东西隔板上安装服务舱标准模块；其中，服务舱南板北板外表面布置60个服务舱标准模块，舱内布置64个服务舱标准模块。服务舱南北板外表面通过标准接口安装柔性太阳翼。服务舱东西板外表面配置两套机械臂匹配在轨组装操作作业需求。

优选的，服务舱整体为结构板拼接而成，由10块结构板及部装直属件组成，服务舱分解图如图8所示。服务舱南北板安装较多设备，且有散热需求，外部安装服务舱标准模块、柔性太阳翼。服务舱南北隔板提供服务舱上板的纵向支撑以及服务舱上板南北板的横向支撑，安装存服务舱标准模块。服务舱+Y/-Y隔板提供服务舱上板的纵向支撑及服务舱东西板的横向支撑。服务舱中板202提供服务舱周边结构板的横向支撑与稳定，对上下舱提供封舱闭环。服务舱上板201、服务舱中板202、服务舱下板203提供服务舱周边结构板的横向支撑与稳定，对上、下舱提供封舱闭环。

载荷舱

如图9所示，载荷舱3具体可以包括：载荷舱分配器301、载荷舱对接器302和载荷舱标准模块303。载荷舱3主结构为舱板嵌套桁架式的载荷舱分配器301，载荷舱分配器301下端南北两侧安装有载荷舱对接器302。

优选的，载荷舱分配器301，用于在发射状态下提供载荷舱标准模块的安装接口；载荷舱对接器302，用于在卫星在轨展开后提供载荷舱标准模块的安装接口。在发射状态下，载荷舱分配器301上布置4个标准载荷单元、2组可展开热辐射器，一个地敏功能模块，一个测控天线功能模块；在轨后，载荷舱对接器支持在轨可组装扩展，形成“十字”型在轨构型。

优选的，为了降低卫星结构质量提升结构强度并兼顾安装接口，载荷舱对接器302以箱板式为主，内部采用桁架杆件及接头胶接为整体，如图10所示。

大部件布局

柔性太阳翼4、离子推力器5、机械臂6和可展开热辐射器7等星外大部件同样采用采用模块化设计，并与平台采用标准化接口连接，支持可更换与维修。

优选的，柔性太阳翼4采用圆形柔性翼，展开状态直径15米，收拢状态高5109.2mm，宽1402.1mm，如图11、12所示。考虑转动与在轨展开的载荷模块避让，太阳翼臂长约18m，考虑到运载包络的要求，需要控制太阳翼展开机构的厚度，设计了由5根杆系组成的展开机构，并设置五处压紧点，如图13所示。太阳翼在推进舱、服务舱南板与北板上，压紧装置设置在标准模块单元上，在其上安装支撑结构，结构应为压紧点提供良好的力学环境。

优选的，服务舱2东西侧上各安装一副10米、一副4米机械臂，两幅机械臂可串联，实现模块的在轨抓取、更换，如图14所示。

优选的，载荷舱3东西侧各设置一组可展开热辐射器7，一组可展开热辐射器包括4块热辐射板，采用类似太阳翼的折叠结构，压紧与载荷舱3东西侧面上，如图15所示。可展开热辐射器展开状态如图16所示，可以保障首发星平台及四个载荷模块的散热需求，后续12个载荷模块的散热由载荷模块自带辐射器进行。

优选的，四组离子推力器5通过标准模块安装于推进舱南北板外表面下边缘，离子推力器5通过两轴机构与推进舱标准模块连接，发射状态下，压紧在推进舱南北板外表面，如图17所示；在轨状态下，离子推力器5通过双轴机构转动到目标位置，如图18所示。

在上述实施例的基础上，应用本发明的技术，对某模块化可重构卫星平台进行构型设计，具体如下：

某模块化可重构卫星平台分为3个舱段：推进舱、服务舱和载荷舱。推进舱南北侧安装离子推力器，服务舱南北侧安装柔性太阳翼、东西侧安装四组机械臂；载荷舱安装可展开热辐射器。

推进舱

推进舱的基本尺寸为：2700mm(X)×2700mm(Y)×1878mm(Z)，由主承力构架和周边的结构板组成，推进舱顶部为上框架。其中，主承力构架由对接环、主隔板、4块斜隔板及背地板组成。对接环为圆形，横截面形状为工字型，柱段分度圆直径为1930mm，高度150mm。主隔板采用梁板复合技术，杆与板共用空间，杆采用高模量复合材料制备，板采用蜂窝板夹芯板。斜隔板采用梁板复合结构，整体形状为倒梯型，内含一个桁架单元。斜隔板及内埋杆系设计状态同主隔板，杆系两侧无单向加强板。在桁架杆系所组成的封闭区域内布置减轻孔。背地板由外背地板、内背地板组成。周边结构板由推进舱南板、推进舱北板、推进舱东板、推进舱西板等组成。4个贮箱、两个氙气瓶直接安装在对接环上，顶部通过拉杆与两舱接头连接。

服务舱

服务舱采用箱板式结构，基本尺寸为2700mm×2700mm×2300mm。服务舱内部为“艹”字形结构，“艹”字形底部与推进舱6个接头连接，顶部与对地板连接。服务舱整体为结构板拼接而成，共由10块结构板及部装直属件组成，结构板包括服务舱东板、服务舱西板、服务舱南板、服务舱北板、服务舱上板、服务舱中板、服务舱下板、服务舱南隔板、服务舱北隔板、服务舱+Y隔板和服务舱-Y隔板。服务舱东西板为开敞式结构。服务舱南北板外表面、服务舱内部东西隔板上安装标准功能模块，其中南北板外表面布置标准模块60个，舱内布置标准模块64个，南北板外表面通过标准接口安装离子推力器模块及太阳翼模块，服务舱东西板外表面有一副10米机械臂、一副4米高精度机械臂。

载荷舱

载荷舱由载荷舱分配器、载荷舱对接器等组成。载荷舱分配器为舱板嵌套桁架式结构，以箱板式为主，内部采用桁架杆件及接头胶接为整体，外形尺寸为1000mm×2700mm×3700mm。载荷舱分配器下端南北两侧安装载荷舱对接器，外形尺寸为2700mm×2700mm×1200mm。

柔性太阳翼

柔性太阳翼使用圆形柔性翼，展开状态直径15米，收拢状态高5109.2mm,宽1402.1mm。柔性太阳翼臂长约18m。柔性太阳翼展开机构由5根杆系组成，并设置五处压紧点。柔性太阳翼安装在推进舱、服务舱南板与北板上，压紧装置设置在标准模块单元上，在其上安装支撑结构。

机械臂

机械臂安装在服务舱东西面上，共配置四幅，东西侧各安装一副10米、一副4米机械臂，两幅机械臂可以串联。

可展开热辐射器

可展开热辐射器设置在载荷分配器东西两侧，共配置两组，一组包括4块热辐射板，采用类似太阳翼的折叠结构，压紧与载荷分配器东西面上，单块面板高2.5m，宽3m，面积7.5m²。

离子推力器

四组离子推力器通过标准模块安装于推进舱南北板外表面下边缘，离子推力器通过两轴机构与标准模块连接，发射状态下，压紧在南北板外表面，在轨状态下，通过双轴机构转动到目标位置。

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。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，其特征在于，包括：推进舱(1)、服务舱(2)、载荷舱(3)、柔性太阳翼(4)、离子推力器(5)、机械臂(6)和可展开热辐射器(7)；

推进舱(1)、服务舱(2)和载荷舱(3)依次串联，构成卫星平台的舱段部分；

离子推力器(5)安装在推进舱(1)南北侧；

柔性太阳翼(4)安装在服务舱(2)南北侧，四组机械臂(6)安装在服务舱(2)东西侧；

可展开热辐射器(7)安装在载荷舱(3)侧面。

2.根据权利要求1所述的支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，其特征在于，推进舱(1)为主承力结构，结构形式为桁架式结构；服务舱(2)、载荷舱(3)均为箱板式结构；推进舱(1)与服务舱(2)之间采用6个硬点连接，可满足单舱独立部装、独立吊装以及独立总装的需求；星箭对接面采用点分离解锁装置。

3.根据权利要求1所述的支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，其特征在于，推进舱(1)，包括：主承力构架、推进舱周边结构板、上框架(108)、两个氧箱、两个燃箱、两个氙气瓶、两个氦气瓶和推进舱标准模块；

主承力构架，包括：对接环、主隔板(101)、4块斜隔板(102)和背地板(103)；其中，主隔板(101)和4块斜隔板(102)交错排列，布置在背地板(103)上，并通过对接环固定；

推进舱周边结构板，包括：推进舱南板(104)、推进舱北板(105)、推进舱东板(106)和推进舱西板(107)；其中，推进舱南板(104)、推进舱北板(105)、推进舱东板(106)和推进舱西板(107)分别设置在主承力构架的南侧、北侧、东侧和西侧；

上框架(108)设置在主承力构架顶部，以保持推进舱周边结构板支撑；

两个氧箱、两个燃箱、两个氙气瓶布置于对接环上，并通过主隔板(101)和4块斜隔板(102)隔开；两个氧箱、两个燃箱、两个氙气瓶的顶部通过拉杆与两舱接头连接；两个氦气瓶安装在背地板(103)上；推进舱标准模块和离子推力器(5)安装在推进舱南北板外表面。

4.根据权利要求3所述的支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，其特征在于，

主隔板(101)采用梁板复合技术，杆与板共用空间；其中，杆采用高模量复合材料制备，以形成平面桁架体系，传递绝大部分载荷；板采用蜂窝板夹芯板便于安装设备及推进管路，以匹配刚度较高的桁架杆系及其与接头连接局部的高应力区域；

斜隔板(102)采用梁板复合结构，整体形状为倒梯型，内含一个桁架单元；斜隔板在桁架杆系所组成的封闭区域内布置有减轻孔；斜隔板在内埋杆区域及接头区域采用外贴加强蒙皮手段进行加强设计，以合理分散应力避免局部应力集中；斜隔板杆件端部内衬垫块，以实现与斜隔板的一次固化成型及与其他部件的连接；

背地板(103)，包括：外背地板(1031)和内背地板(1032)；其中，内背地板(1032)位于外背地板(1031)的中心，两个氦气瓶安装在外背地板(1031)上；

对接环为圆形，横截面形状为工字型。

5.根据权利要求1所述的支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，其特征在于，服务舱(2)采用箱板式结构，包括：服务舱周边结构板、服务舱上板(201)、服务舱中板(202)、服务舱下板(203)、服务舱隔板(204)和服务舱标准模块；

服务舱上板(201)、服务舱中板(202)、服务舱下板(203)和服务舱隔板(204)构成“艹”字形结构；其中，“艹”字形结构底部与推进舱连接；

服务舱周边结构板，包括：服务舱东板(205)、服务舱西板(206)、服务舱南板(207)和服务舱北板(208)；其中，服务舱东板(205)、服务舱西板(206)、服务舱南板(207)和服务舱北板(208)分别设置在“艹”字形结构的东侧、西侧、南侧和北侧；

服务舱东西板为开敞式结构，用于实现平台服务单元模块存储、抓取移动及更换；

服务舱南北板外表面、服务舱内部东西隔板上安装服务舱标准模块；其中，服务舱南板北板外表面布置60个服务舱标准模块，舱内布置64个服务舱标准模块；

服务舱南北板外表面通过标准接口安装柔性太阳翼(4)；

服务舱东西板外表面配置两套机械臂匹配在轨组装操作作业需求。

6.根据权利要求1所述的支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，其特征在于，载荷舱(3)，包括：载荷舱分配器(301)、载荷舱对接器(302)和载荷舱标准模块(303)；其中，载荷舱(3)主结构为舱板嵌套桁架式的载荷舱分配器(301)，载荷舱分配器(301)下端南北两侧安装有载荷舱对接器(302)；载荷舱对接器(302)以箱板式为主，内部采用桁架杆件及接头胶接为整体。

7.根据权利要求6所述的支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，其特征在于，

载荷舱分配器(301)，用于在发射状态下提供载荷舱标准模块的安装接口；

载荷舱对接器(302)，用于在卫星在轨展开后提供载荷舱标准模块的安装接口。

8.根据权利要求6所述的支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，其特征在于，在发射状态下，载荷舱分配器(301)上布置4个标准载荷单元、2组可展开热辐射器，一个地敏功能模块，一个测控天线功能模块；在轨后，载荷舱对接器支持在轨可组装扩展，形成“十字”型在轨构型。

9.根据权利要求1所述的支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，其特征在于，柔性太阳翼(4)、离子推力器(5)、机械臂(6)和可展开热辐射器(7)采用模块化设计，并与平台采用标准化接口连接，支持可更换与维修。

10.根据权利要求1所述的支持在轨组装的模块化可重构卫星平台，其特征在于，

柔性太阳翼(4)采用圆形柔性翼，展开状态直径15米，收拢状态高5109.2mm，宽1402.1mm；

服务舱(2)东西侧上各安装一副10米、一副4米机械臂，两幅机械臂可串联，实现模块的在轨抓取、更换；

载荷舱(3)东西侧各设置一组可展开热辐射器(7)，一组可展开热辐射器包括4块热辐射板，采用类似太阳翼的折叠结构，压紧与载荷舱(3)东西侧面上；

四组离子推力器(5)通过标准模块安装于推进舱南北板外表面下边缘，离子推力器(5)通过两轴机构与推进舱标准模块连接，发射状态下，压紧在推进舱南北板外表面。

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